ES2335949T3 - Instrumentos combinados de emergencia para aeronave. - Google Patents
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Abstract
Instrumentos combinados de emergencia para aeronave para proporcionar indicaciones sobre la velocidad convencional, la altitud convencional y la posición de la aeronave e incluyendo para ello: - dos entradas neumáticas (3, 4) de medición de presión, una (3) para la presión total, y la otra (4) para la presión estática, - una cadena electrónica (6) de medición de presión total equipada con un sensor electrónico de presión conectado con la entrada neumática (3) de presión total, - una cadena electrónica (7) de medición de presión estática equipada con un sensor electrónico de presión conectado con la entrada neumática (4) de presión estática, - una cadena electrónica (5) de mediciones de inercia equipada con sensores de inercia girométricos y sensores de inercia acelerométricos o inclinométricos, - un calculador electrónico (8) que deduce una indicación de velocidad convencional de las informaciones de presión total y de presión estática proporcionadas por las cadenas electrónicas de medición (6, 7) de presión total y de presión estática, una indicación de altitud estándar de información de presión estática, proporcionada por la cadena electrónica de medición (7) de presión estática y de las indicaciones sobre la posición de la aeronave, ángulo de cabeceo θ y ángulo de rollido ϕ, con relación a una dirección de referencia vertical, informaciones proporcionadas por la cadena electrónica de mediciones de inercia (5), y - medios optoelectrónicos de visualización (2) de las indicaciones de velocidad convencional, de altitud estándar y de posición proporcionadas por el calculador electrónico (8), caracterizándose estos instrumentos combinados de emergencia porque el calculador electrónico (8) comprende además: - medios electrónicos de elaboración del ángulo de incidencia aerodinámico α de la aeronave que opera a partir de la indicación de posición en cabeceo, ángulo de cabeceo θ de la aeronave, indicación de velocidad convencional e indicación de altitud estándar proporcionadas por el calculador electrónico (8) propiamente dicho, y - medios electrónicos de corrección de información de presión estática proporcionada por la cadena electrónica (7) de medición de presión estática tomando en cuenta un coeficiente de corrección función de la indicación de ángulo de incidencia aerodinámico α de la aeronave proporcionada por los medios electrónicos de elaboración de ángulo de incidencia aerodinámico.
Description
Instrumentos combinados de emergencia para
aeronave.
La presente invención se refiere a instrumentos
de emergencia que proporcionan a los pilotos de una aeronave, en
caso de avería de los instrumentos principales, un mínimo de tres
informaciones críticas que son: la velocidad de la aeronave con
relación al aire o velocidad convencional deducida de una medición
de presión dinámica, la altitud de la aeronave deducida de una
medición de presión estática y la posición de la aeronave obtenida
a partir de informaciones procedentes de sensores de inercia.
La velocidad convencional es la imagen de la
presión dinámica de la cual depende la fuerza de sustentación. La
misma permite particularmente al piloto de un avión decidir el
instante del despegue y estimar su margen de seguridad con relación
al riesgo de estrellamiento o pérdida brusca de sustentación.
La altitud se utiliza de forma diferente según
las fases del vuelo. En la velocidad de crucero, el avión debe
respetar el pasillo aéreo que le ha sido asignado y, para ello,
mantener un nivel de vuelo dado definido en altitud convencional o
altitud-presión. La altitud convencional o
altitud-presión es una altitud teórica deducida de
la medición de la presión estática y traducida en altura teórica
después de haber realizado un cierto número de hipótesis sobre las
propiedades físicas de la atmósfera por la cual evoluciona la
aeronave. La misma es muy diferente de la altitud real con relación
al suelo o al nivel del mar. Las diferencias pueden llegar a varios
millares de pies pero la indicación proporcionada en valor relativo
para un mismo lugar es muy precisa y conduce a una definición muy
segura de los pasillos aéreos pues todas las aeronaves utilizan el
mismo modelo de atmósfera.
Los pasillos o niveles de vuelo asignados a las
aeronaves por los controladores de la navegación aérea tienen una
altura que tiene en cuenta la precisión de medición de la altitud
convencional o altitud-presión. Por ejemplo, por
encima del nivel 290 correspondiente a 29000 pies, un pasillo aéreo
tiene una altura de 1000 pies mientras que la precisión de medición
de la altitud convencional o altitud-presión es
mejor que 100 pies. El riesgo de colisión es por consiguiente casi
nulo.
En caso de visibilidad insuficiente, el piloto
debe disponer de una referencia de la vertical, facilitada por un
indicador de posición, para hacer evolucionar la aeronave con toda
seguridad y evitar poner la aeronave en una posición prohibida por
las especificaciones de construcción de la máquina.
Estas tres informaciones básicas, consideradas
como críticas en el sentido de la seguridad, son proporcionadas al
piloto y al copiloto de una aeronave bajo una forma redundante para
que la probabilidad de pérdida total o de información errónea sea
casi nula. Para aviones que deben transportar pasajeros, es
requisito indispensable triplicar los instrumentos de a bordo que
proporcionan estas informaciones básicas. Existen a bordo, de forma
casi-sistemática, tres conjuntos independientes de
instrumentos: un primero para el piloto, un segundo para el
copiloto y un tercero auxiliar. El piloto y el copiloto disponen
cada uno de su propio conjunto de instrumentos con visualizaciones
llamadas principales a base de tubos catódicos o de cristales
líquidos mientras que el conjunto de instrumentos de emergencia
está dispuesto en una consola central que separa los puestos del
piloto y del copiloto.
Los instrumentos de emergencia no tienen por qué
ser del todo tan precisos como los instrumentos principales
destinados para el piloto y para el copiloto ya que solo sirven, en
tiempo normal, de referencia para comprobar el buen funcionamiento
de los instrumentos principales. Pero deben por el contrario ser de
una gran fiabilidad de funcionamiento.
Hasta hace muy recientemente, la fiabilidad de
los instrumentos de emergencia se basaba en realizaciones puramente
mecánicas o neumáticas no necesitando el recurso de la red de
alimentación eléctrica de a bordo ni el montaje por fuera del
fuselaje de sondas de medición distintas de las sondas de presión,
sin pieza móvil, conectadas por conducciones neumáticas. En
oposición, las realizaciones de los instrumentos de los sistemas
principales recurren, para mejorar la precisión de las indicaciones
proporcionadas, a una parte cada vez más grande de electrónica que
implica la utilización de la red de alimentación eléctrica de a
bordo y a diversas sondas de medición de las cuales las sondas de
incidencia aerodinámica que están montadas por el exterior del
fuselaje de la aeronave y comprenden sensores electromecánicos que
necesitan un cableado eléctrico de conexión. La fiabilidad de los
sistemas de instrumentos principales está afectada por las de la red
eléctrica de a bordo y las sondas de medición no puramente
estáticas utilizadas en el exterior del fuselaje. La misma está
igualmente afectada por una cierta sensibilidad a las agresiones
radioeléctricas del entorno de la aeronave tal como la descarga
eléctrica producida por el rayo debido a la presencia del cableado
eléctrico de conexión que conecta los instrumentos con ciertas
sondas de medición situadas en el exterior del fuselaje.
Habida cuenta de estas consideraciones, la
búsqueda de la mayor seguridad posible de funcionamiento conducía
hasta ahora a utilizar como instrumentos de emergencia: un
altímetro neumático, un anemómetro mecánico o "Badin" y un
indicador de posición u "horizonte artificial" giroscópico.
La evolución actual de las tecnologías ha
permitido conseguir ahora para la red de alimentación eléctrica de
una aeronave un nivel de seguridad tal que se puede admitir que una
fuente de energía eléctrica se encontrará siempre disponible a
bordo para un mínimo de instrumentos y equipos sean cuales fueren
las condiciones de avería encontradas. Es por lo que, se proyecta
desde hace poco tiempo introducir la electrónica en los instrumentos
de emergencia con el fin de mejorar sus precisiones y disminuir su
coste de mantenimiento, sin que ello afecte por tanto a su
seguridad de funcionamiento. Se considera, particularmente, como lo
muestra la patente americana US 4.598.292 sustituir los tres
instrumentos convencionales auxiliares puramente mecánicos y
neumáticos por instrumentos combinados completamente electrónicos
que proporcionan sobre una pantalla de cristales líquidos las tres
informaciones críticas para la conducción de un vuelo que son: la
altitud-presión, la velocidad convencional y la
posición de la aeronave. Sin embargo, siempre es necesario, para
asegurar un alto nivel de seguridad, mantener una independencia
completa entre el sistema de instrumentos de emergencia, y los
sistemas de instrumentos principales para el piloto y el copiloto
así como evitar recurrir para el sistema de instrumentos de
emergencia a sondas de medición montadas en el exterior del
fuselaje de la aeronave que no sean puramente estáticas o necesiten
una conexión mediante cableado eléctrico. Ello conduce a mantener en
el sistema de instrumentos de emergencia, sus propias cadenas de
medición y sus sondas de medición habituales. Así, el sistema de
instrumentos de emergencia tendrá siempre sus propios medios de
inercia para determinar la posición de la aeronave con relación a
la vertical y sus propias cadenas de medición conectadas con sondas
de medición neumáticas para determinar la velocidad convencional y
la altitud-presión.
Los medios de inercia del sistema de
instrumentos de emergencia están constituidos, por ejemplo, por un
trompo giroscópico servomandado por la vertical aparente por un
dispositivo erector que mantiene una referencia de la vertical
precisa a algunas décimas de grados aproximadamente, pudiendo este
trompo giroscópico sintetizarse por medio de sensores de inercia de
velocidad angular y por acelerómetros o inclinómetros.
La cadena de medición de velocidad convencional
del sistema de instrumentos de emergencia deduce clásicamente, la
velocidad convencional de la presión dinámica que es la diferencia
entre la presión total y la presión estática, mediante aplicación
de la ley St. Venant o de la ecuación de Rayleigh en
supersónica.
La cadena de medición de la
altitud-presión del sistema de instrumentos de
emergencia deduce clásicamente, la altitud-presión
de la presión estática, mediante aplicación de las relaciones
normalizadas procedentes de las ecuaciones de Laplace para la
atmósfera convencional.
Las mediciones de presión total y presión
estática por cuenta del sistema de instrumentos de emergencia se
realizan independientemente de los sistemas principales de
instrumentos para el piloto y el copiloto, siendo medida la presión
total con la ayuda de un sensor de presión específico conectado
con un tubo de Pitot montado sobre el fuselaje de la aeronave
paralelamente a su eje longitudinal mientras que la presión estática
se mide con la ayuda de otro sensor de presión específico conectado
con una toma de aire particular tan poco influenciada como sea
posible por el campo aerodinámico de la aeronave.
La presión total resulta fácil de medir pues
corresponde con una precisión muy buena a la presión medida en el
fondo de un tubo de Pitot, desde el momento en que este tubo se
alinea aproximadamente en el sentido de la circulación del aire
sobre el fuselaje de una aeronave. La precisión es mejor que el
porcentaje en el ámbito del vuelo subsónico.
La presión estática alrededor de una aeronave es
perturbada por la presencia de la aeronave propiamente dicha pues
el campo aerodinámico de la aeronave modifica la presión alrededor
de su fuselaje. Esta modificación es aproximadamente proporcional
al cuadrado de la velocidad de la circulación local. Para la
medición de la presión estática, se utilizan principalmente dos
tipos de toma de aire. Unos están constituidos por orificios
perforados en la misma superficie del fuselaje de la aeronave, lo
más corriente hacia la parte delantera del fuselaje. Los otros
forman parte de una antena anemométrica especial estática o dinámica
llamada sonda Pitot.
La diferencia entre la presión estática
verdadera y la presión estática dada por una toma de presión
estática en una aeronave va en función principalmente, del
emplazamiento de la toma en la aeronave, del deslizamiento, del
número de Mach y de la incidencia aerodinámica de la aeronave. Se
caracteriza esta diferencia por un coeficiente denominado
"coeficiente de estática", de idéntica naturaleza que el
coeficiente de presión utilizado para el estudio de los repartos de
presión alrededor de los perfiles.
Para reducir la diferencia estática, las
aeronaves modernas están equipadas bien sea con tomas de presión
estática de fuselaje con una corrección aerodinámica del error de
estática por medio de un perfilado particular de la superficie del
fuselaje en la proximidad inmediata de las tomas de aire, bien con
sondas Pitot móviles montadas sobre un alerón móvil que se orienta
libremente con la corriente del aire, o bien también con sondas
Pitot estáticas aerodinámicamente compensadas mediante un perfilado
particular del tubo de la sonda y mediante orificios auxiliares
laterales.
Cuando una sonda Pitot está montada sobre un
alerón móvil, la orientación del alerón móvil permite una medición
mecánica de la incidencia de la aeronave que se conoce,
particularmente por la solicitud de patente francesa FR 2.569.848,
corregir los errores por medio de una medición neumática de la
incidencia aerodinámica del alerón móvil en la corriente de
aire.
Cuando una sonda Pitot es estática y
aerodinámicamente compensada por un perfilado particular de su tubo
y por orificios auxiliares laterales, la misma se concibe de forma
que presente una cierta sensibilidad a las variaciones de la
incidencia aerodinámica local, calculándose esta sensibilidad de
forma que compense las variaciones del campo aerodinámico local tal
como se ha visto por la sonda en el emplazamiento retenido sobre
el fuselaje o en otro lugar específico.
La puesta a punto de la forma de una sonda Pitot
estática aerodinámicamente compensada resulta difícil pues el
campo aerodinámico depende de las condiciones de vuelo y, en menor
medida, de la configuración de la aeronave (posición de las
superficies de control, del tren de aterrizaje...). En la práctica,
una toma de presión estática en una aeronave es siempre afectada
por un error de medición sistemático tributario, en lo esencial,
aparte de las fases de vuelo dinámico, del deslizamiento de la
aeronave, del número de Mach y de la incidencia aerodinámica de la
aeronave.
Es conocido combatir la influencia del
deslizamiento mediante una mezcla de informaciones de presión
procedentes de dos sondas de presión estática dispuestas por cada
lado, a derecha e izquierda del fuselaje de la aeronave.
También es conocido por la solicitud de patente
francesa FR 2.725.033 aplicar a las mediciones de tomas de presión
estática de fuselaje factores correctivos que dependen de la
temperatura estática y del vector velocidad del aire medido por
anemometría láser.
Resulta igualmente conocido tener en cuenta el
número de Mach y del ángulo de incidencia aerodinámico de la
aeronave aplicando, al valor medido de presión estática, un factor
de corrección cuyo valor es elegido en función del número de Mach y
del ángulo de incidencia aerodinámico de la aeronave según leyes
definidas en el estudio de la aeronave y de sus primeros ensayos en
vuelo.
Hasta ahora, la corrección de la medición de
presión estática en función del número de Mach y del ángulo de
incidencia aerodinámico de la aeronave no se realiza en los sistemas
de instrumentos de emergencia ya sean puramente mecánicos o
incluyan una parte electrónica. La misma se realiza únicamente por
los calculadores de los sistemas principales de instrumentos del
piloto y del copiloto que obtienen el número de Mach de la relación
existente entre la presión total y la presión estática medidas y que
reciben el valor del ángulo de incidencia aerodinámico de una o
varias sondas de incidencia o de mangas colocadas en los flancos de
la aeronave.
La introducción de una parte de electrónica en
el sistema de instrumentos de emergencia para el pilotaje de una
aeronave hace posible la corrección de la presión estática medida
en función del número de Mach y del ángulo de incidencia
aerodinámico de la aeronave para una mejor apreciación de la altitud
barométrica. Sin embargo, la misma necesita el conocimiento del
ángulo de incidencia aerodinámico de la aeronave que ya no puede
ser obtenido de una sonda de incidencia situada en los flancos de la
aeronave, por razones de seguridad, pudiendo esta sonda quedar
fuera de uso en caso de avería aviónica y pudiendo incluso inducir
averías en el sistema de instrumentos de emergencia mediante
propagación de una descarga eléctrica por rayo debido a su conexión
eléctrica.
La presente invención tiene por objeto resolver
esta dificultad. La misma tiene más generalmente por objeto mejorar
la precisión de los instrumentos de emergencia de una aeronave sin
aumentar por ello el coste o disminuir por ello la seguridad de
funcionamiento.
La invención tiene por objeto instrumentos
combinados auxiliares para aeronave que proporcionan indicaciones
sobre la velocidad convencional, la altitud convencional y la
posición de la aeronave y que comprenden para ello:
- -
- dos entradas neumáticas de medición de presión, una para la presión total y la otra para la presión estática,
- -
- una cadena electrónica de medición de presión total equipada con un sensor electrónico de presión conectado con la entrada neumática dedicada a la presión total,
- -
- una cadena electrónica de medición de presión estática equipada con un sensor electrónico de presión conectado con la entrada neumática de presión estática,
- -
- una cadena electrónica de mediciones de inercia equipada con sensores de inercia girométricos y de sensores de inercia acelerométricos o inclinométricos,
- -
- un calculador electrónico que deduce una indicación de velocidad convencional de las informaciones de presión total y de presión estática proporcionadas por las cadenas electrónicas de medición de presión total y de presión estática, una indicación de altitud convencional de la información de presión estática proporcionada por la cadena electrónica de medición de presión estática y de las indicaciones sobre la posición de la aeronave (ángulo de cabeceo \theta y ángulo de rollido \varphi) con relación a una dirección de referencia vertical de las informaciones proporcionadas por la cadena electrónica de mediciones de inercia, y
- -
- medios optoelectrónicos de representación de las indicaciones de velocidad convencional, de altitud convencional y de posición proporcionadas por el calculador electrónico,
- -
- destacándose estos instrumentos combinados de emergencia porque el calculador electrónico comprende además:
- -
- medios electrónicos de elaboración del ángulo de incidencia aerodinámico \alpha de la aeronave que operan a partir de la indicación de posición en cabeceo (ángulo de cabeceo \theta de la aeronave), de la indicación de velocidad convencional y de la indicación de altitud convencional proporcionadas por el calculador electrónico, y
- -
- medios electrónicos de corrección de la información de presión estática proporcionada por la cadena electrónica de medición de presión estática tomando en cuenta un coeficiente de corrección en función de la indicación del ángulo de incidencia aerodinámico \alpha de la aeronave proporcionada por los medios electrónicos de elaboración del ángulo de incidencia aerodinámico.
Ventajosamente, el calculador de los
instrumentos combinados de emergencia comprende además medios
electrónicos de elaboración del número de Mach que opera a partir
de la relación de la presión total obtenida de la información de
presión total proporcionada por la cadena electrónica de medición de
presión total sobre la presión estática obtenida de la información
de presión estática proporcionada por la cadena electrónica de
medición de presión estática, tomando en cuenta los medios
electrónicos de corrección de la información de presión estática
proporcionada por la cadena electrónica de presión estática un
coeficiente de corrección en función a la vez de la indicación de
ángulo de incidencia aerodinámico de la aeronave proporcionada por
los medios electrónicos de elaboración del ángulo de incidencia
aerodinámico \alpha y de la indicación del número de Mach
proporcionado por los medios electrónicos de elaboración del número
de Mach.
Otras características y ventajas de la invención
se desprenderán de la descripción dada a continuación de un modo de
realización dado a título de ejemplo.
Esta descripción se realizará con respecto a los
dibujos en los cuales:
- una figura 1 ilustra, en forma de sinóptico,
los principios generales de los cálculos a realizar a partir de las
mediciones de las presiones total y estática, y de las mediciones
girométricas y acelerométricas o inclinométricas para obtener
informaciones de pilotaje como son la
altitud-presión, la velocidad convencional y los
ángulos de cabeceo y de rollido.
- una figura 2 ilustra en forma de sinóptico una
primera corrección posible de la medición de la presión estática
cuando se considera que el error solamente está relacionado con la
velocidad,
- una figura 3 ilustra, en forma de sinóptico,
una segunda corrección posible de la medición de presión estática,
teniendo en cuenta no solamente el error debido a la velocidad sino
igualmente el debido al ángulo de incidencia aerodinámico, y
- una figura 4 representa esquemáticamente la
arquitectura de un sistema de instrumentos combinados auxiliares
para aeronave conforme a la invención.
Como se ha visto anteriormente, para que exista
un nivel de seguridad aceptable a bordo de una aeronave, es preciso
que los instrumentos de a bordo sean capaces de proporcionar al
piloto, en cualquier momento y sean cuales fuere las
circunstancias, un mínimo de indicaciones sobre la altitud
convencional de la aeronave, su velocidad convencional y su
posición con relación a un eje de referencia vertical. Para llegar a
este resultado, a bordo de una aeronave que transporta pasajeros,
se utiliza la redundancia, equipando la aeronave con tres sistemas
independientes de instrumentos: un primer sistema principal de
instrumentos destinado para el piloto, un segundo sistema principal
de instrumentos destinados para el copiloto y un tercer sistema de
instrumentos de emergencia que proporcionan cada uno estas
magnitudes, independientemente de las otras. Los dos sistemas
principales de instrumentos están previstos para ser utilizados de
forma habitual por el piloto y el copiloto y deben por este motivo
ser lo más completos y lo más precisos posibles. Los mismos
visualizan entonces, con una gran precisión, las tres
informaciones anteriormente citadas entre una multitud de otras. El
sistema de instrumentos de emergencia solo está previsto para
servir, en tiempo normal, de referencia para el control del buen
funcionamiento de los sistemas principales de instrumentos y para
ser utilizados en emergencia, de forma excepcional, en caso de
fallo de uno o de los dos sistemas principales de instrumentos. A
este respecto, no tiene por qué ser completo ni tener la misma
precisión que los sistemas principales de instrumentos. Basta con
que visualice las tres informaciones esenciales de
altitud-presión, de velocidad convencional y de
posición con una precisión media pero debe tener una seguridad muy
grande de funcionamiento debido a su función de referencia y de
emergencia.
Para la determinación de la
altitud-presión, de la velocidad convencional y de
la posición de la aeronave, un sistema de instrumentos de
emergencia, como cualquier sistema de instrumentos de abordo, pone
en práctica métodos clásicos conocidos de la técnica
aeronáutica.
Para obtener el valor de la
altitud-presión, procede a una medición de presión
estática a la cual se aplican relaciones normalizadas procedentes
de las ecuaciones de Laplace para la atmósfera convencional.
Para obtener el valor de la velocidad
convencional, procede a realizar mediciones de la presión total y de
la presión estática y aplica a la diferencia entre la presión
total y la presión estática obtenidas la ecuación de St Venant o la
ecuación de Rayleight en supersónica.
Para más detalles sobre estos métodos de
determinación de la altitud-presión y de la
velocidad convencional de una aeronave, se puede hacer referencia a
las obras siguientes:
[1] Jean IDRAC "Instruments de bord". 1954
Ecole supérieure de l'Aéronautique,
[2] Pierre REBUFFET "Aérodynamique
expérimentale". 1950 Ecole supérieure de l'Aéronautique,
[3] M. KAPTON & W.R. FRIED "Avionics
Navigation Systems". 1997 John Wiley & Sons Inc.
Para evaluar la posición, un sistema de
instrumentos de emergencia recurre como es corriente, a sensores de
inercia que son tres girómetros o sensores de velocidad angular
según los tres ejes, y acelerómetros o inclinómetros asociados con
los tres girómetros. La integración de las velocidades angulares
proporcionadas por los girómetros, por métodos clásicos que
recurren en general a los cuaternarios, proporciona los valores de
los ángulos de rollido \varphi y de cabeceo \theta de la
aeronave mientras que la deriva debida a los defectos de los
girómetros se compensa por una estimación de la vertical aparente
realizada a partir de las informaciones proporcionadas por los
acelerómetros o inclinómetros.
Para más detalles sobre el modo de evaluar la
posición de una aeronave a partir de las informaciones procedentes
de sensores de inercia, se puede hacer referencia a la patente
francesa publicada bajo el nº 2.614.694, y presentada por SFENA
titulada "Centrale d'attitude intégrée pour aérodyne"
("Central de posición integrada para aerodino").
La figura 1 resume, en un sinóptico, estos
diferentes métodos clásicos para la determinación de la
altitud-presión, la velocidad convencional y la
posición de una aeronave que se utilizan por la mayor parte de los
sistemas de instrumentos de a bordo actuales.
La exigencia de una seguridad muy grande de
funcionamiento presiona a buscar, para un sistema de instrumentos
de emergencia, una total independencia respecto a otros equipos de
la aeronave, lo cual conduce a equiparla con su propias tomas de
presión total y de presión estática, y sus propios sensores de
inercia.
Como se ha visto anteriormente, la toma de
presión total no plantea problemas pues la presión total
corresponde, con una precisión muy buena, a la presión medida en el
fondo de un tubo de Pitot. No sucede lo mismo con la toma de
presión estática por el hecho de que la presión estática medida
alrededor de una aeronave es perturbada por la presencia de la
aeronave.
Sean cuales fueren las precauciones tomadas en
la concepción de la sonda de presión estática y su disposición
sobre el fuselaje de la aeronave, subsiste un error sistemático
sobre la medición de presión estática que perjudica a la precisión
de la indicación de altitud-presión resultante. Este
error sistemático se debe a la influencia del campo aerodinámico
del avión y depende principalmente del deslizamiento de la aeronave,
del número de Mach y del ángulo de incidencia aerodinámico de la
aeronave.
La influencia del deslizamiento se combate por
una mezcla de las informaciones de presión procedentes de dos
sondas de presión estática dispuestas por cada lado a la derecha y a
la izquierda del fuselaje de la aeronave.
Las influencias del número de Mach y del ángulo
de incidencia aerodinámico de la aeronave no pueden ser tomadas en
cuenta más que por medio de un factor de corrección cuyo valor varía
en función del número de Mach y del ángulo de incidencia
aerodinámico según leyes determinadas en el estudio de concepción de
la aeronave y de sus ensayos en vuelo.
Una primera aproximación consiste en no tomar en
consideración más que la influencia del número de Mach. Esto se
indica como la diferencia \delta_{Ps} entre la presión estática
medida P_{s} y la presión estática real
P_{s^{\infty}}:
\delta_{Ps}
= P_{s} -
P_{s^{\infty}}
es una función de la relación entre
la presión total P_{T} y la presión estática medida
P_{s}, y de la presión dinámica P_{T} -
P_{s}:
\delta_{Ps}
= f_{1}(P_{T}/P_{s},P_{T} -
P_{s})
función que se define por una tabla
de valores establecida a partir de estudios aerodinámicos de la
aeronave equipada de su o sus tomas de presión estática y de
ensayos en vuelo. Con ello se desprende una corrección de la
medición de presión estática que puede realizarse mediante cálculo
según el sinóptico de la figura 2. Esta corrección resulta fácil de
realizar en un sistema de instrumentos de emergencia una vez que
lleva una parte electrónica que permite dotarlo de una cierta
potencia de cálculo. En efecto, eso no afecta a su seguridad de
funcionamiento puesto que tiene ya a su disposición las mediciones
de la presión total P_{T} y de la presión estática P_{s} que le
son proporcionadas por sus propias sondas de
presión.
Una segunda aproximación menos basta que la
primera, consiste en tomar en consideración no solamente la
influencia del número de Mach sino igualmente la del ángulo de
incidencia aerodinámico de la aeronave. Esto viene a indicar que la
diferencia \delta_{Ps} entre la presión estática medida
P_{s} y la presión estática real P_{S^{\infty}}
es una función a la vez de la relación entre la presión total
P_{T} y la presión estática medida P_{s}, de la
presión dinámica P_{T} - P_{s} y del ángulo de
incidencia aerodinámico \alpha de la aeronave:
\delta_{Ps}
= f_{2}(P_{T}/P_{s},P_{T} - P_{s},
\alpha)
función que se define mediante una
tabla de valores con dos entradas establecida a partir de estudios
aerodinámicos de la aeronave equipada con su o sus tomas de presión
estática y de ensayos en vuelo. Con ello se desprende una
corrección de la medición de la presión estática que mejora
considerablemente la precisión de la indicación de
altitud-presión.
Una corrección de este tipo se realiza por los
calculadores de los sistemas de instrumentos principales del piloto
y del copiloto que obtienen el número de Mach de mediciones de
presión total y estática procedente de sondas de presión
específicas a cada sistema y que reciben el valor del ángulo de
incidencia aerodinámico de sondas de incidencia o mangas dispuestas
sobre los flancos de la aeronave.
La misma no se había realizado hasta ahora en el
sistema de instrumentos de emergencia cuando era de concepción
puramente mecánica y neumática. La misma se hizo realizable con la
introducción de una parte de electrónica en el sistema de
instrumentos de emergencia pero la necesidad de conocer el ángulo de
incidencia aerodinámico plantea un problema pues no es posible
utilizar las indicaciones de las sondas de incidencia para
cuestiones de seguridad de funcionamiento. En efecto, las
exigencias de seguridad de funcionamiento de un sistema de
instrumentos de emergencia impiden la utilización de sensores
situados en el exterior de la aeronave, incorporando piezas móviles
o que necesitan una conexión eléctrica pues estos sensores pueden
quedar inutilizables en caso de avería aviónica e incluso inducir a
averías en el sistema de instrumentos de emergencia por propagación
de una descarga eléctrica producida por el rayo.
Para hacer posible, en un sistema de
instrumentos de emergencia, la compensación del error sobre la
medición de la presión estática dependiente del ángulo de
incidencia aerodinámico, sin disminuir por ello la seguridad de
funcionamiento de un sistema de este tipo, se propone obtener el
valor del ángulo de incidencia aerodinámico a partir de las
informaciones que se encuentran ya a disposición del sistema de
instrumentos de emergencia, evitando todo recurso a una sonda de
incidencia montada en el exterior del fuselaje de la aeronave.
Para ello, se observa que el sistema de
instrumentos de emergencia disponga ya de todas las informaciones
necesarias para la determinación del ángulo de incidencia
aerodinámico. En efecto, en vuelo estabilizado, el ángulo de
incidencia aerodinámico \alpha es igual a la diferencia entre el
ángulo de cabeceo \theta de la aeronave y el ángulo de
inclinación de su trayectoria que pueden uno y otro ser obtenidos de
informaciones ya en posesión de un sistema de instrumentos de
emergencia.
El ángulo de cabeceo \theta forma parte de las
informaciones de posición proporcionadas por el sistema de
instrumentos de emergencia.
El ángulo de inclinación de la trayectoria es
igual al arcsinus de la relación de la velocidad vertical
V_{z} de la aeronave y de su velocidad V_{t} en
su trayectoria. Ahora bien la velocidad vertical V_{z} de
la aeronave puede ser obtenida realizando una derivada con relación
al tiempo de la información de altitud-presión
proporcionada por el sistema de instrumentos de emergencia mientras
que la velocidad V_{t} de la aeronave en su trayectoria
puede ser obtenida a partir de las informaciones de velocidad
convencional y de altitud-presión igualmente
proporcionadas por el sistema de instrumentos de emergencia
aplicando las leyes bien conocidas de St. Venant.
La figura 3 resume, bajo una forma sinóptica, el
método de tratamiento al cual se conduce para compensar, en un
sistema de instrumentos de emergencia dotado de una cierta parte de
electrónica que le confiere facultades de cálculo, dependiendo el
error sobre la medición de presión estática del número de Mach y
del ángulo de incidencia aerodinámico y mejorar la precisión de la
indicación de altitud-presión sin disminuir por ello
la seguridad de funcionamiento.
La figura 4 ilustra esquemáticamente, la
arquitectura de un sistema de instrumentos combinados de emergencia
para aeronave con compensación de error en la medición de presión
estática en función del número de Mach y del ángulo de incidencia
aerodinámico.
Este sistema de instrumentos combinados de
emergencia se presenta en forma de un bastidor monobloque 1 más
bien alargado con un visualizador de cristales líquidos 2 que ocupa
la mayor parte de su superficie delantera y en su superficie
posterior, dos tomas neumáticas 3, 4 destinadas para ser conectadas
por dos tubos eléctricamente aislantes con sondas de medición de
presión total y de presión estática desplazadas por el exterior de
la aeronave así como una toma eléctrica de varios contactos no
representada para la alimentación eléctrica y funciones auxiliares
de control. El interior del bastidor 1 está subdividido en tres
compartimientos principales:
- -
- un compartimiento posterior que incluye: una cadena electrónica de medición de magnitudes de inercia 5 equipada con un conjunto de sensores de inercia de velocidades angulares, de aceleraciones o de inclinaciones asociadas con los tres ejes, una cadena electrónica de medición de presión total 6 equipada con un sensor electrónico de presión montado en la toma neumática destinada para ser conectada con una sonda de medición de presión total y una cadena electrónica de medición de presión estática 7 equipada con un sensor electrónico de presión montado en la toma neumática destinada para ser conectada con una sonda de medición de presión estática.
- -
- un compartimiento central ocupado por un conjunto electrónico de microprocesador 8 que recibe las informaciones de las diferentes cadenas de medición 5, 6, 7, las numera y las trata para obtener de ellas indicaciones de altitud-presión, de velocidad convencional y de posición, y
- -
- un compartimiento delantero ocupado por un conjunto electrónico 9 de gestión del visualizador de cristal líquido que asegura la presentación sobre el visualizador de las diferentes indicaciones proporcionadas por el conjunto electrónico de microprocesador 8 del compartimiento central.
El conjunto electrónico de microprocesador 8
está programado, para realizar sobre las informaciones procedentes
de las diferentes cadenas de medición 5, 6, 7, dos clases de
operaciones:
- -
- por una parte, las operaciones habituales de tratamiento y de cálculo que permiten obtener mediciones de presión total y de presión estática así como mediciones de inercia, una indicación de altitud convencional o altitud-presión, una indicación de velocidad convencional e indicaciones de posición (ángulos de cabeceo y de rollido) regularmente actualizadas, y
- -
- por otra parte, operaciones de cálculo que permiten obtener últimas indicaciones obtenidas de altitud-presión, de velocidad convencional y de posición en rollido, una indicación de ángulo de incidencia aerodinámico, operaciones de cálculo que permiten obtener últimas informaciones de presión total y de presión estática disponibles una indicación del número de Mach, y una operación de corrección de error sobre la medición de presión estática futura, teniendo en cuenta las indicaciones obtenidas sobre el ángulo de incidencia aerodinámico y el número de Mach.
Gracias a la corrección realizada sobre la
medición de presión total en función del ángulo de incidencia
aerodinámico de la aeronave, es posible mejorar por un orden de
magnitud la precisión de la indicación de
altitud-presión dada por instrumentos de emergencia
sin aumentar el coste o disminuir por ello la seguridad de
funcionamiento.
Claims (2)
1. Instrumentos combinados de emergencia para
aeronave para proporcionar indicaciones sobre la velocidad
convencional, la altitud convencional y la posición de la aeronave
e incluyendo para ello:
- -
- dos entradas neumáticas (3, 4) de medición de presión, una (3) para la presión total, y la otra (4) para la presión estática,
- -
- una cadena electrónica (6) de medición de presión total equipada con un sensor electrónico de presión conectado con la entrada neumática (3) de presión total,
- -
- una cadena electrónica (7) de medición de presión estática equipada con un sensor electrónico de presión conectado con la entrada neumática (4) de presión estática,
- -
- una cadena electrónica (5) de mediciones de inercia equipada con sensores de inercia girométricos y sensores de inercia acelerométricos o inclinométricos,
- -
- un calculador electrónico (8) que deduce una indicación de velocidad convencional de las informaciones de presión total y de presión estática proporcionadas por las cadenas electrónicas de medición (6, 7) de presión total y de presión estática, una indicación de altitud estándar de información de presión estática, proporcionada por la cadena electrónica de medición (7) de presión estática y de las indicaciones sobre la posición de la aeronave, ángulo de cabeceo \theta y ángulo de rollido \varphi, con relación a una dirección de referencia vertical, informaciones proporcionadas por la cadena electrónica de mediciones de inercia (5), y
- -
- medios optoelectrónicos de visualización (2) de las indicaciones de velocidad convencional, de altitud estándar y de posición proporcionadas por el calculador electrónico (8),
- caracterizándose estos instrumentos combinados de emergencia porque el calculador electrónico (8) comprende además:
- -
- medios electrónicos de elaboración del ángulo de incidencia aerodinámico \alpha de la aeronave que opera a partir de la indicación de posición en cabeceo, ángulo de cabeceo \theta de la aeronave, indicación de velocidad convencional e indicación de altitud estándar proporcionadas por el calculador electrónico (8) propiamente dicho, y
- -
- medios electrónicos de corrección de información de presión estática proporcionada por la cadena electrónica (7) de medición de presión estática tomando en cuenta un coeficiente de corrección función de la indicación de ángulo de incidencia aerodinámico \alpha de la aeronave proporcionada por los medios electrónicos de elaboración de ángulo de incidencia aerodinámico.
2. Instrumentos combinados de emergencia para
aeronave, según la reivindicación 1, caracterizados porque el
calculador electrónico (8) comprende además medios electrónicos de
elaboración del número de Mach que opera a partir de la relación de
la presión total obtenida de la información de presión total
proporcionada por la cadena electrónica (6) de medición de presión
total sobre la presión estática obtenida de la información de
presión estática proporcionada por la cadena electrónica (7) de
medición de presión estática, tomando en cuenta los medios
electrónicos de corrección de la información de presión estática
proporcionada por la cadena electrónica de presión estática un
coeficiente de corrección función a la vez, de la indicación de
ángulo de incidencia aerodinámico \alpha de la aeronave
proporcionada por los medios electrónicos de elaboración de ángulo
de incidencia aerodinámico y la indicación del número de Mach
proporcionada por los medios electrónicos de elaboración del número
de Mach.
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