ES2847283T3 - Sistema de prueba de datos de aire pitot-estático con verificación de piloto y de copiloto - Google Patents

Sistema de prueba de datos de aire pitot-estático con verificación de piloto y de copiloto Download PDF

Info

Publication number
ES2847283T3
ES2847283T3 ES18165431T ES18165431T ES2847283T3 ES 2847283 T3 ES2847283 T3 ES 2847283T3 ES 18165431 T ES18165431 T ES 18165431T ES 18165431 T ES18165431 T ES 18165431T ES 2847283 T3 ES2847283 T3 ES 2847283T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
static
pressure
ports
adts
pitot
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES18165431T
Other languages
English (en)
Inventor
Neil Cahill
Neil Stewart Sands
Peter John Mccarthy
Mehmood Ismail Esa
Philip John Bradley
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Application granted granted Critical
Publication of ES2847283T3 publication Critical patent/ES2847283T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L27/00—Testing or calibrating of apparatus for measuring fluid pressure
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P21/00—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
    • G01P5/16—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid using Pitot tubes, e.g. Machmeter
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
    • B64D43/02—Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
    • G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
    • G01P13/025—Indicating direction only, e.g. by weather vane indicating air data, i.e. flight variables of an aircraft, e.g. angle of attack, side slip, shear, yaw
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P21/00—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups
    • G01P21/02—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups of speedometers
    • G01P21/025—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups of speedometers for measuring speed of fluids; for measuring speed of bodies relative to fluids

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Measuring Fluid Pressure (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)

Abstract

Un Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire -ADTS) (10) que comprende: al menos una bomba neumática (100) configurada para producir una presión de aire; al menos dos pares de puertos (120a, 120b, 130a, 130b) de ADTS de impacto y estáticos (120a, 120b, 130a, 130b), un par de puertos (120a, 120b, 130a, 130b) de ADTS configurados para suministrar presión de aire a un primer sistema pitot-estático (12) y el otro par de puertos (120a, 120b, 130a, 130b) de ADTS configurados para suministrar presión de aire a un segundo sistema pitot-estático (14); un sistema (140) de colector en comunicación fluida con la al menos una bomba neumática (100) y cada par de puertos (120a, 120b, 130a, 130b) de ADTS de impacto y estáticos, en donde el sistema (140) de colector incluye un canal (CP1, CS1, CP2, CS2) para cada uno de los puertos (120a, 120b, 130a, 130b) y además comprende una pluralidad de sensores (210a -210d) de presión para controlar la presión en cada canal (CP1, CS1, CP2, CS2) y una pluralidad de válvulas (220a - 220d) de puesta a cero que se interponen en cada canal (CP1, CS1, CP2, CS2), estando las válvulas (220a - 220d) de puesta a cero interconectadas y se pueden abrir a una presión umbral no atmosférica antes de comenzar una prueba de datos para el propósito de eliminar desviaciones en los sensores (210a -210d) de presión; un procesador (150) de señal acoplado operativamente a la al menos una bomba neumática (100) y el sistema (140) de colector y configurado para emitir señales de control al mismo para probar cada uno del primer y segundo sistemas pitot-estáticos (12, 14); y una pluralidad de válvulas (230a-230d) de descarga que se interponen en cada canal (CP1, CS1, CP2, CS2) y dispuestas inmediatamente aguas arriba de los puertos pitot-estáticos (120a, 12b, 130a, 130b) y aguas abajo de las válvulas (230a-230d) de puesta a cero para permitir la reducción de presión manual de la presión aplicada mediante la apertura secuencial en el caso de un fallo del sistema cuando se retira la alimentación del ADTS.

Description

DESCRIPCIÓN
Sistema de prueba de datos de aire pitot-estático con verificación de piloto y de copiloto
Antecedentes
En muchos casos, uno de los sistemas más críticos para aeronaves puede ser el sistema pitot-estático que funciona para determinar la velocidad aerodinámica y/o altitud en vuelo de la aeronave.
En US 4086804 A se describe un aparato para probar un equipo de aviónica neumático que incluye una válvula de control que tiene un puerto conectado a una fuente de presión positiva a través de un regulador de presión y una válvula de solenoide.
Anónimo: “GE Digital Solutions GE Air Data Test Sets ADTS542F/552F/553F/554F User Manual K0553 Revision D” , GE Measurement & Control, 1 de enero de 2016, (20160101), páginas 1 - 156, XP055489956, Recuperado de Internet; URL: https://www.gemeasurement.com/sites/gemc.dev/files/adts542f adts552f user manual k0553 rev d.pdf, [recuperado el 04-07-2018], describe instrucciones operativas para Air Data Test Sets (conjuntos de prueba de datos de aire - ADTS). Este documento describe un sistema adecuado para probar dos sistemas de datos de aire y menciona válvulas de salida operables manualmente que permiten una liberación de presión segura en caso de un fallo de energía. También menciona una corrección de puesta a cero automática.
Desconocido: “Air Data Test Set Users Manual / Ruska-GE-Sensing-AeroCal-7750I-Laboratory-Air-Data-Test / p. 21­ 25” , 1 de noviembre de 2010 (01-11-2010), página 1, 21-25, XP055656858, Recuperado de Internet: URL:https://www.avionteq.com/document/7750i-User-Manual.pdf [recuperado el 10-01-2020] describe un manual de usuario de un Conjunto de Pruebas de Datos de Aire. Se refiere a un sistema de prueba para un solo sistema de datos de aire y describe varias válvulas controlables entre líneas de presión individuales.
Las aeronaves que tienen controles dobles pueden incluir sistemas de piloto y de copiloto separados, aunque integrados. Muchas aeronaves pueden emplear un tubo pitot que tiene una combinación de al menos una abertura orientada hacia adelante y una pluralidad de aberturas ortogonales, dispuestas alrededor de la circunferencia del tubo. En vuelo, la presión total o de impacto (Pi) de la corriente de aire puede ser capturada por la abertura orientada hacia adelante (es decir, el puerto de pitot) a medida que la corriente de aire golpea y se estanca, es decir, desacelera a prácticamente cero (0) nudos. Cuando se dispone en una región de flujo relativamente inalterada, las aberturas ortogonales pueden medir la presión estática (Ps) que es una medición directa de la corriente de flujo de aire libre, a partir de la cual se pueden derivar la altitud y velocidad de ascenso. Utilizando los valores de presión estática (Ps) y la presión de impacto o total (Pi), el sistema de instrumentación de la aeronave puede derivar mediciones de la velocidad aerodinámica y el número de Mach.
Un sistema relacionado, que puede ser igualmente importante en vuelo, es el sistema de Automatic Dependent Surveillance - Broadcast (vigilancia dependiente automática - difusión - ADS-B). Este sistema puede usar un transmisor de radio o transpondedor de radar para transmitir la posición de la aeronave e información del plan de vuelo a otras aeronaves que vuelan en el mismo espacio aéreo regional. Más específicamente, el ADS-B puede transmitir información relativa a la altitud (Asl), velocidad aerodinámica (A/S), y datos de ubicación a estaciones de área de tierra, y a otras aeronaves equipadas con ADS-B en las proximidades. Si bien los controladores de tráfico de aire usan la información para la gestión de tráfico, es decir, mantener una cierta distancia umbral vertical y/o lateral entre sí, el ADS-B es particularmente valioso sobre grandes cuerpos de agua, p. ej., los océanos Atlántico o Pacífico, donde la aeronave están a menudo fuera del rango de las torres de control/control de tráfico aéreo. Por tanto, los pilotos de cada aeronave son responsables de forma individual de mantener una distancia segura entre su aeronave y otras que pasan en estrecha proximidad. Como tal, un piloto está entrenado para escuchar información de difusión y hacer ajustes en el plan de vuelo, p. ej., aumentar o disminuir la altitud, cambiar el rumbo, etc., para mantener una distancia de separación segura entre la aeronave operada y una aeronave que se aproxima.
Actualmente, muchos operadores de aeronaves realizan mantenimiento/pruebas rutinarias tanto de los sistemas pitot-estático y transpondedor después de un número umbral de horas de vuelo, o después de que una alerta se haya generado por el sistema de diagnóstico de la aeronave a bordo. En general, cada sistema requiere hardware, firmware y/o software específico para ejecutar una serie de pruebas correspondientes a las condiciones de vuelo predefinidas. Es decir, el sistema de datos de aire pitot-estático emplea un conjunto de pruebas de datos de aire que se conecta a los puertos de pitot y estático de una aeronave por medio de un número de mangueras y accesorios, mientras el sistema de ADS-B se prueba para el funcionamiento del transpondedor y la emisión/difusión de la longitud, latitud, velocidad aerodinámica y altitud correctas respecto al nivel del mar (es decir, mientras la aeronave está en tierra).
Además del coste de propiedad y operación de sistemas de prueba separados, es decir, un Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) y un conjunto de pruebas de Automatic Dependent Surveillance -Broadcast (vigilancia dependiente automática - difusión - ADS-B), cada sistema ofrece sus propios desafíos de operación únicos, es decir, errores durante la prueba. Con respecto al ADTS, incluso pequeñas fugas de aire neumático en el sistema pueden producir variaciones significativas/considerables en las lecturas del altímetro. Por ejemplo, un error/variación tan pequeño como 10 Pa (0,1 milibares) en la presión del aire resultará en una variación de 24,38 m (ochenta [80] pies) de altura vertical.
Breve descripción de la invención
La invención se define en las reivindicaciones adjuntas.
En una realización de la descripción, se proporciona un Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire -ADTS) para probar un sistema pitot-estático de una aeronave que incluye al menos una bomba neumática configurada para generar al menos un valor de presión de aire, al menos dos pares de puertos de ADTS de impacto y estático, un sistema de colector en comunicación fluida con la bomba neumática y cada par de puertos ADTS de impacto y estático, y un procesador de señales acoplado operativamente y que controla la bomba neumática y el sistema de colector. El procesador de señal del ADTS está configurado para emitir señales de control al mismo para probar de forma independiente y conjunta cada uno de los sistemas pitot-estático del piloto y del copiloto al mismo tiempo o a su vez. Un par de puertos de ADTS está configurado para suministrar presión de aire al sistema pitotestático del piloto y el otro par de puertos de ADTS está configurado para suministrar presión de aire al sistema pitotestático del copiloto.
En otra realización, un dispositivo móvil que tiene una interfaz gráfica de usuario se comunica inalámbricamente con el procesador de señal. El dispositivo móvil es operativo para ingresar los valores de presión requeridos para probar los sistemas pitot-estático del piloto y del copiloto.
Las realizaciones anteriores son solamente ilustrativas. Otras realizaciones están dentro del alcance de la materia objeto descrita.
Breve descripción de los dibujos
De modo que la manera en que se puedan entender las características de la invención, una descripción detallada de la invención se puede mostrar con referencia a determinadas realizaciones, algunas de las cuales se ilustran en los dibujos adjuntos. Se debe observar, sin embargo, que las figuras ilustran solamente ciertas realizaciones de esta invención y, por lo tanto, no deben considerarse que limitan su alcance, de modo que el alcance de la invención abarca otras realizaciones igualmente efectivas. Los dibujos no están necesariamente a escala, poniendo énfasis generalmente para ilustrar las características de ciertas realizaciones de la invención. En los dibujos, se usan números similares para indicar partes similares en todas las distintas vistas. Las diferencias entre partes de otra manera similares pueden hacer que esas partes se indiquen con números diferentes. Partes diferentes se indican con números diferentes. Por lo tanto, para una comprensión adicional de la invención, se puede hacer referencia a la siguiente descripción detallada, que se puede leer en relación con los dibujos, en los que:
Fig. 1 es una vista esquemática separada de un Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) según la presente invención que incluye una vista en perspectiva de una aeronave comercial, un Air Data Test Set (conjunto de pruebas de datos de aire - ADTS) o un Air Data Test Module (módulo de prueba de datos de aire -ADTM), una fuente de presión, un sistema de colector y una Graphical User Interface (interfaz gráfica de usuario -GUI) conectada de forma inalámbrica al ADTS y que lo controla mientras se realiza una prueba de datos de aire de la aeronave.
Fig. 2 es una vista en planta esquemática y separada del Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire -ADTS) que incluye un esquema detallado del sistema de datos de aire pitot-estático del piloto y del copiloto de la aeronave y la tubería neumática interna para la instrumentación de velocidad aerodinámica y altitud dentro de la cabina de la aeronave.
Fig. 3 es una vista en planta aislada del conjunto de pruebas de datos de aire que se muestra en la Fig. 1.
La Fig. 4 es una representación esquemática detallada del sistema de colector para el Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) según la presente invención, que incluye una pluralidad de válvulas de presión de precisión, sensores de precisión, válvulas de puesta a cero y válvulas de salida.
La Fig. 5 representa una vista esquemática de la arquitectura de control de procesador de señal del Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) según la presente invención.
Fig. 6 es una vista esquemática de un probador de datos de aire pitot-estático con sistema de Automatic Dependent Surveillance - Broadcast (vigilancia dependiente automática - difusión - ADS-B) que combina sinérgicamente las características de un Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) con las de un sistema de Automatic Dependent Surveillance - Broadcast (vigilancia dependiente automática - difusión - ADS-B) para facilitar las pruebas de cada sistema de forma independiente o colectiva y, al mismo tiempo, permitir que los resultados de las pruebas se verifiquen en busca de errores y precisión.
Las Figs. 7a y 7b es un diagrama de flujo del procedimiento de prueba en relación con el Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) y un sistema de Automatic Dependent Surveillance - Broadcast (vigilancia dependiente automática - difusión - ADS-B) que se muestra en la Fig. 6.
Descripción detallada
Las realizaciones de la materia objeto descrita proporcionan un Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) pitot-estático para simular las condiciones en vuelo de los sistemas pitot-estático del piloto y del copiloto configurados para operar/activar simultáneamente los sistemas de datos de aire pitot-estático el piloto/copiloto de una aeronave con un solo piloto o con dos pilotos. En otro ejemplo, la materia objeto descrita proporciona un probador pitot-estático que emplea las capacidades de un Automatic Dependent Surveillance -Broadcast (sistema de vigilancia dependiente automática - difusión - ADS-B) que puede validar datos e información transmitida por un transpondedor, tal como un transpondedor de una aeronave, que puede mejorar la funcionalidad del probador pitot-estático. Otras realizaciones están dentro del alcance de la materia objeto descrita.
Las realizaciones descritas en la presente memoria pueden proporcionar un Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) y un Automatic Dependent Surveillance - Broadcast (sistema de vigilancia dependiente automática - difusión - ADS-B) que proporcionan procedimientos de prueba simultáneos de los sistemas de datos de aire pitot-estático del piloto y del copiloto, mientras se incorporan adicionalmente procedimientos de prueba asociados con sus sistemas de datos de aire críticos del vuelo, p. ej., el GPS de la aeronave, transpondedor, etc.
Sistema de prueba de datos de aire pitot-estático con verificación de piloto y de copiloto
En la Fig. 1, un Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) 10 puede incluir un conjunto 20 de pruebas de datos de aire y puede incluir un dispositivo móvil 30, que puede conectarse de forma inalámbrica al conjunto 20 de pruebas de datos de aire. El conjunto 20 de pruebas de datos de aire puede incluir una carcasa 40 para encerrar, cubrir o integrar: (i) al menos una fuente 100 de presión, (ii) primer y segundo puertos estáticos 120a, 120b en comunicación fluida con la fuente 100 de presión, (iii) primer y segundo puertos 130a, 130b de impacto (en adelante puertos “pitot” ) también en comunicación fluida con la fuente 100 de presión, (iv) un sistema 140 de colector que se interpone y se acopla neumáticamente a la fuente 100 de presión y a cada uno de los puertos pitotestáticos 120a, 120b, 130a, 130b, y (v) al menos un procesador 150 de señal acoplado operativamente y que controla el funcionamiento de la fuente 100 de presión y el sistema 140 de colector. El primer y segundo puertos estáticos 120a, 120b corresponden a un primer y segundo canales, CS1 y CS2, respectivamente, mientras que el primer y segundo puertos 130a, 130b de impacto corresponden a un tercer y cuarto canales, CP1 y CP2, respectivamente. La función de los diversos elementos 30, 100, 120a, 120b, 130a, 130b, 140, 150 y los diversos canales CS1, CS2, CP1, CP2, se describen en mayor detalle a continuación.
El dispositivo móvil 30 puede incluir una interfaz 32 gráfica de usuario para introducir comandos al ADTS 10. El dispositivo móvil 30 puede incluir uno o más de una variedad de dispositivos móviles, por ejemplo, una serie IPhone® de productos Apple® (tanto “ iPhone” como “Apple” son marcas registradas de Apple Inc., ubicada en la ciudad de Cupertino, Estado de California, EE. UU.) que se pueden habilitar para Bluetooth para permitir el emparejamiento inalámbrico del ADTS 20 con el dispositivo móvil 30. El dispositivo móvil 30 puede permitir a un operador ingresar un valor de instrumentación estática y de impacto (pitot) que corresponde a una altitud y/o a una velocidad aerodinámica que el operador busca probar. Como se describirá con mayor detalle más adelante, los valores de presión estática y de impacto pueden ingresarse simultáneamente a cada uno de un primer y segundo sistemas (es decir, los sistemas del piloto y del copiloto). Aunque en la descripción se describe un dispositivo móvil que tiene una Graphical User Interface (interfaz gráfica de usuario - GUI) para introducir los datos de prueba, el Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) 20 puede incluir un dispositivo de entrada que está conectado directamente o dentro de la unidad de prueba. Por ejemplo, un dispositivo de entrada de pantalla táctil (no mostrado) puede estar integrado en la cara del Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) 40. En otras realizaciones, un terminal informático que tiene un monitor convencional puede conectarse directamente al ADTS 20.
La Tabla I a continuación muestra una secuencia típica de valores de prueba o “puntos de interrupción” ingresados por un operador con el propósito de probar la operabilidad y la precisión del sistema de prueba de datos de la aeronave. En el presente documento, se pueden ingresar siete (7) pares de valores de presión ordenados, es decir, valores estático y pitot, a través del dispositivo móvil 30.
Figure imgf000005_0001
En una de las realizaciones, el procesador 150 de señal puede emitir señales a la fuente 100 de presión y al sistema 140 de colector para simular los valores de altitud y velocidad aerodinámica a ambos lados de una aeronave, es decir, los lados del piloto y del copiloto, que pasan por una prueba de datos de aire. Es decir, el procesador 150 de señal emite valores de presión de aire ordenados a la instrumentación en ambos de los lados del piloto y del copiloto de la aeronave bajo prueba.
En otras realizaciones, el sistema 140 de colector y el procesador 150 de señal pueden configurarse para producir una salida de presión muy precisa. Como se ha mencionado en los Antecedentes, incluso pequeñas desviaciones en el nivel de presión pueden resultar en errores relativamente grandes en los valores de altitud y/o de velocidad aerodinámica de la aeronave. En algunas realizaciones, se pueden utilizar reguladores de presión y equipos de detección de presión muy precisos para conseguir los resultados de ensayo pitot-estático deseados. Para efectuar estos resultados, el procesador 150 de señal está configurado para: (i) emitir señales de presión de aire ordenadas a cada uno de los puertos 120a, 120b, 130a, 130b estáticos y pitot, (ii) monitorizar la presión de aire en el sistema 140 de colector (equivalente a la presión de aire entregada a la aeronave) para detectar variaciones más allá de un rango predeterminado de valores de presión de aire, y (iii) emitir una señal de corrección de presión de aire para mantener la presión de aire ordenada mientras se realiza la prueba de datos de aire. Como tal, la presión puede mantenerse en el sistema 140 de colector independientemente de fugas que pueden permitir continuamente una pérdida permanente de presión en el sistema de colector. Es decir, se puede bombear la presión al sistema 140 de colector a la misma velocidad que se pierde debido a fugas.
En las realizaciones ilustradas en las Figs. 2 y 3, la carcasa 40 del ADTS 10 puede envolver: (i) la fuente de presión, o bombas 100 neumáticas de aire, (ii) el sistema 140 de colector para dirigir el flujo de aire presurizado desde las bombas neumáticas 100 a cada uno de los sistemas pitot-estático del piloto y del copiloto a través de los canales CS1, CS2, CP1, CP2 y (iii) el procesador 150 de señal para controlar las presiones entregadas por las bombas 100 neumáticas de aire y los matices de enrutamiento del sistema 140 de colector para controlar con precisión las presiones altamente sensibles detectadas por la instrumentación 16, 18 de la cabina del piloto y del copiloto. En la realización descrita, la tubería flexible 34 (Fig. 1) conecta los puertos 120a, 120b, 130a, 130b estático y pitot del ADTS 20 a los puertos correspondientes asociados con los sistemas 12, 14 pitot-estáticos del piloto y del copiloto. Como un ejemplo, el sistema 12 pitot-estático del piloto puede estar en el lado izquierdo de la aeronave 50 (mirando hacia fuera desde la cabina) mientras que el sistema 14 pitot-estático del copiloto puede estar en el lado derecho de la aeronave 50. De forma similar, el altímetro 22 del piloto y el indicador 24 de la velocidad aerodinámica pueden estar en el lado izquierdo del tablero de la cabina, mientras que el altímetro 26 del copiloto y el indicador 28 de velocidad aerodinámica pueden estar ambos en el lado derecho.
Como se ilustra en las Figs. 4 y 5, las bombas 100 de precisión, los sensores 210a - 210d de presión y las válvulas 220a - 220d, 230a - 230d de puesta a cero y de descarga pueden emplearse para mantener un control de precisión de los valores de presión ordenados enviados y los valores de presión reales alcanzados en las líneas entre el conjunto 20 de pruebas de datos de aire y la instrumentación 16, 18 de la aeronave, es decir, en los altímetros 22, 26 y los indicadores 24, 28 de velocidad aerodinámica. En la realización descrita, la fuente 100 de presión neumática ascendente se proporciona mediante una bomba 110 de presión y una bomba 112 de vacío. Sin embargo, se apreciará que puede emplearse una sola bomba neumática mediante, por ejemplo, el uso del lado de salida de la misma para proporcionar presión positiva y el lado de entrada para proporcionar presión negativa (es decir, presión de vacío).
El sistema 140 de colector puede comprender cuatro canales CS1, CS2, CP1, CP2 de flujo de aire. El sistema de colector puede conectar la fuente 100 de presión a cada uno de los puertos 120a, 120b, 130a, 130b estático y pitot asociado con los sistemas 12, 14 pitot-estáticos del piloto y del copiloto de la aeronave 50 sometida a prueba. Aunque los valores de presión pueden controlarse por las bombas 110, 112 de presión y/o vacío, el sistema 140 de colector controla y ventila las presiones generadas por las bombas 110, 112, para desarrollar la presión en cada uno de los puertos 120a, 120b, 130a, 130b estático y pitot. En una realización, una pluralidad de válvulas 220a, 220b, 220c, 220d de puesta a cero intercalan las tuberías neumáticas asociadas con cada uno de los canales CS1, CS2, CP1, CP2 del sistema 140 de colector. Las válvulas 220a, 220b, 220c, 220d de puesta a cero están esencialmente interconectadas, es decir, a través de los canales CS1, CS2, CP1, CP2 y ventiladas a una presión umbral predefinida PT antes de comenzar un ciclo de prueba. En la realización descrita, las válvulas 220a, 220b, 220c, 220d de puesta a cero pueden ventilarse a presión atmosférica (101.300 Pa [14,7 psig o 1013 milibares]), sin embargo, las válvulas pueden ventilarse a otro valor de presión.
Al conectar todas las válvulas 220a, 220b, 220c, 220d de puesta a cero a una presión común, es decir, presión atmosférica, el sistema puede “poner a cero” cualquier desplazamiento que puede estar presente entre los sensores 210a, 210b, 210c, 210d de presión o tener en cuenta para cualquier desviación entre los sensores con el tiempo. El sistema según la invención está dispuesto de tal manera que sea posible ventilar las válvulas 220a, 220b, 220c, 220d de puesta a cero a otra presión ambiental, p. ej., simular una presión de 15.240 m [50.000 pies] u 11.500 Pa [115 milibares], para tener en cuenta la desviación de los sensores 210a, 210b, 210c, 210d a una altitud más alta donde las variaciones de presión son aún más difíciles de determinar, lo que puede mejorar más la precisión. Las válvulas 220a, 220b, 220c, 220d de puesta a cero permiten que se apliquen diferenciales de presión muy precisos a los sistemas del piloto y del copiloto, según sea necesario.
En todavía otra realización, y con referencia a la Fig. 5, el procesador 150 de señal puede emplear al menos un procesador 160 de control maestro asociado con cada uno de los puertos 120a, 120b, 130a, 130b estático y de pitot a través de canales CP1, CS1, y al menos un procesador 170 de control esclavo asociado con los puertos estáticos y dinámicos a través de los canales CP2, CS2. En esta realización, el procesador 160 de control maestro está sincronizado con el procesador 170 de control esclavo de manera que la presión de aire ordenada asociada con los procesadores 160, 170 de control maestro y esclavo están coordinados y pueden funcionar al unísono. Como consecuencia, las presiones de aire asociadas con cada uno de los procesadores 160, 170 de control maestro y esclavo pueden subir, bajar, arrancar, parar, acelerar y desacelerar juntas. Más específicamente, los controles de función de sincronización cuando se toman mediciones desde los sensores210a, 210b, 210c, 210d de presión de precisión. Cualquier desplazamiento en el tiempo entre mediciones puede resultar en señales de error que hacen que las señales de presión aplicadas a la aeronave se desvíen. Es por esta razón que todos los sensores pueden sincronizarse, es decir, interrogarse al mismo tiempo. En algunas realizaciones, los sensores deben estar sincronizados.
Los procesadores 160, 170 de control maestro y esclavo pueden producir, cada uno, una señal 160s1, 160s2, 170s1, 170s2 de control, que puede compararse en forma continua para determinar una señal de error entre los mismos. La diferencia entre los mismos, o la señal de error, puede añadirse de nuevo a las señales de control de los procesadores 160, 170 de control maestro o esclavo hasta que los datos coincidan, p. ej., las presiones de control. Es decir, dependiendo de un permiso predeterminado entre las señales, las señales de control maestras estáticas y dinámicas a través de los canales CS1, CP1 aumentarán o disminuirán dependiendo de las señales de control esclavas estáticas y dinámicas y se sincronizarán con las señales de control maestras.
En la realización descrita, los procesadores 160, 170 de control maestro y esclavo usan un protocolo de bus de Controller Area Network (red de área de controlador - CAN). El bus CAN puede ser un bus de tipo de transmisión que indica que todos los nodos de los procesadores 160, 170, “escuchan” todas las transmisiones. Como consecuencia, las señales 160s1, 160s2, 170s1, 170s2 se recogen mediante todos los nodos de los procesadores 160, 170 para sincronizar las señales 160s1, 160s2, 170s1, 170s2 de control.
Según la invención, cada uno de los canales CS1, CS2, CP1, CP2 de control incluye una válvula 230a, 230b, 230c, 230d de “bajada” o “caída” , inmediatamente aguas arriba de los puertos 120a, 120b estático y pitot, 130a, 130b, del sistema 140 de colector. Además, las válvulas 230a, 230b, 230c, 230d de descarga están dispuestas aguas abajo de las válvulas 220a, 220b, 220c, 220d de puesta a cero y los sensores 210a, 210b, 210c, 210d de presión del sistema 140 de colector. Las válvulas 230a, 230b, 230c, 230d de descarga pueden abrirse secuencialmente, por ejemplo, cuando se desconecta la alimentación del ADTS, es decir, de forma manual o automática, para evitar caídas de presión grandes y repentinas en el sistema 140 de colector que pueden dañar inadvertidamente los instrumentos de altitud y de velocidad aerodinámica en cada uno de los sistemas 12, 14 pitot-estáticos del piloto y del copiloto. Es decir, las válvulas 230a, 230b, 230c, 230d de descarga son funcionalmente operativas para mantener un diferencial de presión umbral dentro de cada uno de los instrumentos de la cabina de altitud y de velocidad aerodinámica y una presión “segura en tierra” .
En resumen, el sistema 10 de ADTS de la descripción puede permitir la prueba simultánea de ambos de los lados del piloto y del copiloto de los sistemas pitot-estáticos 12, 14. Es decir, el uso de cuatro (4) canales, dos (2) para los puertos estáticos 120a, 120b y dos (2) para los puertos 130a, 130b de pitot puede permitir la presurización simultánea de ambos sistemas 12, 14 pitot-estáticos del piloto y del copiloto. Además, la presurización de ambos de los sistemas 12, 14 del piloto y del copiloto puede eliminar fugas comúnmente atribuidas a dos (2) sistemas de canal, que utilizan una unidad de conmutación de línea para presurizar de forma separada e independientemente los sistemas 12, 14 del piloto y del copiloto. El sistema de cuatro (4) canales de la presente descripción proporciona un sistema de colector que suministra un suministro de presión constante, evitando así el potencial para un lado para despresurizar debido a fugas en la unidad de conmutación de línea o la aeronave.
Además de fugas en el sistema y la pérdida de presión, el ADTS 10 de la presente descripción puede “poner a cero” cualquier desplazamiento que puede estar presente entre los sensores 210a, 210b, 210c, 210d de presión y también teniendo en cuenta cualquier desviación entre los mismos a lo largo del tiempo. Además, la arquitectura de control maestro-esclavo y el protocolo CAN permite evitar la pérdida de sincronización entre los sensores de presión y mejora la precisión del sistema. Finalmente, el uso de válvulas de descarga o “bajada” puede evitar daños al ADTS en caso de una pérdida repentina de presión dentro del sistema.
Sistema de prueba de datos de aire pitot-estático con sistema de vigilancia dependiente automática - difusión (ads-b) (sistema adts/ads-b integrado)
En otra realización, las características de instrumentación críticas del Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) descrito anteriormente pueden combinarse/integrarse con un Automated Dependent Surveillance - Broadcast (sistema de vigilancia dependiente automático - difusión - ADS-B) que transmite ciertos datos de instrumentación, es decir, latitud, longitud, altitud y velocidad aerodinámica, a través de un transpondedor de una aeronave. Más específicamente, el sistema de ADTS/ADS-B integrado puede ser capaz de uno o más de: (i) simular datos de instrumentación de aeronaves (producidos por el hardware y software de ADTS descritos anteriormente), (ii) capturar/grabar los datos de instrumentación simulados a través de un enlace de radio capaz de “escuchar” los datos de instrumentación de transmisión transmitidos por el transpondedor, y (iii) comparar los valores de instrumentación simulados con los valores de instrumentación prescritos, es decir, obtenidos en la etapa (i), al determinar los conjuntos de presión correspondientes a los valores prescritos de altitud y velocidad aerodinámica para validar el funcionamiento de los sistemas integrados, es decir, los sistemas de ADTS/ADS-B. Como tal, el sistema ADTS/ADS-B integrado puede permitir que los valores de instrumentación generados neumáticamente sean simulados y “ reportados” de manera que se pueda probar y determinar simultáneamente la funcionalidad del sistema ADS-B de la aeronave.
En las Figs. 6, 7a y 7b, diagramas esquemáticos y de flujo representan la arquitectura y el funcionamiento del sistema 300 ADTS/ADS-B integrado. Más específicamente, y con referencia a la Fig. 6, el sistema 300 de ADTS/ADS-B integrado puede comprender un Air Data Test Module (módulo de prueba de datos de aire - ADTM) 310 que emplea un dispositivo móvil 320 para introducir de manera inalámbrica comandos del operador al ADTM 310. La carcasa 400 del ADT-B encierra, cubre o integra uno o más de: (i) al menos una fuente 410 de presión, (ii) primer y segundo puertos estáticos 420a, 420b en comunicación fluida con la fuente 410 de presión, (iii) primer y segundo puertos 430a, 430b de impacto (en adelante puertos “pitot” ) también en comunicación fluida con la fuente 410 de presión, (iv) un sistema 440 de colector que se interpone y se acopla neumáticamente a la fuente 410 de presión y a cada uno de los puertos pitot-estáticos 420a, 420b, 430a, 430b, y (v) un procesador 450 de señal acoplado operativamente y que controla el funcionamiento de la fuente 410 de presión y el sistema 440 de colector. El primer y segundo puertos estáticos 420a, 420b corresponden a un primer y segundo canales, CS1, CP1, respectivamente, mientras que el primer y segundo puertos 430a, 130b de impacto corresponden a un tercer y cuarto canales, CS2 y CP2, respectivamente.
En la etapa A del procedimiento de prueba, puede establecerse un enlace de comunicación entre una aeronave 500 sometida a prueba y el sistema 300 ADTS/ADS-B integrado. Más específicamente, el sistema 300 ADTS y ADS-B puede estar equipado con un enlace 404 por radio que funciona para recibir las transmisiones de RF dentro de un espacio predefinido, aunque también puede ser posible una conexión por cable para fines de prueba. De manera similar a la realización anterior, la aeronave 500 puede incluir un primer (es decir, un piloto) y un segundo (copiloto) sistema pitot-estático 512, 514 que incluye sensores 520 estático y de impacto operativos para enviar señales 540 de presión (es decir, a través de tuberías flexibles) a un instrumento 516, 518 de la aeronave de piloto y de copiloto. La aeronave 500 también puede equiparse con un transpondedor, transmisor de RF o enlace 504 por radio que puede acoplarse eléctricamente a un conjunto de instrumentos 516, 518 de piloto y de copiloto a bordo de la aeronave 500. Los instrumentos 516, 518 pueden incluir un altímetro 522 de piloto, un indicador 524 de velocidad aerodinámica de piloto, un altímetro 526 de copiloto y un indicador 528 de velocidad aerodinámica de copiloto. También pueden incluirse otros instrumentos, tal como un indicador de velocidad de ascenso y un indicador de ángulo de ataque.
En una etapa B, un módulo de GPS 408 puede establecer comunicación con satélites GPS para determinar las coordenadas actuales del ADTS/ADS-B 300. La aeronave 500 puede estar equipada con un sistema 504 GPS incorporado que puede transmitir, a través de su transpondedor 504, una cualquiera de una variedad de valores de instrumentación al enlace por radio o receptor 404 del sistema 300 ADTS/ADS-B integrado.
Antes de describir las etapas C-J en detalle, puede resultar útil describir ampliamente el enfoque general asociado con las etapas del método de verificación, que incluye las etapas de: (i) calcular uno o más puntos de ajuste de presión indicativos de los valores de instrumentación prescritos, (ii) efectuar la presurización de al menos uno de los sistemas pitot-estáticos de la aeronave mediante el Air Data Test Module (módulo de prueba de datos de aire -ADTM) 310 del sistema 300 ADTS/ADS-B integrado (es decir, para efectuar valores de instrumentación simulados a través de la instrumentación de cabina de la aeronave 500), (iii) recibir los valores de instrumentación simulados, y (iv) comparar valores de instrumentación calculados/prescritos con valores de instrumentación simulados. Dicho de otro modo, los valores de instrumentación calculados/prescritos pueden compararse con los valores de instrumentación reales/simulados para determinar si existe un error de suficiente magnitud, es decir, suficiente para garantizar la corrección de error del sistema pitot-estático, el ordenador de datos del aire y/o el transpondedor ADS-B.
Continuando con la descripción detallada del método, la etapa C1 determina los puntos de ajuste indicativos de un valor de instrumentación prescrito, mientras que la etapa C2 presuriza neumáticamente los diversos canales CS1, CS2, CP1, CP2 hasta que los puntos de ajuste se han estabilizado. En la etapa D, las presiones aplicadas a través de cada uno de los canales pueden leerse de manera que los valores correspondientes de altitud y velocidad aerodinámica puedan evaluarse/calcularse en la etapa E. Es decir, los datos de instrumentación del transpondedor 504 de la aeronave se pueden leer automáticamente para correlacionar los resultados internamente mientras se muestra un resultado al usuario. En las etapas F y G, los valores de la instrumentación pueden ser transmitidos por el transpondedor 504 de la aeronave. Es decir, los valores reales o prescritos de instrumentación pueden leerse en la etapa F y compararse con los valores calculados obtenidos en la etapa E.
Si los conjuntos de datos coinciden en la etapa H, entonces la prueba puede continuar, probando otro grupo de puntos de ajuste de presión en la etapa I. Si los conjuntos de datos no coinciden en la etapa H, entonces se puede emitir una alerta sobre errores en el Sistema 300 ADT-B en la etapa J. Todo el proceso puede automatizarse de modo que cuando el usuario presiona “ INICIAR” la prueba se ejecuta hasta que finaliza con un mensaje “ÉXITO/FALLO” que se muestra en la pantalla de la interfaz gráfica de usuario.
En resumen, el sistema 300 ADTS/ADS-B integrado de la presente descripción puede verificar la funcionalidad del sistema ADS-Difusión/transpondedor de la aeronave. La precisión de estos resultados se puede verificar cuando los resultados de las pruebas ADS-B de la técnica anterior pueden producir resultados erróneos o engañosos. Esto es, cuando se prueba, un sistema de ADS-B de una aeronave puede producir un resultado de que la aeronave está funcionando a cero (0) nudos y a cero (0) pies en altitud cuando el avión está en reposo en un entorno de un hangar. Integrando un ADTS con el sistema de ADS-B de una aeronave, un transpondedor de la aeronave puede evaluarse para comprobar si los valores de presión simulados, es decir, asociados con los valores de altura y velocidad aerodinámica, se transmiten mediante el transpondedor. Esto no solo puede probar la funcionalidad del transpondedor, sino también puede probar si los valores del transpondedor están relacionados con los valores de presión simulada.
Como podrá entender una persona con experiencia en la técnica, aspectos de la presente invención pueden incorporarse como un sistema, método o producto de programa informático. En consecuencia, aspectos de la presente invención pueden adoptar la forma de una realización de hardware, una realización completamente de software (que incluye firmware, software residente, microcódigo, etc.) o una realización que combina aspectos de software y hardware a los que se puede hacer referencia en general en el presente documento como un “servicio” , “circuito” , “sistema de circuitos” , “ módulo” y/o “sistema” . Además, aspectos de la presente invención pueden adoptar la forma de un producto de programa informático incorporado en uno o más medios o medios legibles por ordenador que tienen código de programa legible por ordenador incorporado en el mismo.
Puede utilizarse cualquier combinación de uno o más medios legibles por ordenador. El medio legible por ordenador puede ser un medio legible por ordenador o una señal de almacenamiento legible por ordenador. Un medio de almacenamiento legible por ordenador puede ser, por ejemplo, pero no limitado a, un sistema, aparato o dispositivo electrónico, magnético, óptico, electromagnético, infrarrojo o semiconductor, o cualquier combinación adecuada de los anteriores. Ejemplos más específicos (una lista no exhaustiva) del medio de almacenamiento legible por ordenador incluyen los siguientes: una conexión eléctrica que tiene uno o más cables, un disquete informático portátil, un disco duro, una memoria de acceso aleatorio (RAM), una memoria de solo lectura (ROM), una memoria de solo lectura programable borrable (EPROM o memoria Flash), una fibra óptica, una memoria de solo lectura de disco compacto portátil (CD-ROM), un dispositivo de almacenamiento óptico, un dispositivo de almacenamiento magnético, o cualquier combinación adecuada de los anteriores. En el contexto de este documento, un medio de almacenamiento legible por ordenador puede ser cualquier medio legible que pueda contener, o almacenar un programa para usarse por o en conexión con un sistema, aparato o dispositivo de ejecución de instrucciones.
El código de programa y/o instrucciones ejecutables incorporado en un medio legible por ordenador puede transmitirse utilizando cualquier medio adecuado, incluido de forma no excluyente inalámbrica, alámbrica, cable de fibra óptica, RF, etc., o cualquier combinación de los anteriores.
El código de programa informático para llevar a cabo operaciones para aspectos de la presente invención se puede escribir en cualquier combinación de uno o más lenguajes de programación, incluido un lenguaje de programación orientado a objetos tal como Java, Smalltalk, C++ o similares y lenguajes de programación de procedimientos convencionales, tal como el lenguaje de programación “C” o lenguajes de programación similares. El código de programa puede ejecutarse totalmente en el ordenador del usuario (dispositivo), parcialmente en el ordenador del usuario, como un paquete de software independiente, parcialmente en el ordenador del usuario y parcialmente en un ordenador remoto o totalmente en el ordenador remoto o servidor. En este último escenario, el equipo remoto puede conectarse al ordenador del usuario a través de cualquier tipo de red, incluida una red de área local (LAN) o una red de área extensa (WAN), o la conexión puede hacerse a un ordenador externo (por ejemplo, a través de Internet usando un proveedor de servicios de Internet).
Aspectos de la presente invención se describen en la presente descripción con referencia a ilustraciones de diagrama de flujo y/o diagramas de bloques de métodos, aparatos (sistemas) y productos de programas informáticos relacionados con la invención. Se entenderá que cada bloque de las ilustraciones diagramas de flujo y/o diagramas de bloques, y combinaciones de bloques en los diagramas de flujo y/o diagramas de bloques, puede implementarse mediante instrucciones de programa informático. Estas instrucciones de programa informático pueden ser proporcionadas a un procesador de un ordenador de propósito general, ordenador de propósito especial u otro aparato de procesamiento de datos programable para producir una máquina, de manera que las instrucciones, que se ejecutan a través del procesador del ordenador u otro aparato de procesamiento de datos programable, crean medios para implementar las funciones/acciones especificadas en el diagrama de flujo y/o bloque o bloques del diagrama de bloques.
Estas instrucciones de programa informático también pueden almacenarse en un medio legible por ordenador que puede dirigir un ordenador, otro aparato de procesamiento de datos programable u otros dispositivos para funcionar de manera específica, de tal manera que las instrucciones almacenadas en el medio legible por ordenador producen un artículo de fabricación que incluye instrucciones que implementan la función/acción especificadas en el diagrama de flujo y/o bloque o bloques de diagrama de bloques.
Las instrucciones del programa informático también pueden cargarse en un ordenador, otro aparato de procesamiento de datos programable u otros dispositivos para producir una serie de etapas operativas para realizar un proceso implementado por ordenador, de manera que las instrucciones que se ejecutan en el ordenador u otro aparato programable proporcionan procesos para implementar las funciones/acciones especificadas en el diagrama de flujo y/o bloque o bloques del diagrama de bloques.
En la medida en que las reivindicaciones mencionen la expresión “al menos uno de” en referencia a una pluralidad de elementos, esto pretende significar al menos uno o más de los elementos enumerados, y no se limita a al menos uno de cada elemento. Por ejemplo, “al menos uno de un elemento A, elemento B y elemento C” pretende indicar el elemento A solo, o el elemento B solo, o el elemento C solo, o cualquier combinación de los mismos. “Al menos uno de los elementos A, B y C” no pretende limitarse a al menos uno de un elemento A, al menos uno de un elemento B y al menos uno de un elemento C.
Esta descripción escrita utiliza ejemplos para describir la invención, incluido el mejor modo y también para permitir que cualquier experto en la técnica ponga en práctica la invención, incluidos la fabricación y el uso de cualquier dispositivo o sistema. El ámbito patentable de la invención está definido por las reivindicaciones y puede incluir otros ejemplos que puedan concebir los expertos en la técnica. Estos otros ejemplos pretenden estar dentro del alcance de las reivindicaciones si tienen elementos estructurales que no difieren del lenguaje literal de las reivindicaciones, o si incluyen elementos estructurales equivalentes con diferencias insustanciales del lenguaje literal de las reivindicaciones.

Claims (12)

  1. REIVINDICACIONES
    i. Un Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire -ADTS) (10) que comprende:
    al menos una bomba neumática (100) configurada para producir una presión de aire;
    al menos dos pares de puertos (120a, 120b, 130a, 130b) de ADTS de impacto y estáticos (120a, 120b, 130a, 130b), un par de puertos (120a, 120b, 130a, 130b) de ADTS configurados para suministrar presión de aire a un primer sistema pitot-estático (12) y el otro par de puertos (120a, 120b, 130a, 130b) de ADTS configurados para suministrar presión de aire a un segundo sistema pitot-estático (14);
    un sistema (140) de colector en comunicación fluida con la al menos una bomba neumática (100) y cada par de puertos (120a, 120b, 130a, 130b) de ADTS de impacto y estáticos, en donde el sistema (140) de colector incluye un canal (CP1, CS1, CP2, CS2) para cada uno de los puertos (120a, 120b, 130a, 130b) y además comprende una pluralidad de sensores (210a -210d) de presión para controlar la presión en cada canal (CP1, CS1, CP2, CS2) y una pluralidad de válvulas (220a - 220d) de puesta a cero que se interponen en cada canal (CP1, CS1, CP2, CS2), estando las válvulas (220a - 220d) de puesta a cero interconectadas y se pueden abrir a una presión umbral no atmosférica antes de comenzar una prueba de datos para el propósito de eliminar desviaciones en los sensores (210a -210d) de presión;
    un procesador (150) de señal acoplado operativamente a la al menos una bomba neumática (100) y el sistema (140) de colector y configurado para emitir señales de control al mismo para probar cada uno del primer y segundo sistemas pitot-estáticos (12, 14); y
    una pluralidad de válvulas (230a-230d) de descarga que se interponen en cada canal (CP1, CS1, CP2, CS2) y dispuestas inmediatamente aguas arriba de los puertos pitot-estáticos (120a, 12b, 130a, 130b) y aguas abajo de las válvulas (230a-230d) de puesta a cero para permitir la reducción de presión manual de la presión aplicada mediante la apertura secuencial en el caso de un fallo del sistema cuando se retira la alimentación del ADTS.
  2. 2. El Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire -ADTS) (10) de la reivindicación 1, que comprende además:
    una interfaz (30) gráfica de usuario para comunicarse con el procesador (150) de señal y que funciona para ingresar los valores de presión requeridos para la prueba del primer y segundo sistemas pitot-estáticos (12, 14).
  3. 3. El Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) (10) de la reivindicación 1 o la reivindicación 2,
    en donde el procesador (150) de señal está configurado para monitorizar y mantener las presiones de aire ordenadas en el sistema (140) de colector.
  4. 4. El Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) (10) de cualquiera de las reivindicaciones anteriores,
    en donde el procesador (150) de señal está configurado para emitir independiente y colectivamente señales de presión de aire ordenadas indicativas de los valores de velocidad aerodinámica y altitud a cada uno del primer y segundo sistemas pitot-estáticos (12, 14).
  5. 5. El Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) (10) de cualquiera de las reivindicaciones anteriores,
    en donde el procesador de señal está dispuesto para emitir compensaciones de presión calibrada entre el primer y segundo sistemas pitot-estáticos para probar independientemente los sistemas de alarma de los mismos.
  6. 6. El Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) de cualquiera de las reivindicaciones anteriores,
    en donde el procesador de señal está configurado para: (i) emitir una señal de presión de aire ordenada indicativa de una presión de aire ordenada asociada con cada uno de los puertos de impacto y estáticos, (ii) monitorizar la presión de aire en el sistema de colector para detectar variaciones en el mismo más allá de un rango prescrito de valores de presión de aire, y (iii) emitir una señal de corrección de la presión de aire a la al menos una bomba neumática para mantener la presión de aire ordenada dentro del rango prescrito de valores de presión de aire.
  7. 7. El Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) de cualquiera de las reivindicaciones anteriores,
    en donde la al menos una fuente (100) de presión incluye una bomba (112) de vacío y una bomba (110) de presión en comunicación fluida con el sistema de colector.
  8. 8. El Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) de cualquiera de las reivindicaciones anteriores,
    en donde el sistema (140) de colector comprende una pluralidad de válvulas de control de flujo de precisión configuradas para dirigir simultáneamente presión de aire desde la al menos una bomba neumática (100) a cada uno del primer y segundo sistemas pitot-estáticos (12, 14).
  9. 9. El Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) de cualquiera de las reivindicaciones anteriores,
    en donde el procesador de señal comprende además un controlador maestro (160) operativo para controlar uno de los pares de puertos (120a, 120b, 130a, 130b) de ADTS de impacto y estáticos y un controlador esclavo (170) operativo para controlar el otro de los pares de puertos (120a, 120b, 130a, 130b) de ADTS de impacto y estáticos y en donde el controlador esclavo (170) está dispuesto para sincronizarse con el controlador maestro (160) de manera que simultáneamente aumente y disminuya las presiones de control en el sistema (140) de colector.
  10. 10. El sistema de prueba de datos de aire de cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en donde el sistema (140) de colector comprende una pluralidad de válvulas de control de flujo configuradas para dirigir el aire presurizado desde la al menos una bomba neumática (100) a los puertos de impacto y estáticos; y el procesador (150) de señal está configurado para: (i) emitir una señal de presión de aire ordenada indicativa de una presión de aire ordenada asociada con cada uno de los puertos de impacto y estáticos, (ii) monitorizar la presión de aire en el sistema (140) de colector para detectar variaciones en el mismo más allá de un rango prescrito de valores de presión de aire, y (iii) emitir una señal de corrección de la presión de aire a la al menos una bomba neumática (100) para mantener la presión de aire ordenada dentro del rango prescrito de valores de presión de aire.
  11. 11. El sistema de la reivindicación 10,
    en donde el procesador (150) de señal está dispuesto para dirigir simultáneamente presión de aire desde la al menos una bomba neumática (100) a cada uno del primer y segundo sistema pitot-estático.
  12. 12. El Air Data Test System (sistema de prueba de datos de aire - ADTS) de cualquiera de las reivindicaciones anteriores, para probar un sistema pitot-estático, en donde:
    los al menos dos puertos (130a, 130b) de impacto están configurados para dirigir al menos una porción de la presión de aire a los puertos pitot correspondientes a Thea primera y segunda instrumentación de velocidad aerodinámica que se someten a la prueba de datos de aire;
    los al menos dos puertos estáticos (120a, 120b) están configurados para dirigir al menos una porción de la presión de aire a los puertos estáticos correspondientes a la primera y segunda instrumentación de altitud que se someten a la prueba de datos de aire;
    el sistema (140) de colector comprende una pluralidad de válvulas de control de flujo configuradas para dirigir simultáneamente presión de aire directa a ambos el primer y segundo instrumentos a través de cada uno de los puertos de impacto y estáticos;
    estando configurado el procesador (150) de señal para controlar simultáneamente la presión de aire ordenada a cada uno de los puertos de impacto y estáticos para realizar pruebas simultáneas tanto del primer como del segundo instrumentos; y
    el sistema comprende además un dispositivo móvil (30) que se conecta al procesador (150) de señal para emitir señales de comando indicativas de un valor de presión de aire prescrito para simular un valores de instrumentación en al menos un instrumento bajo prueba.
ES18165431T 2017-04-11 2018-04-03 Sistema de prueba de datos de aire pitot-estático con verificación de piloto y de copiloto Active ES2847283T3 (es)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/485,024 US10502760B2 (en) 2017-04-11 2017-04-11 Pitot-static air data test system with pilot and co-pilot verification

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2847283T3 true ES2847283T3 (es) 2021-08-02

Family

ID=61868443

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES18165431T Active ES2847283T3 (es) 2017-04-11 2018-04-03 Sistema de prueba de datos de aire pitot-estático con verificación de piloto y de copiloto

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10502760B2 (es)
EP (1) EP3388843B1 (es)
CN (1) CN108692862B (es)
ES (1) ES2847283T3 (es)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110963074B (zh) * 2019-12-25 2022-12-09 中航贵州飞机有限责任公司 无人机起落架信号模拟系统
CN112208790B (zh) * 2020-10-10 2022-08-19 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种抗荷调压器输出压力测试装置
CN113466682A (zh) * 2021-06-08 2021-10-01 芜湖航翼集成设备有限公司 一种飞机产品压力给定测试设备及测试方法
CN113867433A (zh) * 2021-11-09 2021-12-31 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 一种双通道大气参数压力控制气路及调节方法
CN114967776B (zh) * 2022-07-12 2022-10-28 中国飞机强度研究所 一种飞机气候实验室换热管道气压平衡装置

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3548632A (en) 1968-12-30 1970-12-22 Texas Instruments Inc Apparatus for calibrating altimeters,air speed indicators,etc.
US4086804A (en) 1976-10-26 1978-05-02 Sperry Rand Corporation Precision pneumatic pressure supply system
US4131130A (en) 1977-07-18 1978-12-26 Sperry Rand Corporation Pneumatic pressure control valve
US5089979A (en) 1989-02-08 1992-02-18 Basic Measuring Instruments Apparatus for digital calibration of detachable transducers
US5023791A (en) 1990-02-12 1991-06-11 The Boeing Company Automated test apparatus for aircraft flight controls
EP0451330B1 (de) 1990-03-28 1994-09-21 Landis & Gyr Technology Innovation AG Verfahren zur selbsttätigen Eichung oder Nacheichung von Messungen einer physikalischen Grösse
US5260874A (en) 1990-09-05 1993-11-09 The Boeing Company Aircraft flight emulation test system
GB2295249B (en) * 1994-11-02 1998-06-10 Druck Ltd Pressure controller
US6202669B1 (en) 1998-12-29 2001-03-20 Honeywell International Inc. Self-aligning valve
US6813925B2 (en) * 2002-06-05 2004-11-09 General Electric Company Calibration method and system for a dynamic combustor sensor
US8228491B2 (en) 2008-11-28 2012-07-24 Rongsheng Tian Precision approach path indicator field testing instrument
US8527233B2 (en) * 2010-09-27 2013-09-03 The Boeing Company Airspeed sensing system for an aircraft
CN103091066B (zh) * 2013-01-17 2015-09-09 中国科学院力学研究所 高超声速流动皮托压力传感器保护装置
US9366555B2 (en) * 2013-12-18 2016-06-14 Lockheed Martin Corporation Air data system
US10846076B2 (en) * 2016-10-11 2020-11-24 Barfield, Inc. Remote application update of measurement device field firmware

Also Published As

Publication number Publication date
CN108692862B (zh) 2022-01-14
EP3388843B1 (en) 2020-11-25
EP3388843A1 (en) 2018-10-17
US10502760B2 (en) 2019-12-10
CN108692862A (zh) 2018-10-23
US20180292431A1 (en) 2018-10-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2847283T3 (es) Sistema de prueba de datos de aire pitot-estático con verificación de piloto y de copiloto
EP3388842B1 (en) Pitot-static air data test system with automatic dependent surveillance-broadcast (ads-b) verification
CN111351516B (zh) 使用残差故障模式辨识的传感器故障检测和识别
EP2453244A1 (en) Static port apparatus
EP2453245A1 (en) System and method for detecting blocked Pitot-Static Ports
EP3223104A3 (en) Method and apparatus for latent fault detection and management for fly-by-wire flight control systems
CN111204467B (zh) 识别和显示可疑飞行器的方法和系统
KR20040015059A (ko) 자가 생성되는 동적 보정 곡선을 가지는 예비 고도계 시스템
KR102322883B1 (ko) 항행 안전시설과 항행 안전 시설 운영 환경의 검사 및 운영 분석 시스템
US6993419B2 (en) Process and device for detecting the failure of a pressure sensor of an air data system of an aircraft
US20230045232A1 (en) Aircraft landing guidance support system and aircraft landing integrated support system including the same
US7415396B2 (en) Method and device for monitoring the validity of at least one parameter which is calculated by an anemometeric unit of an aircraft
EP2818338A1 (en) System and method for tire burst detection
CN202372206U (zh) 一种无人机空速气压高度校验装置
US20190064198A1 (en) Air data system architectures using integrated pressure probes
US9193441B2 (en) Method and device for displaying speed information on an aircraft
US20150029046A1 (en) Methods and systems for displaying backup airspeed of an aircraft
KR20180058434A (ko) 착륙경로를 시현하는 항공기 착륙 보조시스템
US20160059968A1 (en) Method and device for distinguishing between the in-flight status and the on-ground status of an aircraft
KR102627338B1 (ko) 동압 및 정압 계통용 비행 계기 점검장치
EP2261121A1 (en) Error detection system for G-suit
RU95124U1 (ru) Барометрический высотомер
KR101489488B1 (ko) 진입각 지시등 및 진입각 지시등 감시 시스템
Rubio et al. Experimental prototype for visual support in the calibration of the precision indicator lights of approach slope, for a landing track using a drone
US20230351905A1 (en) Apparatus for detecting turbulence