ES2331432T3 - Procedimiento y dispositivo para el mando a distancia y la estabilizacion de aeronaves no tripuladas. - Google Patents
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Abstract
Procedimiento para el control de un aerodino no tripulado, mandado a distancia y capaz de vuelo estacionario, donde por parte de un piloto se forma una señal de mando mediante un elemento transductor (1), donde para el restablecimiento automático, al menos parcial, de la posición horizontal del aerodino al neutralizar el elemento transductor (1) se forma por lo menos una señal de giro (12, 40, 41) a partir de una velocidad de giro de por lo menos una inclinación de cabeceo o una inclinación de balanceo, se integra en el tiempo mediante un integrador (5, 5'''') y se utiliza la integral (8, 8'''') dentro del marco de una regulación de valor real/valor de consigna como valor real de un ángulo de inclinación, utilizando la señal de valor como señal de consigna de un ángulo de inclinación y se conduce la diferencia entre el valor real y el valor de consigna como valor de ajuste a un elemento de ajuste que controle la inclinación de vuelo, estando limitado en el tiempo el tiempo de integración del integrador (5, 5'''') de acuerdo con una constante de tiempo definida o de acuerdo con una ventana de tiempo definida.
Description
Procedimiento y dispositivo para el mando a
distancia y la estabilización de aeronaves no tripuladas.
La invención se refiere a un procedimiento y a
un dispositivo para facilitar el control y en particular para
estabilizar aeronaves no tripuladas, en particular modelos o
maquetas de helicópteros que se dirigen desde el suelo, o también
otros giroplanos, pequeños aviones radiocontrolados y
aeromodelos.
El mando de esta clase de aerodinos es difícil
por diversos motivos y sólo es posible para pilotos con experiencia.
En particular es necesario que cualquier posición de vuelo no
neutra adoptada para el mando o también adoptada casualmente, por
ejemplo una inclinación de balanceo o de cabeceo ha de volver a ser
enderezada por el piloto ya que en caso contrario cualquier
inclinación que se mantuviera se convertiría en una trayectoria de
vuelo cuya velocidad aumentaría constantemente. El enderezamiento
se realiza generalmente mediante un mando de corrección continuo
por parte del piloto. Pero para ello se necesita entrenamiento y
constante contacto visual. Unas distancias visuales mayores
dificultan adicionalmente el mando. Si un helicóptero se encuentra
por ejemplo en la vertical encima del piloto es incluso imposible
mantenerlo en suspensión, ya que únicamente se perciben visualmente
aquellas inclinaciones que sean de importancia. Para resolver el
problema se emplean a veces estabilizadores de posición, pero que
generalmente adolecen de falta de precisión o son caros debido a los
instrumentos de medida.
Los documentos DE 69502379-9.08,
JP 10328427 y US 5.738.300 describen sistemas de autopiloto que para
helicópteros tripulados contienen entre otros un palpador de medida
giroscópico y otros medios para integrar señales.
También se conocen dispositivos para regular la
posición mediante la medición óptica de la inclinación sirviéndose
del ángulo de incidencia de la luz o de los rayos infrarrojos, pero
cuyo inconveniente es que dependen de un horizonte óptico.
Igualmente se conocen estabilizadores
giroscópicos para movimientos alrededor del eje vertical, que
contienen un codificador rotatorio giroscópico. En este caso se
forma una diferencia entre valor real y valor teórico, entre el
valor medido que es proporcional a la velocidad de giro y un valor
teórico originado por el piloto, y se conduce esta diferencia al
correspondiente servomecanismo a través de un bucle de regulación,
p.ej. un bucle de regulación PID que puede contener un integrador.
Si se fueran a prever tales estabilizaciones para los ejes de
inclinación, es decir para el eje de balanceo o el eje de cabeceo,
se podría obtener una estabilización frente a desviaciones
mecánicas y aerodinámicas, y sustituir por lo tanto las
estabilizaciones mecánicas de la cabeza del rotor, pero en cambio
no es posible neutralizar automáticamente una inclinación ya
existente. Por otra parte, incluso las mínimas derivas de la señal
de medición se integran también forzosamente y se suman para dar
lugar a errores que corresponden a una posición inclinada
defectuosa.
De la Revista ROTOR 7/2002 se conoce un sistema
de estabilización "VR-Stabi" con giróscopos
electrónicos previstos para los ejes de balanceo y de cabeceo,
donde se simula electrónicamente la barra de paleta/barra
estabilizadora mecánica usual. Para ello se mezcla para los ejes de
control de balanceo y cabeceo con el valor de ajuste emitido una
señal de medición de velocidad de giro integrada, mezclándose la
señal de mando del piloto por una parte de forma directa y por otra
parte en la entrada del integrador. Sin embargo no está previsto
aquí el enderezamiento de una posición inclinada ya adoptada.
El documento DE 103 04 209 A1 describe un
dispositivo de corrección que integra señales de control,
procedentes por ejemplo de una palanca de mando, y genera a partir
de ello un valor de ajuste neutro, con lo cual no procede la
compensación manual para volver a una posición neutra. Sin embargo
el piloto ha de seguir dirigiendo contra-activamente
toda posición inclinada que aparezca, incluso después de cada
posición inclinada iniciada intencionadamente tendría que volver a
enderezar la inclinación con una desviación contraria debidamente
dosificada, ya que solamente puede controlar la velocidad de
variación de la inclinación (velocidad de balanceo o cabeceo).
El documento EP 0 752 634 describe un
dispositivo para regular la inclinación de un helicóptero controlado
a distancia donde se integra dentro del marco de una rama PID una
señal de medición de velocidad de giro, en cuyo caso la integral se
representa como valor de medida del ángulo de inclinación.
El documento DE 102 58 545 A1 describe un
sistema de estabilización que comprende la regulación de una
inclinación de la trayectoria de vuelo y para ello propone como
valor de medición de la inclinación una integral en el tiempo de
una señal de giro proporcional a la velocidad angular de la
inclinación. Como contramedida frente al error del punto cero que
aparece por la integración se propone allí (véase especialmente el
apartado 0055) una combinación con otros valores de medida de la
inclinación procedentes de otros instrumentos, lo cual sin embargo
significa un gasto adicional.
El objetivo de la invención es un procedimiento
y un dispositivo para controlar aeronaves no tripuladas dirigidas a
distancia capaces de mantenerse en suspensión, en particular
giroplanos, que permita al menos aproximadamente un control del
ángulo de inclinación, es decir p.ej. un ángulo de balanceo o de
cabeceo, y que al neutralizar la palanca de mando restablezca al
menos aproximadamente la posición horizontal. En particular se ha de
poder generar un valor de ajuste que sea adecuado para controlar un
servomecanismo, p.ej. un servomotor.
Para ello están previstas las características
identificadas en las reivindicaciones independientes. Las
características de unas formas de realización preferentes de la
invención se describen en las reivindicaciones subordinadas.
Como sensor de la velocidad de giro se puede
emplear por ejemplo un piezo giróscopo o un giróscopo SMS (Silicon
micro machine).
La señal de inclinación integrada del sensor de
velocidad de giro se puede considerar como el valor real de un
ángulo de inclinación. Por lo tanto se puede conseguir una
regulación de la inclinación que al retirar una desviación de
control regule automáticamente la inclinación volviéndola a una
posición sensiblemente horizontal.
De acuerdo con la invención se puede efectuar
una regulación de la inclinación integrando una señal de velocidad
de giro para formar un valor real, donde está limitado el tiempo de
integración para evitar derivaciones del cero. Para la regulación
de la inclinación se le añade un valor teórico después de la
formación de la integral, o se resta de ésta. La diferencia de
valor real - teórico formada de este modo se puede aportar al
correspondiente servomecanismo empleando medios conocidos de un
bucle de regulación. Como diferencia entre valor real - teórico
puede servir la diferencia entre un valor teórico de inclinación
dado por el piloto y un valor real de inclinación aproximado
calculado en el integrador. La invención permite que en una aeronave
controlada a distancia y capaz de mantenerse en suspensión, se
restablezca en gran medida automáticamente la posición horizontal
después del direccionamiento y de adoptar un ángulo de inclinación
y la subsiguiente neutralización de la palanca de mando.
Mediante la regulación conforme a la invención
se cierra en particular un circuito de regulación que puede estar
realizado en particular como PID. A diferencia de las regulaciones
PID convencionales (proporcional - integral - diferencial), la
duración de la integración está limitada en el tiempo o tiene unas
barreras o unos límites de tiempo. En particular la limitación
puede tener lugar al reacoplar a la entrada una parte del valor
real y/o del valor teórico.
Mientras en la entrada del integrador no esté
aplicada ninguna señal, la limitación del tiempo de integración
puede provocar una retirada o "descarga" de la integral hasta
un valor cero. La retirada puede tener un desarrollo en el tiempo
de carácter asintótico. Mediante la limitación del tiempo de
integración se evita que las derivas del cero se sumen de forma
molesta con el valor integral.
La constante de tiempo o ventana de tiempo
determinante para la limitación puede estar definida; la definición
puede significar una constante de tiempo predeterminada o una
ventana de tiempo predeterminada.
Una ventaja de la presente invención es que se
pueden eliminar los errores causados por la deriva. Mediante la
integración de una señal de medición de velocidad de giro que esté
presente sólo en forma incremental, para formar una señal de
inclinación, se integran al mismo tiempo convencionalmente las
derivas del punto cero de la señal de medición, que a lo largo del
tiempo se van sumando automáticamente dando lugar a fallos que
corresponden a una posición inclinada defectuosa. Además, durante la
integración generalmente se produce una constante de integración no
definida. Ambos problemas se pueden resolver ventajosamente mediante
la invención.
Con la invención se pueden evitar los
inconvenientes que presentan los sistemas convencionales de
navegación por inercia o los horizontes artificiales debido a los
sensores de inclinación necesarios para el eje de cabeceo e
balanceo, o los sensores de aceleración triaxiales. Estos sensores
adicionales que reaccionan ante la gravitación de acuerdo con el
principio de un nivel de burbuja y cuyos valores de medición se
requieren según el estado de la técnica para suministrar durante la
integración de una señal de medición de la velocidad de giro la
información que falta sobre el ángulo de inclinación absoluto,
presentan durante su aplicación en pequeños helicópteros diversos
problemas: debido a la aceleración propia durante el vuelo sólo se
puede medir de forma limitada la inclinación mediante la
gravitación. Por otra parte, una medición que se base en la
aceleración se ve muy perjudicada por las vibraciones que surgen
debidas al accionamiento y a desequilibrios mecánicos, por lo que
es muy difícil de conseguir suficiente precisión de medición. Con la
invención se pueden conseguir además ventajas de coste en la
fabricación.
La integración se puede controlar mediante un
microprocesador controlado por programa; la señal de medición se
puede alimentar a través de una conversión analógica - digital.
La integración puede efectuarse mediante una
suma continua repetida de una pequeña proporción de la señal que
se trata de integrar. Con el fin de limitar, según un ejemplo de
realización ventajoso de la presente invención, la ventana de
tiempo aplicada para la integración, existe por ejemplo la
posibilidad de que una pequeña parte del resultado integrado se
realimente con realimentación negativa a la entrada del integrador.
Esto permite que el integrador se pueda autodescargar a lo largo de
un período de tiempo prolongado. Se obtiene una función de tiempo
asintótica. El factor de alimentación es el grado de realimentación
negativa. Éste representa una relación entre la señal no integrada
y la señal integrada en el tiempo, y tiene por lo tanto la dimensión
física de una frecuencia y corresponde al valor inverso de la
constante de tiempo de descarga. Una mezcla con una pequeña
proporción corresponde a una constante de tiempo grande. La
integración puede realizarse de forma digital, en particular
controlada por microprocesador, o también de forma analógica
electrónica. Una posibilidad análoga de realización es un circuito
RC conectado como integrador que presenta una constante de tiempo.
En una forma de realización digital se puede registrar por ejemplo
un valor límite de tiempo para la integración en las memorias
correspondientes de sólo lectura o de lectura y
escritura.
escritura.
El concepto de "limitación en el tiempo" no
significa necesariamente unos límites de tiempo nítidos. La
limitación en el tiempo provoca que los pequeños errores de medida
o la deriva del punto cero del giróscopo no se vayan integrando
continuamente, sino que se limite su efecto; en el caso descrito, a
un valor límite asintótico.
La constante de tiempo definida se puede elegir
ventajosamente de mayor duración que la de las desviaciones usuales
de control.
La integración limitada provoca que la señal de
medición que está presente como señal de velocidad de giro no se
convierta en un valor real de inclinación exacto sino en uno
modificado. La limitación del tiempo de integración no es usual en
las regulaciones convencionales, ya que entonces deja de ser posible
una compensación plena y no hay posibilidad de llevar a cabo una
regulación que cumpla con todos los requisitos. En particular
parece en primer lugar perjudicial la limitación del tiempo de
integración también en la representación de un valor de medición de
la inclinación a partir de un valor de medición de la velocidad de
giro, porque con ello ya no se pueden medir con exactitud las
inclinaciones de cierta duración, sino que se pueden medir
subvaloradas, es decir de forma errónea.
Durante una regulación de la inclinación resulta
por esto de que de una inclinación de vuelo que se haya adoptado
permanece un ligero resto cuando por parte del piloto se vuelve a
retirar la señal de mando.
En el caso conforme a la invención puede ser sin
embargo ventajosa la limitación del tiempo de integración y la
desviación condicionada por ello. El motivo es que durante el vuelo,
en particular durante la suspensión de un helicóptero, no solamente
tienen una duración muy breve las desviaciones de control
convencionales que son proporcionales a una velocidad de
inclinación sino incluso las desviaciones de inclinación, es decir
el valor real y el valor teórico de las señales conformes a la
invención, y su valor medio considerado a lo largo de un período de
tiempo prolongado resulta casi exactamente igual a cero. Esto se
puede explicar por la situación de que durante el vuelo de un
helicóptero durante una posición de vuelo inclinada casi no aparecen
componentes de aceleración gravitacional transversales al árbol del
rotor ya que las fuerzas aerodinámicas aparecen principalmente en
dirección paralela al árbol del rotor. Unas inclinaciones que duren
más tiempo darían lugar a una trayectoria de vuelo con velocidad
constantemente creciente condicionada por el comportamiento de vuelo
integrante, y por lo tanto no son usuales durante la suspensión. La
pérdida debida a la limitación del tiempo de integración por lo
tanto no tiene importancia en la medida en que la limitación del
tiempo de integración permita un tiempo de integración similar o
mayor que la duración de las inclinaciones que usualmente
aparecen.
Las inclinaciones residuales que quedan después
de la recuperación automática son sólo pequeñas, y se pueden
corregir muy fácilmente por el piloto. Las derivas causadas por
fallos de decalaje si embargo se suprimen eficazmente gracias a la
limitación del tiempo de integración, lo que permite obtener una
ventaja considerable.
En comparación con otros estabilizadores
giroscópicos convencionales la situación es diferente porque la
presente solución no mezcla la señal de control como valor teórico
antes sino después del integrador. De ahí resulta una reacción
sobre la señal de control diferenciada en el tiempo, en comparación
con el estabilizador giroscópico convencional.
Además de los sensores de velocidad de giro no
deben intervenir convenientemente otros instrumentos que midan la
inclinación del eje correspondiente, para obtener un resultado
utilizable. La invención puede trabajar en particular sin
instrumentos que midan la aceleración.
Se ha obtenido una regulación especialmente
buena de recuperación de la posición horizontal al utilizar la
invención en combinación con maquetas de helicópteros que están
equipadas en la forma usual con estabilización mecánica
convencional. Para ello esos helicópteros disponen de lo que se
llama una barra estabilizadora o barra de paleta, que a su vez
actúa como giróscopo.
Otra posibilidad de limitar en el tiempo el
integrador consiste en alimentar una pequeña proporción del valor
teórico en la entrada del integrador. También esta medida tiene el
efecto de limitar el tiempo de integración en el sentido de la
presente invención y producir un comportamiento comparable. La
semejanza se basa en que durante el vuelo y debido al
funcionamiento del bucle de regulación el valor real se aproxima
constantemente al valor teórico, y por lo tanto es semejante a
éste.
La realimentación antes descrita del integrador
ofrece sin embargo la ventaja de que el efecto deseado se consigue
también sin un bucle de regulación cerrado, es decir sin vuelo y en
tierra.
Otra posibilidad de producir la integral
limitada en el tiempo consiste en que los valores de medición se
van depositando constantemente en celdas de memoria intermedia, y
que a partir de un número definido de valores registrados se forman
unos valores medios actuales y eventualmente ponderados. Esto
equivale a un plegado con una función de ventana definible.
De acuerdo con un ejemplo de realización
preferente de la invención, la constante de tiempo definida tiene
una duración superior a la duración de las desviaciones de control
usuales. Según la aplicación o el dispositivo de control y/o el
objeto volante, esta duración se puede especificar o definir
adecuadamente. La duración de las desviaciones de control usuales
puede estar definida por ejemplo por el tiempo que tarda la aeronave
para adoptar un ángulo de inclinación predeterminado para una
amplitud predeterminada de una desviación de control por parte del
piloto, por ejemplo para alcanzar un ángulo de inclinación de 30º a
la mitad de la desviación total de la palanca de mando, o un ángulo
de inclinación de 45º en caso de desviación completa. La duración
de la ventana de tiempo también puede venir predeterminada de modo
fijo, p.ej. con un valor entre 2 y 12 segundos, en particular entre
3 y 7 tal como p.ej. 5 segundos. En los giroscópicos con escasa
deriva son más ventajosas las constantes de tiempo más largas. En
otra forma de realización para establecer la duración de la ventana
de tiempo puede estar previsto un modo de funcionamiento del
dispositivo de mando en el que el piloto realiza un vuelo de prueba
con diferentes ajustes, y provoca él mismo la programación de una
duración adecuada de la ventana de tiempo en el dispositivo de
control, o si un dispositivo de captación determina para ello un
valor.
A continuación se describen ejemplos de
realización de la invención.
Las Figuras muestran:
Figura 1 un dispositivo para el control de la
inclinación sin un sensor relativo a la inclinación,
Figura 2 el correspondiente dispositivo para
varios ejes de control,
Figura 3 un dispositivo para regular la
inclinación con un sensor por cada eje de control y diversas
variantes de esto,
Figura 4 ejemplos de variaciones de la señal del
dispositivo de la Figura 3.
En la medida en que las figuras aparecen objetos
de referencia iguales se emplean signos de referencia iguales.
La Figura 3 muestra en la parte superior un
primer ejemplo de realización en forma de diagrama de bloques. Una
señal de control 41 generada por medio de la palanca de control 1
por un piloto que se encuentra en tierra se transmite a través del
transmisor 42 y del receptor 42 al dispositivo de estabilización que
contiene las restantes piezas representadas y que se encuentra a
bordo de un helicóptero controlado a distancia por el piloto. A la
señal de control recibida 41 se le añade en el mezclador 6 la señal
8 procedente del integrador 5 como valor real negativo, y se lleva
como valor de ajuste la diferencia teórico - real 47 obtenida a la
máquina del timón 46, que controla el movimiento de balanceo de un
helicóptero. La señal de control recibida 41 actúa como valor
teórico. El valor real se produce al integrar en el integrador 5 por
una parte la señal de medición de la velocidad de inestabilidad 40
procedente del giróscopo 44 y por otra parte efectuar la
realimentación negativa de la señal integrada por medio de un
pequeño factor definido 11, reacoplada a través del mezclador 45 en
el integrador, con lo cual se limita el tiempo de integración. De
modo alternativo o adicional, representado con línea de trazos, se
puede recurrir para la mezcla a la señal de control 41, para
provocar en la forma antes descrita una limitación de la
integración efectiva semejante condicionada por la acción de
control. Sin embargo no es necesario efectuar la mezcla de la señal
de control 41 en el integrador. A la entrada del integrador puede
tener lugar una mezcla de la señal de control, ventajosamente en una
proporción pequeña que es menor que la proporción de la integral 8
realimentada en la mezcla. Una parte de la mezcla de la señal de
control también se puede definir aquí por la dimensión física de
frecuencia o tiempo. Al evaluar las proporciones de mezcla
utilizables es determinante la suma del valor integral 8 y de las
proporciones alimentadas de la señal de control 41, para determinar
con qué velocidad tiene lugar la limitación efectiva de la integral
en el tiempo. Los valores antes citados de una constante de tiempo
ventajosa se deberán referir entonces a la suma de las dos
alimentaciones.
Puede efectuarse también un ajuste ventajoso de
las constantes de tiempo, de modo que sin movimiento de vuelo, por
ejemplo manteniendo la aeronave sujeta, el valor integral 8,
partiendo de un valor cero, se mantiene o bien invariable después
de haber provocado y terminado una desviación de control de duración
usual, o que presenta un valor cuya influencia sobre el valor de
ajuste 47 es reducida en comparación a la proporción de la señal de
control 41 en el valor de ajuste.
Con independencia de esto pueden estar previstos
otros dispositivos de técnica de regulación, por ejemplo una mezcla
PID (no representada) en el ramal 47 del valor de ajuste.
La señal integrada 8 también se puede limitar en
cuanto a su amplitud por medio de un limitador (no representado),
antes de que llegue al mezclador 6. De este modo se puede conseguir
que se pueda sobremodular la regulación de la inclinación, dando
unas desviaciones de mando que sean mayores que la limitación de
amplitud.
Después del integrador descrito puede estar
previsto ventajosamente también un segundo integrador cuya entrada
recibe al primer integrador. De este modo el segundo integrador
puede estar dispuesto en cascada. Puede ir sumando constantemente
derivas que surjan eventualmente por deriva de la temperatura o por
otras faltas de precisión de la señal de medición de la velocidad
de giro. El segundo valor integral se puede mezclar con
realimentación negativa en el primer integrador, es decir se puede
restar de la señal de medición de la velocidad de giro; de este
modo compensa la deriva de la señal de medición. El grado de mezcla
puede estar establecido de modo tan reducido que se obtenga una
constante de tiempo larga frente a los restantes desarrollos. Tienen
sentido valores de aprox. 10 segundos o superiores.
Una de las diferencias con el
"VR-Stabi" conocidos por ROTOR 7/2002 y citado
además como estado de la técnica, que simula el comportamiento de
un estabilizador mecánico, se justifica en la forma siguiente: en
las señales que allí aparecen no se presenta ningún valor de
medición de la inclinación efectivo o aproximado. En particular, la
mezcla de la señal de control en el integrador tiene como
consecuencia que la integral aumenta considerablemente durante un
desvío del mando, y por lo tanto también lo hace la inclinación de
vuelo resultante, lo que equivale a un comportamiento de vuelo
convencional del helicóptero y que también se pretende con el ajuste
previsto.
La Figura 4 muestra a título de ejemplo sobre un
eje de tiempos t unas variaciones de la señal relativas a un eje de
control, partiendo para ello de una posición de vuelo horizontal a
aeronave parada y sin influencias perturbadoras del exterior. Se
explica una cadena de efectos del valor teórico a través del valor
de ajuste y la posición de vuelo hasta el valor de medición de
posición de vuelo aproximado. Todas las señales son a título de
ejemplo y pueden tener también una variación diferente.
El gráfico 4a muestra el desarrollo en el tiempo
de una señal del mando 41 dada por el piloto, como valor teórico
de una inclinación. Se compone por ejemplo de una primera desviación
del mando, representada positivamente, mediante la cual se trata de
iniciar una inclinación teórica, después hay una posición neutra
mediante la cual se trata de conseguir un
re-enderezamiento, después una desviación en sentido
contrario mediante la cual se trata de conseguir una parada
mediante nuevo frenado de la velocidad de vuelo alcanzada
entretanto.
El valor real aproximado 8 procedente del
integrador está representado con línea de trazos. La semejanza del
valor real es el resultado de que el circuito de regulación está
cerrado a través de los elementos de ajuste 46; al aparecer una
diferencia entre valor real y valor teórico, la posición de vuelo se
adapta correspondientemente de modo que se vuelva a reducir al
mínimo la diferencia.
El gráfico 4b muestra una señal de ajuste
resultante 47 como diferencia entre 41 y 8, que inclina el aerodino
por la desviación en la zona 101, lo vuelve a enderezar a
continuación en la zona 102, luego realiza una inclinación
contraria en la zona 103 y lo endereza de nuevo en la zona 104.
El valor de ajuste se puede además limitar. Este
gráfico corresponde también a los movimientos del mando que tendría
que realizar el piloto sin emplear la presente invención.
El gráfico 4c muestra la inclinación de vuelo
real n resultante de esto; difiere ligeramente respecto a la señal
de control original 4a: por una parte, presenta unos flancos más
lentos correspondientes al tiempo de reacción, y por otra parte
presenta la desviación x resultante de la descarga del integrador,
que se vuelve después a anular después de la desviación en sentido
contrario.
Tal como está representado con línea de trazos
en el gráfico 4a la señal integrada 8 es el valor de medición
aproximado de la posición de vuelo. El efecto de la limitación del
tiempo de integración se manifiesta en la diferencia x entre los
gráficos.
El gráfico 4d muestra la velocidad de vuelo
resultante v. Despreciando influencias del exterior, la velocidad
de vuelo v se corresponde aproximadamente a la integral en el tiempo
de la inclinación de vuelo. Este comportamiento sin embargo hay que
aproximarlo mejor debido a las fuerzas del aire (resistencia), de
modo que también esta integral se somete a una limitación en el
tiempo.
A este respecto se puede conseguir la ventaja de
que la limitación en el tiempo de la integral 8 se puede adaptar
fácilmente al comportamiento de vuelo, de modo que se corresponda
aproximadamente con el tiempo de integración al incluir la
velocidad de vuelo.
En la aplicación resulta por lo tanto que con el
valor de ajuste, el piloto prácticamente controla la aceleración
del helicóptero, y que al frenar hasta la parada se retira también
de nuevo automáticamente el error del valor real de inclinación que
había surgido primeramente por la limitación del tiempo de
integración.
La Figura 3 muestra en la parte inferior un
segundo sistema de regulación establecido para el eje de cabeceo,
que se corresponde con el anterior de modo que se regula la
inclinación en ambas coordenadas de a bordo.
Tal como se ha descrito anteriormente, el
funcionamiento exacto de la invención se basa también en el hecho
de que la duración usual de las inclinaciones que aparecen a causa
del comportamiento de vuelo es reducida y que no aparece una
inclinación permanente en un sentido. En la Figura 4d esto resulta
evidente por el aumento de velocidad en el caso de inclinaciones de
larga duración. Esto es válido para inclinaciones medidas en
coordenadas sólidas en el espacio. La solución descrita hasta aquí
es por lo tanto especialmente adecuada para vuelos en los que el
aerodino no gira esencialmente alrededor de su propio eje vertical,
es decir por ejemplo vuelos de suspensión de un helicóptero. En
caso contrario surge la dificultad de que los ejes de giro a los que
se refieren los valores medidos, es decir el eje de cabeceo y el
eje de balanceo giran ellos mismos y en consecuencia pueden
aparecer inclinaciones persistentes, concretamente en la medida en
que están referidas a las coordenadas de a bordo que están girando.
Por ejemplo en el caso de una curva continuada de modo permanente
aparece una inclinación en una orientación constantemente
cambiante, pero como inclinación de balanceo que permanece
invariable. Esto daría lugar a un error al formar el valor real de
inclinación aproximado a partir del valor medido de la velocidad de
giro debido a la limitación del tiempo de integración conforme a la
invención, de modo que la solución descrita hasta ahora no
sería
suficiente.
suficiente.
En otra realización de la invención se encuentra
al respecto una posibilidad para resolver este problema. Para ello
se puede ampliar el tratamiento de señales antes descrito, que está
establecido tanto para el eje de balanceo como el de cabeceo, al
ser controlada estando influenciada por una señal de guiñada que
señaliza movimientos de guiñada, por ejemplo giros del fuselaje
alrededor del eje vertical, de tal modo que durante los giros de
guiñada tenga lugar el correspondiente giro vectorial de las señales
que afectan a los movimientos de balanceo y cabeceo.
Como señal de guiñada se puede emplear la señal
de medición de un giróscopo usual para la estabilización de la
cola, u otra señal que indique una velocidad de guiñada o un ángulo
de guiñada. Alternativamente o en combinación se puede emplear una
señal de control de guiñada, por ejemplo de la correspondiente
palanca de mandos. También esta señal indica la velocidad de
guiñada con suficiente precisión, especialmente si la velocidad de
guiñada se regula mediante un sistema de giróscopo dispuesto a
continuación de modo proporcional a la señal de control de guiñada.
Según esto se puede emplear también la señal de control de guiñada
que generalmente se emite como valor de consigna a los dispositivos
estabilizadores del rotor de cola.
La influencia puede tener lugar de modo que las
señales integradas se giren especialmente de modo vectorial de
acuerdo con el giro indicado por la señal de giro. El giro puede
tener lugar entre las funciones descritas de guiñada y cabeceo
entre sí. Para ello se puede emplear el procedimiento conocido como
matriz de giro o la función del argumento conocida en el cálculo de
números complejos. En particular, se puede asignar por ejemplo el
control de balanceo a un eje "x" o a un eje numérico real, y el
control de cabeceo a un eje "y" o eje numérico imaginario,
realizando allí el giro. El giro se puede calcular numéricamente en
el plano numérico. Esto se puede efectuar por ejemplo en pasos
incrementales controlados por programa para los contenidos de
memoria de los integradores 5 previstos para el balanceo y el
cabeceo.
La combinación conforme a la invención con el
giro vectorial presenta en primer lugar la ventaja de que los
valores reales de inclinación existentes en la integración, si se
han formado basándose en una medición concreta, se giran
correspondientemente al mismo tiempo durante los movimientos de
guiñada, y se evita un error de medición que aparecería en otro
caso. Un helicóptero que tiene por ejemplo una inclinación hacia
adelante actual, estará inclinado hacia la izquierda después de un
giro a izquierdas de 90º, o estará inclinado hacia atrás después de
un giro de 180º, sin que hayan surgido movimientos de guiñada o de
balanceo. Esto se puede corregir correctamente mediante el
procedimiento.
En segundo lugar, el giro vectorial permite que
se puedan aproximar con suficiente precisión posiciones inclinadas
duraderas durante las curvas, a pesar de la limitación del tiempo de
integración conforme a la invención, ya que los valores de la
integración giran constantemente y por su constante cambio no son
borrados por la limitación del tiempo de integración.
La Figura 3 muestra en el tramo intermedio el
giro vectorial. La señal de medición 55 procedente del sensor de
velocidad de giro 54 es proporcional a la velocidad de guiñada. El
valor real de balanceo procedente del integrador (superior) se
multiplica por medio del multiplicador 57 por la velocidad de
guiñada y se mezcla en el integrador de cabeceo 5' como variación
incremental de giro. A la inversa, se mezcla negativamente el valor
real de cabeceo 8' en el integrador de balanceo 5, de modo que ambos
por las dos mezclas forman en conjunto un giro vectorial
incremental entre la señal de cabeceo y de balanceo. Otra
posibilidad es mezclar entre sí, girando mediante la matriz de
giro, los valores de medición de velocidad de inclinación 40, 40' o
las señales de salida u otras señales internas.
Otra posibilidad de hacer realidad el
integrador, especialmente para integrar los valores de medición de
la velocidad de inclinación y opcionalmente también para integrar
la adición restante descrita del valor real y/o del valor teórico
es la utilización de un giro vectorial tal como se ha descrito aquí
para el eje de guiñada. Para ello se puede definir un bípode o
trípode vectorial. Éste puede contener adicionalmente un vector
vertical orientado hacia arriba, que también está sometido al
giro.
La presente invención también se puede realizar
mediante el cálculo de un trípode vectorial giratorio de carácter
general.
En particular, la integración descrita que tiene
una entrada y una salida se puede conseguir por el hecho de que en
general se gira un trípode vectorial por cálculo según una velocidad
angular especificada como señal de entrada. El giro puede tener
lugar al seguir girando en un cálculo repetitivo cíclico el trípode
de forma incremental alrededor de un pequeño ángulo, estando
especificado el pequeño ángulo por el valor de entrada de la
velocidad angular. Para ello se puede recurrir a la señal de
medición del sensor de velocidad de giro. La desviación resultante
del trípode vectorial se puede utilizar como señal de salida. El
proceso representa una integración. En el caso de ángulos pequeños
la señal de salida puede ser sensiblemente lineal, y puede
corresponder a una desviación del trípode. Para ello se puede
recurrir por ejemplo a un ángulo de giro o de forma más sencilla
también directamente a calcular una de las coordenadas vectoriales.
Una desviación definida de este modo se considera en el sentido de
esta invención también como integral y puede utilizarse para ello.
La limitación del tiempo de integración se puede efectuar por lo
tanto mezclando negativamente un valor de cálculo identificativo
del trípode vectorial con el valor de entrada de la velocidad
angular que determina la velocidad angular.
Estas formas de realización permiten que después
de capotar con posición invertida y vuelo invertido y vuelta a la
posición de vuelo normal se pueda girar hacia atrás correctamente la
integral calculada.
En otra realización que es adecuada para
estabilizar el vuelo invertido se puede efectuar la mezcla de la
integral 8 con el valor de ajuste con polaridad invertida, es decir
con sentido o signo invertido. Con esto un circuito de regulación
que se forma por la comparación entre el valor real y el valor de
consigna resulta estable en la posición invertida. La inversión de
sentido puede efectuarse en función del signo de un componente
vertical de un vector vertical girado de acuerdo con la posición de
vuelo. Con ello se puede conseguir que la inversión tenga lugar
automáticamente cuando cambie la posición de vuelo en posición
invertida es decir que permite conseguir una regulación estable sin
conmutar en las dos posiciones. La inversión de sentido puede
conseguirse multiplicando la integral que se trata de invertir por
el valor de la componente vertical.
Dado que en los transmisores programables
conformes al estado de la técnica en cualquier caso es usual que
haya como componente un microprocesador controlado por programa se
puede incorporar a posteriori la presente invención al menos
parcialmente en un hardware ya existente, mediante un software que
controle la realización del procedimiento descrito.
El dispositivo también puede estar previsto a
bordo de la aeronave. El dispositivo puede estar unido
constructivamente con un mezclador de a bordo o con un receptor de
mando a distancia.
Las mezclas descritas pueden consistir en una
adición o en cualquier otra forma de superposición.
A continuación se describen los ejemplos de
realización según las Figuras 1 y 2.
También éstos le permiten al piloto controlar al
menos de modo aproximado el ángulo de inclinación es decir por
ejemplo un ángulo de cabeceo y/o de balanceo, de modo que al
neutralizar la palanca de mando el ángulo de inclinación
correspondiente vuelve automáticamente y en gran medida a la
posición horizontal.
Convencionalmente es preciso que cualquier
posición de vuelo no-neutra adoptada para la
dirección, por ejemplo una inclinación de balanceo o de cabeceo, se
ha de reajustar activamente a la posición inicial mediante una
contra-desviación bien dosificada en el transductor.
La contra-desviación deberá efectuarse de tal modo
que el producto a base de duración y desviación se corresponda con
la desviación original. De este modo se anula la inclinación que ha
sido controlada y se restablece una posición de vuelo neutral. Esto
lo realiza usualmente el piloto, con lo cual se forma un circuito
de regulación.
Como ayuda para el mando a distancia de
aeronaves no tripuladas, y en particular de helicópteros, se filtra
con un filtro de paso alto una señal de mando dada por el
piloto.
Para introducir las señales de control pueden
utilizarse elementos transductores, por ejemplo palancas de mando o
cualquier otro mando de introducción de acción continua o
cuasi-continua. Las señales de control se pueden
transmitir por ejemplo por radio desde tierra a la aeronave.
Por lo menos una señal de control se somete a un
filtrado en un filtro de paso alto y la señal filtrada en el filtro
de paso alto se conduce al valor de ajuste o al menos se le suma
proporcionalmente. Esta mezcla se puede conducir directamente al
elemento de ajuste correspondiente. En lugar de la señal de control
manual convencional se puede emplear por lo tanto una señal
filtrada en un filtro de paso alto derivada de esta señal de
control manual. El filtrado en filtro de paso alto también se puede
describir como una diferenciación en función del tiempo. El
elemento de ajuste realizará por lo tanto debido al accionamiento de
control dado por el piloto, un movimiento que corresponde a la
función diferencial del movimiento de control efectuado o al menos
contiene a ésta parcialmente.
Mediante este procedimiento se consigue lo
siguiente: una situación de vuelo que se alcanzó debido a una
desviación efectuada en la palanca de control, por ejemplo una
posición inclinada o inclinación de vuelo, se
contra-controla de nuevo al menos parcialmente al
generar en el filtro de paso alto una desviación de control de
sentido opuesto, y esto precisamente en el momento en que se vuelve
a retirar una desviación de la palanca de mando que se haya
efectuado, por ejemplo cuando el piloto suelta la palanca de mando.
En lugar de la palanca de mando se puede utilizar cualquier otra
forma de introducción.
El mando se simplifica considerablemente ya que
la contra-desviación antes descrita no ha de
efectuarse manualmente sino que se genera automáticamente por la
función de filtro de paso alto. De este modo el piloto puede
controlar cómodamente la inclinación de vuelo. La ventaja es que
esto también resulta posible sin necesidad de una instrumentación
de a bordo que mida y regule la inclinación. La reposición de una
inclinación tiene lugar con mayor precisión de lo que sería posible
convencionalmente, especialmente en caso de comunicación visual
deficiente. El contra-control puede efectuarse
enteramente para lo cual se diferenciaría completamente la señal de
control, es decir se utilizaría un filtro de paso alto que no deje
pasar la señal de entrada original. Pero generalmente es mejor
mantener la señal de control original en una proporción reducida
definida. Para ello se le puede añadir mezclándola una parte no
filtrada de la señal de control. Esto permite que se siga pudiendo
compensar las derivas mediante compensación, y porque resulta
posible efectuar la neutralización desde cualquier posición de vuelo
por parte del piloto.
Otra aplicación se obtiene en aerodinos que
presenten un comportamiento de control "tóxico", que resulta
molesto porque un efecto que se haya controlado sigue
intensificándose incluso después de terminar la desviación del
mando. Este rebasamiento también se suprime eficazmente mediante el
aspecto de la presente invención.
Esta realización no tiene por qué estar limitada
al control de la inclinación. Se puede emplear de modo general para
conseguir que funciones de control de reacción lenta se puedan
controlar de forma más rápida y agradable. En todo control que
reaccione de forma retardada se obtiene la ventaja de lograr un
manejo más sencillo. En el caso del helicóptero esto se refiere
también al control vertical, ya que mediante el ajuste colectivo de
las aspas o mediante las revoluciones, en la medida en que varíe el
control vertical. También se obtienen ventajas en aeronaves de
superficie, buques y otros vehículos.
El filtro de paso alto se puede realizar
mediante un circuito eléctrico RC u otro circuito electrónico
adecuado para ello. El filtro de paso alto también se puede
realizar por cálculo, por ejemplo digital y controlado por
programa, donde el programa puede controlar por ejemplo un
microcontrolador. Un filtro de paso alto de estructura digital se
puede corresponder con la función de un circuito RC o asemejarse a
él. La función de un filtro de paso alto de esta clase se puede
ejemplarizar con la del circuito RC. Sin embargo de acuerdo con la
invención no hay limitaciones en la realización del filtro de paso
alto.
La característica del filtro de paso alto
también se puede definir porque se retransmite de la señal una
proporción de frecuencia superior con mayor amplitud que una
proporción de frecuencia más baja o porque las variaciones de señal
se amplifican con relación a las proporciones de señal estática, o
porque se retiran los componentes estáticos de la señal o se
contra-regulan o debilitan, o porque se forma un
diferencial en el tiempo, o porque aparece o se genera un desfase
adelantado. El filtro de paso alto se puede formar retardando la
señal durante un tiempo definido y restándola de la señal actual.
Igualmente se pueden emplear en general funciones de plegamiento
que presenten una característica de filtro de paso alto. El paso
alto también se puede establecer al prever un integrador con
reacoplamiento negativo o un filtro de paso bajo, y se resta su
salida de la señal de control original.
El dispositivo para la diferenciación o filtrado
en filtro de paso alto puede estar previsto a bordo de la aeronave;
pero también puede estar unido constructivamente con un dispositivo
emisor.
En los circuitos de regulación es usual el
empleo de un circuito diferenciador para señales de medida o para
diferencias entre valor real y valor teórico (bucle de regulación
PID). En el presente aspecto de la invención sin embargo no se
necesita ninguna señal de medición. Una señal de mando dada
exclusivamente por el piloto se puede diferenciar o filtrar en paso
alto. Es suficiente si ninguna señal procedente de instrumentos de
medida se diferencie o se filtre en paso alto.
La Figura 1 muestra un esquema de bloques de un
dispositivo preferente. La señal del transductor procedente de la
palanca de mando (1) se resta en el elemento substractor (6) de una
señal integrada (8). La diferencia se conduce a través del
mezclador (3) a la unidad transmisora (4). Además se multiplica la
diferencia por un factor definido (10) y se conduce al integrador
(5). De este modo el integrador (5) está reacoplado a través del
circuito formado por (8), (6) y (10).
Este dispositivo puede estar previsto del mismo
modo para varias funciones de control en forma múltiple, por
ejemplo para la función de cabeceo, balanceo y ascensión de un
helicóptero.
La señal (8) generada a la salida del integrador
(5) va siguiendo lentamente a la señal de control procedente de
(1), y se puede considerar como simulación de la posición de vuelo
prevista, por ejemplo al utilizarla para control de la inclinación,
como ángulo de inclinación aproximado, ya que el aerodino presenta
también el mismo comportamiento integrador. El
contra-acoplamiento del integrador actúa por lo
tanto como regulación simulada del ángulo de inclinación simulado
en (5).
La señal filtrada en el filtro de paso alto se
puede amplificar antes de conducirla al elemento de ajuste, y en
consecuencia producir unas desviaciones fuertes. Para evitar que la
dirección llegue a tropezar, está previsto un limitador de señal
(13). Al estar dispuesto el integrador (5) de modo que también
reciba la señal ya limitada se consigue que incluso al activarse la
limitación no aparezca ninguna diferencia entre la integral
calculada y la situación de vuelo o inclinación de vuelo
efectivamente alcanzada. De este modo se evitan errores debido a
una desviación no-lineal o limitada del
transductor.
Es ventajoso que además de la señal 12 filtrada
en el filtro de paso alto se añada también una parte 11 de la señal
de mando sin tratar por medio del mezclador 3. Esto permite que
también por medio de la señal de mando dada por el piloto se puedan
compensar las derivas estáticas, las constantes de integración
indeterminadas restantes o las influencias del exterior.
La adición puede efectuarse también
realimentando en acoplamiento negativo el integrador 5 a través del
segundo ramal de factor 11 representado con línea de trazos.
Opcionalmente puede estar prevista una
posibilidad de adaptar la constante de tiempo del filtro de paso
alto, es decir una frecuencia de transición superior. En la Figura
1 se puede reajustar para ello el factor 10, preferentemente a
través de un dispositivo de introducción. En general se puede variar
o elegir a voluntad la frecuencia de transición superior del filtro
de paso alto para optimizar el comportamiento de control. Han
resultado especialmente ventajosos unos valores entre 0,15 y 0,5 s.
Las constantes de tiempo rápidas son ventajosas para un seguimiento
rápido del mando; unas
constantes de tiempo demasiado rápidas provocan una intensificación innecesaria de movimientos cortos y trepidantes.
constantes de tiempo demasiado rápidas provocan una intensificación innecesaria de movimientos cortos y trepidantes.
Si se designa el filtro de paso alto como
elemento diferenciador, entonces esta constante de tiempo definible
equivale a un tiempo de diferenciación finito dt, o a un filtro de
paso alto adicional que junto con un elemento diferenciador ideal
representa el elemento diferenciador real. En la función de
transmisión resultante esto equivale a una frecuencia límite
superior.
La proporción no filtrada 11 de la señal se
puede añadir en una proporción más débil de lo usual según el
estado de la técnica. Es ventajoso un ajuste menos crítico, menos
sensible de las correderas de compensación. Alternativamente la
parte no filtrada puede mantener el nivel usual, empleándose la
parte de señal filtrada en filtro de paso alto que se ha añadido,
por ejemplo para aumentar adicionalmente el seguimiento de
control.
Mediante la adición de una parte de la señal
original aparece una segunda constante de tiempo que se puede
definir como la relación de mezcla entre la parte diferencial y la
parte proporcional, o que sea el resultado de ésta. Esta constante
de tiempo equivale en la función de transmisión resultante a una
frecuencia límite inferior entre una respuesta de frecuencia
constante y una ascendente.
Para controlar la función de ascensión en
helicópteros de diferente peso se pueden ajustar las constantes de
tiempo descritas de acuerdo con la inercia condicionada por el peso
y por otros factores, de modo que la velocidad de ascensión sigue
prácticamente sin retardo y de forma directamente proporcional a la
posición de la palanca de mando.
También se pueden variar de forma no lineal las
partes de la señal de mando filtradas y/o no tratadas, por ejemplo
en función de la desviación del mando dada.
Para ello puede estar previsto un umbral o una
limitación, por encima o por debajo de la cual se amplifica una
parte de la señal o se suprime, u otro elemento no lineal. Esto
permite optimizar el comportamiento según el deseo del piloto y la
aplicación.
Una particularidad de esto es que no se
necesitan instrumentos de a bordo.
El dispositivo para la diferenciación o filtrado
en paso alto puede estar por lo tanto unido constructivamente con
un dispositivo emisor, y no requiere ningún dispositivo a bordo.
Otra dificultad para el mando de un helicóptero
es el efecto giroscópico del rotor junto con el sentido de
dirección tridimensional correspondiente. Un helicóptero que tenga
por ejemplo una inclinación actual hacia adelante, estará inclinado
hacia la izquierda después de un giro a izquierdas de 90º, o
inclinado hacia atrás después de un giro de 180º. Por eso es
preciso que al enderezar manualmente se tengan en cuenta
especialmente los movimientos de guiñada.
Otro objeto de la invención en otra realización
es por lo tanto una posibilidad de enderezamiento automático con
independencia de los movimientos de guiñada. Para ello se puede
ampliar el tratamiento de la señal antes descrita, al controlarla
bajo la influencia de una señal de guiñada, que señalice los
movimientos de guiñada, por ejemplo los giros alrededor del eje
vertical del fuselaje. Esto permite corregir adecuadamente durante
los giros las señales de reajuste a la posición inicial que han sido
generadas.
Como señal de guiñada se puede emplear la señal
de medición de un giróscopo usual para la estabilización de la
cola, que señale una velocidad de guiñada o un ángulo de guiñada.
Alternativamente o en combinación se puede utilizar una señal de
control de guiñada, por ejemplo procedente de la palanca de mando
correspondiente. También esta señal indica con suficiente precisión
la velocidad de guiñada, especialmente si la velocidad de guiñada
se regula de modo proporcional a la señal de control de guiñada por
medio de un sistema giroscópico dispuesto a continuación. Es una
ventaja que el giro comunicado sólo tenga que tener una precisión
aproximada. También se puede utilizar la señal el control de
guiñada que generalmente se reserva como valor de consigna para los
dispositivos estabilizadores del rotor de cola. El dispositivo
conforme a este aspecto de la invención por lo tanto no tiene por
qué estar a bordo sino que puede estar en tierra.
La forma de influenciar tiene lugar de modo que
las señales integradas y/o las proporciones de paso alto generadas
se giren de acuerdo con el giro indicado por la señal de giro. El
giro puede tener lugar entre las funciones de guiñada y cabeceo
descritas, entre sí. Para ello se puede utilizar el procedimiento
conocido como matriz de giro, o la función del argumento conocida
por el cálculo de números complejos. Por ejemplo el control de
balanceo se puede asignar a un eje "x" o eje de números reales
y el control de cabeceo a un eje "y" o eje de números
imaginarios, efectuándose allí el giro. Ventajosamente se puede
utilizar como señal de giro una señal proporcional a la velocidad
de giro, efectuándose allí el giro. Ventajosamente se puede emplear
como señal de giro una señal proporcional a la velocidad de giro,
aplicando el giro en pasos incrementales, controlados por programa,
a los contenidos de memoria de los integradores (5) previstos para
el balanceo y el cabeceo. Otra dificultad al controlar un
helicóptero es el hecho de que el empuje lateral ejercido
regularmente por el rotor de cola le impartiría al conjunto del
helicóptero un movimiento de traslación, el cual sin embargo
regularmente es detenido por el hecho de que el helicóptero ha de
adoptar una posición de balanceo opuesta durante el vuelo
estacionario. Después de un movimiento de guiñada, esta posición de
balanceo molesta en la forma antes descrita. Al efectuar un giro de
por ejemplo 180º, el empuje del rotor de cola y la posición ahora
invertida de balanceo ya no actúan en sentido opuesto sino que se
suman, produciéndose la deriva lateral del helicóptero, si el
piloto no realiza a tiempo un contraviraje. Este problema está
especialmente marcado en pequeños helicópteros ligeros, debido al
fuerte ángulo de ataque de sus aspas de rotor.
De acuerdo con otro aspecto de la invención o en
otra realización, otro objetivo de la invención es la posibilidad
de permitir en los movimientos de guiñada una compensación
automática de la inclinación de balanceo neutra. Para ello está
prevista una mezcla de señales, que añade una señal de giro, que
señaliza en una proporción definida giros alrededor del eje de
guiñada, a una señal de control que controla el movimiento de
cabeceo, es decir lo incorpora. Como resultado, el helicóptero
recibe una señal de mando proporcional a la velocidad de guiñada,
que según el sentido de guiñada (hacia la derecha o hacia la
izquierda) está dirigida hacia adelante o hacia atrás. Dado que
tanto el movimiento de balanceo como el movimiento de cabeceo siguen
incrementalmente las señales del mando, en el curso de un giro no
se suma el efecto de la señal de cabeceo generada para dar lugar a
una posición de cabeceo sino decalada en fase y ángulo en 90º, por
lo tanto en el sentido de corrección del balanceo deseada, que
compensa las influencias del rotor de cola.
Igual que se ha descrito anteriormente, se puede
emplear como señal de guiñada la señal de medición de un giróscopo
usual para la estabilización de la cola, u otra señal que indique
una velocidad de guiñada o un ángulo de guiñada. Alternativamente o
de modo combinado se puede emplear una señal de control de guiñada,
p.ej. procedente de la correspondiente palanca de mando. Por ejemplo
se puede utilizar como velocidad de giro el valor de consigna que
está previsto para emitir a un dispositivo estabilizador del rotor
de cola. También esta señal indica la velocidad de guiñada con
suficiente precisión. El dispositivo por lo tanto puede volver a
estar situado en tierra.
Dado que los emisores de mando a distancia
generalmente ya están equipados con dispositivos mezcladores que
mezclan entre sí por ejemplo las señales de mando para paso
colectivo, cabeceo y balanceo, de tal modo que se pueden controlar
con ellos los servos de los discos oscilantes o que permitan una
mezcla compensadora de paso colectivo para el rotor de cola o del
acelerador para el rotor de cola, pudiendo conseguirse la ampliación
referente a este ejemplo de realización por el hecho de que
adicionalmente se crea otra posibilidad de mezcla de la señal de
mando de guiñada con la señal de mando de cabeceo. La proporción de
mezcla puede ser ajustable por el usuario.
La Figura 2 muestra un esquema de bloques de una
realización de la invención en la que está prevista una mezcla 29
mediante la cual se añade una señal de giro 30 en una proporción
definida para formar una señal de mando de cabeceo 32. Las dos
palancas de mando 21 y 22 contienen cada una dos elementos
transmisores para generar manualmente las señales de mando de
balanceo 31, cabeceo 32, mando simultáneo del paso 33, guiñada 34.
Opcionalmente puede estar incorporado aquí el filtrado de paso alto
representado en la Figura 1 (que no está representado en la
Figura
2).
2).
El dispositivo mezclador 20 contiene una matriz
mezcladora 25 conocida por el estado de la técnica para mezclar las
señales del servo previstas para el disco oscilante (26, servo 1,
servo 2, servo 3) procedentes de las señales de control de
balanceo, cabeceo y control simultáneo del paso así como una mezcla
(24) para añadir una parte de la señal de control simultáneo del
paso 33 a la señal de guiñada 34, pudiendo definirse la proporción
en el escalador 23. Las señales mezcladas se emiten simultáneamente
por la unidad transmisora por radio 27.
De acuerdo con la invención está previsto en
esta realización el mezclador adicional 29, que añade una parte de
una señal de giro 34 a la señal de control de cabeceo 32. Para
simplificar, se emplea en este ejemplo como señal de giro la señal
de control de guiñada. Igualmente está previsto un multiplicador 28
que permite definir de modo variable la proporción de mezcla, por
ejemplo de acuerdo con un ajuste. La señal de control 32 que
controla el movimiento de cabeceo procede aquí directamente del
elemento transmisor que es accionado por el piloto.
Dado que el empuje del rotor de cola depende del
ángulo de ataque actual de las aspas del rotor principal, sería
deseable si se pudiera adaptar la intensidad de la compensación
conforme a la invención. Para ello está previsto un multiplicador
36 que recibe una señal de control simultáneo del paso 33 y
multiplica por ella la señal de giro 34 que llega a la
compensación. Es ventajoso si el punto cero de la señal de paso
coincide aproximadamente con el punto cero del ascenso generado,
porque en ambos sentidos de ascenso aumenta el empuje del rotor de
cola que hay que compensar, en cada caso con un sentido opuesto de
la compensación.
El dispositivo mezclador 29 también puede estar
previsto a bordo y unido a las salidas de un receptor de mando a
distancia, de modo que actúa sobre las señales de mando
recibidas.
Este dispositivo y el procedimiento
correspondiente se puede realizar ventajosamente también con
independencia del filtrado de paso alto antes descrito.
En una realización preferente pueden combinarse
entre sí varias de las realizaciones aquí descritas, pero una
realización también puede tener una estructura independiente.
Los elementos representados en las Figuras 1 y 2
como bloques pueden estar previstos como los correspondientes
componentes de hardware; pero también pueden realizarse mediante
pasos de cálculo controlados por programa en un microprocesador. El
microprocesador puede estar instalado en el dispositivo transmisor.
Se puede utilizar el mismo microprocesador que se emplea también
para el mando de las funciones convencionales.
El filtrado de paso alto puede realizarse
también con señales de mando mezcladas, tal como es por ejemplo
usual para el mando de un disco oscilante.
El dispositivo puede estar combinado
constructivamente también con dispositivos estabilizadores que
contengan instrumentos de medida. El dispositivo descrito se puede
combinar ventajosamente con sistemas de medición y regulación,
especialmente los destinados a la estabilización del vuelo. Para
ello puede estar prevista por lo menos una opción o modo de
funcionamiento que no emplea las correspondientes señales de medida
para por lo menos uno de los ejes de mando.
La invención es especialmente bien adecuada para
ser realizada como programa informático (software). Por lo tanto se
puede distribuir como módulo de programa informático como archivo
sobre un soporte de datos tal como un disquete o un
CD-Rom, o en forma de archivo a través de una red de
datos o comunicación. Esta clase de productos de programa
informático u otros comparables o elementos de programa informático
son configuraciones de la invención. El desarrollo conforme a la
invención puede tener aplicación en un ordenador y/o en equipos
controlados por microprocesador, en particular en mandos a
distancia. Para ello queda claro que los correspondientes
ordenadores y equipos en los que se aplica la invención pueden
contener otras instalaciones técnicas de por sí conocidas tales
como medios de introducción (p.ej. teclado, ratón, pantalla táctil,
pupitre de mando con palanca de mando), un microprocesador, un bus
de datos o bus de control, eventualmente un dispositivo indicador
(monitor, pantalla) así como una memoria de trabajo, eventualmente
una memoria de disco duro y dispositivos de comunicación (p.ej.
medios de transmisión por radio).
Las diversas variantes antes citadas y las
realizaciones secundarias pueden combinarse entre sí a voluntad.
Claims (15)
1. Procedimiento para el control de un aerodino
no tripulado, mandado a distancia y capaz de vuelo estacionario,
donde por parte de un piloto se forma una señal de mando mediante un
elemento transductor (1), donde para el restablecimiento
automático, al menos parcial, de la posición horizontal del aerodino
al neutralizar el elemento transductor (1) se forma por lo menos
una señal de giro (12, 40, 41) a partir de una velocidad de giro de
por lo menos una inclinación de cabeceo o una inclinación de
balanceo, se integra en el tiempo mediante un integrador (5, 5') y
se utiliza la integral (8, 8') dentro del marco de una regulación de
valor real/valor de consigna como valor real de un ángulo de
inclinación, utilizando la señal de valor como señal de consigna de
un ángulo de inclinación y se conduce la diferencia entre el valor
real y el valor de consigna como valor de ajuste a un elemento de
ajuste que controle la inclinación de vuelo, estando limitado en el
tiempo el tiempo de integración del integrador (5, 5') de acuerdo
con una constante de tiempo definida o de acuerdo con una ventana
de tiempo definida.
2. Procedimiento según la reivindicación 1,
donde como señal de giro se emplea una señal de medición de la
velocidad de giro de un sensor de velocidad de giro giroscópico
para por lo menos uno de los ejes de inclinación, de balanceo y de
cabeceo.
3. Procedimiento para la estabilización del
vuelo de un aerodino no tripulado, mandado a distancia y capaz de
vuelo estacionario, en particular un giroplano, especialmente la
reivindicación 1, empleando un sensor de velocidad de giro para por
lo menos uno de los ejes de inclinación de balanceo y cabeceo, cuya
señal de medición se integra en el tiempo, caracterizado
porque se añade mezclando una señal de mando dada por el piloto,
designada a continuación como valor de consigna, junto a la
integral de la señal de medición, denominada en lo sucesivo valor
real, o se forma con ellos una diferencia, caracterizado
además porque la duración del tiempo de integración está limitado
de acuerdo con una constante de tiempo definida o de acuerdo con una
ventana de tiempo definida.
4. Procedimiento según una de las
reivindicaciones anteriores, donde por lo menos en uno de los modos
de funcionamiento no participan otros instrumentos que midan la
inclinación relativa al eje de inclinación y en particular ningún
instrumento que mida la aceleración.
5. Procedimiento según una de las
reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el tiempo
de integración limitado es mayor que la duración de las
desviaciones de control usuales.
6. Procedimiento según la reivindicación 5,
caracterizado porque el tiempo de integración limitado está
realizado al mezclar una pequeña parte definida del valor real y/o
del valor de consigna en sentido contrario en la entrada del
integrador (5, 5'), de modo que la integral se puede descargar a lo
largo de un período de tiempo más largo.
7. Procedimiento según una de las
reivindicaciones anteriores, caracterizado porque la
integración se realiza con un tiempo de integración limitado, al
descargar continuamente valores de medición en células de memoria
intermedia, y porque se forma constantemente un valor medio a partir
de una cantidad definida de valores memorizados y en particular
ponderados.
8. Procedimiento según una de las
reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el tempo de
integración limitado es más largo que la duración de las
desviaciones de inclinación usuales.
9. Procedimiento según una de las
reivindicaciones anteriores, caracterizado porque mediante
una señal de giro de guiñada, que señaliza al menos de modo
aproximado los giros alrededor del eje vertical del aerodino, se
someten las señales como valores de cálculo a un giro vectorial,
controlándose el ángulo de giro por la señal de giro.
10. Procedimiento según la reivindicación 5,
caracterizado porque la integración de la señal de giro de
inclinación tiene lugar girando por cálculo constantemente de modo
incremental un sistema de coordenadas vectorial con la velocidad de
giro de inclinación.
11. Procedimiento según una de las
reivindicaciones anteriores, integrándose la diferencia (12) entre
la señal de mando (11) y la señal integrada (8), y por lo tanto
sometiendo la señal de mando (11) dada por el piloto a un filtrado
de paso alto, no afectando el filtrado de paso alto a ninguna señal
de medición procedente de instrumentos de medida, añadiéndose la
señal de mando filtrada (12) filtrada en paso alto al valor de
ajuste, o mezclándose por lo menos proporcionalmente y sustituyendo
al menos parcialmente a la señal de mando original (11).
12. Dispositivo para la estabilización del vuelo
de un aerodino no tripulado y con mando a distancia, en particular
un giroplano, en la que está previsto por lo menos para uno de los
ejes de inclinación de balanceo y cabeceo un sensor de velocidad de
giro, así como un integrador (5, 5') para la señal de medición
emitida por el sensor de velocidad de giro, caracterizado
por un circuito electrónico que mezcla una señal de mando dada por
el piloto y utilizada como valor de consigna de un ángulo de
inclinación, denominado en lo sucesivo valor de consigna, junto a
la integral de la señal de medida empleada como valor de medición de
un ángulo de inclinación, denominada en lo sucesivo valor real, o
forma con ellos una diferencia, estando limitada la duración del
tiempo de integración de acuerdo con una constante de tiempo
definida o de acuerdo con ventana de tiempo definida.
13. Dispositivo según la reivindicación 12,
caracterizado porque por lo menos en un modo de
funcionamiento no intervienen otros instrumentos que midan la
inclinación.
14. Producto de programa informático, que
comprende un código de programa que al cargarlo y ejecutarlo en un
microprocesador provoca un desarrollo de proceso de acuerdo con una
de las reivindicaciones de procedimiento anteriores.
15. Aerodino no tripulado comprendiendo un
dispositivo conforme a una de las reivindicaciones de dispositivo
anteriores.
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