ES2339800T3 - Deteccion de torbellinos y medicion de la turbulencia. - Google Patents
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Abstract
Un procedimiento para una aeronave provista de un sistema eléctrico de control de vuelo para mejorar el vuelo en aire perturbado, que comprende los siguientes pasos: recibir una señal de dirección del flujo de aire actual (ALFACV) desde un sensor de ángulo de ataque (102), y; que se caracteriza por los siguientes pasos - crear (125, 105, 120, 115, 110) una señal de ángulo de ataque sintética, más calmada que la señal de dirección del flujo de aire actual recibida desde el sensor de ángulo de ataque; - usar la citada señal de dirección del flujo de aire para formar (220, 210), junto con la señal de ángulo de ataque sintética, una señal de nivel de torbellino de estela (VORSET) que es representativa de un nivel actual torbellino de estela del aire con el que se encuentra la aeronave; - probar (230) la magnitud de la citada señal de torbellino de estela (VORSET); - sobre la base de la citada magnitud, decidir (230, 240) si la aeronave está pasando a través de un torbellino de estela turbulenta de aire perturbado o no; - si se considera que el avión pasa a través de un aire perturbado de torbellino, cambiar la forma de control, y - decidir (230, 240), sobre la base de la citada magnitud, cuando se pasa por el torbellino de estela turbulenta, y si es así, volver a la forma normal de control, - en el que el cambio de modo de control incluye cambiar la señal de entrada de ángulo de ataque de lo que se mide por los sensores de ángulo de ataque (102, 103) a la señal de ángulo de ataque sintética, más calmada, cuando el avión pasa por aire perturbado de torbellino, y viceversa, cuando la aeronave ha entrado de nuevo en el aire no perturbado.
Description
Detección de torbellinos y medición de la
turbulencia.
\global\parskip0.930000\baselineskip
La presente invención se refiere a la detección
y evaluación a bordo de una aeronave del flujo de aire circundante.
En particular, se refiere a un procedimiento para una aeronave que
está provista de un sistema eléctrico de control de vuelo para
mejorar el vuelo en aire perturbado, y a un dispositivo de detección
de turbulencia utilizable en un sistema eléctrico de control de
vuelo de una aeronave para mejorar el paso a través de aire
perturbado.
Los aviones militares de combate y de ataque de
cuarta generación están diseñados de manera que son básicamente
aviones estáticamente inestables que son estabilizados por un
sistema eléctrico de control de vuelo que ajusta continuamente una
serie de superficies de control. Este diseño es elegido con el fin
de lograr el máximo rendimiento posible en toda la envolvente de
vuelo. El sistema eléctrico de control de vuelo utiliza la
información de sensores en relación con los parámetros de vuelo del
avión, tales como el cabeceo, el balanceo y la guiñada. El sistema
también recibe y utiliza información sobre el viento y las ráfagas.
El propósito principal de utilizar la información es minimizar la
influencia de las perturbaciones externas que puedan deteriorar el
rendimiento y las otras prestaciones de control, con el fin de
obtener un mejor rendimiento de los aviones y de los sistemas de
armas. La información puede provenir de las señales de giroscopio
interior y de la presión total y estática (tubos de pitot) y de los
ángulos de ataque y de derrape (álabes alfa y beta).
Sin embargo, pueden surgir algunas dificultades
cuando uno de estos aviones pasa involuntariamente a través de
torbellinos de estela producidos por otro avión. El sistema de
control eléctrico que se ajusta continuamente recibe señales de los
sensores del paso por un torbellino de estela, que dan lugar a
movimientos involuntarios de las superficies de control y una
respuesta involuntaria de las aeronaves. Esto puede conducir a que
el ángulo de ataque rebase los límites de ángulo de ataque.
El documento US 5 995 880 desvela un
procedimiento para que una aeronave provista de un sistema eléctrico
de control de vuelo mejore el vuelo a través de aire
perturbado.
Por lo tanto, un objeto de la presente invención
es proporcionar una solución que reduce el riesgo de un menor
control de un avión de cuarta generación al pasar a través de
torbellinos de estela.
Con el fin de lograr la reducción de riesgo y el
aumento del rendimiento que se han mencionado más arriba y al mismo
tiempo estabilizar el avión que es estáticamente inestable y además
proporcionar un uso durante las misiones "despreocupado" de la
aeronave, por decirlo de esa manera, es decir, de manera que el
piloto no tenga que considerar los límites de pérdida de
sustentación, límites estructurales, límites de los motores, etc.,
se proporciona un sistema de acuerdo con la presente invención. Con
el fin de alcanzar esto y mantener una buena puntería y
características de vuelo, la información de los sensores se
introduce en el sistema de control de vuelo en lo que se refiere a
los parámetros de posición de la aeronave a partir de las señales
de giroscopio de la velocidad angular y del ángulo de ataque de los
álabes alfa situados en la proa del avión. Los álabes alfa en la
proa del avión tienen la función primaria de medir el ángulo de la
corriente de aire entrante y la magnitud de las perturbaciones
externas, tales como el viento y la turbulencia. El sistema de
control está provisto de medios para compensar estas perturbaciones,
con lo cual minimiza la desviación de la posición ordenada por el
piloto, por ejemplo, cuando apunta.
Cuando un avión vuela, crea torbellinos de
estela. La fuerza de los citados torbellinos de estela depende del
peso y del factor de carga de la aeronave. Durante la práctica del
combate aéreo que utiliza un avión objetivo, puede ocurrir que la
aeronave perseguidora pase a través los torbellinos de estela del
avión objetivo. Esto puede ser peligroso puesto que el avión puede
resultar afectado fuertemente por los torbellinos de estela de la
aeronave delantera, si el paso se realiza de una manera inadecuada.
Por lo tanto, como norma general para todas las aeronaves, los
torbellinos de estela deben ser evitados.
Los álabes alfa de un avión son influenciados
durante el paso de tales torbellinos de estela, lo cual puede
conducir a órdenes innecesarias a superficies de control tales como
el timón, elevador y alerones, lo cual a su vez puede causar
grandes ángulos de ataque si el avión se encuentra próximo al ángulo
de ataque límite durante el paso de los torbellinos de estela de la
aeronave delantera.
Por lo tanto, durante el paso a través de los
torbellinos de estela existe la necesidad de una señal de ángulo de
ataque que sea más calmada, de manera que se puedan evitar los
movimientos grandes y desfavorables de las superficies de
control.
Por lo tanto, un propósito adicional de la
presente invención es proporcionar un procedimiento y un dispositivo
que puedan cambiar a otra señal de ángulo de ataque cuando pasa por
un torbellino de estela, pero manteniendo todavía buenas o
excelentes características de vuelo y de puntería cuando se vuela en
aire en calma y turbulento.
\global\parskip1.000000\baselineskip
Las figuras 1a y b muestran un diagrama de
bloques de un detector de estela turbulenta.
La figura 1c muestra una unidad de nivel de
turbulencia para el uso en el detector de estela turbulenta de las
figura 1a y b.
La siguiente expresión se utiliza en este
documento con su significado definido. La expresión "aire
perturbado" significa aire tal como aire turbulento, cambios de
viento, vientos cruzados, corrientes de aire, torbellinos de
estela, escapes de motores, soplos de hélices, etc.
Con el fin de poder cambiar a una señal de
ángulo de ataque más calmada cuando se pasa por una estela
turbulenta, se proporciona un detector de estela turbulenta. El
detector de estela turbulenta se puede utilizar para controlar el
cambio a una señal de ángulo de ataque más calmada y/o para cambiar
a otra ley de control cuando se pasa por una estela turbulenta o
cuando se pasa a través de aire turbulento de una cierta
magnitud.
Las figuras 1a, 1b, 1c muestran un diagrama de
bloques de un detector de torbellino de estela. Un sensor izquierdo
102 de ángulo de ataque y un sensor derecho 103 de ángulo de ataque,
preferiblemente sensores de álabe alfa, están conectados a unidades
de corrección de de error de posición 101, 106. Las citadas unidades
de corrección de error de posición 101, 106 están diseñadas para
corregir cada señal del sensor en lo que se refiere a los errores
de posición producidos por su posición real en el fuselaje del
avión. Una unidad de monitorización de ángulo de ataque 107 está
conectada a las unidades de corrección de error de posición 101,
106 y recibe las señales corregidas del ángulo de ataque. La unidad
de monitorización de ángulo de ataque 107 monitoriza la diferencia
entre las señales corregidas izquierda y derecha. Si la diferencia
se encuentra en un cierto umbral de monitorización, se calcula una
señal ALFACV de ángulo de ataque como promedio de las señales de
álabe alfa de posición izquierda y derecha corregidas. Si la
diferencia es mayor que el umbral de monitorización, se detecta un
fallo de sensor de álabe alfa. La unidad de monitorización 107 de
ángulo de ataque está conectada a un filtro de paso bajo ALFACV 105
y la señal ALFACV se alimenta a la citada unidad de filtro de paso
bajo ALFACV 105, que filtra la señal formando una ALFACV filtrada,
que en la presente memoria descriptiva y a continuación se
denominará ALFACVFIL.
La figura 1a muestra además cómo se determina
una señal auxiliar, aquí llamada ALFAF. El significado de ALFAF se
explicará adicionalmente más adelante.
En primer lugar, se crea una señal
representativa de un régimen de ángulo de ataque sintético,
ALFADOT.
El régimen de ángulo de ataque ALFADOT se
calcula a partir de la ecuación de la fuerza en el eje z utilizando
la siguiente expresión:
(I)ALFADOT = -
(Nz - (cos \varphi cos \theta))*(g/V) - p* \beta +
q
en la que Nz es el factor de carga
en el eje z, \theta es el ángulo de actitud de cabeceo, \varphi
es el ángulo de inclinación lateral, g es aproximadamente 9,81, V
es la velocidad, p es el régimen de balanceo, \beta es el ángulo
de derrape y q es el régimen de cabeceo. Se hace referencia al
documento: "Tillst\ring{a}ndsekvationer för linjär
flygplandynamik". Autor: K J \ring{A}ström y
P-O
Elgcrona.
El régimen de balanceo p preferentemente se
recibe como una señal de sensor que se origina en un giroscopio. El
régimen de cabeceo q se recibe preferentemente también como una
señal de sensor procedente de un giroscopio. El ángulo de
inclinación lateral fi (\varphi) se recibe preferentemente desde
un sistema de navegación inercial. El ángulo de derrape beta
(\beta) se calcula a partir de la aceleración lateral que no
depende de un sensor de derrape. Esto tiene la ventaja de no
requerir un sensor de álabe de derrape para calcular ALFADOT.
Una señal Nz de factor de carga normal
disponible de un sistema de navegación inercial o directamente de un
sensor de aceleración adecuado o similar, se alimenta a una unidad
de estimación ALFADOT 110 para estimar una señal representativa de
un régimen de ángulo de ataque ALFADOT. La unidad de estimación
ALFADOT 110 también debe ser alimentada con una señal representativa
del régimen de cabeceo q, de la señal de ángulo de actitud theta,
del ángulo de inclinación lateral phi (\varphi), del régimen de
balanceo p, y de la señal \beta de derrape.
La unidad de estimación 110 está conectada
adicionalmente a una constante de tiempo T representada en la figura
1 por la unidad de constante de tiempo 115, y es filtrada por el
filtro de paso bajo 120, lo que produce una señal filtrada
ALFASYNTFIL.
Se proporciona una unidad sumatoria 125 que esté
conectada a la salida de la unidad de filtración de paso bajo 120 y
a la citada la unidad sumatoria se alimenta la señal ALFASYNTFIL y
la señal ALFACVFIL. La salida de la unidad sumatoria 125 se
denomina señal ALFAF.
La señal ALFAF puede ser considerada como una
señal de ángulo de ataque constante o "suave". La unidad
sumatoria está conectada a unas unidades de cálculo de nivel de
torbellino 210 y 220. Las citadas unidades de cálculo de nivel de
torbellino 210 y 220 proporcionan el cálculo del valor absoluto de
la diferencia entre la señal ALFACV y la señal ALFAF, y se forma
una señal de diferencia, que indica cuanto está perturbado el aire.
Esta señal medida es filtrada y la señal filtrada en lo que sigue
se denomina la señal VORSET. La señal VORSET se alimenta a una
unidad de decisión 230 que decide si el nivel de la señal VORSET
representa un paso de torbellino o no. Esto se logra mediante la
comparación de la señal VORSET con límites predeterminados. Un
procedimiento para la determinación de estos límites
predeterminados se sugerirá a continuación.
Además, una señal de cambio de torbellino lógica
denominada VORSW se establece si VORSET es mayor que un límite
superior de torbellino VORLIMU y se reestablece si VORSET es
inferior a un límite inferior de torbellino VORLIML. La señal VORSW
es, en resumen, la señal de resultado que indica el resultado de la
detección. Los límites son predeterminados preferiblemente en
valores adecuados que se ha encontrado que son apropiados por medio
de simulaciones y/o pruebas. En las pruebas y simulaciones
realizadas durante el desarrollo de la presente invención, se han
encontrado adecuados un límite superior de torbellino de 20 grados
por segundo y un límite inferior de 10 grados por segundo. Es
decir, VORSW se establece cuando VORSET es mayor de 20 grados por
segundo y se restablece cuando VORSET es inferior a 10 grados por
segundo.
A continuación se hace referencia a la figura
1c, en una realización adicional los límites superior e inferior de
torbellino se pueden ajustar automáticamente al nivel de la
turbulencia actual. Se proporciona una unidad de nivel de
turbulencia 300 que mide el nivel de turbulencia por medio de un
filtro de paso bajo 320 preferiblemente de 5 segundos y un factor
de amplificación, unidad 310 denominado K, donde K es 2. Los límites
superior e inferior se ajustan dependiendo de la severidad de la
turbulencia limitando la señal VORSET filtrada en un limitador 330,
y a continuación se alimenta la señal limitada VORTURB a dos
unidades sumatorias 351, 352. El valor 10 se añade desde una unidad
de primer valor 341 a la unidad sumatoria 351 para formar el límite
inferior. El valor 20 se añade desde una unidad de segundo valor 342
a la unidad sumatoria 352 para formar el límite superior. Esta
disposición implica que cuando hay una turbulencia cero no se
produce ningún ajuste, mientras que en turbulencias fuertes ambos
límites se ajustan como máximo de 30 grados por segundo, a un límite
superior máximo de 50 grados por segundo y a un límite inferior
máximo de 40 grados por segundo.
Haciendo referencia a continuación de nuevo a la
figura 1b, en una realización preferida la unidad de decisión 230
está conectada a una unidad de control de inicio 240. La señal de
cambio de torbellino lógica VORSW establece una señal ACVBPSW, y la
citada señal, en resumen, es una señal de resultado modificado que
indica al sistema cuándo debe derivar la señal ALFACV. La señal
ACVBPSW se mantiene durante un período de tiempo adicional,
preferiblemente en torno a 5 segundos, por la unidad de control de
inicio 240 para impedir el uso de ALFACV antes de que el torbellino
haya pasado completamente. La señal de cambio de torbellino lógica
modificada ACVBPSW se utiliza de la manera que se ha descrito,
directamente o en combinación lógica para cambiar automáticamente a
ALFAF en lugar de a ALFACV como señal de entrada del ángulo de
ataque para controlar el sistema, o para cambiar entre dos leyes de
control.
En una realización adicional, además de los
valores límite de torbellino VORLIMU y VORLIML, los valores de
límite de turbulencia inferiores a los valores de nivel de
torbellino se puede utilizar de una manera similar para detectar
cuando el avión pasa a través de aire turbulento. Los límites reales
se pueden determinar mediante simulaciones y pruebas.
Una ventaja adicional de la presente invención
es que cuando se cambia desde una señal de ángulo de ataque a otra
(de ALFACV a ALFAF), tanto el transitorio como el incremento de
ángulo de ataque se reducen a un mínimo, cuando se pasa por un
torbellino.
Claims (8)
1. Un procedimiento para una aeronave provista
de un sistema eléctrico de control de vuelo para mejorar el vuelo
en aire perturbado, que comprende los siguientes pasos: recibir una
señal de dirección del flujo de aire actual (ALFACV) desde un
sensor de ángulo de ataque (102), y;
que se caracteriza por los siguientes
pasos
- -
- crear (125, 105, 120, 115, 110) una señal de ángulo de ataque sintética, más calmada que la señal de dirección del flujo de aire actual recibida desde el sensor de ángulo de ataque;
- -
- usar la citada señal de dirección del flujo de aire para formar (220, 210), junto con la señal de ángulo de ataque sintética, una señal de nivel de torbellino de estela (VORSET) que es representativa de un nivel actual torbellino de estela del aire con el que se encuentra la aeronave;
- -
- probar (230) la magnitud de la citada señal de torbellino de estela (VORSET);
- -
- sobre la base de la citada magnitud, decidir (230, 240) si la aeronave está pasando a través de un torbellino de estela turbulenta de aire perturbado o no;
- -
- si se considera que el avión pasa a través de un aire perturbado de torbellino, cambiar la forma de control, y
- -
- decidir (230, 240), sobre la base de la citada magnitud, cuando se pasa por el torbellino de estela turbulenta, y si es así, volver a la forma normal de control,
- -
- en el que el cambio de modo de control incluye cambiar la señal de entrada de ángulo de ataque de lo que se mide por los sensores de ángulo de ataque (102, 103) a la señal de ángulo de ataque sintética, más calmada, cuando el avión pasa por aire perturbado de torbellino, y viceversa, cuando la aeronave ha entrado de nuevo en el aire no perturbado.
2. El procedimiento de la reivindicación 1, en
el que el sensor de ángulo de ataque es un sensor de álabe
alfa.
3. El procedimiento de la reivindicación 1 ó 2,
en el que un régimen de ángulo de ataque sintético se forma en base
a la expresión (I) para estimar el régimen de ángulo de ataque,
(I)ALFADOT = -
(Nz - (cos \varphi cos \theta))*(g/V) - p* \beta +
q
en el que ALFADOT es el régimen de
ángulo de ataque estimado, Nz es el factor de carga en el eje z,
\theta es el ángulo de actitud de cabeceo, \varphi es el ángulo
del inclinación lateral, g es la aceleración normal de la gravedad,
es decir, aproximadamente 9,81, V es la velocidad; p es el régimen
de balanceo, \beta es el ángulo de derrape y q es el régimen de
cabeceo.
4. El procedimiento de la reivindicación 3, en
el que el régimen de ángulo de ataque sintético pasa a través de
una unidad de constante de tiempo y posteriormente se utiliza para
formar un régimen de ángulo de ataque sintético que es suave.
5. El procedimiento de la reivindicación 4, en
el que una señal de diferencia entre la señal de ángulo de ataque
(ALFACV) y la señal de ángulo de ataque sintético más calmada
(ALFAF) se utiliza para indicar cuanto el aire está perturbado.
6. Un dispositivo de detección de turbulencias
utilizable en un sistema eléctrico de control de vuelo de una
aeronave para mejorar el paso por aire perturbado que incluye un
sensor de ángulo de ataque (102, 103),
que se caracteriza por:
- -
- una unidad de estimación de régimen de ángulo de ataque sintético (110) conectado a una unidad de constante de tiempo (115), una unidad de cálculo de nivel de torbellino (210, 220) conectada al citado sensor de ángulo de ataque (102, 103) y a la citada unidad de constante de tiempo (115) y que puede calcular una señal de nivel de torbellino de estela,
- -
- una unidad de detección de torbellinos de estela (230) conectada a la citada unidad de cálculo de torbellino de estela (210, 220), que puede detectar, en base a la citada señal de nivel de torbellino de estela, cuando el avión pasa a través de aire turbulento.
\newpage
7. El dispositivo de detección de turbulencia,
de acuerdo con la reivindicación 6 que es un dispositivo de
detección de torbellino de estela, que comprende:
- -
- un sensor de ángulo de ataque (102, 103),
- -
- una unidad de estimación de régimen de ángulo de ataque (110) conectado a una unidad de constante de tiempo (115), para calcular una señal ángulo de ataque sintética,
- -
- una unidad de cálculo de nivel torbellino (210, 220) conectada al citado sensor (102, 103) y a la citada señal de ángulo de ataque sintética, y que puede calcular una señal de nivel de torbellino de estela,
- -
- una unidad de detección de torbellino de estela (230) conectada a la citada unidad estela de cálculo de nivel de torbellino de estela (210) que puede detectar, en base a dicha señal de nivel de torbellino de estela, cuando la aeronave pasa a través de aire perturbado de torbellino de estela.
\vskip1.000000\baselineskip
8. El dispositivo de detección de turbulencias
de la reivindicación 7, en el que la citada unidad de estimación de
régimen de ángulo de ataque (110) utiliza la expresión (I) para
estimar el régimen de ángulo de ataque,
(I)ALFADOT = -
(Nz - (cos \varphi cos \theta))*(g/V) - p* \beta +
q
en el que ALFADOT es el régimen de
ángulo de ataque estimado, Nz es el factor de carga en el eje z,
\theta es el ángulo de actitud de cabeceo, \varphi es el ángulo
de inclinación lateral, g es la aceleración normal de la gravedad,
es decir, aproximadamente 9,81, V es la velocidad; p es el régimen
de balanceo, \beta es el ángulo de derrape y q es el régimen de
cabeceo.
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