ES2471068T3 - Sistema de sensor de velocidad aerodinámica para una aeronave - Google Patents

Abstract

Un aparato que comprende una aeronave (304) y que comprende además: una pluralidad de sondas de Pitot estáticas (312) asociadas con una parte delantera (334) de un fuselaje (336) de la aeronave, en donde cada una de la pluralidad de sondas de Pitot estáticas es un primer tipo de sensor, y donde la pluralidad de sondas de Pitot estáticas están configuradas para generar primeros datos (328); una pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque (314), en donde cada uno de la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque es un segundo tipo de sensor, y en donde la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque están configurados para generar segundos datos (338); una pluralidad de sensores de detección y medición de luz (316), en donde cada uno de los sensores de detección y medición de luz son un tercer tipo de sensor, y en donde la pluralidad de sensores de detección y medición de luz están configurados para generar terceros datos (356); y un sistema de consolidación de señales (366) configurado para detectar errores en los primeros datos generados por la pluralidad de sondas de Pitot estáticas, los segundos datos generados por la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque y los terceros datos generados por la pluralidad de sensores de detección y medición de luz; en donde los primeros datos comprenden un primer valor de presión total (330) y un primer valor de presión estática (332) para un entorno (302) que rodea a la aeronave, los segundos datos comprenden un segundo valor de presión total (340) y un segundo valor de presión estática (432) para el entorno que rodea a la aeronave, y los terceros datos (356) comprenden un tercer valor de presión total y un tercer valor de presión estática para el entorno que rodea a la aeronave.

Description

Sistema de sensor de velocidad aerodinámica para una aeronave

INFORMACI�N GENERAL

Campo: La presente descripción se refiere en general a sistemas de sensores y más específicamente a sistemas de sensores de velocidad aerodinámica.

Antecedentes: Los sistemas de sensores para aeronaves proporcionan datos de vuelo a los pilotos. Estos sistemas de sensores proporcionan datos como altitud, velocidad aerodinámica, rumbo y cabeceo a los pilotos para que puedan operar la aeronave. Por ejemplo, los pilotos pueden utilizar datos de rumbo para determinar cuando la aeronave se desplaza en la dirección de su destino.

Los sistemas de sensores también son utilizados por los sistemas inform�ticos que controlan sistemas a bordo de la aeronave. Por ejemplo, la velocidad aerodinámica puede ser utilizada por los sistemas inform�ticos a bordo de la aeronave para controlar la velocidad y la estabilidad de la misma.

La velocidad aerodinámica verdadera es la velocidad real de una aeronave en relación con el aire en el que la misma est� volando. La velocidad aerodinámica calibrada es la velocidad de la aeronave identificada por sistemas de sensores a bordo de la aeronave. La velocidad aerodinámica calibrada difiere de la velocidad aerodinámica verdadera en que la velocidad aerodinámica calibrada no est� corregida para los efectos de la compresibilidad y la densidad del aire que rodea a la aeronave en el momento de la medición. Como se usa en la presente memoria, la velocidad aerodinámica calibrada se conoce como velocidad aerodinámica.

La velocidad aerodinámica es un ejemplo de una medición realizada por un sistema de sensor para una aeronave. Pueden usarse diferentes tipos de sensores en el sistema de sensor empleado para medir la velocidad aerodinámica. Por ejemplo, puede usarse un tubo de Pitot est�tico para medir la velocidad aerodinámica. El tubo de Pitot est�tico mide la velocidad aerodinámica mediante la identificación de las presiones total y est�tica en el entorno que rodea a la aeronave.

Las diferentes condiciones pueden cambiar la exactitud con la que un sensor mide la velocidad aerodinámica. Por ejemplo, puede acumularse hielo en o alrededor de un sensor de velocidad aerodinámica. El hielo puede hacer que los sensores de velocidad aerodinámica informen una velocidad aerodinámica de la aeronave que es menos exacta que la deseada.

Con una disminución de la exactitud en la detección de la velocidad aerodinámica de una aeronave, los datos informados por los sistemas de sensores a un piloto y/o sistemas inform�ticos a bordo por el sistema de sensor pueden reducir el rendimiento de la aeronave. Por ejemplo, la velocidad aerodinámica y otra información pueden utilizarse para mantener la velocidad de la aeronave en un valor aceptable. Si la velocidad aerodinámica no es tan exacta como se desea, el control del avión puede llegar a verse comprometido.

Por consiguiente, sería ventajoso contar con un método y un aparato que tenga en cuenta uno o más de los problemas discutidos anteriormente, as� como posiblemente otros problemas.

El documento EP 1 391 736 A1 (Rosemount Aerospace Inc.) describe un sistema para proporcionar estimaciones de parámetros de aeronaves independientes y diferentes, incluyendo primera y segunda sondas de múltiples funciones electrónicas de doble canal posicionables adyacentes al revestimiento de una aeronave.

El documento US 2009/222 150 A1 (Preaux, Guillaume) describe un sistema para el monitoreo de parámetros anemobaroclinom�tricos en una aeronave, incluyendo un circuito de detección primaria que tiene al menos un canal de medición.

SUMARIO Las diferentes realizaciones ventajosas proporcionan un aparato y un método para identificar una velocidad aerodinámica para una aeronave. En una realización ventajosa, se proporciona un aparato. El aparato consiste de una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas. Cada una de la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas es un primer tipo de sensor. La pluralidad de sondas de Pitot est�ticas generan unos primeros datos. El aparato también consiste de una pluralidad de sistemas de sistemas de sensores de ángulo de ataque. Cada uno de la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque es un segundo tipo de sensor, y la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque generan unos segundos datos. El aparato también consiste de una pluralidad de sensores de detección y medición de luz. Cada uno de la pluralidad de sistemas de sensores de detección y medición de luz es un tercer tipo de sensor, y la pluralidad de sistemas de sensores de detección y medición de luz genera unos terceros datos. El aparato también consiste de un sistema de consolidación de señales configurado para detectar errores en los

primeros datos generados por la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas, los segundos datos generados por la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque, y los terceros datos generados por la pluralidad de sensores de detección y medición de luz.

En otra realización ventajosa, un aparato consiste de una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas, una pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque, una pluralidad de tubos de Venturi, y un sistema de consolidación de señales. Cada una de la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas es un primer tipo de sensor. La pluralidad de sondas de Pitot est�ticas est� configurada para generar primeros datos. Cada uno de la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque es un segundo tipo de sensor, y la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque est� configurada para generar segundos datos. Cada uno de la pluralidad de tubos de Venturi es un tercer tipo de sensor, y la pluralidad de tubos de Venturi est� configurada para generar terceros datos. El sistema de consolidación de señales est� configurado para detectar errores en los primeros datos generados por la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas, los segundos datos generados por la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque, y los terceros datos generados por la pluralidad de tubos de Venturi.

En aún otra realización ventajosa, se proporciona un método para identificar una velocidad aerodinámica de una aeronave. Una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas genera un primer valor de presión total y un primer valor de presión est�tica para un entorno que rodea a la aeronave. Una pluralidad de sensores de detección y medición de luz genera un segundo valor de presión total y un segundo valor de presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave. Una pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque genera un tercer valor de presión total y un tercer valor de presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave. Los errores en el primer valor de presión total, el primer valor de presión est�tica, el segundo valor de presión total, el segundo valor de presión est�tica, el tercer valor de presión total y el tercer valor de presión est�tica se consolidan para formar un valor de presión total consolidada y un valor de presión est�tica consolidada. Se identifica una velocidad aerodinámica para la aeronave a partir del valor de presión total consolidada y el valor de presión est�tica consolidada.

En aún otra realización ventajosa, se describe un aparato que comprende:

una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas, en donde cada una de la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas es un primer tipo de sensor, y en donde la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas est� configurada para generar primeros datos; una pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque, en donde cada uno de la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque es un segundo tipo de sensor, y en donde la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque est� configurada para generar segundos datos; una pluralidad de tubos de Venturi, en donde cada uno de la pluralidad de tubos de Venturi es un tercer tipo de sensor, y en donde la pluralidad de tubos de Venturi est� configurada para generar terceros datos; y un sistema de consolidación de señales configurado para detectar errores en los primeros datos generados por la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas, los segundos datos generados por la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque y los terceros datos generados por la pluralidad de tubos de Venturi.

En donde el sistema de consolidación de señales comprende un medio de almacenamiento legible por ordenador y un código de programa legible por ordenador, almacenado en un medio de almacenamiento legible por ordenador, para la detección de errores en los primeros datos, los segundos datos y los terceros datos.

Que comprende además: una unidad de procesamiento configurada para ejecutar el código de programa legible por ordenador almacenado en el medio de almacenamiento legible por ordenador.

Que comprende además: una aeronave, en donde la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas se asocia con una parte delantera de un fuselaje de la aeronave, y en donde la pluralidad de tubos de Venturi est� asociada con el fuselaje delante del carenado del ala.

En donde los primeros datos comprenden un primer valor de presión total y un primer valor de presión est�tica para un entorno que rodea a la aeronave, los segundos datos comprenden un segundo valor de presión total y un segundo valor de presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave, y los terceros datos comprenden un tercer valor de presión total y un tercer valor de presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave.

En donde estando configurado para corregir errores en los primeros datos generados por la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas, los segundos datos generados por la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque, y los terceros datos generados por la pluralidad de tubos de Venturi, el sistema de consolidación de señales est� configurado para identificar un cuarto valor de presión total para el entorno usando el primer valor de presión total, el segundo valor de presión total y el tercer valor de presión total; e identificar un cuarto valor de presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave usando el primer valor de presión est�tica, el segundo valor de presión est�tica y el tercer valor de presión est�tica.

En donde en la identificación del cuarto valor de presión total para el entorno usando el primer valor de presión total, el segundo valor de presión total y el tercer valor de presión total, el sistema de consolidación de señales est�

configurado para identificar un primer valor de mediana a partir del primer valor de presión total, el segundo valor de presión total y el tercer valor de presión total para formar un valor de presión total consolidada para el entorno.

En donde estando configurado para identificar el cuarto valor de presión est�tica para el entorno usando el primer valor de presión est�tica, el segundo valor de presión est�tica y el tercer valor de presión est�tica, el sistema de consolidación de señales est� configurado para identificar un segundo valor de mediana a partir del primer valor de presión est�tica, el segundo valor de presión est�tica y el tercer valor de presión est�tica para formar un valor de presión est�tica consolidada para el entorno.

En donde el sistema de consolidación de señales est� configurado además para identificar una velocidad aerodinámica para la aeronave a partir del primer valor de mediana y el segundo valor de mediana.

Las características, funciones y ventajas pueden lograrse independientemente en varias realizaciones de la presente descripción o pueden combinarse en aún otras realizaciones en las que pueden verse más detalles con referencia a la siguiente descripción y dibujos.

BREVE DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS Las características novedosas consideradas particulares de las realizaciones ventajosas se exponen en las reivindicaciones adjuntas. Las realizaciones ventajosas, sin embargo, as� como un modo preferido de uso, otros objetivos y ventajas de las mismas, se entenderán mejor por referencia a la siguiente descripción detallada de una realización ventajosa de la presente descripción cuando se lea junto con los dibujos acompañantes, en donde:

La Figura 1 es una ilustración de una aeronave representada según una realización ventajosa; La Figura 2 es una ilustración de un sistema de procesamiento de datos representado según una realización ventajosa; La Figura 3 es una ilustración de un entorno de monitoreo de velocidad aerodinámica representado según una realización ventajosa; La Figura 4 es una ilustración de un tubo de Venturi representado según una realización ventajosa; La Figura 5 es una ilustración de un sistema de consolidación de señales representado según una realización ventajosa; La Figura 6 es una ilustración de valores de presión totales representados según una realización ventajosa; La Figura 7 es una segunda ilustración de valores de presión total representados según una realización ventajosa; La Figura 8 es una ilustración de un diagrama de flujo de un proceso para identificar una velocidad aerodinámica de una aeronave representada según una realización ventajosa; y La Figura 9 es un diagrama de flujo de un proceso para la detección de errores representado según una realización ventajosa.

DESCRIPCI�N DETALLADA Mirando ahora a las figuras, y con especificidad a la Figura 1, se representa una ilustración de una aeronave según una realización ventajosa. La aeronave 100 es un ejemplo de una aeronave en la que pueden implementarse realizaciones ventajosas.

La aeronave 100 se compone de la sección del fuselaje 102 y sección de la cola 104. La sección del fuselaje 102 es el cuerpo principal de la aeronave 100 que contiene los pasajeros y la tripulación a bordo de la misma aeronave 100. La sección del fuselaje 102 también contiene un sistema de procesamiento de datos de vuelo 114.

La sección del fuselaje 102 contiene también una sección delantera 106. La sección delantera 106 es un área de la sección del fuselaje 102 situada por delante del ala 116. La sección delantera 106 contiene una cabina de mando 118, y un sistema de procesamiento de datos de vuelo 114.

La sección delantera 106 también contiene sistemas de sensores de velocidad aerodinámica 108, 110, 112 y 120. En estos ejemplos, el sistema de sensor de velocidad aerodinámica 108 consiste de sondas de Pitot est�ticas y un sistema de sensor de velocidad aerodinámica 110 consiste de sensores de ángulo de ataque. El sistema de sensor de velocidad aerodinámica 112 consiste de sensores de detección y medición de luz (LIDAR) en estos ejemplos. El sistema de sensor de velocidad aerodinámica 120 consiste de tubos de Venturi en estos ejemplos.

El sistema de sensor de velocidad 110 identifica la velocidad aerodinámica de la aeronave 100 usando el ángulo de ataque de la aeronave 100, los datos del sistema de posicionamiento global del sensor del sistema de posicionamiento global 122 y los datos del sistema inercial del sistema de sensor inercial 126. El ángulo de ataque de la aeronave 100 es el ángulo entre el eje longitudinal principal de la aeronave 100 y el flujo de la masa de aire local. Los datos del sistema de posicionamiento global contienen la altitud de la aeronave 100. Un sistema de sensor inercial 126 es una pluralidad de unidades de referencia inerciales afinadas de Schuler. Por ejemplo, las unidades de referencia inerciales afinadas de Schuler pueden usarse en aeronaves de transporte comercial. Además, el sistema de sensor inercial 126 consiste de unidades de referencia inerciales por láser giroscópico.

El sistema de sensor de velocidad 110 combina el ángulo de ataque, los datos de posicionamiento global del sistema de posicionamiento global 122 y los datos del sistema inercial para identificar una presión est�tica y una presión total para el entorno que rodea a la aeronave 100. En algunas realizaciones ventajosas, la presión est�tica y la presión total se identifican a partir del ángulo de ataque, los datos de posicionamiento global del sistema de posicionamiento global 122 y los datos del sistema inercial usando un modelo de elevación. Un ejemplo de un modelo de elevación se describe en la Solicitud de Patente de EE.UU. n� 12/255,233, estado en tramitación con la presente, publicada como Patente de EE.UU. Pub. n� 2010/0100260, que se incorpora en la presente memoria por referencia.

El sistema de sensor de velocidad aerodinámica 110 identifica la velocidad aerodinámica de la aeronave 100 usando sondas de Pitot est�ticas. Las sondas de Pitot est�ticas identifican la velocidad aerodinámica mediante la medición de la presión est�tica y la presión total del entorno que rodea a la aeronave 100. Las sondas de Pitot est�ticas consisten de tubos en voladizo que apuntan en la dirección del vuelo y que miden la presión de estancamiento (total) del aire en la punta del tubo, y la presión ambiente (est�tica) a lo largo del lado del tubo. Alternativamente, la sonda puede medir solamente la presión de Pitot y la presión est�tica puede ser medida por puertos de drenaje a lo largo del lado del cuerpo delantero de la aeronave. El sistema de sensor de velocidad aerodinámica 110 identifica la presión est�tica y la presión total del entorno que rodea a la aeronave 100.

En algunas realizaciones ventajosas, est� presente un sistema de datos de velocidad aerodinámica 112 y el sistema de sensor de velocidad aerodinámica 120 est� ausente. Sin embargo, en otras realizaciones ventajosas, tanto el sistema de datos de velocidad aerodinámica 112 como el sistema de sensor de velocidad aerodinámica 120 est�n presentes.

El sistema de sensor de velocidad aerodinámica 120 identifica la velocidad aerodinámica de la aeronave 100 usando tubos de Venturi. Un tubo de Venturi es un tubo que tiene al menos dos secciones, en donde cada sección tiene un diámetro diferente. El aire entra en el sistema del sensor de velocidad aerodinámica 120 a medida que la aeronave 100 se mueve a través del aire. El aire fluye en una sección, y luego en la otra sección. El aire tiene una presión diferente en cada sección del tubo.

La diferencia de presión entre el fluido en las dos secciones y la presión est�tica del entorno que rodea a la aeronave 100 puede ser identificada. La presión est�tica puede ser identificada en el punto en el que el aire entra en el tubo. El diferencial de presión puede medirse a través de la medición de las presiones en ambas secciones del tubo de Venturi y restando la presión en una sección de la presión en la otra sección. El diferencial de presión puede utilizarse para obtener la presión total para el entorno que rodea a la aeronave 100.

El sistema de datos de velocidad aerodinámica 112 se asocia con la sección de la cola 104. El sistema de datos de velocidad aerodinámica 112 consiste de sensores de detección y medición de luz (LIDAR) en estos ejemplos. El sistema de datos de velocidad aerodinámica 112 utiliza l�seres para monitorear la distancia recorrida por la aeronave 100 durante un período de tiempo. La distancia y el período de tiempo se utilizan para identificar una velocidad aerodinámica para la aeronave 100.

El sistema de datos de vuelo 114 recibe la presión total y la presión est�tica de los sistemas de sensores de velocidad aerodinámica 108, 110 y 120.

Volviendo ahora a la Figura 2, se representa un diagrama de un sistema de procesamiento de datos según una realización ventajosa. El sistema de procesamiento de datos 200 puede ser utilizado para implementar un sistema inform�tico 308 en la Figura 3. El sistema de procesamiento de datos 200 puede ser utilizado como un sistema de datos de la aeronave para la identificación de una velocidad aerodinámica para la misma, tal como una aeronave 100 en la Figura 1.

En esta realización ventajosa, el sistema de procesamiento de datos 200 incluye la estructura de comunicaciones 202, que proporciona comunicaciones entre la unidad del procesador 204, la memoria 206, el almacenamiento persistente 208, la unidad de comunicaciones 210, la unidad de entrada/salida (I/O) 212 y la pantalla 214.

La unidad del procesador 204 sirve para ejecutar instrucciones para el software que pueden ser cargadas en la memoria 206. La unidad del procesador 204 puede ser un conjunto de uno o más procesadores o puede ser un núcleo de multiprocesador, dependiendo de la implementación particular. Además, la unidad del procesador 204 puede implementarse usando uno o más sistemas de procesadores heterogéneos, en los que un procesador principal est� presente con procesadores secundarios en un solo chip. Como otro ejemplo ventajoso, la unidad del procesador 204 puede ser un sistema multiprocesador simétrico que contiene varios procesadores del mismo tipo.

La memoria 206 y el almacenamiento persistente 208 son ejemplos de dispositivos de almacenamiento 216. Un dispositivo de almacenamiento es cualquier pieza de hardware que es capaz de almacenar información, tal como, por ejemplo, sin limitación, datos, un código de programa en forma funcional, y/u otra información adecuada, en forma temporal y/o permanente. La memoria 206, en estos ejemplos, puede ser, por ejemplo, una memoria de acceso aleatorio, o cualquier otro dispositivo de almacenamiento volátil o no volátil adecuado. El almacenamiento

persistente 208 puede adoptar diversas formas, dependiendo de la implementación particular. Por ejemplo, el almacenamiento persistente 208 puede contener uno o más componentes o dispositivos. Por ejemplo, el almacenamiento persistente 208 puede ser una unidad de disco duro, una memoria flash, un disco óptico regrabable, una cinta magnética regrabable, o alguna combinación de lo anterior. Los medios utilizados por el almacenamiento persistente 208 pueden ser extra�bles. Por ejemplo, puede utilizarse un disco duro extra�ble para el almacenamiento persistente 208.

La unidad de comunicaciones 210, en estos ejemplos, proporciona comunicación con otros sistemas o dispositivos de procesamiento de datos. En estos ejemplos, la unidad de comunicaciones 210 es una tarjeta de interfaz de red. La unidad de comunicaciones 210 puede proporcionar comunicaciones a través del uso de uno o ambos enlaces de comunicaciones físicos e inalámbricos.

La unidad de entrada/salida 212 permite la entrada y salida de datos con otros dispositivos que pueden conectarse al sistema de procesamiento de datos 200. Por ejemplo, una unidad de entrada/salida 212 puede proporcionar una conexión para la entrada del usuario a través de un teclado, un ratón, y/o algún otro dispositivo de entrada adecuado. Además, la unidad de entrada/salida 212 puede enviar la salida a una impresora. La pantalla 214 proporciona un mecanismo para mostrar información a un usuario.

Las instrucciones para el sistema operativo, aplicaciones y/o programas pueden encontrarse en dispositivos de almacenamiento 216, que est�n en comunicación con la unidad del procesador 204 a través de la estructura de comunicaciones 202. En estas realizaciones ventajosas, las instrucciones est�n en una forma funcional en almacenamiento persistente 208. Estas instrucciones pueden ser cargadas en la memoria 206 para su ejecución por la unidad del procesador 204. Los procesos de las diferentes realizaciones pueden ser realizados por la unidad del procesador 204 usando las instrucciones implementadas en ordenador, que pueden estar situadas en una memoria, como la memoria 206.

Estas instrucciones se denominan código de programa, código de programa utilizable por ordenador, o código de programa legible por ordenador que puede ser leído y ejecutado por un procesador en una unidad del procesador

204. El código de programa, en las diferentes realizaciones, puede realizarse en diferentes medios de almacenamiento físicos o legibles por ordenador, tales como una memoria 206 o una almacenamiento persistente

208.

El código de programa 218 se encuentra en una forma funcional en un medio legible por ordenador 220 que es selectivamente extra�ble y puede ser cargado en o transferido al sistema de procesamiento de datos 200 para su ejecución por la unidad del procesador 204. El código de programa 218 y los medios legibles por ordenador 220 forman el producto del programa del ordenador 222. En un ejemplo, los medios legibles por ordenador 220 pueden ser medios de almacenamiento legibles por ordenador 224 o medios de señales legibles por ordenador 226. Los medios de almacenamiento legibles por ordenador 224 pueden incluir, por ejemplo, un disco óptico o magnético que se inserta o se coloca en una unidad u otro dispositivo que es parte del almacenamiento persistente 208 para la transferencia a un dispositivo de almacenamiento, tal como una unidad de disco duro, que es parte del almacenamiento persistente 208. Los medios de almacenamiento legibles por ordenador 224 también pueden tomar la forma de un almacenamiento persistente, como un disco duro, una unidad flash o una memoria flash que se conecta al sistema de procesamiento de datos 200. En algunos casos, es posible que los medios de almacenamiento legibles por ordenador 224 no puedan extraerse del sistema de procesamiento de datos 200.

Alternativamente, el código de programa 218 puede ser transferido al sistema de procesamiento de datos 200 usando los medios de señales legibles por ordenador 226. Los medios de señales legibles por ordenador 226 pueden ser, por ejemplo, una señal de datos propagados que contiene un código de programa 218. Por ejemplo, los medios de señales legibles por ordenador 226 pueden ser una señal electromagnética, una señal óptica y/o cualquier otro tipo de señal adecuado. Estas señales pueden ser transmitidas a través de enlaces de comunicaciones, tales como enlaces de comunicaciones inalámbricas, un cable de fibra óptica, un cable coaxial, un cable y/o cualquier otro tipo adecuado de enlace de comunicaciones. En otras palabras, el enlace y/o la conexión de comunicaciones pueden ser físicos o inalámbricos en los ejemplos ventajosos.

En algunas realizaciones ventajosas, el código de programa 218 puede ser descargado a través de una red a un almacenamiento persistente 208 desde otro dispositivo o sistema de procesamiento de datos a través de medios de señales legibles por ordenador 226 para su uso dentro de un sistema de procesamiento de datos 200. Por ejemplo, el código de programa almacenado en un medio de almacenamiento legible por ordenador en un sistema de procesamiento de datos del servidor puede ser descargado a través de una red desde el servidor al sistema de procesamiento de datos 200. El sistema de procesamiento de datos que proporciona el código de programa 218 puede ser un ordenador servidor, un ordenador cliente o algún otro dispositivo capaz de almacenar y transmitir el código de programa 218.

Los diferentes componentes ilustrados para el sistema de procesamiento de datos 200 no tienen el propósito de establecer limitaciones arquitect�nicas a la manera en que las diferentes realizaciones pueden ser implementadas. Las diferentes realizaciones ventajosas pueden implementarse en un sistema de procesamiento de datos que

incluye componentes además de o en lugar de los ilustrados para el sistema de procesamiento de datos 200. Otros componentes mostrados en la Figura 2 pueden variar con respecto a los ejemplos ventajosos mostrados. Las diferentes realizaciones pueden implementarse usando cualquier dispositivo de hardware o sistema capaz de ejecutar un código de programa. Como ejemplo, el sistema de procesamiento de datos 200 puede incluir componentes orgánicos integrados con componentes inorgánicos y/o puede estar compuesto enteramente de componentes orgánicos con exclusión de un ser humano. Por ejemplo, un dispositivo de almacenamiento puede estar compuesto de un semiconductor orgánico.

Como otro ejemplo, un dispositivo de almacenamiento en el sistema de procesamiento de datos 200 es cualquier aparato de hardware que pueden almacenar datos. La memoria 206, el almacenamiento persistente 208 y los medios legibles por ordenador 220 son ejemplos de dispositivos de almacenamiento en una forma tangible.

En otro ejemplo, puede usarse un sistema de bus para implementar la estructura de comunicaciones 202 y puede estar compuesto de uno o más buses, tales como un bus de sistema o un bus de entrada/salida. Por supuesto, el sistema de bus puede implementarse usando cualquier tipo de arquitectura adecuado que proporcione una transferencia de datos entre diferentes componentes o dispositivos conectados al sistema de bus. Además, una unidad de comunicaciones puede incluir uno o más dispositivos que se usan para transmitir y recibir datos, tales como un módem o un adaptador de red. Además, una memoria puede ser, por ejemplo, la memoria 206 o una memoria cach� tal como se encuentra en una interfaz y un hub controlador de memoria que pueden estar presentes en la estructura de comunicaciones 202.

Las diferentes realizaciones ventajosas reconocen y tienen en cuenta una serie de consideraciones diferentes. Por ejemplo, las diferentes realizaciones ventajosas reconocen y tienen en cuenta que un evento de modo común puede ocasionar que más de un sensor utilizado para determinar la velocidad aerodinámica informe datos inconsistentes. Un evento de modo común es un evento que afecta negativamente a más de un sensor del mismo tipo. Por ejemplo, la acumulación de hielo puede afectar negativamente a una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas al mismo tiempo.

Las diferentes realizaciones ventajosas reconocen que algunos tipos de sensores no son propensos a ser afectados por el mismo evento de modo común como otros tipos de sensores. Los sensores pueden no ser afectados por el mismo evento debido al diseño y/o a la ubicación de los mismos. Por ejemplo, el hielo puede no afectar a un segundo o tercer tipo de sensor de velocidad aerodinámica debido a la ubicación del mismo o a que diseño del sensor no es afectado por el hielo.

Adem�s, las diferentes realizaciones ventajosas reconocen que la recepción de datos de velocidad aerodinámica y/o presión a partir de dos tipos de sistemas de sensores diferentes no permite que el sistema de consolidación de datos de la aeronave que recibe los datos de velocidad aerodinámica y/o presión identifique qué tipo de sistema de sensor de datos de velocidad aerodinámica est� informando un valor exacto en el caso de que exista una inconsistencia en los datos recibidos a partir de los dos tipos de sensores.

Las diferentes realizaciones ventajosas reconocen que la recepción de datos de presión y/o velocidad aerodinámica a partir de al menos tres tipos de sistemas de sensores de datos de velocidad aerodinámica diferentes permiten que el sistema de datos de la aeronave identifique qué tipo de sensor en particular est� informando valores inconsistentes al comparar los valores con los valores obtenidos usando los otros dos tipos de sensores.

Por lo tanto, las diferentes realizaciones ventajosas proporcionan un aparato y un método para identificar una velocidad aerodinámica para una aeronave. En una realización ventajosa, se proporciona un aparato. El aparato consiste de una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas. Cada una de la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas es un primer tipo de sensor. La pluralidad de sondas de Pitot est�ticas generan primeros datos. El aparato también consiste de una pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque. Cada uno de la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque es un segundo tipo de sensor, y la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque generan segundos datos. El aparato también consiste de una pluralidad de sensores de detección y medición de luz. La pluralidad de sensores de detección y medición de luz genera terceros datos. El aparato también consiste de un sistema de consolidación de señales configurado para detectar errores en los primeros datos generados por la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas, los segundos datos generados por la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque y los terceros datos generados por la pluralidad de sensores de detección y medición de luz.

En otra realización ventajosa, un aparato consiste de una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas, una pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque, una pluralidad de tubos de Venturi y un sistema de consolidación de señales. Cada una de la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas es un primer tipo de sensor. La pluralidad de sondas de Pitot est�ticas est� configurada para generar primeros datos. Cada uno de la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque es un segundo tipo de sensor y la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque est� configurada para generar segundos datos. Cada uno de la pluralidad de tubos de Venturi es un tercer tipo de sensor y la pluralidad de tubos de Venturi est� configurada para generar terceros datos. El sistema de consolidación de señales est� configurado para detectar errores en los primeros datos generados por la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas, los segundos datos generados por la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque y los terceros datos generados por la pluralidad de tubos de Venturi.

En aún otra realización ventajosa, se proporciona un método para identificar una velocidad aerodinámica de una aeronave. Una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas genera un primer valor de presión total y un primer valor de presión est�tica para un entorno que rodea a la aeronave. Una pluralidad de sensores de detección y medición de luz genera un segundo valor de presión total y un segundo valor de presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave. Una pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque genera un tercer valor de presión total y un tercer valor de presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave. Los primeros valores de presión total, los primeros valores de presión est�tica, los segundos valores de presión total, los segundos valores de presión est�tica, los terceros valores de presión total y los terceros valores de presión est�tica se consolidan para formar un valor de presión total consolidada y un valor de presión est�tica consolidada. La aeronave identifica una velocidad aerodinámica a partir del valor de presión total consolidada y el valor de presión est�tica consolidada.

Volviendo ahora a la Figura 3, se representa un entorno de monitoreo de la velocidad aerodinámica según una realización ventajosa. El entorno de monitoreo de la velocidad aerodinámica 300 puede ser usado para monitorear la velocidad aerodinámica de la aeronave 100 en la Figura 1.

El entorno de monitoreo de la velocidad aerodinámica 300 contiene el entorno 302. El entorno 302 es un área física que rodea a la aeronave 304. La aeronave 100 en la Figura 1 es un ejemplo de aeronave 304. A bordo de la aeronave 304 se encuentran sistemas de sensores 306 y el sistema inform�tico 308. En estos ejemplos, el sistema inform�tico 308 se encuentra en el interior de la aeronave 304 y los sistemas de sensores 306 est�n situados en el exterior de la aeronave 304.

Los sistemas de sensores 306 son utilizados por el sistema inform�tico 308 para identificar la velocidad aerodinámica 310 de la aeronave 304. Los sistemas de sensores 306 consisten de sensores de los tipos de sensores 320, 322, 324 y 326. Los tipos de sensores 320, 322, 324 y 326 son diferentes tipos de sensores tales que un evento que puede causar que un tipo de sensor genere datos inconsistentes provoca que otro tipo de sensor genere datos inconsistentes.

En estos ejemplos, el tipo de sensor 320 es una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas 312, el tipo de sensor 322 es una pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque 314, el tipo de sensor 324 es una pluralidad de sensores de detección y medición de luz 316 y el tipo de sensor 326 es una pluralidad de tubos de Venturi 318. Cabe señalar que en algunas realizaciones ventajosas, la pluralidad de sensores de detección y medición de luz 316 est� presente y la pluralidad de tubos de Venturi 318 est� ausente. Del mismo modo, en otras realizaciones ventajosas, la pluralidad de tubos de Venturi 318 est� presente y la pluralidad de sensores de detección y medición de luz 316 est� ausente.

La pluralidad de sondas de Pitot est�ticas 312 son tubos que apuntan hacia adelante en la aeronave 304 en la dirección de la marcha. El aire choca con la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas 312, mientras que la aeronave 304 est� en movimiento. A medida que la velocidad de la aeronave 304 aumenta, el aire hace que la presión total en la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas 312 se incremente. La pluralidad de sondas de Pitot est�ticas 312 genera datos 328. En estos ejemplos, los datos 328 consisten de un valor de presión total 330 y un valor de presión est�tica

332. El valor de presión total 330 es un valor de la presión total del aire alrededor de la aeronave 304 como resultado de que la aeronave 304 est� en movimiento. El valor de presión est�tica 332 es un valor de la presión est�tica de la atmósfera en el entorno 302.

La presión est�tica y la presión total se utilizan para identificar la velocidad de la aeronave 100 usando la ecuación de Bernoulli para flujo compresible de la siguiente manera:

Vc = Cso(5((Pt-Ps)/Pso + 1)2/7 -1))1/2, donde Pt es la presión total para el entorno que rodea a la aeronave 100, Ps es la presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave 100, Pso es la presión est�tica a nivel del mar en un día estándar, Cso es la velocidad del sonido a nivel del mar, día estándar es un término utilizado para describir un conjunto de tablas de datos atmosféricos que muestran la temperatura, la presión y la densidad como función de la altitud, y Vc es la velocidad aerodinámica calibrada de la aeronave 100.

La pluralidad de sondas de Pitot est�ticas 312 se encuentra en la parte delantera 334 del fuselaje 336. El fuselaje 336 es un ejemplo de implementación de la parte del fuselaje 102 en la Figura 1.

La pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque 314 mide el ángulo de ataque de la aeronave 304. El ángulo de ataque es el ángulo del eje longitudinal principal de la aeronave 304 con respecto a la dirección del flujo de aire. Los sistemas de sensores de ángulo de ataque 314 generan datos 338. En estos ejemplos, los sistemas de sensores de ángulo de ataque 314 generan un valor de presión total sintético 340 y un valor de presión est�tica sintético 342 mediante el uso de un sensor de ángulo de ataque de paletas 344, una altitud según lo identificado por el receptor del sistema de posicionamiento global (GPS) 346 y datos de inercia del sistema de sensor inercial 378. Los datos 338, los datos de inercia del sistema de sensor inercial 378 y la altitud según lo identificado por el receptor del sistema de posicionamiento global 346 se usan para resolver un modelo de elevación de aeronaves para el valor

total de presión sintética 340. Un ejemplo de un modelo de elevación que puede ser resuelto para identificar la presión total y est�tica es el siguiente:

donde CL es el coeficiente de elevación, CL0 es el coeficiente de elevación en un ángulo de ataque igual a cero, ΔCL es el cambio en el coeficiente de elevación causado por superficies de alta elevación y móviles, CLα es la pendiente del coeficiente de elevación como función de alfa, α es el ángulo de ataque de la aeronave 304, W es el peso bruto de la aeronave 304, nz es el factor de carga de la aeronave 304, q_bar es la presión dinámica, y S es el área de referencia de las alas de la aeronave 304.

Los ejemplos de superficies móviles incluyen elevadores, estabilizadores horizontales, alerones, timones, aletas de centrado, deflectores, flaps, slats y otras superficies móviles. Este modelo de elevación es un modelo de elevación simple en estos ejemplos. Sin embargo, en otras realizaciones ventajosas, pueden utilizarse modelos de elevación más complejos. Un modelo de elevación complejo incluye características matemáticas adicionales a un modelo de elevación simple. Por ejemplo, el modelo de elevación complejo puede incluir variables, operaciones y funciones matemáticas adicionales que no est�n presentes en el modelo de elevación simple.

El resultado del modelo de elevación de la aeronave es obtener la presión total y est�tica. Identificando el valor de presión total sintético 340 y el valor de presión est�tica sintético 342 mediante el uso de un sensor de ángulo de ataque de paletas 344, la altitud según lo identificado por el receptor del sistema de posicionamiento global (GPS) 346, y datos de inercia del sistema de sensor inercial 378 en un ejemplo de un modelo de elevación que se describe en la Solicitud de Patente de EE.UU. n� 12/255,233, estado en tramitación con la presente, publicada como Patente de EE.UU. Pub. n� 2010/0100260, que se incorpora a la presente memoria por referencia.

El receptor del sistema de posicionamiento global 346 identifica la altitud sobre el nivel del mar promedio 348 de la aeronave 304. La pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque 314 usa la altitud promedio sobre el nivel del mar 348 para generar la presión est�tica sintética 352. La presión est�tica sintética 352 es una aproximación del valor de presión est�tica 342 en el entorno 302 a la altura sobre el nivel del mar promedio 348. El valor de presión est�tica 342 se fija en el valor de presión est�tica sintético 352 en estos ejemplos.

La pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque 314 también genera un valor de presión total 340. La pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque 314 utiliza el peso bruto de la aeronave 304 y datos de inercia de la aeronave 304 para generar la presión total sintética 354. La presión total sintética 354 se utiliza como valor de presión total 340 en estos ejemplos.

La pluralidad de sensores de detección y medición de luz 316 (LIDAR) utiliza uno o más l�seres para generar datos

356. Los datos 356 consisten de una velocidad aerodinámica para la aeronave 304. Los sensores de detección y medición de luz 316 generan datos 356 mediante el uso de los uno o más l�seres para identificar una distancia recorrida durante un período de tiempo. En algunas realizaciones ventajosas, los sensores de detección y medición de luz 316 miden la velocidad aerodinámica verdadera de la aeronave midiendo el desplazamiento doppler de la retrodispersi�n de Rayleigh de las moléculas de aire y/o la retrodispersi�n de Mie de las partículas de aerosol en la masa de aire. Los sensores de detección y medición de luz 316 también miden la temperatura ambiente del aire y la presión ambiente de la retrodispersi�n de Rayleigh. A partir de estos datos se calculan la velocidad aerodinámica calibrada de la aeronave 304 y las presiones total y est�tica para el entorno de la aeronave 302.

En una realización ventajosa, los sensores de detección y medición de luz pueden ser apuntados mirando en una dirección trasera. De este modo, se reduce la posibilidad de que el hielo y el granizo de gran tamaño entren en contacto con los sensores de detección y medición de luz. En otras realizaciones ventajosas, los sensores de detección y medición de luz pueden hacer cada uno varias mediciones a lo largo de direcciones que no est�n alineadas con la dirección del recorrido, pero a partir de estas mediciones puede calcularse la velocidad aerodinámica mediante la identificación de múltiples componentes de la velocidad en el sentido del recorrido.

En aún otras realizaciones ventajosas, los sensores de detección y medición de luz pueden hacer sus mediciones de velocidad aerodinámica a una distancia fuera de la región de perturbación del flujo de aire local por la propia aeronave. En otras realizaciones ventajosas, los sensores de detección y medición de luz pueden hacer sus mediciones a una distancia muy corta de la aeronave, dentro de la región de perturbación del flujo de aire local. Tales mediciones son corregidas posteriormente para los efectos del flujo de aire local.

En algunas realizaciones ventajosas, la pluralidad de tubos de Venturi 318 est� presente en los sistemas de sensores 306 y la pluralidad de sensores de detección y medición de luz 316 est� ausente. La pluralidad de tubos de Venturi 318 es una serie de tubos en la que cada uno tiene al menos dos secciones, en donde cada sección de cada tubo tiene un diámetro diferente. El aire entra en la pluralidad de tubos de Venturi 318 a medida que la aeronave 304 se mueve a través del aire. El aire fluye dentro de una sección y luego dentro de la otra sección. El aire tiene una presión diferente en cada sección del tubo.

El diferencial de presión entre el fluido en las dos secciones y la presión est�tica 358 del entorno 302 que rodea a la aeronave 304 puede ser identificado. El valor de presión est�tica 358 puede identificarse en el punto en el que el aire entra en el tubo. El diferencial de presión puede medirse mediante la medición de las presiones en ambas secciones del tubo de Venturi y restando la presión en una sección de la presión en la otra sección. En una realización ventajosa, la pluralidad de tubos de Venturi 318 consiste de tubos de Venturi en los que la sección central es más estrecha que la sección de entrada, es decir, un tubo divergente/convergente. Un diferencial de presión menor generado en un tubo de Venturi en el que la sección central es más estrecha que la sección de entrada tiene la ventaja de que funciona con éxito a números de Mach subsónicos altos y puede ser utilizado en sustancialmente todas las velocidades subsónicas.

Se genera un valor de presión total 360 para el entorno 302 que rodea a la aeronave 304. La pluralidad de tubos de Venturi 318 genera datos 362. Los datos 362 son el valor de presión est�tica 358 y la presión total de 360 en estos ejemplos. En algunas realizaciones ventajosas, la pluralidad de tubos de Venturi 318 est� situada hacia adelante en el fuselaje 336 del carenado del ala 364.

El sistema inform�tico 308 ejecuta a continuación la consolidación de señales 366. El sistema de consolidación de señales 366 detecta errores 368 en los datos 328, los datos 338, los datos 356 y/o los datos 362 mediante la generación de un valor de presión total consolidada 370 y un valor de presión est�tica consolidada 372. Puede haber errores en los datos 328, los datos 338, los datos 356 y/o los datos 362 debido a que uno o más eventos han provocado que uno o más sistemas de sensores 306 generen datos inconsistentes.

Por ejemplo, puede acumularse hielo en las entradas de la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas 312 y la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas 312 puede generar inconsistencias en el valor de presión total 330 y/o el valor de presión est�tica 332.

La consolidación de señales 366 detecta y aísla errores 368 mediante la generación de un valor de presión total consolidada 380 y un valor de presión est�tica consolidada 372. El valor de presión est�tica consolidada 372 es un valor generado a partir de algunos o todos los valores de presión est�tica 332, 342 y 358. En estos ejemplos, el valor de presión est�tica consolidada 372 es el valor de mediana 376 de los valores de presión est�tica 332, 342 y 358.

Del mismo modo, el valor de presión total consolidada 380 es un valor generado a partir de parte o la totalidad del valor de presión total 332, el valor de presión total 340 y el valor de presión total 360. En estos ejemplos, el valor de presión total consolidada 380 es el valor de mediana 374 de valores de presión total 332, 340 y 360.

Una vez generados el valor de presión total consolidada 380 y el valor de presión est�tica consolidada 372, el sistema de consolidación de señales 366 genera una velocidad aerodinámica 310. En estos ejemplos, la velocidad aerodinámica 310 es la velocidad aerodinámica calibrada de la aeronave 304.

En realizaciones ventajosas en las que la pluralidad de sensores de detección y medición de luz 316 est� presente, la velocidad aerodinámica generada por la pluralidad de sensores de detección y medición de luz 316 se compara con la velocidad aerodinámica 310. Si la velocidad aerodinámica generada por los sensores de detección y medición de luz 316 difiere de la velocidad aerodinámica 310 en más de una cantidad determinada, el valor de la velocidad aerodinámica 310 puede ser modificado. Por ejemplo, la velocidad aerodinámica 310 puede ser modificada al punto medio entre la velocidad aerodinámica generada por la pluralidad de sensores de detección y medición de luz 316.

La ilustración del entorno de monitoreo de la velocidad aerodinámica 300 en la Figura 3 no significa que implique limitaciones físicas o arquitect�nicas a la manera en que las diferentes realizaciones ventajosas pueden ser implementadas. Pueden usarse otros componentes además de y/o en lugar de los ilustrados. Algunos componentes pueden ser innecesarios en algunas realizaciones ventajosas. También, los bloques se presentan para ilustrar algunos de los componentes funcionales. Uno o más de estos bloques pueden combinarse y/o dividirse en bloques diferentes cuando se implementan en diferentes realizaciones ventajosas.

Por ejemplo, en algunas realizaciones ventajosas, la pluralidad de tubos de Venturi 318 est� ausente. En otras realizaciones ventajosas, la pluralidad de sensores de detección y medición de luz 316 est� ausente. En algunas realizaciones ventajosas, la pluralidad de tubos de Venturi 318 est� situada en el estabilizador vertical de la aeronave 304.

Volviendo ahora a la Figura 4, se representa una ilustración de un tubo de Venturi según una realización ventajosa. El tubo de Venturi 400 es un ejemplo de un tubo de Venturi en una pluralidad de tubos de Venturi 318.

El tubo de Venturi 400 se extiende desde el fuselaje 402 en esta realización ventajosa. El fuselaje 402 es un ejemplo de implementación de fuselaje 336 en la Figura 3. La flecha 403 indica la dirección hacia adelante en el fuselaje

402. La dirección hacia adelante indicada por la flecha 403 es la dirección en la que se encuentra la cabina de mando en esta realización ventajosa. Por supuesto, en otras realizaciones ventajosas, el tubo de Venturi 400 puede estar situado en otras ubicaciones adecuadas.

El tubo de Venturi 400 consiste de un tubo 404 y un tubo 406. El tubo 404 y el tubo 406 se extienden desde el fuselaje 402 hasta el puntal 401. Los puertos 408 en el tubo 404 permiten que el aire que se desplaza en la región 410 entre en el tubo 404. El aire viaja a través del tubo 404 hasta el conector 412. El aire que se desplaza a través del tubo 404 viaja a través del conector 412. El conector 412 conecta el tubo 404 al sensor 414. La presión del aire en el tubo 404 se mide usando el sensor 414. El sensor 414 est� conectado al conector 412 en esta realización ventajosa. Por supuesto, el sensor 414 puede estar conectado al conector 412 usando un tubo, un canal u otro dispositivo adecuado.

Del mismo modo, los puertos 416 permiten que el aire que se desplaza en la región 410 entre en el tubo 406. El tubo 406 es como el tubo 404, pero presenta un diámetro diferente al del tubo 404. En esta realización ventajosa, el tubo 406 es de dos veces el diámetro del tubo 404. Por lo tanto, el tubo de Venturi 400 es un tubo de Venturi divergente/convergente.

El aire que se desplaza a través del tubo 406 viaja a través del conector 418. El conector 418 conecta el tubo 406 al sensor 420. La presión del aire en el tubo 406 se mide usando el sensor 420. El sensor 420 est� conectado al conector 418 en esta realización ventajosa. Por supuesto, el sensor 414 puede estar conectado al conector 412 usando un tubo, un canal, u otro dispositivo adecuado.

El sistema inform�tico 422 es un ejemplo de implementación de sistema inform�tico 308 en la Figura 3. El sistema inform�tico 422 recibe los valores de presión a partir del sensor 414 y el sensor 420. El sistema inform�tico 422 calcula entonces la diferencia entre los valores de presión. La diferencia entre los valores de la presión es usada por el sistema inform�tico 422 para generar un valor de presión total, tal como el valor de presión total 360 en la Figura 3, para el entorno en la región 410.

En algunas realizaciones ventajosas, también pueden estar presentes uno o más sensores de presión est�tica. Por ejemplo, un sensor de presión est�tica puede estar situado sustancialmente adyacente a los puertos 408 y/o los puertos 416. Los valores de presión est�tica generados por los sensores de presión est�tica se envían al sistema inform�tico 422 en tales realizaciones ventajosas.

Volviendo ahora a la Figura 5, se representa una ilustración de un sistema de consolidación de señales según una realización ventajosa. El sistema de consolidación de señales 500 es un ejemplo de implementación de sistema de consolidación de señales 366 en la Figura 3.

El sistema de consolidación de señales 366 se implementa como un proceso en el sistema inform�tico 308 en la Figura 3. Sin embargo, el sistema de consolidación de señales 500 puede implementarse en su lugar usando uno o más componentes 502. El componente 502 puede ser pluralidad de circuitos 504, una pluralidad de circuitos integrados 506 y una matriz lógica programable 508.

Las Figuras 6-7 ilustran un ejemplo de un sistema de consolidación de señales que genera un valor de presión total consolidada usando valores de presión total a partir de los sistemas de sensores en una aeronave. Por supuesto, la presión est�tica consolidada puede generarse de una manera similar a la presión total consolidada.

Volviendo ahora a la Figura 6, se representa una ilustración de valores de presión totales según una realización ventajosa. Los valores de presión total 600 son ejemplos de implementaciones de valores de presión total 332, 340 y 360 en la Figura 3.

Los valores de presión total 600 se muestran después de haber sido generados por sistemas de sensores, tales como los sistemas de sensores 306 en la Figura 3. La columna del sensor 602 indica la identidad del sensor que gener� el valor en la columna de presión total 604. En este ejemplo ilustrativo, los sensores de Pitot est�ticos 606 generaron valores de aproximadamente 26 y aproximadamente 23. Del mismo modo, los sistemas de sensores de ángulo de ataque 608 generaron valores de aproximadamente 24 y aproximadamente 22. Los tubos de Venturi 610 generaron valores de aproximadamente 14 y aproximadamente 11.

Un sistema de consolidación de señales, tal como el sistema de consolidación de señales 366 en la Figura 3 procesa valores de presión total 600. Sup�ngase que el último valor de presión total consolidada generado por el sistema de consolidación de señales fue aproximadamente de 24. Para cada tipo de sensor, se selecciona el valor de mediana entre los dos valores generados y el último valor de presión total consolidada.

En este ejemplo, el valor de mediana para los sensores de Pitot est�ticos 606 se selecciona entre 26, 23 y el último valor de presión total consolidada de 24 para formar 24. Del mismo modo, el valor de mediana entre los dos valores generados para los sensores de ángulo de ataque 608 y el último valor de presión total consolidada de 24 se selecciona para formar 24. Además, el valor de mediana entre los dos valores generados para los tubos de Venturi 610 y el último valor de presión total consolidada de 24 se selecciona para formar 14.

Volviendo ahora a la Figura 7, se representa una segunda ilustración de valores de presión total según una realización ventajosa. Los valores de presión total 700 se consolidan y generan a partir de valores de presión total 600 en la Figura 6.

Los valores de presión total 700 contienen una presión total para el sistema de Pitot est�tico 702 de 24, una presión total para el sistema de ángulo de ataque 704 de 24, y una presión total para los tubos de Venturi 706 de 14. El sistema de consolidación de señales genera una presión total consolidada usando los valores de presión total 700. El sistema de consolidación de señales puede generar la presión total consolidada mediante la selección del valor de mediana a partir de los tres valores. En este ejemplo ilustrativo, se selecciona el valor de 24 debido a que el valor más alto es 24 y el valor más bajo es 14. El valor restante a seleccionar como el valor de mediana es 24. De este modo, el sistema de consolidación de señales genera 24 como la presión total consolidada para la aeronave.

En este ejemplo, los tubos de Venturi 706 generan un valor que estaba a diez unidades de distancia de los otros tipos de sensores. El sistema de consolidación de señales puede identificar los tubos de Venturi 706 que generan datos inconsistentes. En algunas realizaciones ventajosas, el sistema de consolidación de señales puede crear una entrada de registro de diagnóstico de que los tubos de Venturi 706 generaron un valor de presión total que difería del valor de presión total consolidada en más de una cantidad o porcentaje umbral.

Volviendo ahora a la Figura 8, se representa una ilustración de un diagrama de flujo de un proceso para identificar una velocidad aerodinámica de una aeronave según una realización ventajosa. El proceso puede ser realizado mediante la consolidación de señales 366 que se ejecuta en el sistema inform�tico 308 en la Figura 3. El proceso también puede ser realizado por el componente 502 en la Figura 5.

El proceso se inicia mediante la generación, por una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas, de un primer valor de presión total y un primer valor de presión est�tica para un entorno que rodea a la aeronave (operación 802). El proceso genera a continuación un segundo valor de presión total y un segundo valor de presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave usando una pluralidad de sensores de detección y medición de luz (operación 804). El proceso genera a continuación un tercer valor de presión total y un tercer valor de presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave usando una pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque (operación 806).

El proceso detecta a continuación errores en el primer valor de presión total, el primer valor de presión est�tica, el segundo valor de presión total, el segundo valor de presión est�tica, el tercer valor de presión total y el tercer valor de presión est�tica para formar un valor de presión total consolidada y un valor de presión est�tica consolidada (operación 808). El proceso detecta errores al seleccionar el valor de mediana a partir del último valor de presión est�tica o total consolidadas y cada uno de los sensores de un tipo particular. El proceso genera a continuación un valor de presión est�tica o total consolidadas tomando el valor de mediana de los valores restantes.

A continuación, el proceso identifica una velocidad aerodinámica para la aeronave a partir del valor de presión total consolidada y el valor de presión est�tica consolidada (operación 810). El proceso puede identificar la velocidad aerodinámica para la aeronave usando la siguiente fórmula basada en principio de Bernoulli:

Vc = Cso(5((Pt-Ps)/Pso + 1)2/7-1))1/2, donde Vc es la velocidad aerodinámica calibrada de la aeronave, Pt es la presión total para el entorno que rodea a la aeronave, Ps es la presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave, Pso es la presión est�tica a nivel del mar en un día estándar, Cso es la velocidad del sonido al nivel del mar en un día estándar y Vc es la velocidad aerodinámica calibrada de la aeronave 100. El proceso termina a partir de all�.

Volviendo ahora a la Figura 9, se representa un diagrama de flujo de un proceso para la detección de errores según una realización ventajosa. El proceso puede ser realizado mediante el sistema de corrección de errores de consolidación de señales 366 por el sistema inform�tico 308 en la Figura 3. El proceso también puede ser realizado por el componente 502 en la Figura 5.

El proceso se inicia mediante la recepción de valores de presión est�tica de cada uno de los sensores que generan valores de presión est�tica y valores de presión total a partir de cada uno de los sensores que generan valores de presión total (operación 902). En estos ejemplos, la aeronave tiene al menos tres tipos de sensores diferentes y al menos dos de cada tipo de sensor. El proceso recibe a continuación el valor de presión est�tica consolidada más reciente (operación 904). En algunas realizaciones ventajosas, el valor de presión est�tica consolidada más reciente es un valor generado durante la operación 908 en una ejecución anterior del proceso en la Figura 9. Por supuesto, si tal valor est� ausente, puede utilizarse un valor predeterminado.

El proceso selecciona a continuación, para cada tipo de sensor, el valor de mediana de los valores de presión est�tica generados por los al menos dos sensores de cada tipo recibidos en la operación 904 y el último valor de presión total consolidada recibido en la operación 906 (operación 906). El proceso selecciona a continuación el valor de mediana de los valores generados durante la operación 906 para formar el valor de presión est�tica consolidada (operación 908). El proceso termina a partir de all�.

Los diagramas de flujo y las ilustraciones en las diferentes realizaciones representadas ilustran la arquitectura, funcionalidad y operación de algunas posibles implementaciones de un aparato y métodos en diferentes realizaciones ventajosas. En este sentido, cada bloque en el diagrama de flujo o ilustraciones puede representar un módulo, segmento, función y/o una parte de una operación o paso. En algunas implementaciones alternativas, la función o funciones indicadas en el bloque pueden producirse fuera del orden observado en las figuras. Por ejemplo, en algunos casos, dos bloques mostrados en sucesión pueden ser ejecutados de manera sustancialmente simultánea, o los bloques pueden en ocasiones ser ejecutados en el orden inverso, dependiendo de la funcionalidad implicada.

Por ejemplo, el proceso puede generar valores para la presión total en las operaciones 902 a 908 en lugar de la presión est�tica. Además, el proceso puede almacenar un informe después de la operación 908 en el caso de que un tipo de sensor est� generando datos inconsistentes y/o datos que difieren de los valores generados por los otros tipos de sensores en más de una cantidad o porcentaje particular.

Adem�s, el proceso puede utilizar valores de velocidad aerodinámica para detectar errores en lugar de valores de presión est�tica en la Figura 9. Más específicamente, el proceso puede generar un valor de velocidad aerodinámica consolidada en las operaciones 902 a 908 en lugar de la presión est�tica.

En tales realizaciones ventajosas, el proceso puede recibir valores de velocidad aerodinámica en lugar de valores de presión est�tica en la operación 902. El proceso puede recibir a continuación el valor de velocidad aerodinámica más reciente en la operación 904 en lugar del valor de presión est�tica más reciente. Del mismo modo, el proceso puede seleccionar, para cada tipo de sensor, el valor de mediana de los valores de velocidad aerodinámica recibidos y el valor de velocidad aerodinámica más reciente en la operación 906. Finalmente, el proceso puede seleccionar el valor de mediana a partir de los valores generados en la operación 906 para formar un valor de velocidad aerodinámica consolidada en la operación 908.

De este modo, las diferentes realizaciones ventajosas proporcionan un aparato y un método para identificar una velocidad aerodinámica para una aeronave. En una realización ventajosa, se proporciona un aparato. El aparato consiste de una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas. Cada una de la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas es un primer tipo de sensor. La pluralidad de sondas de Pitot est�ticas generan primeros datos. El aparato también consiste de una pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque. Cada uno de la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque es un segundo tipo de sensor, y la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque genera segundos datos. El aparato también consiste de una pluralidad de sensores de detección y medición de luz. Los sensores de detección y medición de luz generan terceros datos. El aparato también consiste de un sistema de consolidación de señales configurado para corregir errores en los primeros datos generados por la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas, los segundos datos generados por la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque y los terceros datos generados por la pluralidad de sensores de detección y medición de luz.

De este modo, las diferentes realizaciones ventajosas permiten que los sistemas de datos de la aeronave y los pilotos reciban valores de velocidad aerodinámica en donde la inconsistencia en los valores es limitada a valores aceptables, incluso cuando un tipo de sensor particular es afectado por un evento, tal como el hielo, que causa que todos los sensores de un tipo generen valores inconsistentes. Los sistemas de datos de la aeronave pueden excluir datos de ese tipo de sensor e informar que el tipo de sensor necesita de mantenimiento o no debe ser utilizado hasta que se realice el mantenimiento.

Debido a que por lo menos tres tipos de sensores generan valores de presión totales y est�ticas, puede identificarse la velocidad aerodinámica para la aeronave incluso cuando todos los sensores de un tipo de sensor est�n generando datos inconsistentes. Además, puede identificarse la velocidad aerodinámica para la aeronave, incluso cuando todos los sensores de dos tipos de sensores est�n generando datos inconsistentes debido a que cada tipo de sensor no es afectado por un evento de modo común en particular. Además, el tipo de sensor que genera los datos inconsistentes puede ser identificado debido a que otros dos tipos de sensores generan datos consistentes y pueden ser usados para identificar la velocidad aerodinámica de la aeronave.

La descripción de las diferentes realizaciones ventajosas ha sido presentada con fines de ilustración y descripción, y no est� destinada a ser exhaustiva o limitada a las realizaciones en la forma descrita. Numerosas modificaciones y variaciones ser�n evidentes para los expertos en la técnica. Además, diferentes realizaciones ventajosas pueden proporcionar diferentes ventajas en comparación con otras realizaciones ventajosas. La realización o realizaciones seleccionadas se eligen y describen con el fin de explicar mejor los principios de las realizaciones, la aplicación práctica y para permitir a otros expertos en la técnica entender la descripción de diversas realizaciones con diversas modificaciones que sean adecuadas para el uso particular contemplado.

Claims (7)

1. REIVINDICACIONES

   1. Un aparato que comprende una aeronave (304) y que comprende además:

   una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas (312) asociadas con una parte delantera (334) de un fuselaje

   (336) de la aeronave, en donde cada una de la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas es un primer tipo de sensor, y donde la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas est�n configuradas para generar primeros datos (328); una pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque (314), en donde cada uno de la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque es un segundo tipo de sensor, y en donde la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque est�n configurados para generar segundos datos (338); una pluralidad de sensores de detección y medición de luz (316), en donde cada uno de los sensores de detección y medición de luz son un tercer tipo de sensor, y en donde la pluralidad de sensores de detección y medición de luz est�n configurados para generar terceros datos (356); y un sistema de consolidación de señales (366) configurado para detectar errores en los primeros datos generados por la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas, los segundos datos generados por la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque y los terceros datos generados por la pluralidad de sensores de detección y medición de luz; en donde los primeros datos comprenden un primer valor de presión total (330) y un primer valor de presión est�tica (332) para un entorno (302) que rodea a la aeronave, los segundos datos comprenden un segundo valor de presión total (340) y un segundo valor de presión est�tica (432) para el entorno que rodea a la aeronave, y los terceros datos (356) comprenden un tercer valor de presión total y un tercer valor de presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave.
2. 2. La aeronave (304) de la reivindicación 1, en donde el sistema de consolidación de señales (366) comprende:

   una unidad de procesamiento (204) configurada para consolidar los primeros datos (328), los segundos datos

   (338) y los terceros datos (356).

3. 3.

   La aeronave (304) de la reivindicación 1, en donde el sistema de consolidación de señales (366) comprende un componente (502) seleccionado de una pluralidad de circuitos (504), una pluralidad de circuitos integrados (506) y una matriz lógica programable (508).

4. 4.

   La aeronave (304) de la reivindicación 1, en donde en la detección de los errores (368) en los primeros datos

   (328) generados por la pluralidad de sondas de Pitot est�ticas (312), los segundos datos (338) generados por la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque (314) y los terceros datos (356) generados por la pluralidad de sensores de detección y medición de luz (316), el sistema de consolidación de señales (366) est� configurado para identificar un cuarto valor de presión total (380) para el entorno (302) usando el primer valor de presión total (330), el segundo valor de presión total (340) y el tercer valor de presión total; e identificar un cuarto valor de presión est�tica (372) para el entorno que rodea a la aeronave usando el primer valor de presión est�tica (322), el segundo valor de presión est�tica (342) y el tercer valor de presión est�tica.

5. 5.

   La aeronave (304) de la reivindicación 4, en donde en la identificación del cuarto valor de presión total (380) para el entorno (302) usando el primer valor de presión total (330), el segundo valor de presión total (340) y el tercer valor de presión total, el sistema de consolidación de señales (366) est� configurado para identificar un primer valor de mediana (374) a partir del primer valor de presión total, el segundo valor de presión total y el tercer valor de presión total para formar un valor de presión total consolidada (380) para el entorno.

6. 6.

   La aeronave (304) de la reivindicación 5, en donde en la identificación del cuarto valor de presión est�tica (372) para el entorno (302) usando el primer valor de presión est�tica (332), el segundo valor de presión est�tica (342) y el tercer valor de presión est�tica, el sistema de consolidación de señales (366) est� configurado para identificar un segundo valor de mediana (376) a partir del primer valor de presión est�tica, el segundo valor de presión est�tica y el tercer valor de presión est�tica para formar un valor de presión est�tica consolidada (372) para el entorno.

7. 7.

   La aeronave (304) de la reivindicación 6, en donde el sistema de consolidación de señales (366) est� configurado además para identificar una velocidad aerodinámica (310) para la aeronave a partir del primer valor de mediana

   (374) y el segundo valor de mediana (376).

   8 La aeronave (304) de la reivindicación 1, en donde cada uno de la pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de ataque (314) comprende:

   un sensor de ángulo de ataque de paletas (344) asociado con el fuselaje delantero (334) de la aeronave (304); un sistema de sensor inercial (378) configurado para generar datos de inercia para la aeronave;

   un receptor de sistema de posicionamiento global (346) configurado para generar una altitud por encima del nivel del mar promedio de la aeronave y un valor de presión est�tica sintético (342) usando un modelo de elevación y los datos de inercia.

   5 9. Un método para identificar una velocidad aerodinámica (310) para una aeronave (304), comprendiendo el método:

   generar, mediante una pluralidad de sondas de Pitot est�ticas (312) asociadas con una parte delantera (334) de un fuselaje (336) de la aeronave, un primer valor de presión total (330) y un primer valor de presión est�tica (320) para un entorno (302) que rodea a la aeronave;

   10 generar, mediante una pluralidad de sensores de detección y medición de luz (316), un segundo valor de presión total y un segundo valor de presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave; generar, mediante una pluralidad de sistemas de sensores de ángulo de de ataque (314), un tercer valor de presión total (340) y un tercer valor de presión est�tica (342) para el entorno que rodea a la aeronave; detectar errores (368) en el primer valor de presión total, el primer valor de presión est�tica, el segundo valor

   15 de presión total, el segundo valor de presión est�tica, el tercer valor de presión total y el tercer valor de presión est�tica para formar un valor de presión total consolidada (370) y un valor de presión est�tica consolidada (372); e identificar una velocidad aerodinámica para la aeronave a partir del valor de presión total consolidada y el valor de presión est�tica consolidada;

   20 en donde los primeros datos comprenden un primer valor de presión total (330) y un primer valor de presión est�tica (332) para un entorno (302) que rodea a la aeronave, los segundos datos comprenden un segundo valor de presión total (340) y un segundo valor de presión est�tica (432) para el entorno que rodea a la aeronave, y los terceros datos (356) comprenden un tercer valor de presión total y un tercer valor de presión est�tica para el entorno que rodea a la aeronave.