ES2251713T3

ES2251713T3 - Procedidmiento y dispositivo para contrarrestar las vibraciones inducidas en una aeronave por funcionamiento en molinete de un soplante de un turborreactor.

Info

Publication number: ES2251713T3
Application number: ES04290636T
Authority: ES
Inventors: Francois Kubica; Dominique Briere
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2003-03-26
Filing date: 2004-03-09
Publication date: 2006-05-01
Anticipated expiration: 2024-03-09
Also published as: CA2460610A1; US7090172B2; DE602004000124D1; ATE306685T1; CA2460610C; FR2853094A1; EP1462900A1; EP1462900B1; DE602004000124T2; FR2853094B1; US20040245388A1

Abstract

Procedimiento que permite contrarrestar las vibraciones inducidas, en una aeronave (1) equipada con motores (5 a 8) del tipo turborreactor, debido al funcionamiento en molinete de al menos uno de los soplantes de dichos motores, comportando dicha aeronave un sistema de órdenes de vuelo eléctricas (17) que: - genera unas órdenes eléctricas de mando de vuelo (dZ, dY) destinadas a unos servomandos de vuelo (25A, 25B, 26A, 26B) aptos para accionar los timones de dicha aeronave; y - subordina dichos servomandos a dichas órdenes eléctricas de mando de vuelo, limitando el funcionamiento de dichos servomandos a una banda de frecuencias reducida, procedimiento según el cual: - se vigila la aparición de dichas vibraciones inducidas; y - en caso de detección de dichas vibraciones inducidas: . se calcula una orden eléctrica de mando adicional (äZ, äY) que, aplicada al servomando de al menos un timón, permita que éste se oponga a dichas vibraciones inducidas; . se suma la orden eléctrica de mando devuelo (dZ, dY) referente a dicho timón y dicha orden eléctrica de mando adicional (äZ, äY) para obtener una orden de mando global para dicho timón; y . se subordina temporalmente dicho servomando a dicha orden de mando global, permitiendo el funcionamiento de dicho servomando en una banda de frecuencias ampliada.

Description

Procedimiento y dispositivo para contrarrestar las vibraciones inducidas en una aeronave por funcionamiento en molinete de un soplante de un turborreactor.

La presente invención se refiere a un procedimiento que permite contrarrestar las vibraciones inducidas, en una aeronave equipada con turborreactores, por el funcionamiento en molinete de al menos uno de los soplantes de dichos turborreactores. Se refiere igualmente a un sistema de órdenes de vuelo eléctricas para aeronave que pone en práctica este procedimiento.

Es sabido que, cuando un turborreactor de aeronave se para en vuelo, por ejemplo tras la ruptura de una o varias paletas de su soplante, este último gira en rotación libre o autorrotación bajo el efecto del flujo de aire que penetra en dicho turborreactor. Este fenómeno se designa en aeronáutica de manera general bajo el término anglosajón de "windmilling" o por la expresión francesa de "fonctionnement en moulinet" (funcionamiento en molinete).

Dicho funcionamiento en molinete de un soplante induce y propaga, en la aeronave, unas vibraciones cuya frecuencia depende de la fase de vuelo, pero que está comprendida entre 5 y 15 Hz. Dichas vibraciones inducidas, por una parte, someten a la estructura de la aeronave y por lo tanto a la tripulación y los pasajeros, a unas distorsiones vibratorias importantes, y por otra parte, pueden hacer que resulten difíciles, sino imposibles, las tareas de pilotaje para el piloto que las padezca.

Para poder resistir estos esfuerzos vibratorios, la estructura de la aeronave, el mobiliario, los soportes, los ordenadores, los asientos, etc. deben ser reforzados, lo que incrementa en consecuencia el peso total de la aeronave. Cuando la aeronave tiene grandes dimensiones y está equipada con motores potentes, los refuerzos exigidos para resistir las vibraciones inducidas provocan un aumento de peso considerable de la aeronave, lo que perjudica las prestaciones de ésta. Además, dichos importantes refuerzos sólo se refieren a la resistencia mecánica de la estructura de la aeronave y no mejoran en nada las dificultades del pilotaje ni la incomodidad de los pasajeros y de la tripulación.

El objeto de la presente invención es remediar estos inconvenientes evitando un aumento exagerado del peso de la aeronave, permitiendo al mismo tiempo que el piloto de la aeronave pueda seguir desarrollando fácilmente las tareas de pilotaje.

Con este fin, la invención se refiere a un procedimiento que permita contrarrestar las vibraciones inducidas, en una aeronave equipada con motores del tipo turborreactor, mediante el funcionamiento en molinete de al menos uno de los soplantes de dichos motores, comportando dicha aeronave un sistema de órdenes de vuelo eléctricas que:

-: genere unas órdenes eléctricas de mandos de vuelo destinadas a los servomandos aptos para accionar los timones de dicha aeronave; y

-: subordine dichos servomandos a dichas órdenes eléctricas de mando de vuelo, limitando el funcionamiento de dichos servomandos a una banda de frecuencia reducida, usualmente del orden de 0 a 4 Hz,

procedimiento según el cual:

-: se vigila la aparición de dichas vibraciones inducidas; y

-: en caso de detección de dichas vibraciones inducidas:

\bullet: se calcule una orden eléctrica de mando adicional que, aplicada al servomando de al menos un timón, le permita contrarrestar dichas vibraciones inducidas; y

\bullet: se sume la orden eléctrica de mando de vuelo referente a dicho timón y dicha orden eléctrica de mando adicional para obtener una orden de mando global para dicho timón; y

\bullet: se subordine temporalmente dicho servomando a dicha orden de mando global, permitiendo el funcionamiento de dicho servomando en una banda de frecuencias ampliada, del orden de 0 a 15 Hz.

Así, según la invención, se interviene de modo activo contra las vibraciones inducidas por el funcionamiento en molinete de un soplante, y no solamente de modo pasivo, como se hacía hasta ahora, reforzando la estructura de la aeronave. De ello resulta que los refuerzos de estructura pueden ser menos importantes (lo que permite una ganancia de peso apreciable) y que las condiciones de pilotaje y de comodidad mejoren.

Se observará que la patente US-B1-6 416 017 describe ya un procedimiento y un sistema que permiten contrarrestar las vibraciones inducidas en una aeronave equipada con motores del tipo turborreactor y que comporte un sistema de órdenes de vuelo eléctricas que:

-: genere unas órdenes eléctricas de mando de vuelo destinadas a los servomandos aptos para accionar los timones de dicha aeronave; y

-: subordine dichos servomandos a dichas órdenes eléctricas de mando de vuelo, limitando el funcionamiento de dichos servomandos a una banda de frecuencias reducida,

procedimiento y sistema en los que:

-: se vigila la aparición de dichas vibraciones inducidas; y

-: en caso de detección de tales vibraciones inducidas:

\bullet: se calcule una orden eléctrica de mando adicional que, aplicada al servomando de al menos un timón, le permita oponerse a dichas vibraciones inducidas, y

\bullet: se sume la orden eléctrica de mando de vuelo referente a dicho timón y dicha orden eléctrica de mando adicional para obtener una orden de mando global para dicho timón.

Sin embargo, en esta patente anterior, las vibraciones inducidas son generadas por unos fenómenos exteriores, tales como ráfagas de viento y turbulencias y no por el funcionamiento de un soplante en molinete.

Por otra parte, es sabido que la técnica anterior, en lo que concierne a los servomandos utilizados a bordo de las aeronaves, consiste en hacer funcionar estas últimas dentro de una banda pasante de frecuencias cuyo limite superior sea 3 ó 4 Hz, siendo esta banda pasante compatible con las frecuencias controladas por los pilotos o por el piloto automático, en particular por consideraciones de fatiga y de duración de vida.

Por ejemplo, la patente FR 2 672 028 describe un sistema que permite mejorar el comportamiento en temblor de una aeronave. Este sistema comporta un filtro pasabandas que permite limitar el campo de las frecuencias controladas en una banda comprendida entre 1 Hz-4Hz.

Pero ocurre, como ya se ha mencionado más arriba, que las vibraciones inducidas por el funcionamiento en molinete de al menos un soplante son más elevadas y se sitúan entre 5 y 15 Hz.

Es por lo tanto imposible que los timones de la aeronave controlen los movimientos vibratorios generados por un funcionamiento en molinete.

Sin embargo, si se examinan los servomandos usuales, se constata que su husillo puede funcionar a unas frecuencias de al menos 15 Hz y que la fijación de dichos servomandos a una banda de frecuencias reducida se realiza en los bucles de subordinación, que los controlan y que se implantan en un ordenador de mando de vuelo, filtrando las órdenes de mando y fijando su ganancia de subordinación a valores reducidos.

Por esto, según la presente invención, cuando se detecte el fenómeno de funcionamiento en molinete, se calculará la orden (la orden eléctrica de mando adicional) que haya que dirigir al servomando de un timón para que éste contrarreste los efectos vibratorios de este fenómeno y se desembridará temporalmente dicho servomando para que pueda funcionar excepcional y temporalmente con frecuencias superiores a estas frecuencias de funcionamiento usuales y así obedezca a dicha orden adicional.

Se observará que, cuando se produce el funcionamiento en molinete de un soplante a bordo de una aeronave, el objetivo del piloto es aterrizar lo más rápidamente posible, con el fin de que pueda reparar o cambiar el motor parado, antes de reanudar cualquier vuelo. Así, la aeronave, en la cual el funcionamiento en molinete haya sido contrarrestado según la presente invención, sólo volará poco tiempo con subordinación desembridada ampliada, de modo que el impacto sobre la fatiga de los servomandos será insignificante.

Se observará asimismo que la orden eléctrica adicional encargada de contrarrestar dichas vibraciones inducidas no sustituye a la orden de mando de vuelo, sino que se suma a esta última yuxtaponiéndose a la misma ya que sus campos de frecuencia (5-15 Hz para una y 0-3 Hz para la otra) son diferentes. Así, no se modifica el pilotaje de la aeronave por la puesta en práctica del procedimiento según la presente invención.

Ventajosamente, se obtiene la detección de dichas vibraciones inducidas mediante mediciones acelerométricas en al menos un punto de la aeronave. De preferencia, cada uno de estos puntos está cerca de un motor, ya que es el soplante de uno de éstos que corre el riesgo de ser la fuente de dichas vibraciones. En estas mediciones acelerométricas, se examinan aquellas cuya frecuencia esté comprendida entre 5 Hz y 15 Hz (campo de frecuencias característica de un funcionamiento en molinete) y se compara la amplitud de estas últimas con un umbral predeterminado, representativo de dichas vibraciones inducidas. Se determina de preferencia dicho umbral a partir del modelo aeroelástico modificado específico de dicha aeronave y de dichos motores, como se explica a continuación.

Por otra parte, para calcular dicha orden eléctrica de mando adicional, se efectúan igualmente mediciones acelerométricas, representativas de dichas vibraciones inducidas, en al menos un emplazamiento de dicha aeronave y se determina dicha orden eléctrica de mando adicional a partir de relaciones preestablecidas que, para cada aceleración en dicho emplazamiento, son aptas para emitir una tal orden eléctrica de mando adicional.

Ventajosamente, estas relaciones preestablecidas proceden igualmente de dicho modelo aeroelástico modificado.

Es sabido que el modelo aeroelástico específico de una aeronave indica, entre otras informaciones, por una parte, la amplitud, la frecuencia y la fase de las vibraciones generadas en el fuselaje de la aeronave en función de las aceleraciones soportadas por este último al nivel de cada motor y, por otra parte, la amplitud, la frecuencia y las fases de las vibraciones generadas en el fuselaje de la aeronave por las sacudidas alternativas de cada timón. El constructor de la aeronave calcula usualmente de forma teórica dicho modelo aeroelástico.

Por otra parte, el constructor de un turborreactor de aeronave determina, de modo usual, por cálculo, el modelo de funcionamiento en molinete del soplante de dicho turborreactor, indicando la amplitud, la frecuencia y la fase de las vibraciones generadas en la aeronave, en el emplazamiento de dicho turborreactor, por un tal funcionamiento en molinete.

Por esto, al combinar estos dos modelos, se obtiene un modelo aeroelástico modificado que permita establecer dichas relaciones que determinan la orden que haya que dirigir a un timón para contrarrestar las vibraciones generadas en un emplazamiento de la aeronave por el funcionamiento en molinete de un soplante de motor.

Naturalmente, este modelo aeroelástico modificado es puramente teórico y eventualmente, es ventajoso completarlo y/o mejorarlo de modo experimental, por ejemplo en los vuelos de prueba.

De lo que antecede, se comprenderá fácilmente que dicho modelo aeroelástico modificado permite igualmente determinar dicho umbral de amplitud, que sirva para detectar la aparición de dichas vibraciones inducidas.

En un modo de puesta en práctica del procedimiento según la invención, referente a una aeronave que comporte al menos dos pares de timones simétricos (alerones, "flaps", timones de profundidad,...), pilotados por una orden de mando de vuelo vertical y por una orden de mando de vuelo lateral (es decir horizontal y ortogonal al eje longitudinal de dicha aeronave):

-: se calcula una primera orden eléctrica de mando adicional apta para contrarrestar el componente vertical de dichas vibraciones inducidas en dicho emplazamiento;

-: se calcula una segunda orden eléctrica de mando adicional apta para contrarrestar la componente lateral de dichas vibraciones inducidas en dicho emplazamiento;

-: se suman dicha orden eléctrica de mando de vuelo vertical y dicha primera orden eléctrica de mando adicional para obtener una primera orden de mando global;

-: se suman dicha orden de mando de vuelo lateral y dicha segunda orden eléctrica de mando adicional para obtener una segunda orden de mando global;

-: se subordinan a dicha primera orden de mando global, en común, los servomandos de los dos timones simétricos de uno de dichos pares, de modo que estos timones se desplacen de modo simétrico en el mismo sentido; y

-: se subordinan a dicha segunda orden de mando global, en común, los servomandos de los dos timones simétricos del otro de dichos pares, de modo que estos últimos timones se desplacen de forma antisimétrica en sentidos opuestos.

La presente invención se refiere además a un sistema de órdenes de vuelo eléctricas que pone en práctica el procedimiento anteriormente descrito.

Según la invención, el sistema de órdenes de vuelo eléctricas para una aeronave, que esté equipada con motores, del tipo turborreactor, que comporten cada uno un soplante apto para funcionar en molinete en caso de parada de dicho motor en vuelo, generando dicho sistema, para los timones de dicha aeronave, las órdenes eléctricas de mando que estén dirigidas a los servomandos respectivos aptos para accionar dichos timones a través de medios de subordinación que limiten el funcionamiento de dichos servomandos a una banda de frecuencias reducida, usualmente del orden de 0 a 4 Hz, comporta:

-: unos medios de detección de la aparición de las vibraciones inducidas en la aeronave por el funcionamiento en molinete de al menos uno de dichos soplantes;

-: unos medios de medición de dichas vibraciones inducidas en al menos un emplazamiento de dicha aero- nave;

-: al menos una tabla en la cual están registradas las relaciones preestablecidas entre las vibraciones inducidas en dicho emplazamiento y la orden que hay que dirigir a al menos un timón para contrarrestan dichas vibraciones inducidas;

-: unos medios de cálculo, conectados a dichos medios de medición y a dicha tabla, para generar una orden eléctrica adicional de mando que, aplicada al menos a dicho timón, sea apta para contrarrestar dichas vibraciones inducidas al menos en dicho emplazamiento de dicha aeronave;

-: unos medios de suma que permitan combinar, en una orden de mando global para dicho timón, dicha orden eléctrica de mando que se refiera a éste y dicha orden eléctrica adicional de mando; y

-: unos medios para subordinar temporalmente dicho servomando a dicha orden global, que permitan el funcionamiento de dicho servomando en una banda de frecuencias ampliada, del orden de 0 a 15 Hz.

Dichos medios de detección y dichos medios de medición comportan acelerómetros. Eventualmente, estos acelerómetros podrían ser comunes a estos dos medios. Sin embargo, de preferencia, por razones de eficacia, cada uno de dichos medios comporta sus propios acelerómetros, estando dispuestos aquellos medios de detección, cerca de dichos motores que son la fuente de dichas vibraciones inducidas y estando los de los medios de medición (que determinan los parámetros de la acción a emprender contra dichas vibraciones inducidas) dispuestos más bien en el fuselaje y en la cabina de pilotaje, allí donde más deba combatirse el efecto de dichas vibraciones inducidas para la comodidad de los pasajeros y la capacidad de pilotaje de la aeronave.

Los medios de subordinación con banda de frecuencias reducida y los medios de subordinación temporal con banda de frecuencias ampliada pueden estar constituidos por unos dispositivos de subordinación distintos. En este caso, dicho sistema de órdenes de vuelo eléctricas comporta unos medios de conmutación que permiten, cuando dichos medios de detección detectan dichas vibraciones inducidas:

-: desconectar el dispositivo de subordinación con banda de frecuencias reducida; y

-: conectar dicho dispositivo de subordinación temporal con banda de frecuencia ampliada de modo que el servomando asociado a dicho timón pueda ser controlado por dicha orden de mando global.

En una variante, dichos medios de subordinación con banda de frecuencias reducida y dichos medios de subordinación temporal a la banda de frecuencias ampliada pueden estar constituidos, al menos en parte, por los mismos componentes, algunos de los cuales (en particular los amplificadores de ganancias) son ajustables para permitir que pase el límite de funcionamiento en frecuencia de como máximo 4 Hz a como mínimo 15 Hz.

De preferencia, dichos medios de cálculo están desactivados mientras no se detecte ningún funcionamiento en molinete de un soplante y los activan dichos medios de detección en cuanto aparecen dichas vibraciones inducidas.

En el caso general donde la aeronave comporte al menos dos pares de timones simétricos y donde dicho sistema de órdenes de vuelo eléctricas genere, para dichos timones, una orden eléctrica de mando de vuelo vertical y una orden eléctrica de mando de vuelo lateral:

-: dichos medios de medición emiten el componente vertical y el componente lateral de dichas vibraciones inducidas;

-: dichos medios de cálculo calculan una primera y una segunda órdenes eléctricas de mando adicionales aptas respectivamente para contrarrestar dichos componentes vertical y lateral de dichas vibraciones inducidas;

-: dichos medios de suma suman:

\bullet: dicha orden eléctrica de mando de vuelo vertical y dicha primera orden eléctrica de mando adicional para formar una primera orden de mando global;

\bullet: dicha orden eléctrica de mando de vuelo lateral y dicha segunda orden eléctrica de mando adicional para formar una segunda orden de mando global; y

-: dichos medios de subordinación temporal con banda de frecuencias ampliada subordinan, a dicha primera orden de mando global, los servomandos de los dos timones simétricos de uno de dichos pares, de modo que estos últimos timones se desvíen simétricamente en el mismo sentido; y

-: dichos medios de subordinación temporal con banda de frecuencias ampliada subordinan, a dicha segunda orden de mando global, los servomandos de los dos timones simétricos del otro de dichos pares, de modo que estos últimos timones se desplacen antisimétricamente en sentidos opuestos.

De preferencia, dichos medios de cálculo y dicha tabla forman parte integrante de dicho sistema de órdenes de vuelo eléctricas.

Las figuras del dibujo adjunto harán comprender como puede realizarse la invención. En estas figuras, referencias idénticas designan elementos semejantes.

La figura 1 muestra, en perspectiva desde arriba un avión de gran capacidad.

La figura 2 muestra el esquema sinóptico de un sistema de órdenes de vuelo eléctricas para el avión de la figura 1, estando dicho sistema perfeccionado según la presente invención para evitar los efectos vibratorios del funcionamiento en molinete del soplante de al menos un motor de dicho avión.

La figura 3 ilustra una variante de realización del sistema de la figura 2.

El avión de gran capacidad tetrarreactor 1, representado esquemáticamente en perspectiva en la figura 1, comporta un fuselaje 2 de eje longitudinal L-L y dos alas 3 y 4 dispuestas a cada uno de los lados de dicho fuselaje 2. Cada ala presenta un motor interno 5 ó 6 y un motor externo 7 u 8, siendo dichos motores 5 a 8 del tipo turborreactor. Por otra parte, entre otros timones, el ala 3 presenta un alerón interno 9 y un alerón externo 10. Asimismo, el ala 4 presenta, entre otros timones, un alerón interno 11 y un alerón externo 12. Las dos alas 3 y 4 son simétricas entre sí en relación con el fuselaje 2 y lo mismo ocurre con sus motores y sus alerones, tomados de dos en dos.

En la parte trasera, el avión 1 comporta además los empenajes horizontales simétricos 13 y 14, respectivamente provistos de timones de profundidad simétricos entre sí, que llevan respectivamente las referencias 15 y 16.

Para accionar uno u otro de los timones 9 a 12, 15 y 16, el avión 1 comporta un sistema de órdenes de vuelo eléctricas 17, que recibe las órdenes de pilotaje de órganos de pilotaje 18 y 19 (palanca, palanca de pedales ...) accionados por un piloto o un piloto automático 20, como está representado en la figura 2. En respuesta a dichas órdenes de pilotaje, dicho sistema de órdenes de vuelo eléctricas 17 calcula una orden eléctrica de mando de vuelo vertical dZ y una orden eléctrica de mando de vuelo lateral (es decir horizontal y ortogonal al eje L-L) dY.

En la figura 2, se han representado dos pares de timones simétricos 21A, 21B, por una parte y 22A, 22B, por otra.

El par de timones 21A, 21B es representativo de uno u otro de los pares de timones simétricos 9-11, 10-12 y 15-16 anteriormente descritos. De preferencia, el par de timones 22A-22B es representativo de uno u otro de los pares de timones simétricos 9-11 y 10-12.

Cada timón 21A, 21B, 22A, 22B está provisto de un árbol de rotación respectivo 23A, 23B, 24A, 24B alrededor del cual puede girar bajo la acción de un servomando respectivo 25A, 25B, 26A, 26B.

Los servomandos 25A y 258 son accionados en común por un dispositivo de subordinación 27A que recibe del sistema 17 dicha orden vertical dZ y desplazan los dos timones 21A y 21B simétricamente, en el mismo sentido.

Los servomandos 26A y 26B son accionados en común por un dispositivo de subordinación 28A que recibe del sistema 17 dicha orden lateral dY y desplazan los dos timones 22A y 22B de forma antisimétrica, en sentido opuesto.

De modo usual, con el fin de limitar la fatiga de los servomandos 25A, 25B, 26A, 26B y de reducir su sensibilidad al ruido, los dispositivos de subordinación 27A y 28A -que pueden ser del tipo en bucle abierto o por el contrario de tipo en bucle cerrado con retorno de la posición de los timones correspondientes-limitan voluntariamente, gracias a filtros y a las ganancias de subordinación reducidas, el funcionamiento de dichos servomandos a unas frecuencias como máximo iguales a 4 Hz. La banda de frecuencias de 0 a 4 Hz en la cual se autoriza que funcionen dichos servomandos está definida por el filtrado frecuencial de las órdenes dZ y dY en dichos dispositivos de subordinación 27A y 28A, así como por la elección de una reducida ganancia de subordinación para estos últimos.

Por otra parte, sobre las barquillas de los motores 5 a 8 o en otros lugares cercanos a estos últimos, están montados acelerómetros 29 a 32 que miden los componentes vertical y lateral de las aceleraciones oscilantes a las cuales están sometidos. Los acelerómetros 29 a 32 transmiten sus mediciones acelerométricas a un detector 33, apto para detectar un funcionamiento en molinete del soplante de al menos uno de los motores 5 a 8. Para esto, el detector 33 busca, en las mediciones acelerométricas que le son dirigidas, las aceleraciones cuya frecuencia esté comprendida entre 5 Hz y 15 Hz (frecuencias características del funcionamiento en molinete) y cuya amplitud sea superior a un umbral, que se determina por cálculo (como se ha indicado más arriba a propósito del modelo aeroelástico modificado) y/o por pruebas y que es representativo de la aparición del funcionamiento en molinete de al menos uno de los soplantes.

Asimismo, en diversos emplazamientos del avión de gran capacidad 1, en particular en la cabina de los pasajeros y en la cabina de pilotaje, están montados unos acelerómetros 34.1 a 34.n,... que miden, en estos emplazamientos, los componentes vertical y lateral de las aceleraciones oscilantes. Estas últimas mediciones son dirigidas a un ordenador 35A, apto para calcular órdenes eléctricas de mando adicionales \deltaZ y \deltaY que, aplicadas respectivamente a los servomandos 25A, 25B de los timones 21 A, 21B y de los servomandos 26A, 26B de los timones 22A, 22B, permiten que estos timones contrarresten las vibraciones en los emplazamientos de los acelerómetros 34.1 a 34.n.

Se incorpora una tabla 35B al ordenador 35A y contiene las relaciones que son preestablecidas a partir de dicho modelo aeroelástico modificado, tal como se ha definido más arriba, y que, para cada componente vertical y lateral de las mediciones acelerométricas en los emplazamientos de los acelerométricos 34.1 a 34.n, emiten unas órdenes eléctricas de mando adicionales \deltaZ y \deltaY aptas para contrarrestar respectivamente dichos componentes en estos emplazamientos y que aparecen en las dos salidas del ordenador 35A.

Paralelamente, en los dispositivos de subordinación 27A y 28A, por otra parte se montan respectivamente unos dispositivos de subordinación adicionales 27B y 28B –del tipo en bucle abierto o del tipo en bucle cerrado-que permiten que los servomandos 25A, 25B, 26A y 26B funcionen en frecuencias al menos iguales a 15 Hz.

De modo parecido a lo que se ha mencionado para los dispositivos de subordinación 27A y 28A, la banda de frecuencia ampliada de 0 a 15 Hz en la cual los dispositivos de subordinación 27B y 28B autorizan el funcionamiento de los servomandos 25A, 25B, 26A, 26B está definida por unos filtros de frecuencia incorporados en dichos dispositivos 27B y 28B, así como por la elección de una ganancia de subordinación más elevada para estos últimos.

Las entradas de los dispositivos de subordinación 27A y 27B están conectadas a la salida de un adicionador 36, una de cuyas entradas está conectada a la salida dZ del sistema de órdenes de vuelo eléctricas 17 y cuya otra entrada puede estar conectada a la salida \deltaZ del ordenador 35A, por medio de un conmutador 37, accionado por el detector 33. Además, una u otra de las salidas de los dispositivos de subordinación 27A y 27B está conectada a los servomandos 25A y 25B por un conmutador 38, igualmente accionado por el detector 33.

De modo similar, las entradas de los dispositivos de subordinación 28A y 28B están conectados a la salida de un adicionador 39, una de cuyas entradas está conectada a la salida dY del sistema de órdenes de vuelo eléctricas 17 y cuya otra entrada puede estar conectada a la salida \deltaY del ordenador 35A, por medio de un conmutador 40, accionado por el detector 33. Asimismo, una u otra de las salidas de subordinación 28A y 28B está conectada a los servomandos 26A y 26B por un conmutador 41, igualmente accionado por el detector 33.

Cuando el detector 33 no detecta ninguna aceleración cuya frecuencia esté comprendida entre 5 Hz y 15 Hz y cuya amplitud sea superior a dicho umbral predeterminado, los conmutadores 37 y 40 desactivan el ordenador 35A y los conmutadores 38 y 41 conectan la salida del dispositivo de subordinación 27A a los servomandos 25A y 25B y la salida del dispositivo de subordinación 28A a los servomandos 26A y 26B.

Así, cuando, en vuelo, ninguno de los motores 5 a 8 esté parado, los servomandos 25A, 25B, 26A y 26B (y por lo tanto los timones 21A, 21B, 22A, 22B) son respectivamente accionados por el único sistema de órdenes de vuelo eléctricas 17, por medio de los adicionadores 36 y 39 y dispositivos de subordinación 27A y 28A con banda de frecuencias de funcionamiento limitado superiormente a 4 Hz.

Por el contrario, en cuanto el detector 33 detecta unas vibraciones inducidas, debidas al funcionamiento en molinete del soplante de al menos un motor 5 a 8 parado, hace bascular los conmutadores 37, 38, 40 y 41. Debido a este hecho, el ordenador 35A y los dispositivos de subordinación 27B y 28B con banda de frecuencias ampliada son activados mientras que los dispositivos de subordinación 27A y 28A son desactivados. En este caso, los servomandos 25A, 25B y 26A, 26B son respectivamente controlados por las órdenes globales representadas por las sumas dZ+\deltaZ y dY+\deltaY de las órdenes de mando dZ, dY generadas por el sistema 17 y las órdenes de mando adicionales \deltaZ y \deltaY calculadas por el ordenador 35A, siendo dichas sumas efectuadas respectivamente por los adicionadores 36 y 39 y siendo aplicadas por medio de los dispositivos de subordinación 27B y 28B con banda de frecuencias ampliada.

Los timones 21A y 21B pueden entonces oscilar de modo simétrico, bajo la dependencia de la orden de mando adicional \deltaZ, para oponerse a los componentes verticales de las vibraciones inducidas por el funcionamiento en molinete del soplante de al menos uno de los motores 5 a 8, sin dejar de responder a la orden de mando dZ generada por el sistema de mandos de vuelo 17.

Asimismo, los timones 22A y 22B pueden oscilar de modo antisimétrico, bajo la dependencia de la orden de mando adicional \deltaY, para oponerse a los componentes laterales de las vibraciones inducidas por dicho funcionamiento en molinete, sin dejar de responder a la orden de mando dY procedente del sistema 17.

En la variante de realización de la figura 3, se vuelven a encontrar todos los elementos mostrados en la figura 2, con la excepción de los conmutadores 38 y 41, que han sido suprimidos. Además, los dispositivos de subordinación 27A y 27B han sido suprimidos y reemplazados por un único dispositivo de subordinación 42. Asimismo, los dispositivos de subordinación 28A y 28B han sido suprimidos y reemplazados por un único dispositivo de subordinación 43.

Estos dispositivos de subordinación 42 y 43, que pueden ser del tipo en bucle abierto o del tipo en bucle cerrado, comportan unos elementos ajustables, por ejemplo unos amplificadores de ganancia de subordinación, accionados por el detector 33. Así, en ausencia de funcionamiento en molinete de al menos uno de los soplantes, los dispositivos de subordinación 42 y 43 limitan el funcionamiento de los servomandos 25A, 25B, 26A, 26B a la banda de frecuencias reducida de 0 a 4 Hz. Por el contrario, en caso de aparición de un funcionamiento en molinete, los elementos ajustables de los dispositivos de subordinación 42 y 43 son accionados por el detector 33 para permitir el funcionamiento de dichos servomandos 25A, 25B, 26A, 26B en la banda de frecuencias ampliada de 0 a 15 Hz.

Claims

1. Procedimiento que permite contrarrestar las vibraciones inducidas, en una aeronave (1) equipada con motores (5 a 8) del tipo turborreactor, debido al funcionamiento en molinete de al menos uno de los soplantes de dichos motores, comportando dicha aeronave un sistema de órdenes de vuelo eléctricas (17) que:

-: genera unas órdenes eléctricas de mando de vuelo (dZ, dY) destinadas a unos servomandos de vuelo (25A, 25B, 26A, 26B) aptos para accionar los timones de dicha aeronave; y

-: subordina dichos servomandos a dichas órdenes eléctricas de mando de vuelo, limitando el funcionamiento de dichos servomandos a una banda de frecuencias reducida,

procedimiento según el cual:

-: se vigila la aparición de dichas vibraciones inducidas; y

-: en caso de detección de dichas vibraciones inducidas:

\bullet: se calcula una orden eléctrica de mando adicional (\deltaZ, \deltaY) que, aplicada al servomando de al menos un timón, permita que éste se oponga a dichas vibraciones inducidas;

\bullet: se suma la orden eléctrica de mando de vuelo (dZ, dY) referente a dicho timón y dicha orden eléctrica de mando adicional (\deltaZ, \deltaY) para obtener una orden de mando global para dicho timón; y

\bullet: se subordina temporalmente dicho servomando a dicha orden de mando global, permitiendo el funcionamiento de dicho servomando en una banda de frecuencias ampliada.

2. Procedimiento según la reivindicación 1,

caracterizado porque, para detectar dichas vibraciones inducidas, se efectúan unas mediciones acelerométricas en al menos un punto (29 a 32) de dicha aeronave y se compara la amplitud de las mediciones acelerométricas, cuya frecuencia esté comprendida entre 5 Hz y 15 Hz, con un umbral predeterminado, representativo de dichas vibraciones inducidas.

3. Procedimiento según la reivindicación 2,

caracterizado porque dichas mediciones acelerométricas destinadas a la detección de dichas vibraciones inducidas se efectúan cerca de dichos motores.

4. Procedimiento según una de las reivindicaciones 1 a 3,

caracterizado porque, para calcular dicha orden eléctrica de mando adicional, se efectúan mediciones acelerométricas, representativas de dichas vibraciones inducidas, en al menos un emplazamiento (34.1 a 34.n) de dicha aeronave, y se determina dicha orden eléctrica de mando adicional a partir de las relaciones preestablecidas que, para cada aceleración en dicho emplazamiento, sean aptas para emitir dicha orden eléctrica de mando adi-
cional.

5. Procedimiento según la reivindicación 4,

caracterizado porque dichas mediciones acelerométricas destinadas al cálculo de dicha orden eléctrica de mando adicional se efectúan en el fuselaje y, más particularmente, en la cabina de pilotaje de dicha aeronave.

6. Procedimiento según una de las reivindicaciones 4 ó 5, para una aeronave que comporta al menos dos pares de timones simétricos (21A, 21B – 22A, 22B) pilotados por una orden eléctrica de mando de vuelo vertical y por una orden eléctrica de mando de vuelo lateral,

caracterizado porque:

-: se calcula una primera orden eléctrica de mando adicional (\deltaZ) apta para oponerse a la componente vertical de dichas vibraciones inducidas en dicho emplazamiento;

-: se calcula una segunda orden eléctrica de mando adicional (\deltaY) apta para oponerse al componente lateral de dichas vibraciones inducidas en dicho emplazamiento;

-: se suman dicha orden eléctrica de mando de vuelo vertical (dZ) y dicha primera orden eléctrica de mando adicional (\deltaZ) para obtener una primera orden de mando global;

-: se suman dicha orden de mando de vuelo lateral (dY) y dicha segunda orden eléctrica de mando adicional (\deltaY) para obtener una segunda orden de mando global;

-: se subordinan a dicha primera orden de mando global, en común, los servomandos de los dos timones simétricos (21A, 21B) de uno de dichos pares, de modo que estos timones se desvíen de modo simétrico en el mismo sentido; y

-: se subordinan a dicha segunda orden de mando global, en común, los servomandos de los dos timones simétricos (22A, 22B) del otro de dichos pares, de modo que estos últimos timones se desvíen antisimétricamente en sentidos opuestos.

7. Sistema de órdenes de vuelo eléctricas para una aeronave, que esté equipada con motores, del tipo turborreactor, que comporten cada uno un soplante apto para funcionar en molinete en caso de parada de dicho motor en vuelo, generando dicho sistema, para los timones de dicha aeronave, unas órdenes eléctricas de mando (dZ, dY) que son dirigidas a los servomandos respectivos (25A, 25B, 26A, 26B) aptos para accionar dichos timones por medio de medios de subordinación (27A, 28A) limitando el funcionamiento de dichos servomandos dentro de una banda de frecuencias reducida, comportando dicho sistema:

-: unos medios (29 a 33) de detección de la aparición de las vibraciones inducidas en la aeronave por el funcionamiento en molinete de al menos uno de dichos soplantes;

-: unos medios (34.1 a 34.n) de medición de dichas vibraciones inducidas en al menos un emplazamiento de dicha aeronave;

-: al menos una tabla (35B) en la cual se registren las relaciones preestablecidas entre las vibraciones inducidas en dicho emplazamiento y la orden que hay que dirigir al menos a un timón para contrarrestar dichas vibraciones inducidas;

-: unos medios de cálculo (35A), conectados a dichos medios de medición y a dicha tabla, para generar una orden eléctrica adicional de mando que, aplicada al menos a dicho timón, sea apta para contrarrestar dichas vibraciones inducidas al menos en dicho emplazamiento de dicha aeronave;

-: unos medios de suma (36, 39) que permitan combinar, en una orden de mando global para dicho timón, dicha orden eléctrica de mando que se refiera a éste y dicha orden eléctrica adicional de mando; y

-: unos medios (27B, 28B) para subordinar temporalmente dicho servomando a dicha orden global, permitiendo el funcionamiento de dicho servomando en una banda de frecuencias ampliada.

8. Sistema según la reivindicación 7,

caracterizado porque dichos medios de detección comportan los acelerómetros (29 a 32) dispuestos cerca de al menos algunos de dichos motores.

9. Sistema según una de las reivindicaciones 7 u 8,

caracterizado porque dichos medios de medición comportan los acelerómetros (34.1 a 34.n) dispuestos en el fuselaje y, más particularmente, la cabina de pilotaje de dicha aeronave.

10. Sistema según una de las reivindicaciones 7 a 9,

caracterizado porque:

-: los medios de subordinación con banda de frecuencias reducida y los medios de subordinación temporal con banda de frecuencias ampliada están constituidos por dos dispositivos de subordinación distintos; y

-: están previstos unos medios de conmutación (38, 41) para cuando dichos medios de detección detecten la aparición de dichas vibraciones inducidas:

\bullet: desactivar el dispositivo de subordinación (27A,28A) con banda de frecuencias reducida; y

\bullet: activar dicho dispositivo de subordinación temporal (27B, 28B) con banda de frecuencias ampliada, de modo que el servomando asociado a dicho timón pueda estar controlado por dicha orden de mando global.

11. Sistema según una de las reivindicaciones 7 a 9,

caracterizado porque dichos medios de subordinación con banda de frecuencias reducida y dichos medios de subordinación temporal con banda de frecuencias ampliada están constituidos, al menos en parte, por los mismos componentes, de los cuales al menos algunos de ellos son ajustables para permitir que se haga variar dicha banda de frecuencias.

12. Sistema según una de las reivindicaciones 7 a 11,

caracterizado porque dichos medios de cálculo (35A) son activados por dichos medios de detección (33), en cuanto aparecen dichas vibraciones inducidas.

13. Sistema según una de las reivindicaciones 7 a 12, para una aeronave (1) que comporta al menos dos pares de timones simétricos (21A, 21B – 22A, 22B) generando dicho sistema de mandos (17) para dichos timones una orden eléctrica de mando de vuelo vertical (dZ) y una orden eléctrica de mando de vuelo lateral (dY): caracterizado porque:

-: dichos medios de medición (34.1 a 34.n) emiten el componente vertical y el componente lateral de dichas vibraciones inducidas;

-: dichos medios de cálculo (35A) calculan una primera y una segunda órdenes eléctricas de mando adicionales (\deltaZ, \deltaY) aptas respectivamente para oponerse a dichos componentes vertical y lateral de dichas vibraciones inducidas;

-: dichos medios de adición suman:

-: dichos medios de subordinación temporal (27B) subordinan a dicha primera orden de mando global, los servomandos (25A, 25B) de los dos timones simétricos (21A, 21B) de uno de dichos pares, de modo que estos últimos timones se desvíen de modo simétrico en el mismo sentido; y

-: dichos medios de subordinación temporal (28B) subordinan, a dicha segunda orden de mando global, los servomandos (26A, 26B) de los dos timones simétricos (22A, 22B) del otro de dichos pares, de modo que estos últimos timones se desvíen de modo antisimétrico en sentidos opuestos.

14. Sistema según una de las reivindicaciones 7 a 13,

caracterizado porque dichos medios de cálculo (35A) forman parte integrante de dicho sistema de órdenes de vuelo eléctricas (17).