ES2383428B2

ES2383428B2 - Procedimiento para desacoplar un objeto volador no tripulado de una aeronave portadora

Info

Publication number: ES2383428B2
Application number: ES200930479A
Authority: ES
Inventors: Michael Grabmeier; Christine STUMPP
Original assignee: LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Current assignee: LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Priority date: 2008-07-25
Filing date: 2009-07-20
Publication date: 2014-01-24
Anticipated expiration: 2029-07-20
Also published as: DE102008034618A1; SE0950560L; US20120061507A1; US8371535B2; DE102008034618B4; SE534392C2; ES2383428A1

Abstract

Procedimiento para desacoplar un objeto (2) volador no tripulado de una aeronave (1) portadora en el que el objeto (2) volador posee un dispositivo (32) autónomo de regulación del vuelo, que actúa sobre los dispositivos (23, 24) de mando del objeto (2) volador, con los siguientes pasos:#a) ajuste de los timones de dirección y de altura del objeto volador en una posición neutral, en la que el correspondiente ángulo de timón es 0º;#b) separación de las conexiones eléctricas y mecánicas entre el objeto (2) volador y la aeronave (1) portadora;#c) sensorización de la separación realizada por medio de sensores del objeto (2) volador;#d) activación del dispositivo (32) de regulación del vuelo y control automático del objeto (2) volador por medio del dispositivo (32) de regulación del vuelo y de los dispositivos (23, 24) de mando del objeto (2) volador sobre la base de la corrección de las variaciones del estado de vuelo causadas por el campo de la estela reinante entre el objeto (2) volador y la aeronave (1) portadora;#e) mando automático del Objeto (2) volador por medio del dispositivo (32) de regulación del vuelo y de los dispositivos (23, 24) de mando del objeto (2) volador sobre la base de los datos almacenados en al menos una memoria (34) del objeto (2) volador.

Description

Procedimiento para desacoplar un objeto volador no tripulado de una aeronave portadora.

Ámbito técnico

El presente invento se reﬁere a un procedimiento para desacoplar un objeto volador no tripulado de una aeronave portadora. El invento se reﬁere en especial a un procedimiento para el desacoplamiento de un objeto volador no tripulado, aerodinámicamente inestable de una aeronave portadora.

Si bien los objetos voladores no tripulados convencionales, por ejemplo los conocidos “Cruise Misiles” están provistos de alas propias como ayuda ascensional, estas alas se hallan durante el vuelo de transporte, es decir cuando el objeto volador está acoplado con la aeronave portadora, en una posición alojada en el contorno del objeto volador y sólo son extendidas después del desacoplamiento del objeto volador. Por lo tanto, el objeto volador se halla inmediatamente después del desacoplamiento del avión portador en un estado aerodinámicamente inestable. La estabilidad aerodinámica (en especial en el eje de cabeceo) sólo mejora después de la extensión de las alas.

Durante el desacoplamiento de un objeto volador no tripulado ﬁjado a la vehículo aéreo en un pilón de la aeronave portadora es preciso garantizar, que el objeto volador no tripulado no sea desviado inmediatamente después del desacoplamiento por las fuerzas aerodinámicas, que actúan sobre el, por ejemplo el campo de la estela desplazado (es decir el campo de las corrientes alrededor del objeto volador en el estado acoplado) y las fuerzas de expulsión de un sistema eyector previsto en el pilón (generalmente un sistema de gas a presión) de tal modo, que colisione con la aeronave portadora o entre en un estado de vuelo, que ya no pueda ser regulado.

Las fuerzas aerodinámicas, que actúan sobre el objeto volador, dependen de la velocidad de ataque, es decir de la velocidad relativa de la aeronave portadora y el aire durante el desacoplamiento (suelta) del objeto volador no tripulado, de la densidad del aire, es decir de la altura de vuelo en la que tiene lugar la suelta, del ángulo de ataque del objeto volador y de las condiciones aerodinámicas de las corrientes, es decir el campo de la estela del objeto volador no tripulado acoplado con la aeronave portadora. Este campo de la estela, que es distinto de la corriente de aire en el campo aéreo libre, resulta de las zonas de estrechamiento de la corriente (por ejemplo por recipientes en las estaciones de armamento adyacentes o el estrechamiento del espacio entre el objeto volador y el lado inferior de la aeronave portadora por medio del desplazamiento del ángulo de cabeceo previsto durante la instalación del objeto volador) y/o de zonas de retención de la corriente (por ejemplo en la raíz delantera del pilón) con lo que se producen en el objeto volador diferencias de presión estáticas y dinámicas y con ello la acción especial de fuerzas y de pares, que desaparecen nuevamente durante el desacoplamiento al aumentar la distancia a la aeronave portadora, lo que de manera típica tiene lugar aproximadamente 200 ms después del desacoplamiento. Después actúa sobre el objeto volador la aerodinámica de una corriente de aire libre.

Las diferencias de presión entre el lado superior y el lado inferior del objeto volador dan lugar a pares de cabeceo y las diferencias de presión entre el lado izquierdo y el derecho del objeto volador dan lugar a pares de guiñada. En las estaciones de armamento de las alas con una separación suﬁciente de los recipientes adyacentes se producen de manera típica pares despreciables alrededor del eje de guiñada y del eje de rotación. Sin embargo, se produce un par de cabeceo dominante, que presiona hacia abajo la proa del objeto volador y cuya intensidad depende del ángulo de ataque del objeto volador, del número de Mach y de la densidad del aire. Este par de cabeceo ya actúa sobre el objeto volador en el estado acoplado y durante el desacoplamiento ejerce sobre el objeto volador un impulso de giro más o menos grande alrededor del eje de cabeceo. Este efecto de giro especíﬁco desaparece durante el proceso de desacoplamiento a medida que aumenta la distancia del objeto volador al aeronave portadora, ya que se igualan las diferencias de presión entre el lado superior y el inferior. Dado que el objeto volador apenas posee en esta situación una estabilidad dinámica de cabeceo, continúa el movimiento de giro alrededor del eje de cabeceo provocado por el par de cabeceo, aumentando considerablemente la tasa de giro de cabeceo debido a la superﬁcie cada vez mayor del objeto volador expuesta a la presión dinámica del aire atacante, lo que sucede especialmente cuando el punto de presión aerodinámico se halla delante del centro de gravedad (la proa está delante). Entonces se produce con gran rapidez una posición de vuelo del objeto volador, que ya no es posible estabilizar, de manera, que el objeto volador no tripulado desacoplado cae sin control y se pierde para la misión prevista, si no se aplican a tiempo las contramedidas correspondientes.

El objeto volador no tripulado sufre inmediatamente después de la suelta y debido a las fuerzas aerodinámicas, que actúan sobre él, un par de cabeceo, que presiona hacia abajo la proa del objeto volador, con lo que el objeto volador puede entrar en una posición de vuelo vertical no controlable. Esta posición de vuelo tampoco puede ser estabilizada después de la extensión de las alas, de manera, que el objeto volador no tripulado desacoplado cae de manera incontrolada y se pierde para la misión prevista.

Estado de la técnica

El desacoplamiento de un objeto volador de la aeronave portadora tiene lugar en un estado del objeto volador en el que todavía no está activada su propia regulación de la posición de vuelo. Por ello se debe evitar, que, debido a un comportamiento erróneo de la regulación de la posición de vuelo del objeto volador no tripulado, se produzca en la proximidad inmediata de la aeronave portadora una colisión entre el objeto volador y la aeronave portadora. Por esta razón se dio preferencia hasta ahora a diferentes procedimientos.

Si el objeto volador es aerodinámicamente estable e inactivo durante el vuelo de transporte, es decir que carece de una alimentación propia con energía, se une con la aeronave portadora, además del soporte mecánico, por medio de un cable, que, después de la suelta del objeto volador activa a una determinada distancia del objeto volador de la aeronave portadora la alimentación con corriente del objeto volador, de manera, que sólo después puede entrar en funcionamiento la regulación de la posición de vuelo del objeto volador. Para este procedimiento sólo se pueden utilizar objetos voladores con una estabilidad aerodinámica suﬁcientemente grande o con condiciones de desacoplamiento limitadas desde el punto de vista del ángulo de ataque, de número de Mach y de la altura para excluir la pérdida del objeto volador debido al campo de la estela actuante hasta que se activa la regulación de vuelo propia.

En un procedimiento alternativo, el sistema de energía del objeto volador aerodinámicamente estable ya está activado durante el vuelo de transporte. Sin embargo, por razones de seguridad se retarda con un dispositivo temporizador en el objeto volador la activación de la regulación de vuelo propia y el movimiento de los timones de las superﬁcies de mando es limitado durante un tiempo determinado hasta que el objeto volador esté suﬁcientemente alejado de la aeronave portadora. En este caso tampoco existe, debido a la estabilidad aerodinámica del objeto volador, durante la fase del vuelo no controlado entre la suelta y la activación de la regulación de la posición de vuelo propia del objeto volador el peligro de la pérdida debida las fuerzas aerodinámicas, que actúan sobre él.

Sin embargo, si el objeto volador es inestable, al menos en la primera fase de vuelo después de la suelta, y si actúan sobre él fuerzas relevantes y pares del campo de la estela, existe el peligro de que en el espacio de tiempo entre la suelta y la activación de la regulación de la posición de vuelo propia entre en una posición de vuelo inestable y se pierda por ello. La actual ﬁlosofía de seguridad exige, sin embargo, que la regulación de la posición de vuelo del objeto volador sólo puede entrar en acción, cuando quede asegurado, que una regulación de la posición de vuelo defectuosa no de lugar a una colisión del objeto volador con el portador. Este intervalo de tiempo no se halla hasta ahora en la práctica de los objetos voladores aerodinámicamente inestables por debajo de 100 ms después del desacoplamiento sensorizado del avión portador.

En los objetos voladores aerodinámicamente inestables se llevaban hasta ahora los timones de dirección y los timones de altura previstos en la popa del objeto volador no tripulado poco antes del desacoplamiento de la aeronave portadora desde la posición neutral (ángulo de timón = 0º) a una posición de timón desplegada (conocida como “Fin Preset”, con lo que, debido al ataque en los timones y a los brazos de palanca de los timos con relación al centro de gravedad del objeto volador, se producen pares opuestos a los pares del campo de la estela, que actúan, y que por lo tanto amortiguan correspondientemente el movimiento de giro del objeto volador inducidos por el campo de la estela durante el desacoplamiento.

Dado que las fuerzas y los pares debidos al campo de la estela, que actúan sobre el objeto volador dependen esencialmente de la altura de vuelo y de la velocidad de vuelo de la aeronave portadora, es preciso, que los ángulos de timón preajustados de los timones de dirección y de altura están adaptados a las condiciones de ataque, es decir a la velocidad de vuelo y a la altura de vuelo. Para determinar estos ángulos de timón es, por lo tanto, necesario realizar una gran cantidad de pruebas de vuelo y de simulaciones numéricas aeromecánicas (CFD = computaﬁonal ﬂuid dynamics). Estas pruebas de vuelo y simulaciones no sólo tienen que ser realizadas para cada combinación entre un tipo de aeronave portadora y un tipo de objeto volador, sino, además, para cualquier punto de ﬁjación del objeto volador no tripulado al avión portador (por ejemplo debajo del fuselaje o debajo de las alas) así como para cada combinación de la ocupación de las estaciones adyacentes para el montaje de armas o de recipientes. Además, cuando se introducen armas, respectivamente recipientes nuevos en las estaciones adyacentes, es preciso determinar nuevamente los ángulos de los timones del objeto volador, ya que la nueva ocupación adyacente modiﬁca el campo de la estela del objeto volador, variando con ello los efectos de rotación y de traslación sobre el objeto volador. Esto pone de maniﬁesto, que antes de la homologación de una combinación de una aeronave portadora y un objeto volador no tripulado son precisas inversiones inmensas en pruebas previas y simulaciones.

Exposición del invento

El invento se basa en el problema, respectivamente el problema técnico de divulgar un procedimiento para el desacoplamiento de un objeto volador no tripulado de una aeronave portadora, que también funcione de manera ﬁable, cuando el objeto volador no tripulado es aerodinámicamente inestable al menos durante el desacoplamiento de la aeronave portadora y con el que se reduzca de manera maniﬁesta el coste de la homologación de la combinación de aeronave portadora y objeto volador no tripulado.

Este problema se soluciona con el procedimiento expuesto en la reivindicación 1.

Por lo tanto, se divulga un procedimiento para el desacoplamiento de un objeto volador no tripulado de una aeronave portadora, poseyendo el objeto volador un dispositivo autónomo para la regulación del vuelo, que actúa sobre los dispositivos de control del objeto volador y que comprende los pasos siguientes:

a) ajuste de los timones de dirección y de altura del objeto volador en una posición neutral, en la que el correspondiente ángulo de los timones es 0º;

b) separación de la unión eléctrica y mecánica entre el objeto volador y la aeronave portadora;

c) sensorización de la separación realizada con sensores del objeto volador;

d) activación del dispositivo de regulación del vuelo del objeto volador y gobierno automático del objeto volador por medio del dispositivo de regulación del vuelo y de los dispositivos de mando del objeto volador sobre la base de la corrección de las variaciones del estado de vuelo causadas por el campo de la estela reinante entre el objeto volador y la aeronave portadora;

e) control automático del objeto volador por medio del dispositivo de regulación del vuelo y de los dispositivos de mando del objeto volador sobre la base de los datos almacenados en al menos una memoria del objeto volador, en especial de los datos de un procedimiento basado en la distancia y los datos de la trayectoria de vuelo.

El objeto volador se guía en este caso a través del campo de la estela de tal modo, que adopte estados de vuelo, que excluyan el contacto con la aeronave portadora y hagan posible la realización de la misión pretendida.

Con un campo de la estela extremadamente intenso (número de Mach alto, altura pequeña, ángulo de ataque negativo del objeto volador) es preciso, que la regulación del vuelo se active en lo posible inmediatamente después del desacoplamiento sensorizado, ya que falta el efecto opuesto por medio de los timones preajustados y para alcanzar una transición suave del estado de vuelo no regulado al regulado, por ejemplo para evitar excursiones máximas del regulador o desviaciones máximas de los timones. Sin embargo, se debe esperar hasta que se haya amortiguado el efecto de traslación de las fuerzas de expulsión del sistema eléctrico del pilón, lo que sucede aproximadamente 30 a 60 ms después del desacoplamiento físico.

Los inventores apreciaron, que debido a la elevada ﬁabilidad de los actuales sistemas de regulación no se inﬂuye en la seguridad durante el desacoplamiento del objeto volador de la aeronave portadora ni en la fase de vuelo inmediatamente posterior, si la regulación del vuelo prevista a bordo del objeto volador entra en acción en un instante muy próximo después del desacoplamiento y mucho antes de lo que se había previsto hasta ahora en el estado de la técnica. Los inventores revisaron con ello los prejuicios del estado de la técnica de que la regulación del vuelo propia del objeto volador sólo podía entrar en acción, cuando el objeto volador no tripulado se hallara durante el proceso de desacoplamiento a una distancia en el tiempo del avión portador superior a 100 ms. Otro prejuicio del estado de la técnica revisador por los inventores es la idea actual de que la regulación del vuelo sólo podía entrar en acción después de desaparecer el efecto del campo del aire de la estela si el campo de la estela sólo fuera conocido desde el punto de vista de su acción a grosso modo (por ejemplo el par de cabeceo máximo generado) o sólo en determinados puntos de trabajo de la zona de desacoplamiento operacional.

Ventajas

Con ello ya no es necesario, que los dispositivos de control de un objeto volador se sometan, ya antes del desacoplamiento, a la acción de un ángulo de timón (preset) preajustado. Con ello se eliminan también los ensayos previos (pruebas de vuelo, simulaciones) expuestos en lo que antecede para la determinación de los ángulos de los timones apropiados en función de la altura de vuelo, de la velocidad de vuelo, del ángulo de ataque y de la situación aerodinámica debida a la construcción en el punto de montaje del objeto volador en la vehículo aéreo portador.

Con la activación prematura de la regulación del vuelo según el invento se obtiene la ventaja adicional de que el efecto del campo de la estela sólo tiene que ser determinado en algunos puntos de trabajo, con preferencia en los límites de las condiciones de utilización operacionales (ángulo de ataque, número de Mach, altura) por medio de lanzamientos reales no regulados del objeto volador desde vehículos aéreos portadores, los conocidos lanzamientos “Jettison”, y por medio de simulaciones mecánicas de las corrientes calculadas previas, con las que se pueden determinar también por medio de simulaciones en las que se reproducen los efectos medidos realmente del campo de la estela (fuerzas, pares) y comprobar si la regulación del vuelo se puede oponer suﬁcientemente a los efectos de giro del campo de la estela (sólo tasas de giro de cabeceo o tasas de giro de guiñada).

Además, un regulador se presta para contrarrestar perturbaciones no previstas mejor que los timones preajustados rígidamente, que sólo generan un par antagonista especíﬁco.

Otras características de conﬁguración preferidas y ventajosas del procedimiento según el invento son objeto de las reivindicaciones subordinadas.

La regulación autónoma del vuelo del objeto volador entra, con preferencia, en acción en el paso d) en el instante (tc), que no se halla más allá de los 100 ms después de arrancar el temporizador en el punto (t0) de la sensorización del desacoplamiento.

Con preferencia, en el paso d) no se activan los dispositivos de mando del objeto volador para el mando del objeto volador antes de la sensorización del desacoplamiento realizado.

La activación del dispositivo de regulación del vuelos se activa con preferencia en el paso d) de tal modo, que el instante (tc) de tiempo en el que se inicia la regulación autónoma del objeto volador arranque en un espacio de tiempo no inferior a 30 ms después del arranque del temporizados El establecimiento de esta pausa entre la sensorización del desacoplamiento consumado en el instante (t0) y el instante (tc) en el que arranca la regulación autónoma del vuelo posee la ventaja de que las fuerzas de traslación de expulsión del sistema eyector, que actúan sobre el objeto volador durante el desacoplamiento mecánico del objeto volador de la aeronave portadora pueden actuar libremente hasta su amortiguación sin que la regulación del vuelo del objeto volador actúe contra estas fuerzas de expulsión. De esta manera se puede desarrollar sin perturbaciones el paso de la separación mecánica.

En una forma de ejecución especialmente preferida del procedimiento según el invento se produce la activación del dispositivo de regulación del vuelo en el paso d) de tal modo, que el instante (tc) en el que arranca la regulación autónoma del vuelo del objeto volador se halle en una ventana de tiempo entre 50 ms y 100 ms después del arranque del temporizador. Esta ventana de tiempo resultó especialmente ventajosa para el arranque de la regulación del vuelo de objetos voladores aerodinámicamente inestables, en especial en lo que se reﬁere a la transición de los estados de vuelo no regulados a los regulados del objeto volador.

El instante (tc) en el que arranca la regulación autónoma del vuelo del objeto volador depende de la velocidad de vuelo (VR del número de Mach o de la EAS) de la aeronave portadora al separarse el objeto volador del aeronave portadora en el paso b). Este perfeccionamiento hace posible una adaptación todavía mejor del instante en el que arranca la regulación del vuelo a las correspondientes condiciones de utilización en el instante de la suelta. La EAS (Equivalent Air Speed) se deﬁne como la velocidad al nivel del mar, que genera la misma presión dinámica no compresible que la velocidad real del aire a la altura en la que vuela la correspondiente aeronave (en este caso el objeto volador).

La diferencia (Δtc0) entre el instante (t0) de la sensorización del desacoplamiento y el instante (tc) en el que arranca la regulación autónoma del vuelo decrece al aumentar la velocidad (VR) de vuelo. Cuanto más rápido vuele la aeronave portadora en el instante de la suelta tanto antes arranca la regulación del vuelo del objeto volador, con lo que se garantiza todavía mejor la transición del objeto volador a un estado de vuelo estable después de la suelta.

El instante (tc) en el que arranca la regulación autónoma del vuelo del objeto volador depende, además, con preferencia de la altura (HR) de vuelo de la aeronave portadora o de la presión estática reinante durante el desacoplamiento del objeto volador del aeronave portadora en el paso b). Este perfeccionamiento permite una adaptación todavía mejor del instante en el que arranca la regulación del vuelo a las correspondientes condiciones de utilización en el instante de la suelta, en especial a la densidad del aire reinante en el punto de la suelta.

También es especialmente ventajoso, que el paso e) se ejecute en dos pasos parciales:

e1) control automático del objeto volador por medio del dispositivo de regulación del vuelo y de los dispositivos de mando del objeto volador sobre la base de los datos de un procedimiento de alejamiento estándar almacenados en la memoria del objeto volador;

e2) control automático del objeto volador por medio del dispositivo de regulación del vuelo y de los dispositivos de mando del objeto volador sobre la base de los datos de la misión almacenados en la memoria del objeto volador.

Con estos dos pasos parciales se consigue, en combinación con el paso d), que el objeto volador se oponga en primer lugar durante un tiempo pequeño (aproximadamente1a2segundos) a las perturbaciones del campo de la estela (paso d): por ejemplo tasa de giro de cabeceo = 0º/s, aceleración transversal=0m/s2, mantenimiento del ángulo de rotación durante la suelta) y que después sea alejado de manera controlada y gobernada de la aeronave portadora, con preferencia durante aproximadamente 1,5 a 2,5 segundos, (paso e1: procedimiento estándar de alejamiento) antes de que arranque (paso e2) la regulación propiamente dicha del comportamiento de vuelo para el control del objeto volador según un plan de misión almacenado. Este procedimiento estándar de alejamiento puede ser tan dominante, que la regulación de la velocidad vertical y con ello la limitación de la distancia vertical del objeto volador al avión portador tenga lugar de acuerdo con un perﬁl nominal.

En este caso es ventajoso, que el paso e2) no se produzca hasta después de haber ﬁnalizado el procedimiento de alejamiento del paso e1).

Los ejemplos de ejecución preferidos del invento con los detalles de conﬁguración adicionales y con otras ventajas se describirán y explicarán con detalle haciendo referencia a las ﬁguras adjuntas.

Breve descripción de las ﬁguras

En el dibujo muestran:

La ﬁgura 1, una representación esquemática de un objeto volador no tripulado en el instante de la separación de la aeronave portadora con un ángulo de ataque pequeño de la aeronave portadora.

La ﬁgura 2, una representación esquemática de un objeto volador no tripulado en el instante de la separación de la aeronave portadora con un ángulo de ataque más pendiente de la aeronave portadora.

La ﬁgura 3, una vista frontal esquemática de un objeto volador no tripulado montado debajo de un ala de la aeronave portadora antes de la separación de la aeronave portadora.

La ﬁgura 4, una vista lateral esquemática de un objeto volador no tripulado montado debajo de un ala de la aeronave portadora antes de la separación de la aeronave portadora.

La ﬁgura 5, un diagrama de ﬂujo de una forma de ejecución preferida del procedimiento según el invento.

Descripción de ejemplos de ejecución preferidos

En la ﬁgura 1 se representan esquemáticamente el lado 10 inferior del fuselaje de una aeronave 1 portadora así como un objeto 2 volador no tripulado. La ﬁgura muestra el estado en el que el objeto 2 volador acaba de ser separado de manera conocida de la aeronave 1 portadora y el instante de la separación en el que ha sido alejado de la aeronave 1 portadora por medio de dos eyectores situados en la zona de la suspensión del objeto 2 volador. La acción de la fuerza de los eyectores se representa simbólicamente con las ﬂechas FE1 yFE2.

El vehículo 1 aéreo posee en el lado 10 del fuselaje o en el lado inferior de un ala un pilón 12 para bombas, que se construye parcialmente abierto en su lado inferior y se provee en esta zona en el interior del pilón 12 para bombas de dos dispositivos de sujeción disolubles, que, durante el vuelo de transporte, se acoplan con dos dispositivos de sujeción complementarios correspondientes, que sobresalen de un elemento soporte superior del objeto 2 volador y que ﬁjan el objeto 2 volador a la aeronave 1. En la zona del lado inferior abierto del pilón 12 para bombas también se prevé una conexión eléctrica de enchufe del lado de la aeronave conectada eléctrica y mecánicamente con una conexión de enchufe complementaria en el lado 20 superior del objeto 2 volador.

El objeto 2 volador está provisto de una aviónica 30 sólo representada esquemáticamente, que, entre otros, posee un dispositivo 32 de regulación del vuelo así como una memoria 34 para los datos de la trayectoria de vuelo. El objeto 2 volador está provisto en su popa 22 de preferentemente cuatro superﬁcies 23, 24 de mando distanciadas entre sí uniformemente sobre el contorno, giratorias y sometidas a la acción del dispositivo 32 de regulación del vuelo. En el lado 20 superior del objeto volador se disponen dos alas 25 extensibles lateralmente, que conﬁeren al objeto 2 volador propiedades de deslizamiento mejoradas. Las alas 25 no están extendidas durante el vuelo de transporte y descansan sobre el lado 20 superior del objeto volador no sobresaliendo o sólo muy poco por encima del contorno de él. El objeto 2 volador es inestable aerodinámicamente debido a que las alas 25 no están extendidas. Sólo recibe una estabilidad aerodinámica relevante, en especial alrededor del eje de cabeceo, cuando están extendidas las alas 25.

En la ﬁgura 1 se representa el aire que ataca la aeronave 1 portadora y el objeto 2 volador por medio de una gran cantidad de ﬂechas horizontales paralelas. La velocidad de circulación de este aire delante del objeto volador equivale a la velocidad VR de la aeronave 1 portadora en el instante de la separación.

En la ﬁgura 1 es evidente, que el objeto 2 volador ocupa en el instante de la suelta con relación a la aeronave 1 portadora un ángulo α1 de ataque negativo condicionado por el montaje, de manera, que la distancia entre el lado inferior 10 del vehículo aéreo y el lado 20 superior del objeto 2 volador no tripulado es en la zona de la proa 21 de este (a la izquierda en la ﬁgura 1) mayor que en la zona de su popa 22. El aire que ataca el objeto 2 volador es acelerado por lo tanto entre el lado 20 superior del objeto 2 volador y el lado 10 inferior de la aeronave 1 portadora, ya que el espacio de circulación entre el objeto 2 volador y la aeronave 1 portadora se estrecha desde la proa 1 del objeto 2 volador hacia la popa 22 de este. La velocidad V2 de circulación por encima de la proa 21 del objeto 2 volador ya está acelerada aquí con relación a la velocidad VR de ataque. El aire atacante es acelerado adicionalmente desde la proa 21 hasta la popa 22 y alcanza allí la velocidad V3 de circulación más alta con relación la velocidad V2 de circulación. Es válida la relación V3 > V2 > VR. Dado que el objeto 2 volador puede ser barrido libremente en su lado 26 inferior, la velocidad V1 de circulación en el lado inferior del objeto 2 volador, que permanece esencialmente constante desde la proa 21 hasta la popa 22 del objeto 2 volador, equivale esencialmente a la velocidad VR de ataque.

Debido a esta circulación alrededor del objeto 2 volador no tripulado en el instante de la separación de la aeronave 1 portadora resulta, que la presión P2 estática por encima de la proa 21 del objeto 2 volador es mayor que la presión P3 estática en la popa 22 de este. Dado que la presión P1 estática en el lado 26 inferior del objeto 2 volador es constante debido a la velocidad V1 de circulación constante en toda la longitud de este, se produce un par M1 de cabeceo, que gira la proa 21 hacia abajo. Por lo tanto, para la presión estática es válido: P1 > P2 > P3. Con ello, la diferencia depresión entre P1 yP3 es mayor que la diferencia de presión entre P1 yP2; en este caso es valida la relación (P1 -P3) > (P1 -P2). El par M1 de cabeceo tiende a presionar hacia abajo la proa 21 del objeto 2 volador. A ello se suma una fuerza de presión dinámica dirigida hacia abajo provocada por la presión dinámica de la circulación ejercida sobre el lado 20 superior inclinado del objeto 2 volador. El objeto 2 volador es girado con ello en la representación de la ﬁgura 1 en el sentido contrario al de las agujas del reloj en el instante de la suelta debido a la fuerza de la gravedad y del movimiento de caída dirigido hacia abajo debido a las fuerzas ejercidas por los eyectores.

La ﬁgura 2 representa la misma disposición del objeto 2 volador poco antes de la separación de la aeronave 1 portadora representada en la ﬁgura 1, pero la aeronave 1 portadora adopta junto con el objeto 2 volador en la posición de vuelo representada en la ﬁgura 2 un ángulo de ataque más pendiente, de manera, que el objeto 2 volador es atacado con un ángulo α2 dd ataque positivo con la velocidad VR. De este ataque oblicuo resulta una componente ascensional adicional debida a la presión dinámica, que actúa sobre el lado 26 inferior del objeto 2 volador. Como resultado se produce un par M2, que, en la representación de la ﬁgura 2, actúa sobre el objeto 2 volador en el sentido de las agujas del reloj y que tiende a presionar hacia arriba la proa 21 del objeto 2 volador. Por lo tanto, el objeto 2 volador girará al caer hacia abajo después de la separación de la vehículo 1 aéreo en la posición de vuelo representada en la ﬁgura 2 en el sentido de las agujas del reloj y dirigirá su proa hacia arriba.

La ﬁgura 3 representa una vista frontal esquemática de un objeto 2’ volador no tripulado montado en una estación 40 para armas con alas debajo de un ala 14 de la aeronave 1 portadora antes de la separación de la aeronave 1 portadora. Los dispositivos 23’, 23”, 24’, 24” de mando (timones) ocupan una posición neutral. La estación 40 para armas con alas posee un pilón 42 en el que está montado el objeto 2’ volador. Dado que el aire atacante se acumula en la raíz 42 del pilón 42, la presión P33 estática por encima del objeto 2’ volador es mayor que la presión P11 estática por debajo del objeto 2’ volador. El objeto 2’ volador experimenta por lo tanto la acción de una fuerza dirigida hacia abajo. En el caso de las presiones dinámicas se invierten las relaciones según la ley de Bernoulli.

La ﬁgura 4 representa una vista lateral esquemática del objeto 2’ volador no tripulado montado debajo del ala 14 de la aeronave portadora antes de la separación de la aeronave 1 portadora. Debido a las relaciones descritas anteriormente entre las presiones P11 yP33 estáticas y debido a la presión P33, que actúa, debido a la disposición desplazada hacia delante del objeto 2’ volador en el pilón 42, predominantemente delante del centro C de gravedad de este, el objeto 2’ volador experimenta un par M11 de cabeceo, conocido como par de giro “Pitch Down”, que presiona hacia abajo la proa.

Este par de giro “Pitch Down” es tanto mayor cuanto mayor sea la velocidad (número de Mach) y cuanto más denso sea el aire. De manera típica decrece con ángulos de ataque crecientes positivos (proa hacia arriba) del objeto volador, ya que el punto de presión (punto de ataque de la fuerza resultante del aire) se desplaza hacia el centro C de gravedad del objeto 2’ volador, con lo que el brazo de palanca eﬁcaz es cada vez menor y el par M11 resultante tiende a cero. En el caso de un objeto volador inestable aumenta entonces la incertidumbre del lado hacia el que girará durante el desacoplamiento. Por razones de seguridad es siempre deseable un giro con la proa hacia abajo. Con un giro con la proa hacia arriba colisionaría el objeto volador con el pilón.

Por ello se elige para la aeronave portadora como condición para el desacoplamiento autorizado (“Release-Envelope operacional”) un ángulo de ataque de la aeronave 1 portadora ta), que el ángulo de ataque del cuerpo 2’ volador no sea mayor que +1º a +2º durante el desacoplamiento. El objeto volador está ﬁjado al ala 14 con un ángulo Offset de cabeceo de por ejemplo -3º. El ángulo de ataque de la aeronave 1 portadora es tanto menor cuanto mayor sea la velocidad con lo que pueden resultar ángulos de ataque negativos del objeto volador, lo que incrementa correspondientemente el giro del objeto volador hacia abajo debido al aumento de la presión dinámica, que actúa sobre el lado superior del objeto 2’ volador. Los ángulos de ataque positivos signiﬁcan: proa dirigida hacia arriba. Los ángulo de ataque negativos signiﬁcan: proa dirigida hacia abajo.

Tanto el par M1 de “Pitch-Down”, que actúa sobre el objeto 2 volador en la posición de vuelo de la ﬁgura 1, respectivamente de las ﬁguras3y4, como también el par M2 de “Pitch-Up”, que actúa sobre el objeto 2 volador en la posición de vuelo de la ﬁgura 2 llevan el objeto 2 volador a una posición de vuelo inestable (con la proa hacia abajo, como en la ﬁgura 1 o con la proa hacia arriba, como en la ﬁgura 2) si no se ejecutan a tiempo las medidas de control del objeto volador, que se opongan al correspondiente par M1 oM2.

La ﬁgura 5 muestra un ejemplo especialmente apropiado del procedimiento según el invento con el que se evita, que el objeto 2 volador alcance una de las posiciones de vuelo inestables mencionadas.

En el paso 100 se desbloquean en primer lugar los timones de dirección y de altura del objeto volador, que se someten a una breve prueba de movimiento y se llevan después a una posición neutral (ángulo de timón = 0º), de manera, que el aire incidente no pueda ejercer una efecto de fuerza y de pares sobre el objeto volador inmediatamente antes del proceso de desacoplamiento.

Después se expulsa en el paso 101 el objeto volador de la vehículo 1 aéreo nodriza, lo que da lugar a la separación de las conexiones eléctricas y mecánicas entre el objeto volador y la aeronave portadora. Una vez realizada la separación mecánica y/o la separación eléctrica entre el objeto volador y la aeronave portadora se comprueba estos en el paso 102 por medio de los sensores del objeto 2 volador. En el instante t0 en el que se sensoriza la separación realizada arranca un temporizador en la computadora de a bordo del objeto 2 volador. El instante t0 se representa en la ﬁgura 5 sobre la barra t de tiempos.

A continuación del paso 102 se produce en el paso 103 la activación del dispositivo 32 de regulación del vuelo del objeto 2 volador, de tal modo, que la regulación autónoma del vuelo del objeto 2 volador se active en un instante tc, que no se produce más tarde que 100 ms (milisegundos) después del arranque del temporizador en el instante t0.

Con preferencia se tiene en cuenta en este caso, que es conveniente un pequeño retardo en el tiempo hasta la iniciación de la regulación autónoma del vuelo para no diﬁcultar la expulsión del objeto 2 volador de la aeronave 1 portadora con una contrarregulación inmediata por medio del dispositivo 32 de regulación del vuelo. La regulación autónoma del vuelo del objeto volador se inicia por ello lo más pronto aproximadamente 30 ms (t30)a50ms(t50) después del arranque del temporizador en el instante t0. La regulación automática del vuelo arranca por lo tanto en el instante tc en el paso 104 sobre la base de un algoritmo, que regula contra los pares perturbadores actuantes del campo de la estela para minimizar la variación del estado de vuelo del objeto volador debida al campo de la estela. La tasa de giro de cabeceo se regula típicamente en 0º/s para contrarrestar el par de cabeceo y la aceleración transversal se ajusta en 0 m/s2 (el sensor se halla en la proa) para eliminar los eventuales giros inducidos alrededor del eje de guiñada. Además, actúa una regulación de la rotación, que trata de impedir las variaciones del ángulo de rotación del objeto volador. Esta regulación, dirigida de manera especíﬁca contra el campo de la estela, es mantenida de manera típica durante uno a dos segundos después del desacoplamiento.

A continuación tiene lugar usualmente durante 1,5 a 2,5 segundos un control del estado de vuelo, que garantiza la separación vertical del objeto volador del avión portador y que evita un desplome demasiado grande del objeto volador hacia abajo, por ejemplo medio de la regulación de la velocidad vertical de acuerdo con un perﬁl nominal preﬁjado.

El paso 104 también puede ser realizado en dos pasos parciales:

-: control automático del objeto volador por medio de dispositivos de regulación del vuelo y de los dispositivos de mando del objeto volador sobre la base de la corrección de las variaciones del estado de vuelo provocadas por la estela reinante entre el objeto volador y la aeronave portadora; y

-: control automático del objeto volador por medio de los dispositivos de regulación del vuelo sobre la base de los datos de un procedimiento de alejamiento estándar almacenados en la memoria del objeto volador.

En el paso 105 siguiente tiene lugar después el control del objeto volador por medio del dispositivo 32 de regulación del vuelo y de los dispositivos 23, 24 de mando el objeto volador sobre la base de los datos de ta trayectoria de vuelo de una misión actual almacenados en la memoria 34 del objeto volador.

La diferencia ΔtC0 entre el instante t0 de la sensorización de la separación y el instante tC en el que arranca la regulación autónoma del objeto volador decrece al aumentar la velocidad VR de vuelo de la aeronave portadora en el instante de la suelta. La diferencia ΔtC0 es, además, tanto más pequeña, cuanto menor sea la altura HR en el instante de la suelta.

El invento no está limitado al ejemplo de ejecución expuesto, que sirve únicamente para la explicación general de la idea fundamental del invento. En el marco del ámbito de protección es posible, que el dispositivo según el invento adopte formas de ejecución distintas de las descritas más arriba. El dispositivo puede poseer en este caso en especial características, que representen una combinación de las correspondientes características individuales de las reivindicaciones.

Las referencias en las reivindicaciones, la descripción y las ﬁguras sirven únicamente para la mejor comprensión del invento y no deben limitar el ámbito de protección.

Lista de símbolos de referencia

1: Aeronave portadora.

2: Objeto volador.

2’: Objeto volador no tripulado.

10: Lado inferior del fuselaje.

11: Pilón para bombas.

14: Ala de la aeronave portadora.

20: Lado superior del objeto volador.

21: Proa del objeto volador.

22: Popa del objeto volador.

23: Superﬁcie de mando del objeto volador.

24: Superﬁcie de mando del objeto volador.

25: Alas del objeto volador.

26: Lado inferior del cuerpo volador.

30: Aviónica.

31: Dispositivo de regulación del vuelo.

40: Estación para armas en las alas.

41: Pilón.

C: Centro de gravedad.

HR: Altura de vuelo.

M1,M2,M11: Pares.

P1 -P3: Presión estática.

P11,P33: Presión estática.

t0,tc,t30,t50: Instante.

V1 -V3: Velocidad de circulación.

VR: Velocidad de ataque.

α2: Ángulo de ataque.

Δtc0: Diferencia de tiempo.

Claims

REIVINDICACIONES

1. Procedimiento para desacoplar un objeto (2) volador no tripulado de una aeronave (1) portadora en el que el objeto (2) volador posee un dispositivo (32) autónomo de regulación del vuelo, que actúa sobre los dispositivos (23, 24) de mando del objeto (2) volador, con los siguientes pasos:

a) ajuste de los timones de dirección y de altura del objeto volador en una posición neutral, en la que el correspondiente ángulo de timón es 0º;

b) separación de las conexiones eléctricas y mecánicas entre el objeto (2) volador y la aeronave (1) portadora;

c) sensorización de la separación realizada por medio de sensores del objeto (2) volador;

d) activación del dispositivo (32) de regulación del vuelo y control automático del objeto (2) volador por medio del dispositivo (32) de regulación del vuelo y de los dispositivos (23, 24) de mando del objeto (2) volador sobre la base de la corrección de las variaciones del estado de vuelo causadas por el campo del aire de la estela reinante entre el objeto

(2) volador y la aeronave (1) portadora;

e) mando automático del objeto (2) volador por medio del dispositivo (32) de regulación del vuelo y de los dispositivos (23, 24) de mando del objeto (2) volador sobre la base de los datos almacenados en al menos una memoria (34) del objeto (2) volador.
2. Procedimiento según la reivindicación 1, caracterizado porque la regulación autónoma del vuelo del objeto volador en el paso d) arranca en un instante (tc) no más tarde que 100 ms después del arranque de un temporizador en el instante (t0) de la sensorización de la separación.
3. Procedimiento según la reivindicación1ó2, caracterizado porque los dispositivos (23, 24) de mando del objeto

(2) volador no son accionados en el paso d) antes de la sensorización de la separación realizada para el mando del objeto (2) volador.
4. Procedimiento según la reivindicación 1, 2 ó 3, caracterizado porque la activación del dispositivo (32) de regulación del vuelo en el paso d) tiene lugar de tal modo, que el instante (tc) en el que arranca la regulación autónoma del vuelo del objeto (2) volador se halle en un intervalo de tiempo no menor que 30 ms después del arranque del temporizador.
5. Procedimiento según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque la activación del dispositivo

(32) de regulación del vuelo en el paso d) tiene lugar de tal modo, que el que el instante (tc) en el que arranca la regulación autónoma del vuelo del objeto (2) volador se halle en un intervalo de tiempo entre 50 ms y 100 ms después del arranque del temporizador.
6.

Procedimiento según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el instante (tc)enelque arranca la regulación autónoma del vuelo del objeto volador depende de la velocidad (VR) de vuelo de la aeronave (1) portadora durante la separación del objeto volador de la aeronave portadora en el paso b).
7.

Procedimiento según la reivindicación 6, caracterizado porque la diferencia (Δtc0) temporal entre el instante (t0) de la sensorización de la separación y el instante (tc) en el que arranca la regulación autónoma del vuelo del objeto volador decrece al aumentar la velocidad (VR) de vuelo.
8.

Procedimiento según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el instante (tc)enelque arranca la regulación autónoma del vuelo del objeto (2) volador depende de la altura (HR) de vuelo de la aeronave (1) portadora durante la separación del objeto volador de la aeronave portadora en el peso b).
9.

Procedimiento según la reivindicación 8, caracterizado porque la diferencia (Δtc0) temporal entre el instante (t0) de la sensorización de fa separación y el instante (tc) en el que arranca la regulación autónoma del vuelo del objeto volador es tanto menor, cuanto menor es la altura (HR) de vuelo.
10.

Procedimiento según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el paso e) de se realiza como sigue:

e1) control automático del objeto (2) volador por medio del dispositivo (32) de regulación del vuelo y de los dispositivos (23, 24) de mando del objeto (2) volador sobre la base de los datos de un procedimiento de distancia estándar almacenados en la memoria (34) del objeto volador y

e2) control automático del objeto (2) volador por medio del dispositivo (32) de regulación del vuelo y de los dispositivos (23, 24) de mando del objeto (2) volador sobre la base de los datos de la misión almacenados en la memoria del objeto volador.
11. Procedimiento según la reivindicación 10, caracterizado porque el paso e2) sólo se produce una vez ﬁnalizado el procedimiento de distancia del paso e1).

OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCAS

N.º solicitud: 200930479

ESPAÑA

Fecha de presentación de la solicitud: 20.07.2009

Fecha de prioridad:

INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TECNICA

51 Int. Cl. : Ver Hoja Adicional

DOCUMENTOS RELEVANTES

Categoría

56 Documentos citados Reivindicaciones afectadas

X

US 2008035785 A1 (GRABMEIER MICHAEL) 14/02/2008, párrafos [28 -33]; párrafo [37]; figuras 1,10,11

1, 2.

Y

2-9

Y

US 2005134496 A1 (TRAINOR DANIEL W) 23/06/2005, párrafos [23 -27]; figuras. 2-9

A

EP 1923658 A2 (LFK GMBH ) 21/05/2008, 1

Categoría de los documentos citados X: de particular relevancia Y: de particular relevancia combinado con otro/s de la misma categoría A: refleja el estado de la técnica O: referido a divulgación no escrita P: publicado entre la fecha de prioridad y la de presentación de la solicitud E: documento anterior, pero publicado después de la fecha de presentación de la solicitud

El presente informe ha sido realizado • para todas las reivindicaciones • para las reivindicaciones nº:

Fecha de realización del informe 08.06.2012

Examinador C. Piñero Aguirre Página 1/4

INFORME DEL ESTADO DE LA TÉCNICA

Nº de solicitud: 200930479

CLASIFICACIÓN OBJETO DE LA SOLICITUD F41F3/04 (2006.01)

B64D1/12 (2006.01) B64D5/00 (2006.01) Documentación mínima buscada (sistema de clasificación seguido de los símbolos de clasificación)

F41F, B64D

Bases de datos electrónicas consultadas durante la búsqueda (nombre de la base de datos y, si es posible, términos de búsqueda utilizados) INVENES, EPODOC

Informe del Estado de la Técnica Página 2/4

OPINIÓN ESCRITA

Nº de solicitud: 200930479

Fecha de Realización de la Opinión Escrita: 08.06.2012

Declaración

Novedad (Art. 6.1 LP 11/1986)

Reivindicaciones Reivindicaciones 1-11 SI NO

Actividad inventiva (Art. 8.1 LP11/1986)

Reivindicaciones Reivindicaciones 1-11 SI NO

Se considera que la solicitud cumple con el requisito de aplicación industrial. Este requisito fue evaluado durante la fase de examen formal y técnico de la solicitud (Artículo 31.2 Ley 11/1986).

Base de la Opinión.-

La presente opinión se ha realizado sobre la base de la solicitud de patente tal y como se publica.

Informe del Estado de la Técnica Página 3/4

OPINIÓN ESCRITA

Nº de solicitud: 200930479

1. Documentos considerados.-

A continuación se relacionan los documentos pertenecientes al estado de la técnica tomados en consideración para la realización de esta opinión.

Documento

Número Publicación o Identificación Fecha Publicación

D01

US 2008035785 A1 ( GRABMEIER MICHAEL ) 14.02.2008

D02

US 2005134496 A1 ( TRAINOR DANIEL W ) 23.06.2005
2. Declaración motivada según los artículos 29.6 y 29.7 del Reglamento de ejecución de la Ley 11/1986, de 20 de marzo, de Patentes sobre la novedad y la actividad inventiva; citas y explicaciones en apoyo de esta declaración

Se considera el documento D01 como el más cercano dentro del estado de la técnica. Revela un método para desacoplar un objeto volador no tripulado de una aeronave portadora en el que el objeto volador posee un dispositivo autónomo de regulación de vuelo. Dicho método incluye el ajuste de los timones (14) de dirección y de altura del objeto volador en una posición neutral; está característica se puede deducir de los dibujos (ver figuras 1 y 2). La posterior separación de las conexiones eléctricas y mecánicas entre el objeto y la aeronave portadora se encuentra descrita en el párrafo 29 de D01.Los siguientes pasos del método que son: detección mediante sensores de la separación, activación del dispositivo de regulación de vuelo y control del objeto volador, se encuentra en los párrafos de 29 a 32 de D01.Las diferencias entre las características de la reivindicación 1 del documento de la solicitud y D01 se pueden deducir de los dibujos y, por tanto, se consideran como obvias para un experto en la materia dentro del campo de la técnica en el momento en el que la invención fue concebida. Por consiguiente la reivindicación 1, independiente carece de actividad inventiva de acuerdo con los criterios del artículo 8.1 de la LP.

En cuanto a las características de la reivindicación 2, el documento D01 no indica que la regulación autónoma del vuelo del objeto no tripulado arranca en un instante no más tarde de 100 ms después del comienzo de la separación. Sin embargo D02 sí que revela un objeto no tripulado que conecta su sistema de control después de la separación (ver párrafos 23,25 y 27); Sería obvio para alguien experto en la materia seleccionar el tiempo mínimo optimo para activar el control después de la separación de entre todas las posibilidades, por tanto se considera que la reivindicación 2, dependiente, carece asimismo de actividad inventiva de acuerdo con los criterios del artículo 8.1 de la LP.

Las reivindicaciones 3-5, dependientes, se consideran carentes de actividad inventiva por la misma razón que la reivindicación 2, de acuerdo con los criterios del artículo 8.1 de la LP.

Respecto a la reivindicación 6, dependiente, se considera que la dependencia del instante en el que comienza la regulación automática respecto de la velocidad de la aeronave portadora es un factor previsible y considerada como una de las varias posibilidades evidentes que un experto en la materia seleccionaría de acuerdo con las circunstancias, por tanto dicha reivindicación carece de actividad inventiva de acuerdo con los criterios del artículo 8.1 de la LP.

Del mismo modo que la reivindicación 6, las reivindicaciones 7-9 se considera que carecen de actividad inventiva de acuerdo con los criterios del artículo 8.1 de la LP.

La reivindicación 10, dependiente, indica que el control automático del objeto se basa en datos de un procedimiento de distancia estándar almacenados dentro del objeto volador y sobre una base de datos de la misión. Como se puede ver en los párrafos 32,33 y 37, dicho sistema de control ya está anticipado por D01. Por tanto dicha reivindicación carece de actividad inventiva de acuerdo con los criterios del artículo 8.1 de la LP.

La reivindicación 11, dependiente, indica que el control automático de vuelo no se inicia hasta que el procedimiento de distancia ha finalizado. D01 también anticipa esta característica en los párrafos 32,33 y 37. Por tanto dicha reivindicación carece de actividad inventiva de acuerdo con los criterios del artículo 8.1 de la LP.

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