ES2324561T3 - Aproximaciones de descenso continuo para maxima previsibilidad. - Google Patents
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Abstract
El sistema de gestión de aeronaves para su uso en la gestión de aeronaves (4) en vuelos de aproximación de descenso continuo dentro de un aeropuerto, en el que el sistema está dispuesto: para determinar (1) los tipos de aeronaves que se espera que vuelen dentro del aeropuerto; para determinar (2), para cada uno de los tipos de aeronave, un coeficiente óptimo de sustentación que proporciona la máxima previsibilidad en el tiempo de vuelo para la aproximación de descenso continuo y el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico resultante (Y TAS) a mantener por la aeronave durante la aproximación de descenso continuo; y para calcular (3) una velocidad de tierra común aplicable a todas los tipos de aeronaves para el vuelo de las aeronaves en la parte superior del descenso (5) de sus aproximaciones de descenso continuo, en las que la velocidad de tierra común se calcula usando los coeficientes óptimos de sustentación determinados para los tipos de aeronaves.
Description
Aproximaciones de descenso continuo para máxima
previsibilidad.
Implementación de aproximaciones de descenso
continuo para máxima previsibilidad en aeronaves.
La presente invención se refiere a métodos de
cálculo y aproximaciones de descenso continuo del vuelo a un
aeropuerto o similares, y a los sistemas de navegación de aeronaves
para la implementación de estos métodos.
Típicamente, una aeronave se aproximará a un
aeropuerto bajo la supervisión de los controladores de tráfico
aéreo. Los controladores del tráfico aéreo se ocupan de asegurar una
llegada segura de aeronaves a su destino, mientras que también se
asegura que se maximiza la capacidad del aeropuerto. Este último
requisito se cumple generalmente asegurando que se mantienen las
separaciones mínimas especificadas entre aeronaves. El control del
tráfico aéreo está sujeto a incertidumbres que puede actuar de forma
que erosionan la separación entre aeronaves tales como vientos
variables, tanto en velocidad como en dirección, y las diferentes
prácticas de los pilotos. Sin embargo, pueden operar una gran
cantidad de aeronaves con seguridad confinadas en un espacio
relativamente pequeño ya que el control del tráfico aéreo puede
corregir estas incertidumbres a un nivel táctico usando navegación
basada en el radar, cambios de velocidad y/o cambios de altitud.
Como resultado, una aproximación típica a un aeropuerto involucrará
una aproximación por pasos donde se autorizará a la aeronave a
descender por pasos a altitudes sucesivamente más bajas según lo
permitan los otros tráficos aéreos.
El ruido del tráfico aéreo alrededor de los
aeropuertos tiene una importancia social, consecuencias políticas y
económicas para las autoridades del aeropuerto, las líneas aéreas y
las comunidades. Un modo asequible abordar el problema del ruido en
la proximidad de los aeropuertos es desarrollar nuevos
procedimientos de navegación que reducen el número de aeronaves que
vuelan sobre áreas sensibles a baja altitud con entornos de alto
empuje y/o configuraciones aerodinámicas no limpias (por ejemplo con
el tren de aterrizaje y/o alerones desplegados). Desafortunadamente,
las aproximaciones convencionales de bajada por etapas actúan
exacerbando este problema ya que la aeronave se mantiene a bajas
altitudes, donde el empuje de los motores debe ser suficiente para
mantener el vuelo plano.
Las aproximaciones de descenso continuo (CDA)
son bien conocidas. Estas aproximaciones ven la aproximación de una
aeronave a un aeropuerto descendiendo continuamente con los motores
puestos al ralentí o próximos al ralentí. La Patente de los Estados
Unidos Nº 4.825.374 describe una implementación de aproximación de
descenso continuo típica en la que la aeronave actúa durante la
aproximación usando una ley de control que mantiene una velocidad
del aire constante alterando la altitud de la aeronave. El documento
US 2006/0265110 resuelve el problema de cuándo cambiar la
configuración de una aeronave volando en aproximación de descenso
continuo. Las diferentes leyes de control se usan durante las
diferentes fases de la aproximación.
Claramente, las aproximaciones de descenso
continuo son altamente beneficiosas en términos de ruido ya que
aseguran que la aeronave se mantiene tan alta como sea posible por
encima de las áreas sensibles mientras que al mismo tiempo se reduce
la producción de ruido en la fuente mediante el uso óptimo de
motores y alerones. Las aproximaciones de descenso continuo también
benefician la eficacia de combustible y minimizan el tiempo de
vuelo.
Sin embargo, las aproximaciones de descenso
continuo deben planearse en detalle antes de comenzar la
aproximación y no pueden estar sujetas a correcciones tácticas para
asegurar la separación de seguridad de las aeronaves como las que se
utilizan en las aproximaciones de bajada por pasos convencionales.
Esto obliga a los controladores de tráfico aéreo a imponer grandes
separaciones entre aeronaves para garantizar que la llegada de la
aeronave al aeropuerto está separada por una distancia de seguridad,
teniendo en cuenta las diferencias potenciales en la separación de
aeronaves como resultado de los cambios de viento y otras
incertidumbres. Tales aumentos en la separación dan como resultado
una reducción indeseable en la capacidad del aeropuerto.
La penalización de la capacidad asociada con que
las aproximaciones de descenso continuo impide un uso extenso en los
aeropuertos y, hasta la fecha, las aproximaciones de descenso
continuo sólo se han usado en aeropuertos con bajos niveles de
tráfico aéreo o aeropuertos más ocupados durante tiempos de reposo
(por ejemplo, por la noche). De este modo, es deseable tener
procedimientos de aproximación de descenso continuo que minimicen
las incertidumbres en la posición y los registros de velocidad de
tierra de la aeronave, y como resultado, en los tiempos de llegada
de las aeronaves. Esto permitiría a los controladores aéreos reducir
con seguridad la separación entre aeronaves, satisfaciendo de este
modo las necesidades de capacidad de los aeropuertos modernos.
Frente a estos antecedentes y desde un primer
aspecto, la presente invención reside en un sistema de navegación de
aeronaves dispuesto para calcular una parte del plan de vuelo de la
aeronave que efectúa una aproximación de descenso continuo con los
motores de la aeronave puestos sustancialmente al ralentí, estando
dispuesto el sistema de navegación de la aeronave para determinar un
ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico a mantener durante el
vuelo de la parte de descenso del plan de vuelo de tal modo que
manteniendo el ángulo mientras vuela la parte de descenso del plan
de vuelo produce una mínima variación en el coeficiente de
sustentación.
Se ha encontrado que operando una ley de control
de vuelo durante una aproximación de descenso continuo que mantiene
un ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico especificado
produce la incertidumbre mínima en el tiempo de llegada de las
aeronaves que vuelan esa aproximación. La reducción en la
incertidumbre es impresionante sobre la ley de control favorecida
actualmente usada cuando se vuela en las aproximaciones de descenso
continuo, a saber para mantener una velocidad aérea constante.
También se ven mejoras sobre otras leyes de control tales como el
mantenimiento de una tasa constante de descenso o incluso el
mantenimiento de un ángulo geométrico de la trayectoria de vuelo
constante.
El sistema de navegación de la aeronave está
dispuesto para determinar el ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico de modo que manteniendo el ángulo mientras se vuela la
parte de descenso del plan de vuelo se produce una variación mínima
en el coeficiente de sustentación. Puesto de otra forma, se
determina que el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico
muestra sólo una variación mínima entre la parte superior y la parte
inferior del descenso de la aproximación de descenso continuo.
Como el ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico óptimo es probable que varíe para cualquier tipo de
aeronave particular, y puede variar incluso para diferentes modelos
dentro de ese tipo, el sistema de navegación de aeronaves está
preferiblemente dispuesto para calcular el ángulo de la trayectoria
de vuelo aerodinámico con referencia al tipo de aeronave.
Probablemente también se usarán parámetros adicionales cuando se
calcula el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico.
Opcionalmente, el sistema de navegación de la aeronave está
dispuesto para calcular el ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico con referencia a cualquiera de, el peso de la aeronave
(preferiblemente un valor correspondiente al peso en la parte
superior del descenso), el gradiente del viento y el viento
esperados y las condiciones atmosféricas esperadas. Preferiblemente,
el sistema de navegación de la aeronave está dispuesto para recibir
una altitud de la parte superior del descenso (TOD) y una velocidad
de tierra objetivo en ese punto, y para calcular el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico a mantener durante el descenso
desde ese punto. El sistema de navegación de la aeronave puede
recibir sólo la altitud de la parte superior del descenso, pero
puede recibir también la posición de la parte superior de descenso.
Esta puede ser unas coordenadas, especificando, por ejemplo, la
longitud y la latitud, o puede ser un punto de referencia sobre la
tierra tal como un punto de referencia en el espacio.
Opcionalmente, el sistema está dispuesto para
determinar el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico con
referencia a una tabla de datos que relaciona los ángulos de las
trayectorias de vuelo aerodinámico con los parámetros de vuelo. Los
parámetros de vuelo pueden comprender uno o más de: una altitud de
la parte superior de descenso, una velocidad de tierra objetivo para
volar en la parte superior del descenso, el tipo de aeronave, el
peso de la aeronave, la velocidad del viento, el gradiente del
viento, la presión atmosférica y la temperatura atmosférica.
Preferiblemente, la tabla se produce corriendo simulaciones para
determinar el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico.
Opcionalmente, las simulaciones se corren usando valores de entrada
de uno o más de: la altitud de la parte superior del descenso, la
velocidad de tierra objetivo para volar en la parte superior del
descenso, el tipo de aeronave, el peso de la aeronave, la velocidad
del viento, el gradiente del viento, la presión atmosférica y la
temperatura atmosférica.
El sistema puede estar dispuesto además para
recibir la localización de la parte superior del descenso y usar
esta localización como el punto de comienzo para la parte de
descenso del plan de vuelo. Además, el sistema de navegación de la
aeronave puede estar dispuesto además para recibir la localización
de la parte inferior del descenso y para finalizar la parte de
descenso del plan de vuelo en esta localización.
El sistema de navegación de la aeronave puede
estar dispuesto además para guiar la aeronave a lo largo de una
aproximación de descenso continuo, estando dispuesto el sistema de
navegación de la aeronave para guiar la aeronave de modo que
mantenga el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico durante
la aproximación de descenso continuo.
Esto se refiere a la implementación de un plan
de vuelo de aproximación de descenso continuo que se calcula de
acuerdo con el primer aspecto de la invención. Cuando se vuela en la
aproximación de descenso continuo, es el ángulo de la trayectoria de
vuelo aerodinámico el que se mantiene según las condiciones
prevalecientes (tales como la velocidad y la dirección del viento)
que tratan de imponer cambios sobre la postura de la aeronave.
Este método debería contrastarse con la ley de
control favorecida actualmente del mantenimiento de velocidad del
aire constante, es decir haciendo ajustes en la postura de la
aeronave que puede incluir permitir cambios en el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico.
El sistema de navegación de la aeronave puede
actuarse para guiar la aeronave de al menos dos formas diferentes.
El sistema de navegación de la aeronave, por ejemplo, puede
proporcionar indicios al piloto de modo que cuando el piloto
controla la aeronave de acuerdo con estos indicios, se vuela con un
ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico constante. Como
alternativa, el sistema de navegación de la aeronave puede ser parte
de un piloto automático o puede proporcionar información a un piloto
automático de modo que el piloto automático vuela el plan de vuelo
de aproximación de descenso continuo. En este sentido "guiar"
puede significar proporcionar las instrucciones necesarias al piloto
automático o puede significar el vuelo real de la aeronave.
Opcionalmente, el sistema de navegación de la
aeronave puede estar dispuesto para mantener el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico que produce una variación mínima
en el coeficiente de sustentación.
Preferiblemente, el sistema está dispuesto: a
guiar la aeronave para volar en la altitud especificada de la parte
superior del descenso a la velocidad de tierra especificada; en una
localización especificada de la parte superior del descenso, para
provocar que los motores de la aeronave se fijen sustancialmente al
ralentí y para guiar a la aeronave de modo que ajuste su perfil para
adoptar el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico; y durante
la aproximación de descenso continuo, guiar a la aeronave para
asegurar que la aeronave mantenga el ángulo de la trayectoria de
vuelo aerodinámico.
Opcionalmente, el sistema de navegación de la
aeronave está dispuesto a guiar a la aeronave para asegurar que la
aeronave se estabiliza y mantiene el vuelo plano cuando la aeronave
alcanza la localización especificada de la parte inferior del
descenso (BOD). Preferiblemente, el sistema de navegación de la
aeronave está dispuesto para provocar que los motores se mantengan
al ralentí de modo que la aeronave decelera a una velocidad del aire
adicional especificada. También, el sistema de navegación de la
aeronave puede estar dispuesto para guiar a la aeronave para
mantener un vuelo plano hasta que se intercepta la pendiente de
planeo al destino. Los motores se mantienen al ralentí o próximos al
ralentí de modo que la aeronave decelera, por ejemplo a una
velocidad adecuada para interceptar la pendiente de planeo del ILS.
Los alerones y el tren de aterrizaje pueden desplegarse durante
esta parte de la aproximación. La aeronave mantiene este vuelo plano
durante una corta distancia para interceptar la pendiente de planeo
dentro de su destino, por ejemplo, usando un ILS (sistema de
aterrizaje con instrumentos).
Preferiblemente, la aeronave se estabiliza
cuando está por encima de una localización especificada sobre la
tierra. La incertidumbre en el viento significará que la aeronave
probablemente llegue a esta posición con una dispersión de
altitudes. Esta dispersión es probable que sea pequeña y debería ser
tolerable dentro de los confines del control de tráfico aéreo. Sin
embargo, pueden implementarse otros esquemas tales como la
estabilización a una altitud especificada.
Desde un segundo aspecto, la presente invención
reside en un sistema de gestión de aeronaves para su uso en la
gestión de las aproximaciones de descenso continuo del vuelo de la
aeronave dentro de un aeropuerto, en el que el sistema está
dispuesto: para determinar los tipos de aeronaves que se espera que
vuelen dentro de un aeropuerto, para determinar, para cada uno de
los tipos de aeronaves, un coeficiente óptimo de sustentación que
proporciona la máxima previsibilidad en el tiempo para volar la
aproximación de descenso continuo y el ángulo de la trayectoria de
vuelo aerodinámico resultante a mantener por la aeronave durante la
aproximación de descenso continuo y para calcular la velocidad de
tierra común aplicable a todos los tipos de aeronaves a volar por la
aeronave en la parte superior de descenso de sus aproximaciones de
descenso continuo, en el que la velocidad de tierra común se calcula
usando los coeficientes óptimos de sustentación determinados para
los tipos de aeronaves.
Este sistema puede usarse en conjunción con
cualquiera de los sistemas descritos anteriormente. A saber, el
sistema de gestión de aeronaves puede usarse para determinar la
velocidad de tierra a seguir en la parte superior del descenso que
se usa para calcular un ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico que usa el sistema de navegación de la aeronave del
primer aspecto. A continuación, a su vez el ángulo de la trayectoria
de vuelo aerodinámico determinado de esta forma puede usarse por el
sistema de navegación de la aeronave de acuerdo con el tercer
aspecto para volar la aproximación de descenso continuo.
Hay alguna flexibilidad en dónde pueden
localizarse los sistemas anteriores. Se contempla que el sistema de
gestión de la aeronave de acuerdo con el tercer aspecto de la
presente invención puede localizarse en el aeropuerto. Por ejemplo,
podría estar asociado con una facilidad de control del tráfico aéreo
del aeropuerto. Por lo tanto, el aeropuerto es responsable de
determinar la velocidad de tierra común para hacer disponible esta
información para las aeronaves entrantes.
El sistema de navegación de aeronaves de acuerdo
con el primer aspecto puede localizarse en el aeropuerto, es decir,
tal que el aeropuerto calcula el ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico a volar por cada una de las aeronaves en aproximación.
Esta información se hace disponible para las aeronaves entrantes
junto con la velocidad de tierra común. Como alternativa, el sistema
de navegación de aeronaves de acuerdo con el primer aspecto puede
localizarse dentro de una aeronave, es decir, la aeronave puede ser
responsable de determinar el ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico a seguir.
Claramente, tiene sentido para el sistema de
navegación de aeronaves de acuerdo con el segundo aspecto que
implementa en vuelo la aproximación de descenso continuo esté
localizado dentro de la aeronave.
Volviendo a las características preferidas, pero
opcionales, del sistema de gestión de aeronaves de acuerdo con el
tercer aspecto de la presente invención, el sistema puede estar
dispuesto para calcular la velocidad de tierra común determinando la
velocidad de tierra para cada uno de los tipos de aeronave que usa
el coeficiente óptimo de sustentación para la máxima previsibilidad
asociada con cada uno de los tipos particulares, y calcular la
velocidad de tierra común en base al promedio de las velocidades de
tierra determinadas para cada uno de los tipos de aeronave. El
sistema puede disponerse para calcular la velocidad de tierra común
calculando una media ponderada de las velocidades de tierra
determinadas para cada uno de los tipos de aeronaves en base a la
proporción esperada de aproximaciones de descenso continuo a volar
por ese tipo de aeronave. Por lo tanto, puede proporcionarse una
ponderación aumentada para los tipos de aeronaves que más
frecuentemente vuelan dentro de cualquier aeropuerto en
particular.
Opcionalmente, el sistema de gestión de
aeronaves puede disponerse para calcular la velocidad de tierra
V_{G} para cada un de los tipos de aeronaves de acuerdo con
V_{G} =
V_{TAS} -
V_{wind}
donde V_{wind} es la velocidad
del viento en la parte superior del descenso,
y
donde W_{TOD} es la peso típico
del tipo de aeronave en la parte superior del descenso,
\rho_{TOD} es la densidad del aire en la parte superior del
descenso, S es el área de las alas del tipo de aeronave y
C_{L}(MP) es el coeficiente óptimo de sustentación para la
máxima previsibilidad para el tipo de
aeronave.
Como alternativa, el sistema de gestión de
aeronaves puede disponerse a calcular la velocidad de tierra común
determinando un coeficiente óptimo promedio de sustentación para la
máxima previsibilidad a partir de los coeficientes óptimos de
sustentación calculados para los diferentes tipos de aeronaves y
usar este coeficiente óptimo promedio de sustentación para la máxima
previsibilidad para determinar la velocidad de tierra común.
Opcionalmente, el sistema puede estar dispuesto
para determinar el coeficiente óptimo de sustentación para máxima
previsibilidad para cada uno de los tipos de aeronaves calculando el
coeficiente óptimo de sustentación para máxima previsibilidad
C_{L}(MP) mediante
M es la velocidad (número de Mach), T es el
empuje, W es el peso de la aeronave, C_{L*} es el coeficiente más
eficaz de sustentación para el tipo de aeronave. C_{L*} puede
calcularse a partir de
donde C_{D0} y C_{D2} son los
coeficientes usuales de la polar de resistencia parabólica. La
deducción de la fórmula equivalente para mejores modelos de la polar
aerodinámica es
sencilla.
La presente invención también se extiende a una
aeronave que incluye cualquiera de los sistemas de navegación de
aeronaves anteriores.
Desde un cuarto aspecto, la presente invención
reside en un método de gestionar aeronaves que vuelan aproximaciones
de descenso continuo dentro de un aeropuerto, comprendiendo el
método: determinar los tipos de aeronaves que se espera que vuelen
dentro del aeropuerto; para cada tipo de aeronave, un coeficiente
óptimo de sustentación que proporciona la máxima previsibilidad en
el tiempo para volar la aproximación de descenso continuo y el
ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico resultante a mantener
por la aeronave durante la aproximación de descenso continuo; y
calcular una velocidad de tierra común para el vuelo de las
aeronaves en la parte superior del descenso de sus aproximaciones de
descenso continuo, en el que la velocidad de tierra común se calcula
usando los coeficientes óptimos de sustentación para la máxima
previsibilidad determinada para los tipos de aeronaves.
Desde un cuarto aspecto, la presente invención
reside en un método para calcular una parte del plan de vuelo de la
aeronave que efectúa una aproximación de descenso continuo con los
motores de la aeronave puestos sustancialmente al ralentí,
comprendiendo el método determinar el ángulo de la trayectoria de
vuelo aerodinámico a mantener durante el vuelo de la parte de
descenso del plan de vuelo de modo que manteniendo el ángulo se
produce una variación mínima del coeficiente de sustentación.
Otras características opcionales de los métodos
anteriores se definen en las reivindicaciones adjuntas.
Para que la presente invención pueda entenderse
más fácilmente, ahora se describirán las realizaciones preferidas,
sólo a modo de ejemplo, con referencia a los dibujos adjuntos en los
que:
la Figura 1 es un esquemático que muestra las
etapas realizadas para calcular la velocidad de tierra para el vuelo
en la parte superior de la aproximación de descenso continuo;
la Figura 2 es un esquemático que muestra las
etapas realizadas en el vuelo de una aproximación de descenso
continuo de acuerdo con la presente invención;
la Figura 3 es una vista lateral de un aeroplano
que comienza una aproximación de descenso continuo;
la Figura 4 es un gráfico que muestra la
variación en los tiempos de llegada como una función del coeficiente
de sustentación (C_{L}) tanto para los ángulos de las trayectorias
de vuelo aerodinámico constantes (Y_{TAS}) como para los ángulos
geométricos de las trayectorias de vuelo constantes(Y), y
para diferentes condiciones de viento;
la Figura 5 es un gráfico que muestra los
registros de altitud para cuatro leyes de control de aproximación de
descenso continuo diferentes;
la Figura 6 es un gráfico que muestra los
registros de la velocidad del aire para cuatro leyes de control de
aproximación de descenso continuo diferentes; y
la Figura 7 es un gráfico que muestra los
niveles de exposición de sonido creados durante las cuatro leyes de
control de aproximación de descenso continuo diferentes.
La presente invención surge a partir de un
estudio realizado para investigar como afectan a la previsibilidad
las aproximaciones de descenso continuo con diferentes leyes de
control en los tiempos de vuelo sobre esas aproximaciones. En
particular, el trabajo se propone establecer cual de las diferentes
leyes de control posibles que pueden usarse con las aproximaciones
de descenso continuo proporciona la mejor previsibilidad y si esta
ley podría optimizarse lo suficiente para permitir aproximaciones de
descenso continuo para convertirse en una alternativa viable para
las aproximaciones convencionales de descenso por pasos en uso en
los aeropuertos ocupados. Las leyes de control consideradas son
velocidad del aire constante, tasa de descenso constante, ángulo
geométrico de la trayectoria de vuelo constante y ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico constante. Detalles adicionales de
este estudio pueden encontrarse en el documento titulado Diseño de
Aproximaciones de Descenso Continuo para una Máxima Previsibilidad
por Ramón Gómez Ledesma y Francisco A. Navarro (ambos del
departamento de Investigación y Tecnología de Boeing Europa, Madrid,
España) y Bastian Figlar (de la Universidad Técnica de Munich,
Alemania). Las conclusiones de este estudio que son más relevantes
para su aplicación a la presente invención se presentan a
continuación.
Es conocido que la mayor influencia en la
imprevisibilidad en las aproximaciones de descenso continuo
convencional que siguen una velocidad del aire constante surge de la
variación de la velocidad y dirección del viento. Como tal, esto
hace que la ley de control convencional de mantenimiento de una
velocidad del aire constante sea claramente inadecuada y de este
modo permite una eliminación rápida de esta ley de control de su
consideración.
Está claro que la previsibilidad en los tiempos
de vuelo es la mejor cuando la magnitud de la aceleración de la
aeronave con respecto a tierra es menos sensible a las variaciones
de la velocidad y dirección del viento suponiendo que todas las
operaciones comienzan encima de la misma localización de tierra y
con la misma velocidad de tierra. Comenzando desde esta premisa, se
encontró una condición consiguiente para un coeficiente óptimo de
sustentación que proporciona la máxima previsibilidad en los
descensos al ralentí, C_{L}(MP). Hay un valor único de
C_{L}(MP) para cualquier tipo de aeronave particular (o
variante de un tipo de aeronave). En general,
donde A es una variable y C_{L*}
es el coeficiente de mayor eficacia de sustentación para la aeronave
particular en consideración. Asumiendo la polar de resistencia casi
estacionaria no compresible y parabólica de modo que los
coeficientes C_{D0} y C_{D2} se definen de su forma usual,
C_{L*} está dado
por
Esta expresión puede generalizarse fácilmente
para uso con otros modelos de resistencia de la aeronave.
La variable A en la ecuación (1) anterior
depende de la ley de control de vuelo que se considere. Usando un
ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico constante Y_{TAS}
produciría lo siguiente:
donde M es el número de Match, T es
el empuje y W es el peso, todos relativos a la aeronave. La variable
A permanece aproximadamente constante durante la ejecución de un
descenso determinado al ralentí o próximo al ralentí y, por lo tanto
el coeficiente óptimo de sustentación C_{L}(MP) encontrado
para cualquier aeronave particular permanece constante durante el
descenso. Se ha encontrado ventajoso para las aproximaciones de
descenso continuo el vuelo de acuerdo con las leyes de control que,
aunque no controlan activamente la aeronave mantienen este
coeficiente C_{L}(MP), sin embargo resulta un coeficiente
de sustentación C_{L} que permanece cerca de su valor óptimo
C_{L}(MP). Este hecho elimina las aproximaciones de
descenso continuo que usan una tasa de descenso constante como un
candidato de compromiso. Esto es porque una tasa constante de
descenso que intenta mantener un coeficiente de sustentación
constante requeriría una velocidad del aire real aproximadamente
constante V_{TAS} si el empuje se fija al ralentí, y esto conduce
inevitablemente a cambios progresivos en el coeficiente de
sustentación lo cual es
contradictorio.
Esto deja solamente dos candidatos, a saber
mantener el ángulo geométrico de la trayectoria de vuelo constante
Y, y el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico constante
Y_{TAS}. Aunque ambas aproximaciones obtienen resultados
prometedores, se ha encontrado que es mejor un ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico constante Y_{TAS}. Esto es
porque permite descensos más rápidos, beneficiosos en términos del
tiempo de vuelo global (una consideración principal de las
aerolíneas) y en términos de la influencia de variaciones del viento
durante el descenso (es decir, el efecto relativo de un cambio en la
velocidad del viento determinado es tanto menor cuanto mayor es la
velocidad del aire de la aeronave).
Sin embargo, se ha encontrado que los vuelos de
aproximación de descenso continuo que controlan una aeronave
siguiendo un ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico
prefijado Y_{TAS} producen los tiempos de vuelo más consistentes.
Como resultado, las aeronaves permanecerán espaciadas más
uniformemente. Ventajosamente, esto significa que pueden usarse
menores separaciones entre aeroplanos.
Típicamente, el ángulo de la trayectoria de
vuelo aerodinámico real Y_{TAS} a seguir dependerá de muchos
factores. Uno de estos factores es la velocidad de tierra V_{G}
del vuelo al comienzo de la aproximación de descenso continuo, es
decir, en la parte superior del descenso. Esta velocidad de tierra
V_{G}^{TOD} se calculará por el aeropuerto y se proporcionará a
la aeronave entrante como se describirá con mayor detalle más
adelante.
El ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico óptimo Y_{TAS} también varía (para cualquier aeronave
en particular) de acuerdo con otros parámetros de vuelo tales como
el viento, el gradiente del viento, el peso de la aeronave y las
condiciones atmosféricas tales como la temperatura y la presión.
Como algunas de estas variables variarán de una aproximación de
descenso continuo a la siguiente, se debería determinar un ángulo
óptimo Y_{TAS} para cada una de las aproximaciones de descenso
continuo. Esto puede calcularse para cualquier aeronave particular
por el aeropuerto y suministrarse a continuación a la aeronave
entrante, junto con la velocidad de tierra del vuelo en la parte
superior del descenso. Como alternativa, la aeronave puede calcular
un ángulo óptimo Y_{TAS} en base a la velocidad de tierra
V_{G}^{TOD} suministrada. En cualquier caso, el ángulo óptimo
Y_{TAS} puede determinarse automáticamente o puede determinarse
manualmente (por ejemplo, consultando por un piloto unas tablas de
datos). Pueden proporcionarse funciones que relacionen el ángulo de
la trayectoria de vuelo aerodinámico Y_{TAS} con los parámetros de
vuelo mencionados anteriormente. Como alternativa, las tablas de
ángulos de las trayectorias de vuelo aerodinámico Y_{TAS} pueden
proporcionarse siguiendo una búsqueda para una combinación
particular de tipo de aeronave, peso de la aeronave, viento,
gradiente del viento y condiciones atmosféricas. Estas funciones o
tablas pueden estar disponibles para su uso por los ordenadores de
las aeronaves, pilotos, ordenadores del aeropuerto o personal del
aeropuerto.
Como se ha observado anteriormente, el ángulo de
la trayectoria de vuelo aerodinámico óptimo Y_{TAS} es una función
de diversos parámetros de vuelo, cambios en el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico Y_{TAS}, y por lo tanto la
previsibilidad del tiempo de vuelo, son más susceptibles a
imprecisiones en algunos parámetros de vuelo que en otros. Por
ejemplo, se ha encontrado que las variaciones en el gradiente del
viento que se usan para calcular el ángulo de la trayectoria de
vuelo aerodinámico Y_{TAS} no alteran marcadamente el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico seguido y no cambia
sustancialmente el tiempo de vuelo. De forma similar, las
imprecisiones en el peso de la aeronave no tienen un gran
efecto.
Sin embargo, se ve un efecto más marcado sobre
el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico Y_{TAS} de vuelo
y una variación en el tiempo de vuelo por imprecisiones que pueden
esperarse en un sistema de control de vuelo del aeroplano
implementado la ley de control especificada, es decir, el sistema de
control de vuelo del aeroplano no podrá mantener el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico especificado Y_{TAS}
perfectamente, y las imprecisiones encontradas como las derivas de
la aeronave desde el ángulo especificado conducen a la mayor
variación en el tiempo de vuelo. Por lo tanto, es particularmente
importante conseguir un buen control de la aeronave de modo que siga
el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico especificado YTAS
tan estrechamente como sea posible.
También se ha encontrado que la previsibilidad
en el tiempo de vuelo no es particularmente sensible a los cambios
en C_{L}(MB), de este modo la trayectoria de vuelo nominal
(y de este modo Y_{TAS}) pueden calcularse como se ha descrito
anteriormente pero para un coeficiente de sustentación C_{L}
objetivo ligeramente diferente. Esto es conveniente ya que permite
al aeropuerto asignar una velocidad de tierra única en la parte
superior del descenso a todas las aeronaves que están realizando
aproximaciones de descenso continuo al aeropuerto,
independientemente del tipo de aeronave en particular. Esto dará
como resultado en la mayor parte de las aeronaves volando con un
coeficiente de sustentación C_{L} ligeramente separado de sus
coeficientes óptimos de sustentación C_{L}(MP). Sin
embargo, esta pequeña diferencia significa que la aeronave
presentará registros de velocidad ampliamente similares y sólo
pequeñas dispersiones en los tiempos de vuelo. Esto debería mejorar
adicionalmente la capacidad del aeropuerto incluso si cada uno de
los tipos de aeronave vuela en un Y_{TAS} diferente.
La Figura 1 y la siguiente descripción se
proponen como un modo para los aeropuertos para calcular una
velocidad de tierra V_{G}^{TOD} para el vuelo en la parte
superior del descenso. En 1, el aeropuerto identifica los tipos de
aeronaves que se espera que vuelen dentro del aeropuerto. En 2, para
cualquier tipo de aeronave particular, el aeropuerto obtiene el área
de la superficie S de las alas para ese tipo de aeronave, el peso
típico W_{TOD} de ese tipo de aeronave en la parte superior del
descenso y el coeficiente óptimo de sustentación C_{L}(MP).
En 3, el aeropuerto también determina la presión y la temperatura
del aire actual en la parte superior del descenso, permitiendo por
lo tanto encontrar la densidad del aire \rho_{TOD}. A partir de
esta información, el aeropuerto puede calcular una velocidad de aire
objetivo V_{TAS}^{TOD} para ese tipo de aeronave a partir
de:
Esta velocidad del aire V_{TAS}^{TOD} se
convierte fácilmente a velocidad de tierra V_{G}^{TOD} usando la
velocidad del viento V_{wind}^{TOD} en la parte superior del
descenso,
Por lo tanto, la velocidad de tierra
V_{G}^{TOD} para ese tipo de aeronave se encuentra que
proporciona el coeficiente óptimo de sustentación
C_{L}(MP). Este proceso se repite para todos los tipos de
aeronaves conocidos que usan ese aeropuerto. Pueden encontrarse
diferentes velocidades de tierra para las diferentes variantes de
tipos de aeronaves (por ejemplo para el Boeing
777-200 y el 777-300 o incluso para
el 777-200, 777-200ER y el
777-200LR). Por lo tanto, se encuentran una serie de
velocidades de tierra, que comprende una velocidad de tierra
V_{G}^{TOD} para cada tipo particular de aeronave.
En teoría, podría suministrarse a cada una de
las aeronaves la velocidad de tierra V_{G}^{TOD} que sea
apropiada para su tipo. Sin embargo, en la práctica, se encuentra
una velocidad de tierra media V_{G}^{TOD} que se proporciona
para todas las aeronaves, independientemente de sus tipos. Esta
puede ser una media directa de los valores encontrados para cada
tipo de aeronave (o variante). La media podría calcularse usando las
contribuciones ponderadas para reflejar el número de cualesquiera
tipos de aeronave particular que usan ese aeropuerto. Esto puede ser
útil ya que ciertos aeropuertos tienen diferentes distribuciones de
tipos de aeronaves, por ejemplo, centros como Heathrow en Londres
ven aeronaves relativamente mayores como el Boeing 747 mientras que
los aeropuertos regionales tienden a ver aeronaves predominantemente
más pequeñas tal como el Boeing 737.
Como se ha mencionado anteriormente, saber la
velocidad de tierra para el vuelo en la parte superior del descenso
V_{G}^{TOD} y el coeficiente óptimo de sustentación
C_{L}(MP) para cualquier tipo de aeronave particular,
permite determinar el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico
Y_{TAS} para esa aeronave. Esta determinación puede realizarse por
el aeropuerto o por la aeronave. También como se ha mencionado
anteriormente, el ángulo Y_{TAS} puede encontrarse directamente o
puede deducirse de tablas de datos que relacionan la velocidad de
tierra V_{G}^{TOD} con los otros parámetros de vuelo para un
tipo de aeronave. Por ejemplo, es posible generar tablas que
relacionan el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico óptimo
Y_{TAS} con los parámetros de vuelo usando simulaciones (bien
numéricas o de vuelo en un simulador de vuelo).
Por ejemplo, las simulaciones pueden realizarse
usando un modelo de tres grados de libertad para calcular Y_{TAS}.
En simulaciones, las condiciones del viento, el peso de la aeronave
y la altitud de comienzo en TOD pueden fijarse a los valores
nominales (esperados). La velocidad de tierra del aeroplano en la
parte superior del descenso V_{G}^{TOD} pueden introducirse para
dar el coeficiente de sustentación en la parte superior del descenso
C_{L}^{TOD} (por ejemplo, calcularse de acuerdo con las
ecuaciones (1) a (3). Con estas condiciones de descenso iniciales
fijadas, puede introducirse una conjetura inicial del ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico Y_{TAS}^{0} y una simulación
del vuelo de aproximación de descenso continuo usando una ley de
control que sigue este ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico constante Y_{TAS}^{0}. El valor de C_{L} en la
parte inferior del descenso (a veces denominado con en nivel de
fijación (LOF)) C_{L}^{LOF} se comparó con el coeficiente en la
parte superior del descenso C_{L}^{TOD}.
Como se ha mostrado anteriormente, los descensos
más previsibles se producen cuando Y_{TAS} se fija de modo que el
coeficiente C_{L} permanece igual a C_{L}(MP) y no cambia
sobre el descenso para los valores nominales del viento, el
gradiente del viento, el peso y las condiciones atmosféricas: Por lo
tanto, las simulaciones se repitieron con el valor de Y_{TAS}
iterado hasta que C_{L}^{TOD} = C_{L}^{LOF} (o el valor de
Y_{TAS} que se encontró que obtiene la menor diferencia en los
coeficientes). De este modo el valor óptimo de Y_{TAS} se
encuentra para aquellos valores de parámetros de vuelo particulares.
Debería enfatizarse que la ley de control se basa en el
mantenimiento de Y_{TAS} y no en el mantenimiento de C_{L}, y de
este modo los Valores de C_{L} variarán ligeramente desde
C_{L}(MP) durante el descenso según varían los valores de
viento, el gradiente del viento, el peso y la presión y temperatura
del aire respecto a las condiciones nominales esperadas.
Cada uno de los parámetros de vuelo puede
iterarse a continuación y repetirse las simulaciones para encontrar
valores óptimos de Y_{TAS}. De este modo, pueden deducirse las
tablas de datos que relacionan Y_{TAS} con los parámetros de
vuelo. A continuación, en la práctica, podemos referirnos a estas
tablas cuando se va a volar una aproximación de descenso continuo.
Por ejemplo, un piloto puede recopilar los parámetros de vuelo
(velocidad de tierra, velocidad de viento, gradiente del viento,
peso de la aeronave, temperatura y presión en la parte superior del
descenso) y usarlos para encontrar el valor apropiado y medir el
valor óptimo de Y_{TAS}. Como se ha mencionado anteriormente,
Y_{TAS} puede determinarse por el aeropuerto. Por ejemplo, pueden
enterarse de un Boeing 747-400 entrante y calcular
de este modo el Y_{TAS} óptimo en base a la velocidad de tierra
actual del vuelo en la parte superior del descenso V_{G}^{TOD}
(y usar los datos representativos para el tipo de aeronave y las
condiciones atmosféricas actuales). El aeropuerto puede comunicar a
continuación la velocidad de tierra V_{G}^{TOD} e Y_{TAS} a la
aeronave.
La Figura 2 muestra esquemáticamente las etapas
que pueden realizase para volar la aproximación de descenso continuo
de acuerdo con la presente invención, es decir, usando una ley de
control que mantiene un ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico constante Y_{TAS}.
En 10, la aeronave recibe la localización de la
parte superior del descenso desde el destino, normalmente un
controlador de tráfico aéreo asociado con un aeropuerto. La parte
superior de la localización de descenso especificará una posición y
una altitud, por ejemplo, 3.048 metros. Como alternativa, esta
información puede conocerse ya por el piloto de la aeronave. Por
ejemplo, puede decirse al piloto sobre qué pista de aterrizaje
aterrizar de modo que el piloto puede buscar la parte superior de la
localización descendente asociada con esa pista de aterrizaje, por
ejemplo a partir de una bolsa de vuelo.
Además al recibir la parte superior de la
localización de descenso en 10, la aeronave también recibe desde el
destino una velocidad de tierra a seguir en la parte superior del
descenso V_{G}^{TOD}. Como para la localización de la parte
superior de descenso, esta información puede estar públicamente
disponible de modo que el piloto puede recuperar esta información a
partir de la bolsa de vuelo o similar y de este modo la etapa de
enviar la velocidad de tierra puede omitirse.
En esta realización, la velocidad de tierra
especificada V_{G}^{TOD} es la misma para todas las aeronaves y
de este modo se aseguran registros de velocidad similares durante
los descensos, permitiendo por lo tanto mantener las separaciones al
mínimo. La velocidad de tierra V_{G}^{TOD} puede calcularse como
se ha descrito anteriormente.
En 12, se determina el ángulo de la trayectoria
de vuelo aerodinámico Y_{TAS} a seguir. En esta realización, esta
etapa se realiza en la aeronave en lugar de realizarse en el
aeropuerto. La determinación puede realizarse por un ordenador del
aeropuerto o puede determinarse por el piloto. En esta realización,
el valor de Y_{TAS} se determina a partir de una tabla de búsqueda
que relaciona Y_{TAS} con el peso de la aeronave, la velocidad de
tierra V_{G}^{TOD}, el gradiente del viento y las condiciones
atmosféricas para ese tipo de aeronave. El peso de la aeronave
(determinado para la parte superior del descenso), el gradiente del
viento medio, y las condiciones atmosféricas típicamente están
disponibles por el piloto. Preferiblemente, sin embargo, el
gradiente de viento local y las condiciones atmosféricas se
retransmiten a la aeronave en la etapa 10, junto con la velocidad
de tierra.
En 14, la aeronave procede a la parte superior
de la localización de descenso, como se indica por el control de
tráfico aéreo (ATC). Esta etapa del vuelo puede realizarse
manualmente o usando un piloto automático. En cualquier caso, la
aeronave se pondrá a la velocidad de tierra especificada
V_{G}^{TOD}.
En 16, como se muestra en la Figura 3, se
alcanza la parte superior de la localización de descenso 5 y
comienza la aproximación de descenso continuo. Los motores de la
aeronave se fijan al ralentí o próximos al ralentí con la aeronave
en una configuración limpia. La aeronave 4 cabecea hacia abajo para
adoptar el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico calculado
Y_{TAS}. Este segmento es más probable que se vuele bajo el
control del piloto automático de la aeronave que usará las
superficies de control de la aeronave para mantener el ángulo de la
trayectoria de vuelo Y_{TAS} constante con relación a los vientos
cambiantes alrededor de la aeronave. La capacidad de controlar una
aeronave usando un piloto automático es bien conocida y no se
describirá aquí adicionalmente. Como alternativa, el segmento puede
volarse manualmente aunque se prevé que la aeronave proporcionará
indicios al piloto para posibilitar el mantenimiento del ángulo de
la trayectoria de vuelo aerodinámico Y_{TAS}.
La aeronave sigue la aproximación de descenso
continuo hasta que alcanza, en 18, el punto de referencia. En este
punto, la aeronave se estabiliza a la altitud que haya alcanzado. La
altitud pretendida puede ser 610 metros, aunque diferentes tipos de
aeronaves y variaciones en las condiciones de vuelo reales durante
el primer segmento del descenso significarán que la aeronave llegará
con una dispersión de altitudes alrededor de este valor deseado. Las
aproximaciones de descenso continuo pueden calcularse para asegurar
que la dispersión de altitudes no compromete la seguridad.
La aeronave se estabiliza en 18 con los motores
aún puestos al ralentí o próximos al ralentí de modo que la aeronave
reduce la velocidad para conseguir la velocidad de la pendiente de
planeo apropiada para esa aeronave. Los alerones deben desplegarse
tan pronto como sea posible según disminuye la velocidad del aire
para asegurar que este segmento se mantiene tan corto como sea
posible.
Se sigue el vuelo plano en 20 hasta que se
intercepta la pendiente de planeo en 22. En este punto la aeronave
hace su aproximación final usando el ILS para aterrizar en su
destino.
Se ha comprobado la previsibilidad de los planes
de vuelo de aproximación de descenso continuo. La Figura 4 muestra
los resultados de una de tales comprobaciones en términos de
incertidumbre de los tiempos de vuelo para una aproximación de
descenso de pendiente continua descendiendo entre 3.048 metros y 610
metros para una aeronave Boeing 737-300. La
incertidumbre en los tiempos de vuelo para las aproximaciones de
descenso continuo, con un ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico constante se compara con los descensos de ángulo
geométrico de la trayectoria de vuelo constante/velocidad del aire
calibrada constante, para diferentes condiciones del viento y
diferentes ángulos de la trayectoria de vuelo. Como puede verse, la
incertidumbre en el tiempo de vuelo es mucho menor para las
aproximaciones de descenso continuo, que usan un ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico constante, independientemente del
coeficiente de sustentación C_{L} del descenso en condiciones de
viento nominales.
Las simulaciones se realizaron también para
comprobar el funcionamiento de las aproximaciones de descenso
continuo que usan leyes de control diferentes, en términos de
reducción del impacto de ruido, tiempo de vuelo y consumo de
combustible. Las simulaciones se corrieron para descensos con
motores al ralentí usando un Boeing 737-300. Las
diferentes leyes de control comprobadas corresponden a las apuntadas
para conseguir el ruido más bajo posible, el tiempo de vuelo más
corto posible, el consumo de combustible más bajo posible y la
máxima previsibilidad (es decir, manteniendo el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico Y_{TAS} constante para asegurar
la variación mínima en el tiempo de llegada).
La aproximación de descenso continuo para ruido
reducido intenta seguir las altitudes más altas a las velocidades
más bajas posibles en dos segmentos, que comienzan a los 3.048
metros. La velocidad del aire calibrada se mantiene constante e
igual a 389 Km/hora durante el primer segmento, que está justo por
encima de la velocidad más baja recomendada para este aeroplano
volando en configuración limpia. Se mantuvo un ángulo de trayectoria
de vuelo geométrico Y = -3,3 grados, que aseguró un empuje al
ralentí sin viento presente. En el segundo segmento, el aeroplano
redujo su velocidad sin seguir un ángulo de trayectoria de vuelo
geométrico revisado Y = -2,9 grados y desplegando los alerones a la
velocidad nominal de cambio de alerones. Se sigue este segmento para
interceptar la pendiente de planeo desde abajo, como se recomienda a
610 metros y 333 Km/hora.
La aproximación de descenso continuo para el
tiempo de vuelo más corto posible consiste de un descenso desde
3.048 metros hasta 610 metros a 463 Km/hora (la velocidad más rápida
permitida a esas altitudes) y con un ángulo de la trayectoria de
vuelo geométrico Y = -3,44 grados, seguido por un corto segmento
plano al ralentí donde la aeronave despliega los alerones y reduce
la velocidad a 333 Km/hora. En esta aproximación, los alerones se
desplegaron tan pronto como la velocidad de aire disminuyo al máximo
posible para esa posición de los alerones para acortar este segmento
y reducir incluso más el tiempo total de vuelo.
La aproximación de descenso continuo para un
consumo mínimo de combustible se ejecutó a 430 Km/hora que mantiene
el coeficiente de sustentación C_{L} aproximadamente igual al de
máxima eficacia entre 3.048 metros y 610 metros, y un ángulo de la
trayectoria de vuelo geométrico Y = -3,32 grados. En esta
aproximación, hay también un corto segmento plano al ralentí después
del descenso donde la aeronave reduce la velocidad a 333
Km/hora.
Como ejemplo, la aproximación de descenso
continuo para una máxima previsibilidad se ejecutó con un ángulo de
la trayectoria de vuelo aerodinámico Y_{TAS} = -3,33 grados,
C_{L}(MP) = 0,687, peso = 49.895 Kg, altitud TOD = 3.048
metros, condiciones atmosféricas ISA estándar y cero viento nominal
para un modelo Boeing 737-300 con motores
CFM56-3B1. También se incluye un segmento plano al
ralentí a 610 metros para reducir la velocidad del aeroplano a 333
Km/hora, justo en la intercepción de la pendiente de planeo. Durante
este segmento se despliegan los alerones tan pronto como sea posible
para acortar esta región, donde los aeroplanos no vuelan en las
condiciones de máxima previsibilidad.
Los perfiles de altitud y velocidad de las
diferentes aproximaciones de descenso continuo se muestran en las
Figuras 5 y 6. Se usaron las simulaciones para calcular el tiempo de
vuelo y el consumo de combustible para estas aproximaciones de
descenso continuo diferentes. También, se calculo una estimación del
único evento de impacto de ruido asociado con cada una de las cuatro
aproximaciones de descenso continuo en términos de valores de pico
(LA_{max}) y niveles de exposición de sonido (SEL) en dBA.
La Figura 7 muestra los niveles de exposición de
sonido en la trayectoria de la huella terrestre para cada una de las
cuatro aproximaciones de descenso continuo. Los valores de SEL y de
LA_{max} a lo largo de trayectoria de la huella terrestre para
distancias de seguimiento de tierra iguales a -5, -10, -15 y -20
millas náuticas se promediaron y se dan en la Tabla 1, junto con los
tiempos de vuelo y los consumos de combustible para cada una de las
cuatro aproximaciones de descenso continuo.
Además, las simulaciones se realizaron para las
mismas condiciones pero con viento en contra de 27,8 Km/hora, y las
diferencias en el tiempo de vuelo entre los casos de con viento y
sin viento (\Deltat) se muestran en la tabla 1 como una
medida del grado de previsibilidad de cada una de las aproximaciones
de descenso continuo. Los datos muestran que la realización de
aproximación de descenso continuo para la máxima previsibilidad se
mantiene próxima al óptimo en términos de reducción del ruido y
ahorro de combustible, y sólo tiene una pequeña penalización en el
tiempo de vuelo. Esto último, que está asociado con los intereses de
las aerolíneas, debería compensarse de lejos con los beneficios en
la previsibilidad.
\vskip1.000000\baselineskip
Claramente se verá por los especialistas en la
técnica que pueden realizarse variaciones a las realizaciones
anteriores sin apartarse necesariamente del alcance de la invención
que se define por las reivindicaciones adjuntas.
Claims (47)
1. El sistema de gestión de aeronaves para su
uso en la gestión de aeronaves (4) en vuelos de aproximación de
descenso continuo dentro de un aeropuerto, en el que el sistema está
dispuesto: para determinar (1) los tipos de aeronaves que se espera
que vuelen dentro del aeropuerto; para determinar (2), para cada uno
de los tipos de aeronave, un coeficiente óptimo de sustentación que
proporciona la máxima previsibilidad en el tiempo de vuelo para la
aproximación de descenso continuo y el ángulo de la trayectoria de
vuelo aerodinámico resultante (Y_{TAS}) a mantener por la aeronave
durante la aproximación de descenso continuo; y para calcular (3)
una velocidad de tierra común aplicable a todas los tipos de
aeronaves para el vuelo de las aeronaves en la parte superior del
descenso (5) de sus aproximaciones de descenso continuo, en las que
la velocidad de tierra común se calcula usando los coeficientes
óptimos de sustentación determinados para los tipos de
aeronaves.
2. El sistema de gestión de aeronaves de la
reivindicación 1, dispuesto para calcular la velocidad de tierra
común determinando una velocidad de tierra para cada uno de los
tipos de aeronaves usando el coeficiente óptimo de sustentación
asociado con cada uno de los tipos particulares, y calcular la
velocidad de tierra común en base a un promedio de las velocidades
de tierra determinadas para cada uno de los tipos de aeronaves.
3. El sistema de gestión de aeronaves de la
reivindicación 2, dispuesto para calcular la velocidad de tierra
común calculando una promedio ponderado de las velocidades de tierra
determinadas para cada uno de los tipos de aeronaves en base a la
proporción esperada de aproximaciones de descenso continuo a volar
por ese tipo de aeronave.
4. El sistema de gestión de aeronaves de la
reivindicación 2 ó la reivindicación 3, dispuesto para calcular la
velocidad de tierra V_{G} para cada uno de los tipos de aeronaves
de acuerdo con
V_{G} =
V_{TAS} -
V_{WIND}
donde V_{WIND} es la velocidad
del viento en la parte superior del descenso,
y
donde W_{TOD} es el peso típico
del tipo de aeronave en la parte superior del descenso,
\rho_{TOD} es la densidad del aire en la parte superior del
descenso, S es el área de las alas del tipo de aeronave y
C_{L}(MP) es el coeficiente óptimo de sustentación para el
tipo de
aeronave.
5. El sistema de gestión de aeronaves de la
reivindicación 1, dispuesto para calcular la velocidad de tierra
común determinando un coeficiente óptimo promedio de sustentación a
partir de los coeficientes óptimos de sustentación calculados para
los diferentes tipos de aeronaves y que usa este coeficiente óptimo
de sustentación promedio para determinar la velocidad de tierra
común.
6. El sistema de gestión de aeronaves de
cualquiera de las reivindicaciones anteriores, dispuesto para
determinar el coeficiente óptimo de sustentación para cada uno de
los tipos de aeronaves calculando el coeficiente óptimo de
sustentación C_{L}(MP) a partir de
donde
y M es la velocidad (número de
Match), T es el empuje, W es el peso de la aeronave, C_{L*} es el
coeficiente de sustentación más eficaz para el tipo de aeronave, y
C_{D0} y C_{D2} son las polares de resistencia parabólica
aerodinámicos
usuales.
\newpage
7. El sistema de gestión de aeronaves de la
reivindicación 6, dispuesto para calcular C_{L*} a partir de
donde CD0 y CD2 son las polares de
resistencia aerodinámica parabólica
usuales.
8. El sistema de gestión de aeronaves de
cualquiera de las reivindicaciones anteriores, dispuesto para pasar
la velocidad de tierra común a las aeronaves en aproximación al
aeropuerto antes de que comiencen sus aproximaciones de descenso
continuo.
9. Un sistema de navegación de aeronaves
dispuesto para calcular una parte del plan de vuelo de la aeronave
que efectúa una aproximación de descenso continuo, con los motores
de la aeronave puestos sustancialmente al ralentí, estando dispuesto
el sistema de navegación de la aeronave para determinar (12) un
ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico a mantener durante el
vuelo de la parte descendente del plan de vuelo de modo que
manteniendo el ángulo mientras se vuela la parte descendente del
plan de vuelo se produce una variación mínima en el coeficiente de
sustentación.
10. El sistema de navegación de aeronaves de la
reivindicación 9, dispuesto para realizar simulaciones para
determinar el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico.
11. El sistema de navegación de aeronaves de la
reivindicación 10, dispuesto para correr las simulaciones usando
valores de entrada de uno o más de: la altitud de la parte superior
del descenso, la velocidad de tierra objetivo para volar en la parte
superior del descenso, el tipo de aeronave, el peso de la aeronave,
la velocidad del viento, el gradiente del viento, la presión y la
temperatura atmosférica.
12. El sistema de navegación de aeronaves de la
reivindicación 9, dispuesto para determinar el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico con referencia a una tabla de
datos que relacionan los ángulos de las trayectorias de vuelo
aerodinámico con parámetros de vuelo.
13. El sistema de navegación de aeronaves de la
reivindicación 12, en el que los parámetros de vuelo comprenden uno
o más de: la altitud de la parte superior del descenso, la velocidad
de tierra objetivo para volar en la parte superior del descenso, el
tipo de aeronave, el peso de la aeronave, la velocidad del viento,
el gradiente del viento, la presión atmosférica y la temperatura
atmosférica.
14. El sistema de navegación de aeronaves de la
reivindicación 12 ó la reivindicación 13, en el que la tabla se
produce corriendo simulaciones para determinar el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico.
15. El sistema de navegación de aeronaves de la
reivindicación 14, en el que las simulaciones se corren usando
valores de entrada de uno o más de: la altitud de la parte superior
del descenso, la velocidad de tierra objetivo para volar en la parte
superior del descenso, el tipo de aeronave, el peso de la aeronave,
la velocidad del viento, el gradiente del viento, la presión
atmosférica y la temperatura atmosférica.
16. El sistema de navegación de aeronaves de
cualquiera de las reivindicaciones 9 a 15, dispuesto además para
recibir la localización de la parte superior del descenso para usar
esta localización como el punto de comienzo para la parte de
descenso del plan de vuelo.
17. El sistema de navegación de aeronaves de la
reivindicación 16, dispuesto además para recibir la localización de
la parte inferior del descenso y para terminar la parte del descenso
del plan de vuelo en esta localización.
18. El sistema de navegación de aeronaves de
cualquiera de las reivindicaciones 9 a 17, dispuesto además para
guiar la aeronave a lo largo de una aproximación de descenso
continuo, estando dispuesto el sistema de navegación de aeronaves
para guiar la aeronave de modo que mantiene el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico durante la aproximación de
descenso continuo.
19. El sistema de navegación de aeronaves de la
reivindicación 18, dispuesto: para guiar la aeronave para volar a la
altitud especificada de la parte superior del descenso a la
velocidad de tierra especificada; en la localización especificada de
la parte superior del descenso, para provocar que los motores de la
aeronave que se pongan sustancialmente al ralentí y para guiar a la
aeronave de modo que se ajusta su perfil para adoptar el ángulo de
la trayectoria de vuelo aerodinámico; y, durante la aproximación de
descenso continuo, guiar a la aeronave para asegurar que la aeronave
mantiene el ángulo de la trayectoria de vuelo aerodinámico.
\newpage
20. El sistema de navegación de aeronaves de la
reivindicación 19, dispuesto además para guiar la aeronave para
asegurar que la aeronave se estabiliza y mantiene el vuelo plano
cuando la aeronave alcanza la parte inferior especificada de la
altitud de descenso o la parte inferior especificada de la
localización del descenso.
21. El sistema de navegación de aeronaves de la
reivindicación 20, dispuesto además para provocar que los motores
que se mantengan al ralentí de modo que la aeronave decelera a la
velocidad del aire especificada.
22. El sistema de navegación de aeronaves de la
reivindicación 20 o la reivindicación 21, dispuesto además para
guiar (20) a la aeronave para mantener el vuelo plano hasta que se
intercepta la pendiente de planeo al destino.
23. Un método de gestión de aeronaves (4) que
vuelan aproximaciones de descenso continuo dentro de un aeropuerto,
comprendiendo el método: determinar (1) los tipos de aeronaves que
se espera que vuelen dentro del aeropuerto; determinar (2), para
cada uno de los tipos de aeronaves, un coeficiente óptimo de
sustentación que proporciona la máxima previsibilidad en el tiempo
para volar la aproximación de descenso continuo y el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico resultante (Y_{TAS}) a mantener
por la aeronave durante la aproximación de descenso continuo; y
calcular (3) una velocidad de tierra común para volar por la
aeronave en la parte superior del descenso (5) de sus aproximaciones
de descenso continuo, en las que la velocidad de tierra común se
calcula usando los coeficientes óptimos de sustentación
determinados para los tipos de aeronaves.
24. El método de la reivindicación 23, en el
que calcular la velocidad de tierra común comprende determinar una
velocidad de tierra para cada uno de los tipos de aeronaves usando
el coeficiente óptimo de sustentación asociado con cada uno de los
tipos particulares, y calcular la velocidad de tierra común en base
a un promedio de las velocidades de tierra determinadas para cada
uno de los tipos de aeronave.
25. El método de la reivindicación 24, en el que
calcular la velocidad de tierra común comprende calcular un promedio
ponderado de las velocidades de tierra determinadas para cada uno de
los tipos de aeronave en base a la proporciona esperada de
aproximaciones de descenso continuo a volar por ese tipo de
aeronave.
26. El método de la reivindicación 24 o la
reivindicación 25, que comprende calcular la velocidad de tierra
V_{G} para cada uno de los tipos de aeronave de acuerdo con
V_{G} =
V_{TAS} -
V_{wind}
donde V_{wind} es la velocidad
del viento en la parte superior del descenso,
y
donde W_{TOD} es el peso típico
del tipo de aeronave en la parte superior del descenso,
\rho_{TOD} es la densidad del aire en la parte superior del
descenso, S es el área de las alas del tipo de aeronave y
C_{L}(MP) es el coeficiente óptimo de sustentación para el
tipo de
aeronave.
27. El método de la reivindicación 23, en el
que calcular la velocidad de tierra común comprende determinar un
coeficiente óptimo promedio de sustentación a partir de los
coeficientes óptimos de sustentación calculados para los diferentes
tipos de aeronaves y usar este coeficiente óptimo promedio de
sustentación para determinar la velocidad de tierra común.
28. El método de cualquiera de las
reivindicaciones 23 a 27, en el que determinar el coeficiente óptimo
de sustentación para cada uno de los tipos de aeronaves comprende
calcular el coeficientes óptimo de sustentación C_{L}(MP) a
partir de
donde
y M es la velocidad (número de
Match), T es el empuje, W es el peso de la aeronave, C_{L*} es el
coeficiente de sustentación más eficaz para el tipo de aeronave, y
C_{D0} y C_{D2} son las polares de resistencia parabólica
aerodinámicos
usuales.
29. El método de la reivindicación 28, que
comprende calcular CL* a partir de
donde C_{D0} y C_{D2} son las
polares de resistencia parabólica aerodinámicos
usuales.
30. El método de cualquiera de las
reivindicaciones 23 a 29, que comprende pasar la velocidad de tierra
común a las aeronaves que se están aproximando al aeropuerto antes
de que comiencen sus aproximaciones de descenso continuo.
31. Un método para calcular una parte del plan
de vuelo de una aeronave que efectúa una aproximación de descenso
continuo, con el conjunto de motores de la aeronave sustancialmente
al ralentí, comprendiendo el método determinar un ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico a mantener durante el vuelo de la
parte de descenso del plan de vuelo de modo que el mantenimiento del
ángulo mientras vuela la parte de descenso del plan de vuelo produce
una variación mínima en el coeficiente de sustentación.
32. El método de la reivindicación 31, que
comprende correr simulaciones para determinar el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico.
33. El método de la reivindicación 32, que
comprende correr las simulaciones usando valores de entrada de uno o
más de: la altitud de la parte superior del descenso, la velocidad
de tierra objetivo para volar en la parte superior del descenso, el
tipo de aeronave, el peso de la aeronave, la velocidad del viento,
el gradiente del viento, la presión atmosférica y temperatura
atmosférica.
34. El método de la reivindicación 33, que
comprende determinar el ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico con referencia a una tabla de datos que relaciona los
ángulos de las trayectorias de vuelo aerodinámico con los parámetros
de vuelo.
35. El método de la reivindicación 34, en el que
los parámetros de vuelo comprenden uno o más de: la altitud de la
parte superior del descenso, la velocidad de tierra objetivo para
volar en la parte superior del descenso, el tipo de aeronave, el
peso de la aeronave, la velocidad del viento, el gradiente del
viento, la presión atmosférica y temperatura atmosférica.
36. El método de la reivindicación 34 ó la
reivindicación 35, en el que la tabla se produce corriendo
simulaciones para determinar el ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico.
37. El método de la reivindicación 36, en el que
las simulaciones se corren usando valores de entrada de uno o más
de: la altitud de la parte superior del descenso, la velocidad de
tierra objetivo para volar en la parte superior del descenso, el
tipo de aeronave, el peso de la aeronave, la velocidad del viento,
el gradiente del viento, la presión atmosférica y la temperatura
atmosférica.
38. El método de cualquiera de las
reivindicaciones 31 a 37, que comprende recibir la localización de
la parte superior del descenso (5) y usar esta localización como
punto de comienzo para la parte de descenso del plan de vuelo.
39. El método de la reivindicación 38, que
comprende recibir la localización de la parte inferior del descenso
y que termina la parte de descenso del plan de vuelo en esta
localización.
40. Un método de guiado de una aeronave (4) para
volar la parte del plan de vuelo de la aeronave calculada de acuerdo
con cualquiera de las reivindicaciones de 31 a 39, que sigue por lo
tanto la aproximación de descenso continuo guiando la aeronave de
modo que se mantiene el ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico durante la aproximación de descenso continuo que
produce una variación mínima en el coeficiente de sustentación.
41. El método de la reivindicación 40, que
comprende: guiar a la aeronave para que vuele a la altitud
especificada de la parte superior del descenso a la velocidad de
tierra especificada; en la localización especificada de la parte
superior del descenso, provocando que los motores de la aeronave se
fijen sustancialmente al ralentí y guiar la aeronave de modo que su
perfil se ajuste para adoptar el ángulo de la trayectoria de vuelo
aerodinámico; y, durante la aproximación de descenso continuo, guiar
la aeronave para asegurar que la aeronave mantiene el ángulo de la
trayectoria de vuelo aerodinámico.
\newpage
42. El método de la reivindicación 41, que
comprende guiar la aeronave para asegurar que la aeronave se
estabiliza y mantiene un vuelo plano cuando la aeronave alcanza la
parte inferior especificada de la altitud del descenso o la parte
inferior especificada de la localización de descenso.
43. El método de la reivindicación 42, que
comprende provocar que los motores se mantengan al ralentí de modo
que la aeronave decelera a la velocidad del aire especificada.
44. El método de la reivindicación 42 o la
reivindicación 43, que comprende guiar (22) la aeronave para que
mantenga un vuelo plano hasta que se intercepte la pendiente de
planeo para el destino.
45. Un ordenador programado para funcionar de
acuerdo con cualquiera de los métodos de 23 a 44.
46. Un programa de ordenador que cuando se
ejecuta sobre un ordenador, hace que el ordenador implemente los
métodos de cualquiera de las reivindicaciones 23 a 44.
47. Un medio legible por ordenador que realiza
un programa de ordenador de acuerdo con la reivindicación 46.
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