ES2859644T3 - Un sistema, un procedimiento y un producto de programa informático para maniobrar un vehículo aéreo - Google Patents
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Abstract
Un sistema de control (1201) configurado para controlar una aceleración de un vehículo aéreo (100) que comprende una unidad de propulsión inclinable (420) que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo, comprendiendo el sistema de control: una interfaz de entrada para recibir información indicativa de una velocidad aerodinámica supervisada del vehículo aéreo; y una unidad de control (1290), configurada para emitir comandos de control a un controlador (1410) de la unidad de propulsión inclinable para controlar la aceleración del vehículo aéreo, en la que el control de la aceleración comprende: en una primera parte de la aceleración, en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical: (a) controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar sustentación al vehículo aéreo, y (b) controlar una modificación de un ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable con respecto al fuselaje del vehículo aéreo, en función de: (i) la velocidad aerodinámica supervisada y (ii) un comando de velocidad aerodinámica; y después de una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, controlar en una segunda parte de la aceleración una operación de la unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo, en la que la unidad de control comprende un módulo de control de cabeceo que está configurado para emitir un comando de cabeceo en función de la velocidad aerodinámica supervisada y el comando de velocidad aerodinámica y para controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de cabeceo del vehículo aéreo en función del comando de cabeceo, en la que el control de la modificación del ángulo de inclinación se basa, además, en el comando de cabeceo.
Description
DESCRIPCIÓN
Un sistema, un procedimiento y un producto de programa informático para maniobrar un vehículo aéreo Campo de la invención
La presente invención se refiere a sistemas, procedimientos y productos de programas informáticos para hacer maniobras con un vehículo aéreo.
Antecedentes de la invención
Si bien el concepto de implementar rotores similares a helicópteros en una aeronave con alas se remonta a la década de 1930, la producción real de dichas aeronaves tardó mucho más en madurar. La aeronave experimental Bell XV-3, que fue construido en 1953, demostró la solidez fundamental del concepto de rotor inclinable y recopiló datos sobre las mejoras técnicas necesarias para el diseño futuro.
Un rotor inclinable es una aeronave que utiliza uno o más rotores motorizados (a veces denominados proprotores) montados en una o más estructuras inclinables respectivas. Esos rotores pueden usarse tanto para elevación como para propulsión, en la que se logra un comportamiento diferente cuando los rotores se inclinan entre una dirección general vertical y una dirección general horizontal, y en direcciones intermedias. La inclinación de los rotores permite implementar, en ciertos momentos, capacidad de elevación vertical generalmente asociada con helicópteros y, en otras ocasiones, la propulsión de hélice generalmente asociada con los aviones convencionales de ala fija. Es interesante señalar que, mientras que en las aeronaves de rotor inclinable normalmente solo se inclina el rotor (y una estructura en la que está montado), también se desarrollaron aviones inclinables en los que se inclina toda el ala, incluido uno o más rotores montados en ella.
Los experimentos en el campo continuaron en las décadas de 1970 y 1980 con el desarrollo de la aeronave de investigación de rotor inclinable de dos electromotores XV-15, seguido del desarrollo por Bell y Boeing Helicopters, a partir de 1981, de la aeronave "V-22 Osprey", que es una aeronave de rotor inclinable militar de doble turboeje para necesidades militares. Otra aeronave que implementa la tecnología de rotor inclinable es la aeronave comercial BA609 de Bell, en asociación con AgustaWestland.
Los vehículos aéreos no tripulados (VANT) de rotor inclinable también se desarrollaron en las décadas de 1990 y 2000, como el TR918 Eagle Eye de Bell y el VANT Panther de IAI.
A modo de antecedentes generales, las siguientes publicaciones desvelan varias configuraciones de aeronaves. El documento US 7.267.300 analiza una aeronave que comprende una estructura de aeronave, una instalación de energía montada en la estructura de la aeronave y al menos dos hélices montadas de forma giratoria en la estructura de la aeronave y accionadas por la instalación de energía para mover la aeronave en una dirección generalmente hacia delante durante la operación de las hélices. También, la aeronave incluye al menos dos conjuntos de ventiladores contrarrotativos montados en la estructura de la aeronave y accionados por la instalación de energía para proporcionar sustentación hacia arriba a la aeronave durante la operación de los conjuntos de ventiladores. El documento US 2006/0226281 analiza un vehículo de despegue y aterrizaje vertical compuesto por un fuselaje que tiene una parte frontal, una parte trasera y dos laterales y un conjunto de cuatro propulsores colocados en la parte frontal, la parte izquierda, la parte derecha y la parte trasera de dicho fuselaje. Los propulsores se componen de un conjunto de dos hélices contrarrotativas que crean sustentación. Las dos hélices contrarrotativas anulan el efecto de par que normalmente se crea al usar una sola hélice. Las unidades de ventilador con conductos se pueden mover entre una primera posición en la que proporcionan elevación vertical y una segunda posición en la que proporcionan empuje horizontal utilizando un conjunto de servos y engranajes.
El documento US 7.472.863 desvela un diseño de aeronave de despegue y aterrizaje vertical (VTOL) que comprende un electromotor de combustión interna capaz de repartir potencia del eje a cuatro unidades de ventilador. Las unidades de ventilador emplean además palas de ventilador contrarrotativas para una mayor estabilidad. Además, se desvelan mecanismos de inclinación horizontal y vertical separados suministrados a las unidades de ventilador. Se incluye además una variación en el diseño en la que los motores eléctricos proporcionan la potencia necesaria del eje.
El documento US 2004/094662 analiza un objeto volador inusual que se dice que tiene capacidades de VTOL, incluido el vuelo hacia delante con un impulsor de potencia de cojinetes magnéticos de inducción lineal.
El documento US 7.461.811 analiza una aeronave con alas STOL o VTOL que comprende un fuselaje y un ala fija unida al fuselaje y que se extiende hacia fuera desde los dos lados laterales de la misma, formando un componente de ala que se extiende hacia fuera desde un lado del fuselaje y un segundo componente de ala que se extiende hacia fuera desde el lado opuesto del fuselaje. Al menos un "propulsor" está dispuesto en cada componente del ala para proporcionar sustentación vertical a la aeronave cuando la aeronave está parada o avanzando lentamente. El propulsor incluye un eje montado para rotación en el componente de ala respectivo y que se extiende
sustancialmente en paralelo al eje del ala y una pluralidad de palas de ventilador unidas al eje para el movimiento del aire.
El documento US 2003/062442 desvela una aeronave personal que se dice que es capaz de despegar y aterrizar verticalmente y comprende un compartimento de pasajeros que tiene una parte frontal, una parte trasera y dos lados, y una pluralidad de propulsores accionados independientemente unidos a la periferia exterior del compartimento. Al menos tres propulsores están dispuestos a cada lado del compartimento. Los propulsores, que son preferentemente unidades de ventilación con conductos, son capaces de proporcionar una fuerza vertical hacia arriba al compartimento.
El documento US 6.892.979 analiza una aeronave personal que se dice que es capaz de despegar y aterrizar verticalmente, que comprende: (a) un fuselaje que tiene un extremo frontal, un extremo trasero y dos lados laterales, el fuselaje tiene un eje longitudinal central que se extiende desde el extremo frontal hasta el extremo trasero, entre los dos lados laterales; (b) al menos uno, y preferentemente dos o más, ventiladores canalizados, cada uno dispuesto en el fuselaje entre el extremo frontal y el extremo trasero y entre los dos lados laterales, para proporcionar sustentación vertical; y (c) al menos un ala sustancialmente horizontal unida a cada lado del fuselaje y que se extiende hacia fuera con respecto al eje longitudinal central.
El documento US 6.464.166 analiza un vehículo, particularmente un vehículo aéreo VTOL, que incluye un conducto soportado por el bastidor del vehículo con el eje longitudinal del conducto perpendicular al eje longitudinal del bastidor del vehículo; una hélice montada de manera giratoria dentro del conducto alrededor del eje longitudinal del conducto para forzar un fluido ambiental, por ejemplo, aire, a través de él desde su entrada en el extremo superior del conducto hasta su salida en el extremo inferior del conducto, y de ese modo producir una fuerza de elevación hacia arriba aplicada al vehículo; y una pluralidad de palas paralelas espaciadas montadas de forma pivotante en y a través del extremo de entrada del conducto alrededor de los ejes de pivote en perpendicular al eje longitudinal del conducto y sustancialmente en paralelo al eje longitudinal del bastidor del vehículo. Las palas son de forma selectiva pivotantes para producir una componente de fuerza horizontal establecida para la fuerza de elevación aplicada al vehículo. Se desvelan varias disposiciones de palas para producir movimientos laterales de alabeo, cabeceo y guiñada del vehículo.
El documento US 2003/080242 analiza una aeronave que está montada con electromotores de turboventilador con electromotores de núcleo separados que tienen electromotores de ventilador que se usan comúnmente para crucero y elevación, mediante la habilitación de dirigir el empuje de los electromotores de los ventiladores en todas las direcciones apoyando los electromotores de los ventiladores que componen los electromotores de turboventiladores con electromotores de núcleo separados en soporte biaxial de modo que los electromotores de los ventiladores puedan girar en la dirección de cabeceo y alabeo, los electromotores de los ventiladores están montados a ambos lados de cada una de las alas frontales y traseras.
El documento US 2007/0057113 desvela un sistema y un procedimiento proporcionados para una aeronave STOL/VTOL que almacena la potencia de despegue requerida principalmente en forma de un electromotor de ventilador eléctrico y, en segundo lugar, en forma de electromotor de combustión interna.
El documento US 2008/0054121 analiza un vehículo VTOL que comprende un fuselaje que tiene unidades de propulsión hacia delante y hacia atrás, comprendiendo cada unidad de propulsión una hélice ubicada dentro de una pared de conducto de extremo abierto en la que una parte orientada hacia delante de la pared del conducto de al menos la unidad de propulsión hacia delante está compuesta por al menos una barrera curva hacia delante montada para un movimiento deslizante horizontal para abrir la parte orientada hacia delante para permitir así que el aire fluya hacia la parte que mira hacia delante cuando el vehículo VTOL está en vuelo hacia delante.
El documento US 2002/113165 analiza una aeronave de despegue vertical que utiliza ventiladores con conductos para la elevación y la propulsión. Los ventiladores están unidos a una estructura de la aeronave y están dispuestos en lados laterales opuestos de la aeronave. El empuje de cada uno de los ventiladores puede desviarse en diferentes direcciones utilizando palas con aletas dispuestas dentro de los conductos de los ventiladores, así como inclinando todos los conjuntos de ventiladores.
El documento US 6.488.232 desvela una sola aeronave de pasajeros configurada para despegar y aterrizar verticalmente. Un fuselaje está configurado para apoyar al pasajero en una posición vertical durante el despegue y aterrizaje y durante el vuelo. La aeronave incluye un par de dispositivos de propulsión que están montados en un fuselaje por encima del nivel del piloto. Un conjunto de dispositivos de control manuales está conectado mecánicamente a los dispositivos de propulsión para variar la orientación de los dispositivos de propulsión durante el vuelo.
El documento WO 2010/137016 analiza un sistema y procedimiento para proporcionar propulsión y control a un vehículo aéreo y para operar el vehículo, en el que al menos tres unidades de propulsión proporcionan empuje vertical para vuelo de empuje vectorial, y en el que al menos una o dos de las unidades de propulsión también proporcionan empuje para vuelo de crucero o aerodinámico de empuje vectorial inclinando adecuadamente las respectivas unidades de propulsión para cambiar el vector de empuje de las mismas. Al mismo tiempo, las tres o
más unidades de propulsión funcionan para generar momentos de control para el vehículo aéreo alrededor de tres ejes ortogonales, cabeceo, alabeo y guiñada, durante el vuelo de empuje vectorial (vuelo estacionario, crucero, etc.) o durante el vuelo aerodinámico para controlar el vehículo. Los momentos de control se generan variando de forma selectiva el empuje generado por cada una de las unidades de propulsión de forma independiente entre sí, y: vectorizando de forma selectiva el empuje de una unidad de propulsión con respecto a cada uno de dos ejes de inclinación independientes independientemente el uno del otro, o de forma selectiva vectorizando el empuje de cada una de las dos unidades de propulsión con respecto a un eje de inclinación respectivo, independientemente la una de la otra.
El documento EP 2064117 desvela un procedimiento para controlar automáticamente la conversión de una aeronave de rotor inclinable. Se recibe un comando de velocidad aerodinámica para la aeronave de rotor inclinable. El comando de velocidad aerodinámica se convierte en una posición de mástil. Se calcula una diferencia entre el comando de velocidad aerodinámica y una velocidad aerodinámica medida. La diferencia entre el comando de velocidad aerodinámica y una velocidad aerodinámica medida se convierte en una posición dinámica del mástil. La posición total del mástil se calcula a partir de la posición del mástil y la posición dinámica del mástil. Un mástil de la aeronave de rotor inclinable se mueve a la posición total del mástil.
El documento US 2012/091257 analiza un sistema y procedimiento para proporcionar propulsión y control a un vehículo aéreo y para operar el vehículo, en el que al menos tres unidades de propulsión proporcionan empuje vertical para un vuelo de empuje vectorial, y en el que al menos una o dos de las unidades de propulsión también proporcionan empuje para un vuelo de crucero de empuje vectorial o vuelo aerodinámico inclinando adecuadamente las respectivas unidades de propulsión para cambiar el vector de empuje de las mismas.
El documento WO 2008/054234 analiza un sistema de propulsión de una aeronave o vehículo de despegue y aterrizaje vertical que se mueve en cualquier fluido o vacío y más particularmente a un sistema de control vectorial del empuje de propulsión del vehículo que permite un desplazamiento independiente con seis grados de libertad, tres grados de traslación en relación con su centro de masa y tres grados de rotación en relación con su centro de masa. La capacidad de desplazamiento de la aeronave que utiliza el sistema de propulsión de la presente invención depende de dos propulsores o hélices principales que pueden inclinarse alrededor del eje de paso por medio de mecanismos de inclinación, utilizados para realizar un movimiento hacia delante o hacia atrás, se puede inclinar alrededor del eje de alabeo mediante mecanismos de inclinación, utilizados para realizar movimientos laterales hacia la derecha o hacia la izquierda y para realizar movimientos hacia arriba o hacia abajo, los propulsores principales se utilizan además para realizar rotaciones alrededor del eje de guiñada del vehículo y alrededor del eje de alabeo. La función de locomoción también utiliza uno o dos propulsores o hélices auxiliares que se utilizan principalmente para controlar la rotación alrededor del eje de cabeceo, fijándose estos propulsores o hélices en el eje longitudinal del vehículo o cerca del mismo, con su empuje perpendicular o casi perpendicular al eje de alabeo y cabeceo del vehículo.
La solicitud de patente israelí 217.501 analiza un sistema de control configurado para controlar un procedimiento de desaceleración de un vehículo aéreo que comprende al menos una unidad de propulsión inclinable, cada una de las al menos una unidad de propulsión inclinable puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección de vector de empuje longitudinal general con respecto al vehículo aéreo
Existe una necesidad en la técnica de un vehículo aéreo que pueda descender a un vuelo estacionario y de sistemas, procedimientos y productos de programas informáticos para hacer maniobras con vehículos aéreos y, especialmente, vehículos aéreos de rotor inclinable.
Sumario de la invención
De acuerdo con un aspecto de la invención, se desvela un sistema de control configurado para controlar la aceleración de un vehículo aéreo que incluye una unidad de propulsión inclinable que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo, incluyendo el sistema de control: una interfaz de entrada para recibir información indicativa de una velocidad aerodinámica supervisada del vehículo aéreo; y una unidad de control, configurada para emitir comandos de control a un controlador de la unidad de propulsión inclinable para controlar la aceleración del vehículo aéreo, en la que el control de la aceleración incluye: (1) en una primera parte de la aceleración, en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical: (a) controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar sustentación al vehículo aéreo, y (b) controlar una modificación de un ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable con respecto al fuselaje del vehículo aéreo, en función de: (i) la velocidad aerodinámica supervisada y (ii) un comando de velocidad aerodinámica; y (2) después de una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, controlar en una segunda parte de la aceleración una operación de la unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo, en la que la unidad de control comprende un módulo de control de cabeceo que está configurado para emitir un comando de cabeceo en función de la velocidad aerodinámica supervisada y el comando de velocidad aerodinámica y para controlar en la primera parte de la
aceleración una modificación de un ángulo de cabeceo del vehículo aéreo en función del comando de cabeceo, en la que el control de la modificación del ángulo de inclinación se basa, además, en el comando de cabeceo.
Opcionalmente, la unidad de control puede configurarse para controlar la operación de la unidad de propulsión inclinable automáticamente.
Opcionalmente, la unidad de control puede configurarse además para controlar la potencia de empuje de la unidad de propulsión inclinable para reducir una diferencia entre la velocidad aerodinámica medida y una velocidad aerodinámica establecida, mientras se restringe el aumento de la potencia de empuje en función de un umbral que se determina en respuesta a la velocidad medida.
Opcionalmente, la unidad de control incluye un módulo de control de inclinación que está configurado para determinar un instante para la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable entre la segunda y la primera parte de la aceleración para reducir al mínimo una duración en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical.
Opcionalmente, el módulo de control de cabeceo está configurado, además, para mantener un cabeceo del vehículo aéreo durante al menos una parte de la primera parte de la aceleración dentro de un intervalo de cabeceo permitido que se determina dinámicamente en respuesta a la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo.
Opcionalmente, la unidad de control puede estar configurada para controlar antes de la primera parte de la aceleración un ascenso sustancialmente vertical del vehículo aéreo desde el suelo, y para controlar partes aerodinámicas del vehículo aéreo en una primera parte del ascenso sustancialmente vertical desde el suelo para reducir al mínimo el cambio en el ángulo de cabeceo y ángulo de alabeo del vehículo aéreo.
Opcionalmente, la unidad de control está configurada para equilibrar la modificación del ángulo de inclinación y la modificación del ángulo de inclinación para reducir el coste energético de la aceleración del vehículo aéreo.
Opcionalmente, el módulo de control de cabeceo está configurado para controlar en la primera parte de la aceleración una modificación del ángulo de cabeceo del vehículo aéreo, evitando de ese modo que se cree una fuerza de sustentación negativa por un ala.
Opcionalmente, la unidad de control puede configurarse para controlar la potencia de empuje de la unidad de propulsión inclinable para reducir una diferencia entre la velocidad aerodinámica medida y una velocidad aerodinámica establecida, mientras se restringe la reducción de la potencia de empuje en función de un umbral inferior que se determina en respuesta a una velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo.
Opcionalmente, la unidad de control puede incluir además un módulo de control de altitud configurado para reducir al mínimo una desviación vertical del vehículo aéreo desde una altitud establecida durante la primera parte de la aceleración, en la que la reducción al mínimo está restringida al menos por la restricción de la reducción de la potencia de empuje en función del umbral inferior.
De acuerdo con un aspecto de la invención, se desvela un sistema de vehículo aéreo, que incluye: un ala; una unidad de propulsión inclinable, que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo; y una unidad de control, configurada para emitir comandos de control a un controlador de la unidad de propulsión inclinable para controlar la aceleración del vehículo aéreo, en la que el control de la aceleración incluye: (1) en una primera parte de la aceleración, en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical: (a) controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar sustentación al vehículo aéreo, y (b) controlar una modificación de un ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable con respecto al fuselaje del vehículo aéreo, en función de: (i) una velocidad aerodinámica supervisada del vehículo aéreo y (ii) un comando de velocidad aerodinámica; y (2) después de una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, controlar en una segunda parte de la aceleración una operación de la unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo, en la que la unidad de control comprende un módulo de control de cabeceo que está configurado para emitir un comando de cabeceo en función de la velocidad aerodinámica supervisada y el comando de velocidad aerodinámica y para controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de cabeceo del vehículo aéreo en función del comando de cabeceo, en la que el control de la modificación del ángulo de inclinación se basa, además, en el comando de cabeceo.
Todas las variaciones analizadas anteriormente con respecto al sistema de control también pueden implementarse para la unidad de control del sistema del vehículo aéreo.
De acuerdo con un aspecto de la invención, se desvela un procedimiento para controlar la aceleración de un vehículo aéreo que incluye una unidad de propulsión inclinable que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección de vector de empuje longitudinal general con respecto a la vehículo aéreo, incluyendo el procedimiento: (1) en una
primera parte de la aceleración, en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical: (a) controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar sustentación al vehículo aéreo, y (b) controlar una modificación de un ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable con respecto al fuselaje del vehículo aéreo, en función de: (i) la velocidad aerodinámica supervisada y (ii) un comando de velocidad aerodinámica; y (2) después de una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, controlar en una segunda parte de la aceleración una operación de la unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo, comprendiendo además el procedimiento emitir un comando de cabeceo en función de la velocidad aerodinámica supervisada y el comando de velocidad aerodinámica y controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de cabeceo del vehículo aéreo en función del comando de cabeceo, en la que el control de la modificación del ángulo de inclinación se basa, además, en el comando de cabeceo.
Opcionalmente, el control de la aceleración del vehículo aéreo incluye controlar la aceleración del vehículo aéreo que incluye un ala, comprendiendo dicho control un equilibrio entre modificar el ángulo de inclinación y modificar el ángulo de cabeceo.
De acuerdo con un aspecto de la invención, se desvela un dispositivo de almacenamiento de programa legible por máquina, que incorpora de manera tangible una parte de código legible por ordenador ejecutable por la máquina para controlar la aceleración de un vehículo aéreo que incluye una unidad de propulsión inclinable que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y un una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo, incluyendo la parte del código legible por ordenador instrucciones para: (1) en una primera parte de la aceleración, en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical: (a) controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar sustentación al vehículo aéreo, y (b) controlar una modificación de un ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable con respecto al fuselaje del vehículo aéreo, en función de: (i) la velocidad aerodinámica supervisada y (ii) un comando de velocidad aerodinámica; y (2) después de una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, controlar en una segunda parte de la aceleración una operación de la unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo, comprendiendo la porción de código legible por ordenador que instrucciones para emitir un comando de cabeceo en función de la velocidad aerodinámica supervisada y el comando de velocidad aerodinámica y controlar en la primera parte de la aceleración una modificación del ángulo de cabeceo del vehículo aéreo en función del comando de cabeceo, en la que el control de la modificación del ángulo de inclinación se basa, además, en el comando de cabeceo.
Todas las variaciones analizadas anteriormente con respecto al procedimiento pueden implementarse como instrucciones del código legible por ordenador para la ejecución de las etapas, los procedimientos, los modos, etc. que correspondan.
Breve descripción de los dibujos
Para entender la invención y ver cómo se puede llevar a cabo en la práctica, a continuación, se describirán las realizaciones, solo a modo de ejemplo no limitativo, con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:
las figuras 1A y 2A son vistas isométricas frontal/superior/lateral de una primera realización y una segunda realización, respectivamente, de un vehículo aéreo para el que se puede implementar la invención cuando sus unidades de propulsión inclinables se dirigen en una posición general de empuje longitudinal, en un primer modo de vuelo;
las figuras 1B y 2B son vistas isométricas frontal/superior/lateral de los vehículos aéreos de las figuras 1A y 2A respectivamente, cuando las respectivas unidades de propulsión inclinables se dirigen en una posición general de empuje vertical, en un segundo modo de vuelo;
la figura 3A es un diagrama de flujo de un procedimiento para controlar un procedimiento de desaceleración de un vehículo aéreo que incluye al menos una unidad de propulsión inclinable, de acuerdo con una realización de la invención;
la figura 3B es un diagrama de flujo de un procedimiento para controlar un descenso sustancialmente vertical de un vehículo aéreo, de acuerdo con una realización de la invención;
las figuras 4A y 4B ilustran dos posibles trayectorias de vuelo de un vehículo aéreo durante las cuales desacelera, de acuerdo con una realización de la invención;
la figura 5 es un gráfico que ejemplifica de forma ilustrativa la restricción de la potencia de empuje en función de la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo, de acuerdo con una realización de la invención;
la figura 6 es un gráfico que ejemplifica de manera ilustrativa la restricción del cabeceo del vehículo aéreo en función de la velocidad aerodinámica medida del mismo, de acuerdo con una realización de la invención;
la figura 7 ilustra un posible curso de vuelo ilustrativo de un vehículo aéreo, durante el cual desacelera, de acuerdo con una realización de la invención;
la figura 8 ilustra esquemáticamente un sistema de control, de acuerdo con una realización de la invención; la figura 9 ilustra esquemáticamente un sistema de control, de acuerdo con una realización de la invención, así como su entorno;
la figura 10 es un diagrama de flujo de un procedimiento para controlar la aceleración de un vehículo aéreo que incluye una unidad de propulsión inclinable que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo, de acuerdo con una realización de la invención;
la figura 11 es un gráfico que ejemplifica de manera ilustrativa la restricción de la potencia de empuje en función de la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo durante la aceleración, de acuerdo con una realización de la invención;
la figura 12 es un gráfico que ejemplifica de manera ilustrativa la restricción del cabeceo en función de la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo durante la aceleración, de acuerdo con una realización de la invención;
la figura 13 es un gráfico que ilustra un comando de velocidad aerodinámica que puede ser emitido por un módulo de gestión de la velocidad aerodinámica en longitud, de acuerdo con una realización de la invención. La figura 14 ilustra las interrelaciones entre varios componentes del sistema de la figura 9, de acuerdo con una realización de la invención.
La figura 15 ilustra las interrelaciones entre varios componentes del sistema de la figura 9, el sistema de la figura 9, de acuerdo con una realización de la invención.
La figura 16 es un gráfico que ilustra la altitud medida, el comando de altitud, la diferencia entre ellos (dZ) y el comando TdS emitido que se emite y se utiliza para la determinación del comando de inclinación y de inclinación, de acuerdo con una realización de la invención;
La figura 17 ilustra las interrelaciones entre varios componentes del sistema de la figura 9, de acuerdo con una realización de la invención;
La figura 18 ilustra las interrelaciones entre varios componentes del sistema de la figura 9, de acuerdo con una realización de la invención;
la figura 19 ilustra un posible esquema de control que puede ser implementado por el sistema de la figura 9, de acuerdo con una realización de la invención; y
la figura 20 ilustra un posible curso de vuelo ilustrativo de un vehículo aéreo durante el cual acelera, de acuerdo con una realización de la invención.
Se apreciará que por motivos de simplicidad y claridad en la ilustración, los elementos que se muestran en las figuras no se han dibujado necesariamente a escala. Por ejemplo, las dimensiones de algunos de los elementos pueden estar exageradas en relación con otros elementos por motivos de claridad. Es más, cuando se considere apropiado, los números de referencia pueden repetirse entre las figuras para indicar elementos correspondientes o análogos.
Descripción detallada de la presente invención
En la siguiente descripción detallada, se exponen numerosos detalles específicos con el fin de proporcionar una comprensión profunda de la invención. Sin embargo, los expertos en la técnica entenderán que la presente invención se puede poner en práctica sin estos detalles específicos. En otros casos, los procedimientos sobradamente conocidos, los procedimientos y componentes no se han descrito en detalle para no oscurecer la presente invención. En los dibujos y descripciones que se exponen, los números de referencia idénticos indican aquellos componentes que son comunes a diferentes realizaciones o configuraciones.
A no ser que se indique específicamente lo contrario, tal y como se desprende de las siguientes indicaciones, se aprecia que a lo largo de las indicaciones de la memoria descriptiva en las que se utilizan expresiones como procesar, calcular, determinar, generar, establecer, configurar, seleccionar, o similar, incluyen acciones y/o procedimientos de un ordenador que manipulan y/o transforman datos en otros datos, dichos datos representados como cantidades físicas, por ejemplo, tales como magnitudes electrónicas y/o dichos datos que representan los objetos físicos. Las expresiones "ordenador", "procesador", "unidad de control", "sistema de control", "módulo de control" y similares deben interpretarse ampliamente para cubrir cualquier tipo de dispositivo electrónico con
capacidad de procesamiento de datos, incluyendo, a modo de ejemplo no limitativo, un ordenador personal, un servidor, un sistema informático, un dispositivo de comunicación, un procesador (por ejemplo, procesador de señal digital (DSP), un microcontrolador, una matriz de puertas programables en campo (FPGA), un circuito integrado específico de aplicación (ASIC), etc.), cualquier otro dispositivo informático electrónico o cualquier combinación de los mismos.
Las operaciones de conformidad con las enseñanzas en el presente documento pueden ser realizadas por un ordenador construido especialmente para los fines deseados o por un ordenador de fin general configurado especialmente para el fin deseado por un programa informático almacenado en un medio de almacenamiento legible por ordenador.
Tal y como se usa en el presente documento, la expresión "por ejemplo", "tal como" y sus variantes desvelan realizaciones no limitantes de la materia objeto descrita en el presente documento. La referencia en la memoria descriptiva a "un caso", "algunos casos", "otros casos" o sus variantes significa que una característica particular, una estructura o una característica divulgada en relación con la(s) realización(ones) se incluye en al menos una realización del objeto que se desvela en el presente documento. De este modo, la aparición de la locución "un caso", "algunos casos", "otros casos" o sus variantes no se refieren necesariamente a las mismas realizaciones.
Se aprecia que ciertas características de la materia objeto que se desvela en el presente documento, se divulgan, para mayor claridad, en el contexto de realizaciones separadas, también se puede proporcionar en combinación en una única realización. Por el contrario, varias características de la materia objeto que se desvela en el presente documento, que se divulgan, para mayor brevedad, en el contexto de una única realización, también se pueden proporcionar por separado o en cualquier subcombinación adecuada.
En realizaciones de la materia objeto desveladas en el presente, una o más etapas ilustradas en las figuras pueden ejecutarse en un orden diferente y/o uno o más grupos de etapas pueden ejecutarse simultáneamente y viceversa. Las figuras ilustran un esquema general de la arquitectura del sistema de conformidad con una realización de la materia objeto desveladas en el presente. Cada módulo de las figuras puede estar compuesto por cualquier combinación de software, hardware y/o firmware que realiza las funciones definidas y explicadas en el presente documento. Los módulos de las figuras pueden estar centralizados en una ubicación o dispersos en más de una ubicación.
Los sistemas, procedimientos y productos de programa informático desvelados en el presente documento se pueden implementar en una amplia gama de vehículos aéreos que tienen una o más unidades de propulsión inclinables. Dichos vehículos aéreos pueden ser, a modo de ejemplo, un vehículo aéreo con rotor inclinable, un vehículo aéreo inclinado, un vehículo aéreo de inclinación por chorro, un vehículo aéreo impulsado por un vector de empuje u otro tipo de electromotor a reacción inclinable, etc. Es interesante señalar que el grupo de vehículos aéreos para los que se puede implementar la invención no está restringido a los ejemplos anteriores, y también se pueden implementar otros tipos de vehículos aéreos. Cabe señalar especialmente que encima de una o más unidades de propulsión inclinables, el vehículo aéreo puede tener una o más sistemas propulsores adicionales además de las unidades de propulsión inclinables antes mencionadas, como un rotor para un empuje sustancialmente vertical; una hélice para un empuje sustancialmente horizontal, un electromotor a reacción, etc.
Cada una de estas unidades de propulsión inclinable puede incluir, por ejemplo, cualquiera de una unidad de ventilador inclinable con conductos, una unidad de hélice inclinable, un turborreactor inclinable, una unidad de turboventilador inclinable, una unidad de ventilador propulsor inclinable, y así sucesivamente. Cada unidad de ventilador inclinable con conductos puede comprender al menos un ventilador y, adicionalmente o como alternativa, tiene una ausencia de álabes para controlar dicho vector de empuje variable respectivo. Es interesante señalar que el vehículo aéreo puede incluir además una o más unidades de propulsión no inclinables, fijadas (es decir, no pueden inclinarse) que se pueden montar en el vehículo aéreo para proporcionar un empuje que tiene un vector de empuje fijo con respecto a la misma. Dicha unidad de propulsión no inclinable puede incluir cualquiera de una unidad de ventilador con conductos no inclinable, una unidad de hélice no inclinable, un turborreactor no inclinable, una unidad de turboventilador no inclinable, una unidad de ventilador propulsor no inclinable. Por ejemplo, dicha unidad de ventilador con conductos no inclinable puede incluir al menos un ventilador y, adicionalmente o como alternativa, puede tener una ausencia de álabes móviles para controlar dicho vector respectivo.
Las figuras 1A, 1B, 2A y 2B ilustran vistas isométricas del vehículo aéreo 100 en diferentes modos de vuelo que son diferentes entre sí en al menos el ángulo de inclinación de las unidades de propulsión inclinables 420. Es interesante señalar que, si bien los sistemas, los procedimientos y los productos de programa informático desvelados a continuación pueden implementarse en un vehículo aéreo como el que se desvela en la referencia WO 2010/137016 e incluso ejemplificarse en relación con dicho vehículo aéreo, la invención no se limita en modo alguno a un vehículo aéreo de este tipo y puede implementarse en una amplia gama de vehículos aéreos que tienen al menos una unidad de propulsión inclinable.
La aerodinámica de los vehículos aéreos con unidades de propulsión inclinables es diferente a la de las aeronaves convencionales de ala fija y a la de los helicópteros, para dar ejemplos de dos de las formas de aeronave más ampliamente implementadas.
En aeronaves convencionales de ala fija, la mayor parte de la sustentación se obtiene del flujo de aire alrededor de las superficies aerodinámicas de la aeronave, y especialmente sus alas. La mayor parte del empuje en las aeronaves es generada por electromotores que generalmente operan en la dirección del vector de empuje generalmente longitudinal alineada con el eje longitudinal del fuselaje de la aeronave. Mientras que algunas aeronaves implementan un empuje de chorro dirigido o vectorizado para producir sustentación (por ejemplo, el Harrier Jump Jet), y mientras que algunas aeronaves incorporan un control vectorial de empuje que permite una manipulación limitada de una dirección de su chorro principal (por ejemplo, las boquillas TVC de la aeronave de chorro Sukhoi Su-30 MKI se puede desviar ±15 grados en el plano vertical), no obstante, la principal fuente de sustentación, especialmente durante el vuelo de la aeronave, es el ala.
En helicópteros, en comparación, la mayor parte de la sustentación es suministrada por uno o más rotores accionados por electromotor, que también suministran el empuje. Si bien se puede obtener algo de sustentación desde varias superficies del helicóptero, especialmente durante el vuelo (a diferencia del vuelo estacionario), esta sustentación suele ser sustancialmente menor que la que proporciona el ala giratoria. Cabe señalar que, si bien el rotor de cola proporciona algo de empuje en muchos diseños de helicópteros, este empuje no contribuye a impulsar el helicóptero, sino que se utiliza para contrarrestar el par generado por el rotor principal en dichos diseños.
En comparación con los ejemplos antes mencionados de otros tipos de aeronaves convencionales, cuando una o más unidades 420 de propulsión inclinables del vehículo aéreo 100 se dirigen en la dirección general del vector de empuje vertical (por ejemplo, como se ejemplifica en la figura 1B), la sustentación es generada tanto por las unidades de propulsión inclinables 420 como por el ala 320 (siempre que el vehículo aéreo 100 esté volando a una velocidad distinta de cero). Esta combinación de sustentación generada tanto por el ala 320 como por las unidades de propulsión inclinables 420 también se produce en menor medida cuando las unidades de propulsión inclinables 420 están inclinadas a una posición diagonal intermedia entre la dirección general del vector de empuje vertical y la dirección general del vector de empuje longitudinal.
Por lo tanto, una persona experta en la técnica apreciará que los esquemas de vuelo que eran adecuados para aeronaves de ala fija o de ala giratoria no son adecuados para un vehículo aéreo 100 que tiene una unidad de propulsión inclinable 420 cuando esta última se dirige en la dirección general del vector de empuje vertical o direcciones intermedias. Por lo tanto, intentar hacer maniobras con el vehículo aéreo 100 ante una constelación de este tipo se toma prestado de aeronaves de ala fija o de aeronaves de ala giratoria, está destinado al fracaso.
Las figuras 1A y 2A son vistas isométricas frontal/superior/lateral de dos realizaciones del vehículo aéreo 100 para el que se puede implementar la invención, cuando las unidades de propulsión inclinables 420 de cada uno de los vehículos aéreos 100 ilustrativos se dirigen en una posición de empuje vertical general. Las figuras 1B y 2B son vistas isométricas frontal/superior/lateral de los respectivos vehículos aéreos 100 de las figuras 1A y 2A, cuando las respectivas unidades 420 de propulsión inclinables se dirigen en una posición general de empuje longitudinal.
Cabe señalar que algunas posibles implementaciones de vehículos aéreos 100 se ejemplifican en la solicitud del Tratado de Cooperación de Patentes (PCT) WO2010/137016. Es interesante señalar que las referencias numéricas utilizadas en la referencia WO2010/137016 se utilizan en el presente documento con el mismo significado. Es interesante señalar que si bien el vehículo aéreo 100 se ilustra como una aeronave de rotor inclinable, otros tipos de aeronaves que implementan unidades de propulsión inclinables, como configuraciones de ala inclinable, por ejemplo, también se pueden implementar como vehículo aéreo 100.
Se observa además que, si bien el vehículo aéreo 100 se ilustra como un VANT subsónico, en variaciones alternativas de esta realización, el vehículo aéreo puede ser diferente, por ejemplo, tripulado y/o configurado como un vehículo aéreo transónico y/o supersónico.
De acuerdo con un aspecto de la invención se proporciona un sistema de control 1200, montado adecuadamente con respecto al vehículo aéreo 100 y configurado para controlar la operación del vehículo aéreo 100. El control de la operación del vehículo aéreo 100 mediante el sistema de control 1200 incluye la emisión de comandos de control a los controladores de los subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo. Por ejemplo, un comando para inclinar una posición de alerones 345 puede enviarse a uno o más controladores de alerones 346 que modifican hidráulicamente la posición de los alerones 345 con respecto al ala 320. Dichos controladores de subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo (por ejemplo, controlador 346) pueden formar parte del sistema de control 1200, aunque esto no es necesariamente así.
También cabe señalar que, en algunas implementaciones, más de un sistema puede emitir comandos para un solo controlador de un subsistema aerodinámico. Por ejemplo, los alerones pueden controlarse de forma independiente mediante el sistema de control 1200 que está montado en el vehículo aéreo 100, y mediante un sistema remoto operado de forma inalámbrica por un operador de tierra. El control mediante diferentes sistemas puede llevarse a cabo secuencialmente (por ejemplo, una toma humana del control puede impedir el control automatizado) y también puede habilitarse y posiblemente llevarse a cabo simultáneamente.
El sistema de control 1200 puede ser el sistema de control que controla el vehículo aéreo 100 durante toda su secuencia de operación (por ejemplo, despegue, vuelo, maniobra, aterrizaje, apagado), pero esto no es
necesariamente así. En cualquier caso, el sistema de control 1200 está configurado al menos para controlar un procedimiento de desaceleración del vehículo aéreo 100 (por ejemplo, tal y como se desvela a continuación), y opcionalmente también puede configurarse para controlar otras operaciones del mismo.
El sistema de control 1200 puede ser completamente automatizado y autónomo, pero en algunas implementaciones también puede reaccionar a comandos emitidos por uno o más sistemas y/o personas. Por ejemplo, si es anulado por un comando emitido por un humano, el sistema de control 1200 puede detener su control autónomo del vehículo aéreo 100, que luego es controlado por otro sistema o por la persona emisora (ya sea por mediación del sistema de control 1200 o de otro modo).
El sistema de control 1200 incluye una o más entradas 1210 para recibir información indicativa de la velocidad aerodinámica supervisada del vehículo aéreo 100, y de la altitud supervisada del mismo. La velocidad aerodinámica supervisada del vehículo aéreo 100 puede ser detectada por uno o más detectores de velocidad aerodinámica 490 (por ejemplo, implementados como tubos de Pitot), mientras que la altitud del vehículo aéreo 100 puede ser determinada por un altímetro (no ilustrado, puede implementarse, por ejemplo, como altímetro de presión, un altímetro sónico, un altímetro de radar, un altímetro en función del Sistema de Posicionamiento Global (GPS), etc.). Es interesante señalar que las entradas del sistema de control 1200 también se pueden usar para recibir información indicativa de parámetros adicionales relacionados con el vuelo y el estado del vehículo aéreo 100.
Dichos parámetros, en los que puede basarse el control mediante el sistema de control 1200, pueden incluir, por ejemplo, uno o más de los siguientes parámetros:
a. Velocidad absoluta;
b. Cabeceo, guiñada y alabeo;
c. Aceleración lineal (a lo largo de uno o más ejes);
d. Aceleración angular;
e. Tiempo;
f. Peso de la aeronave (del que posiblemente se pueda deducir el centro de masa, por ejemplo, si la desviación del peso de despegue se debe al consumo de combustible y/o al envío de pesos conocidos);
g. Nivel de energía (por ejemplo, nivel de carga residual de la batería, nivel de combustible);
h. Estado de uno o más subsistemas aerodinámicos (por ejemplo, posición de alerones, etc.);
i. Condiciones atmosféricas ambientales;
Tal y como se desvelará en mayor detalle en el presente documento, el sistema de control 1200 puede proporcionar el control deseado para el vehículo aéreo 100 de conformidad con uno o más objetivos o metas particulares. Por ejemplo, el sistema de control 1200 puede controlar el vehículo aéreo 100 para aterrizarlo en una ubicación predeterminada, para llevarlo a un vuelo estacionario en una ubicación determinada, etc. Claramente, otros objetivos también pueden implementarse mediante el sistema de control 1200, por ejemplo, pilotar el vehículo aéreo 100 a lo largo de un curso predeterminado, pilotarlo a una ubicación predeterminada de una manera energéticamente eficiente, controlar su despegue, etc.
Volviendo a los ejemplos de aterrizaje del vehículo aéreo 100 o ponerlo en vuelo estacionario, algunos ejemplos de parámetros adicionales que pueden ser utilizados por el sistema de control 1200 (que pueden ser definidos por el sistema de control 1200, por otro sistema, y/o por una persona) son:
a. ¿Dónde debería aterrizar o volar el vehículo aéreo en modo estacionario? (por ejemplo, ¿cuál es la posición de destino de desplazamiento? ¿Cuál es el destino final del aterrizaje?)
b. ¿A qué altura debería volar el vehículo aéreo en modo estacionario?
c. ¿Desde qué dirección debe llegar el vehículo aéreo? (por ejemplo, contra el viento, en un acimut de 271°, cuando una imagen capturada por una cámara montada en el vehículo aéreo coincide con una o más imágenes de referencia, etc.)
d. ¿En qué ángulo de acceso debe descender el vehículo aéreo?
e. ¿Cuáles son los intervalos horizontales asignados a algunas o todas las diferentes subetapas?
f. ¿Cuáles son las limitaciones de tiempo para el aterrizaje?
El sistema de control 1200 incluye además al menos una unidad de control 1220 que está configurada para emitir comandos de control a los controladores (por ejemplo, controlador 346) de subsistemas aerodinámicos (por ejemplo,
alerón 345, otras superficies de control, etc.) del vehículo aéreo 100. Los subsistemas aerodinámicos incluyen, entre otros, la al menos una unidad de propulsión inclinable 420.
La unidad de control 1220 puede ser el sistema de control que controla el vehículo aéreo 100 durante toda su secuencia de operación (por ejemplo, despegue, vuelo, maniobra, aterrizaje, apagado), pero esto no es necesariamente así. La unidad de control 1220 está configurada para emitir comandos al menos cuando el sistema de control 1200 controla el procedimiento de desaceleración del vehículo aéreo 100 (y al menos para este objetivo), y también puede configurarse para emitir comandos para controlar otras operaciones del mismo. La unidad de control 1220 puede ser completamente automatizada y autónoma, pero en algunas implementaciones también puede reaccionar a comandos emitidos por uno o más sistemas y/o personas. Por ejemplo, si es anulado por un comando emitido por un humano, la unidad de control 1220 puede dejar de emitir comandos de forma autónoma, y el vehículo aéreo 100 puede entonces ser controlado por otro sistema o por la persona emisora (ya sea por mediación de la unidad de control 1220 o de otro modo).
La unidad de control 1220 está configurada para emitir los comandos de control al menos para:
(a) controlar, durante un descenso del vehículo aéreo 100, un curso descendente del vehículo aéreo 100 en función de al menos la velocidad aerodinámica supervisada y la altitud supervisada del vehículo aéreo 100, al menos: (i) controlando en una primera parte del descenso, una operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable 420 para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo 100; y (ii) después de una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable 420, controlando en una segunda parte del descenso una operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable 420 para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical para proporcionar sustentación al vehículo aéreo 100; y
(b) controlar una reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo 100 sustancialmente a un vuelo estacionario, mientras que la al menos una unidad de propulsión inclinable 420 proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical, al menos controlando la potencia de empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable 420 para reducir una diferencia entre la velocidad absoluta medida del vehículo aéreo 100 y la velocidad absoluta establecida, mientras se restringe la reducción de la potencia de empuje en función de un umbral inferior 1720 (figura 5) que se determina en respuesta a una velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo 100.
Dichos comandos emitidos por la unidad de control 1220 pueden ser comandos emitidos a controladores de subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo 100, pero también se pueden emitir otros tipos de comandos. Por ejemplo, la unidad de control 1220 también puede emitir un comando (con el mismo objetivo) a las unidades de procesamiento dedicadas, a bases de datos (para recuperar datos y almacenarlos para su uso posterior), a sensores para solicitar datos, a los sistemas de comunicación para comunicarse con sistemas externos, y así sucesivamente. La unidad de control 1220 puede incluir uno o más procesadores y/o uno o más módulos de procesamiento dedicados, cada uno de los cuales puede implementarse en hardware, software, firmware, o cualquier combinación de los mismos.
El control del vehículo aéreo 100 por el sistema de control 1200, como se indicó anteriormente, implica equilibrar y compensar entre muchos requisitos contradictorios. Como se explicará a continuación, el régimen aerodinámico de un vehículo neumático de rotor inclinable es único en muchos sentidos. Por ejemplo, el comportamiento de pérdida de un vehículo aéreo de este tipo es sustancialmente diferente del de una aeronave de ala fija convencional, pero también del de un helicóptero u otra aeronave de ala giratoria. A continuación, se proporciona una explicación más detallada, con respecto al sistema de control 1200 y también con respecto a los procedimientos 1500 y 1600.
Aunque no necesariamente así, la unidad de control 1220 (y el sistema de control 1200 en general) pueden controlar el curso descendente del vehículo aéreo 100 mediante la realización del procedimiento 1500. De acuerdo con una realización de la invención, la unidad de control 1220 también puede configurarse para implementar el procedimiento 1600. Por lo tanto, a continuación, se presenta una explicación de estos dos procedimientos, y la explicación del sistema de control 1200 se continúa a continuación. Sin embargo, la implementación de los procedimientos 1500 y 1600 no se limita a sistemas de control como el sistema de control 1200.
La figura 3A es un diagrama de flujo del procedimiento 1500, de acuerdo con una realización de la invención. El procedimiento 1500 es un procedimiento para controlar un procedimiento de desaceleración de un vehículo aéreo que incluye al menos una unidad de propulsión inclinable, cada una de las al menos una unidad de propulsión inclinable puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo. Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos anteriores, es interesante señalar que el procedimiento 1500 puede implementarse para controlar un procedimiento de desaceleración de un vehículo aéreo tal como un vehículo aéreo 100. Sin embargo, esto no es necesariamente así, y el procedimiento 1500 también puede usarse para controlar los procedimientos de desaceleración de otros tipos de vehículos aéreos que incluyen una o más unidades 420 de propulsión inclinables.
Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos, es interesante señalar que, si bien no es necesariamente así, el procedimiento 1500 puede llevarse a cabo mediante un sistema de control como el sistema de control 1200. En diversas implementaciones, el procedimiento 1500 puede llevarse a cabo, total o parcialmente, por un sistema a bordo, por un sistema remoto (por ejemplo, sistema terrestre o aerotransportado) y/o por intervención humana, así como por cualquier combinación de los mismos.
Es interesante señalar que la siguiente descripción perteneciente al procedimiento 1500 (y las siguientes descripciones pertenecientes a procedimientos adicionales) está estructurada de forma ordenada. Es decir, si la etapa A se realiza antes de la etapa B, las implementaciones alternativas y variaciones de la etapa A se explicarán antes de cualquier explicación sustancial de la etapa B. Por lo tanto, el lector puede beneficiarse de leer la siguiente descripción a la vista de las figuras respectivas, para ver qué parte puede tener cada una de las etapas en el flujo general del procedimiento 1500, en al menos una de sus realizaciones.
Durante la descripción del procedimiento 1500, se hará referencia a las figuras 4A y 4B, que ilustran dos posibles cursos de vuelo de ejemplo 1010 y 1020 del vehículo aéreo en los que el vehículo aéreo desacelera.
Por último, el procedimiento de desaceleración del procedimiento 1500 puede usarse para reducir la velocidad absoluta del vehículo aéreo sustancialmente a un vuelo estacionario y/o para proporcionar un aterrizaje vertical. Se puede determinar de antemano una ubicación de destino de la trayectoria de desaceleración respectiva, pero esto no es necesariamente así. Por ejemplo, el procedimiento de desaceleración puede controlarse para lograr volar por encima de una ubicación determinada definida por coordenadas geográficas o para aterrizar en otra ubicación similar, se puede controlar para lograr aterrizar a una altura predeterminada o volar en modo estacionario, dentro de una distancia dada, o en otro posicionamiento relativo, y también puede controlarse para aterrizar o volar en modo estacionario dentro de un marco de tiempo dado. El destino puede actualizarse de vez en cuando (por ejemplo, si se requiere para volar en modo estacionario o aterrizar sobre un objetivo que está en movimiento cuando se determina el destino). Una amplia variedad de escenarios ilustrativos adicionales será evidente para el experto que ponga en práctica estas enseñanzas.
Cabe señalar que en varias implementaciones del procedimiento 1500, el procedimiento de desaceleración puede abordar diferentes necesidades y puede permitir la ejecución del procedimiento 1500 (y/o de etapas específicas del mismo) dentro de restricciones que son más estrictas de lo que era posible anteriormente. Por ejemplo, mientras que se sabe que las aeronaves de rotor inclinable de la técnica anterior han desacelerado e incluso aterrizado, hacerlo de una manera lo suficientemente rápida, dentro de una distancia suficientemente pequeña y/o perdiendo una altura sustancial en el procedimiento, puede resultar poco práctico utilizando esquemas de la técnica anterior. A continuación, se proporcionan algunos ejemplos de escenarios.
Es interesante señalar que el procedimiento 1500 incluye varias etapas de control, tal y como se desvela en detalle a continuación. Dicho control se puede implementar de varias formas. Dicho control puede ser implementado por un piloto, por otra persona a bordo, y por un operador humano remoto (por ejemplo, para un vehículo aéreo de rotor inclinable no tripulado). Sin embargo, el procedimiento 1500 también puede implementarse mediante uno o más sistemas informáticos (por ejemplo, como se ejemplifica en relación con el sistema 1200). Dicho sistema puede montarse a bordo del vehículo aéreo del procedimiento 1500, o externamente, y varios de dichos sistemas pueden coordinarse para implementar el procedimiento 1500 (en el que cada etapa del procedimiento puede implementarse mediante un solo sistema o una combinación de dichos sistemas computarizados). Adicionalmente, también se puede implementar una combinación de uno o más controladores humanos y uno o más sistemas informatizados. De acuerdo con una realización de la invención, el control del curso descendente y el control de la reducción de la velocidad absoluta (ambos se desvelan con mayor detalle a continuación) incluyen el control automatizado por al menos un procesador de una unidad de control montada en el vehículo aéreo. Es interesante señalar que dichos procesadores y/u otros sistemas informáticos pueden ser un sistema dedicado (implementado en hardware, firmware, etc.), y también puede implementarse en software ejecutado por un procesador de otro sistema montado en el vehículo aéreo.
También cabe señalar que las diferentes etapas del procedimiento 1500 incluyen el control (por ejemplo, controlar una reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo en la etapa 1550). Aunque no necesariamente así, en cada una de las etapas de control, el procedimiento 1500 posiblemente también puede incluir la realización de la operación controlada, incluso si no está explícitamente elaborado. Continuando con el mismo ejemplo, además del control de la etapa 1550, el procedimiento 1500 puede incluir además reducir la velocidad absoluta del vehículo aéreo sustancialmente a un vuelo estacionario.
El procedimiento 1500 comienza con la etapa 1510 que se lleva a cabo durante un descenso del vehículo aéreo. Con referencia también a los ejemplos expuestos en la figura 4A y la figura 4B, la etapa 1510 puede llevarse a cabo durante la parte 1011 del curso 1010 (o la parte 1021 del curso 1020), pero esto no es necesariamente así. Cabe señalar que el curso de vuelo del vehículo aéreo durante el descenso de la etapa 1510 no es necesariamente un curso descendente estrictamente monótono y que, si bien la altitud del vehículo aéreo al final del descenso es sustancialmente menor que su altitud en el comienzo del descenso, sin embargo, el vehículo aéreo puede experimentar algunos ascensos temporales (por ejemplo, debido a vientos o condiciones del aire inesperados,
debido al movimiento de las superficies de control del vehículo aéreo, e incluso como efectos de las acciones tomadas como parte del control de la etapa 1510, por ejemplo, para mantener el vehículo aéreo dentro de una envolvente que finalmente permite la desaceleración a un vuelo estacionario sustancial en una posición de destino predeterminada de vuelto estacionario). El curso descendente puede incluir el descenso del vehículo aéreo en una fracción sustancial del mismo, por ejemplo, durante el 80 % de su duración, y posiblemente incluso más (por ejemplo, el 90 %, 95 %, etc.).
La etapa 1510 que se realiza, tal y como se ha mencionado, durante un descenso del vehículo aéreo incluye controlar un curso descendente del vehículo aéreo en función de al menos la velocidad aerodinámica supervisada y la altitud supervisada del vehículo aéreo. Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en las figuras 4A y 4B, la etapa 1510 puede llevarse a cabo mediante una unidad de control como la unidad de control 1220.
El control del curso del vehículo aéreo puede lograrse al menos controlando la operación de uno o más de los subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo. Dichas partes pueden incluir, a modo de ejemplo, la al menos una unidad de propulsión inclinable, al menos una unidad de propulsión no inclinable, un regulador, un electromotor, aletas, elevadores, timón, accionador del timón, flaperones, elevones, hipersustentadores, listones, deflectores, frenos de aire, alas de barrido variable, unidad de propulsión no inclinable, palas de rotores, etc. Es interesante señalar que las diferentes etapas del procedimiento 1500 (por ejemplo, el control de la etapa 1510, 1520, 1530, 1540, 1550 o de cualquier combinación de los mismos) pueden incluir el control de una operación de al menos un subsistema aerodinámico del vehículo aéreo seleccionado de un grupo que consiste en un alerón, un elevador, un timón, un accionador del timón, un flaperón, elevones y un hipersustentador.
El control de tales subsistemas aerodinámicos (y/u otras partes) se puede lograr de varias formas, por ejemplo, dando instrucciones a dichas partes, o a componentes que las controlen. En algunas implementaciones ilustrativas, las instrucciones pueden implementarse modificando una corriente eléctrica transmitida a los servos que controlan dichas partes, dándole la instrucción a una bomba hidráulica de que modifique la presión en una tubería que conduce a dicha parte, y así sucesivamente. En otros ejemplos, el control se puede lograr por medios físicos. Por ejemplo, si el procedimiento 1500 lo lleva a cabo total o parcialmente un piloto (u otra persona a bordo), ese piloto puede cambiar el estado físico de uno o más componentes, por ejemplo, presionando un regulador. Es interesante señalar que los medios físicos para controlar el curso también pueden ser implementados por sistemas y no solo por humanos, como quedará claro para una persona experta en la técnica.
Cabe señalar que el procedimiento 1500 puede incluir no solo el control de la operación de uno o más de los subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo u otros componentes/sistemas del mismo, sino también la operación real del mismo. En un ejemplo, mientras que el control puede ser realizado por una o más personas, procesadores, controladores o sistemas similares (son posibles diferentes implementaciones y combinaciones de los mismos), la operación de las diferentes partes/componentes/sistemas del vehículo aéreo puede ser realizada por otras partes/componentes/sistemas montados en el vehículo aéreo.
Con referencia al curso descendente del vehículo aéreo, cabe señalar que el control del curso del vehículo aéreo en la etapa 1510 puede incluir el control de aspectos temporales y/o espaciales del mismo. Por ejemplo, el control puede incluir el control de algunos o todos los siguientes parámetros: la velocidad del vehículo aéreo (o componentes del mismo, como la velocidad absoluta, velocidad aerodinámica, velocidad descendente, etc.), controlar su llegada a una ubicación predeterminada en un momento determinado, controlar su altitud, su posicionamiento horizontal, su cabeceo, su giro, su guiñada, su dirección, y demás.
El control del curso puede incluir controlar el curso al menos para mantener el vehículo aéreo dentro de una envolvente que finalmente permita su desaceleración hasta sustancialmente un vuelo estacionario en una posición predeterminada de destino de vuelo estacionario, o que finalmente permita lograr otro objetivo. Es interesante señalar que tal envolvente puede no ser la envolvente más grande que permita tal desaceleración (o alcanzar ese otro objetivo), sino más bien una envolvente definida en vista de tal objetivo. Algunos o todos los parámetros que definen dicha envolvente también pueden definirse con independencia del destino final, por ejemplo, como resultado de consideraciones aerodinámicas (por ejemplo, la prevención de alcanzar un ángulo de pérdida, manteniendo la dirección contra el viento), de los requisitos tácticos (por ejemplo, reducir un período de exposición por encima o por debajo de la altura dada), para los requisitos de otro sistema del vehículo aéreo o del sistema que lleva (por ejemplo, para evitar daños en la carga útil de una cámara sensible), y así sucesivamente.
Si bien la expresión envoltura es ampliamente utilizada en la técnica y, como se mencionó anteriormente, puede tener un significado tal como lo entiende un experto en la técnica, es interesante señalar que se puede considerar que esta expresión incluye al menos uno o más de los siguientes conjuntos de parámetros: un conjunto de límites de rendimiento (por ejemplo, de la aeronave) que no se pueden exceder de manera segura, un conjunto de parámetros operativos que existe dentro de estos límites y un conjunto de parámetros espaciales y/o temporales relacionados con los parámetros del curso.
La etapa 1510 que se realiza, tal y como se ha mencionado, durante un descenso del vehículo aéreo, incluye controlar un curso descendente del vehículo aéreo en función de al menos la velocidad aerodinámica supervisada y la altitud supervisada del vehículo aéreo.
El control del curso descendente de la etapa 1510 incluye al menos la etapa 1520 que se lleva a cabo en una primera parte del descenso (por ejemplo, la parte 1012 del curso 1010 y la parte 1022 del curso 1020), y la etapa 1540 que se realiza en una segunda parte del descenso (por ejemplo, parte 1013 del curso 1010 y parte 1023 del curso 1020), en el que la segunda parte del curso viene después de la primera parte del curso. Si bien la segunda parte puede ser una continuación directa de la primera parte del curso (por ejemplo, tal y como se ilustra en la figura 4A), esto no es necesariamente así, y las dos partes pueden estar alejadas entre sí, tanto geométrica como temporalmente (por ejemplo, como se ejemplifica en la figura 4B). Con independencia de si la segunda parte es una continuación directa de la primera parte del curso o no, la etapa 1510 incluye la realización de las etapas 1520 y 1540 en ese orden.
La etapa 1520, que se realiza en la primera parte del descenso, incluye controlar una operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo. Especialmente, el control de la etapa 1520 puede incluir controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje cuando se dirige en la posición de empuje longitudinal general (por ejemplo, similar al posicionamiento de las unidades 420 de propulsión inclinables en la figura 1A). Es interesante señalar que el control de la operación de otros componentes del vehículo aéreo también puede llevarse a cabo durante la primera parte del descenso. Durante esta etapa, la dirección general del vector de empuje longitudinal (y el eje longitudinal del vehículo aéreo) puede estar inclinado de manera controlable con respecto a la horizontal en un ángulo de morro hacia arriba, para permitir un descenso del vehículo aéreo.
Opcionalmente, el control de la etapa 1520 puede incluir controlar la operación de cualquiera de las una o más unidades de propulsión inclinables montadas en el vehículo aéreo para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal (o al menos, de cualquiera de las una o más unidades de propulsión inclinables montadas en el vehículo aéreo que pueden inclinarse para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal, si no, todas las unidades de propulsión inclinables pueden inclinarse a dicha posición).
El control de la etapa 1520 puede incluir controlar la operación de cualquier unidad de propulsión inclinable activa montada en el vehículo aéreo para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal (por ejemplo, si una o más de las unidades de propulsión inclinables pueden desactivarse de forma selectiva).
El control de la etapa 1520 puede incluir controlar la al menos una unidad de propulsión inclinable para controlar el curso descendente del vehículo aéreo en función de al menos la velocidad aerodinámica supervisada y la altitud supervisada del vehículo aéreo. Es interesante señalar que el control del curso descendente durante la primera parte del descenso puede incluir controlar el curso descendente del vehículo aéreo al menos controlando la operación de componentes adicionales del vehículo aéreo. Tal y como se ha mencionado, el control del curso del vehículo aéreo se puede lograr también durante la primera parte del descenso al menos controlando la operación de uno o más de los subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo, por ejemplo, tal y como se ejemplificó anteriormente. este control puede incluir controlar varios sistemas del vehículo aéreo, para mantener el vehículo aéreo dentro de un entorno operativo cuyos parámetros se definen de forma controlable para permitir el descenso y/o la desaceleración del vehículo aéreo.
Es interesante señalar que, en algunas implementaciones, una forma principal de controlar el curso descendente del vehículo aéreo (y especialmente su velocidad de descenso) durante la primera parte del descenso es controlando el cabeceo y la velocidad del vehículo aéreo. El descenso en dichas implementaciones puede lograrse principalmente en esa etapa del descenso inclinando el morro del vehículo aéreo hacia abajo (por ejemplo, debajo del horizonte), de modo que la propulsión del vehículo aéreo en la dirección general del vector de empuje longitudinal tenga una componente vertical dirigida hacia abajo. En dichas implementaciones, una dirección en la que progresa el vehículo aéreo puede verse afectada principalmente por el cabeceo del vehículo aéreo en ese momento. Cabe señalar que esto no es necesariamente así, y otros parámetros también pueden afectar significativamente la dirección del vehículo aéreo, por ejemplo, si las unidades de propulsión generalmente verticales no inclinables se activan durante el descenso.
En algunos ejemplos, controlar un cabeceo del vehículo aéreo durante la primera parte del descenso puede incluir controlar una operación de al menos un elevador del vehículo aéreo (si se implementa); controlar un alabeo del vehículo aéreo durante la primera parte del descenso puede incluir controlar una operación de al menos un alerón del vehículo aéreo (si se implementa) y posiblemente también de un timón del mismo (si se implementa); controlar una guiñada del vehículo aéreo durante la primera parte del descenso puede incluir controlar una operación de al menos un timón del vehículo aéreo (si se implementa) y posiblemente también de al menos un alerón del mismo (si se implementa). El control de los componentes aerodinámicos del vehículo aéreo para controlar el curso de descenso del mismo durante al menos la primera etapa depende naturalmente del tipo, de la forma; de la cantidad, del tamaño, etc. de dichos componentes aerodinámicos implementados en cualquier implementación dada de la invención y, por lo tanto, va más allá del ámbito de esta divulgación.
El control del curso descendente puede incluir además el control de parámetros que no están directamente relacionados con el descenso. También, algunos parámetros que a primera vista pueden parecer de poca relevancia para el descenso (por ejemplo, guiñada), también se puede controlar para un control efectivo del curso descendente. Por ejemplo, puede ser necesario controlar la guiñada para mantener el vehículo aéreo en un ángulo deseado con
respecto al viento y/o para compensar los efectos del viento, mientras que el control del alabeo también puede compensar las condiciones del viento u otras inestabilidades del vehículo aéreo.
La etapa 1540, que se realiza en la segunda parte del descenso, incluye controlar una operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical. La provisión de empuje en la dirección general del vector de empuje vertical puede controlarse para proporcionar sustentación al vehículo aéreo. Especialmente, el control de la etapa 1540 puede incluir controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje cuando se dirige en la posición vertical general (por ejemplo, similar al posicionamiento de las unidades 420 de propulsión inclinables en la figura 1B). Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos anteriores, la etapa 1540 puede llevarse a cabo mediante una unidad de control como la unidad de control 1220.
Convenientemente, la etapa 1540 puede llevarse a cabo siguiendo una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable a una posición en la que proporcione un vector de empuje en la dirección de empuje vertical general. Cabe señalar que la dirección general del vector de empuje vertical no es necesariamente perpendicular al eje longitudinal de la aeronave, sino que generalmente se dirige a lo largo de la dirección de operación por gravedad. Por ejemplo, el vehículo aéreo puede estar inclinado con respecto al horizonte (por ejemplo, está en posición de morro hacia arriba o hacia abajo), mientras que la al menos una unidad de propulsión inclinable está dirigida sustancialmente en la dirección de la gravitación.
Especialmente la etapa 1540 puede llevarse a cabo después de una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable a una posición en la que la al menos una unidad de propulsión inclinable proporcione un vector de empuje cuyo componente (proyección) en la dirección de empuje vertical general sea sustancialmente mayor que su componente. (proyección) en la dirección general del vector de empuje longitudinal (por ejemplo, al menos 2 veces mayor, al menos 5 veces mayor, al menos 20 veces mayor, y así sucesivamente).
La etapa 1540 puede llevarse a cabo siguiendo una inclinación hacia la dirección general del vector de empuje vertical de cualquier unidad de propulsión inclinable activa que posiblemente pueda inclinarse en esa dirección. Es interesante señalar que, en cualquiera de los ejemplos anteriores, la etapa 1540 puede estar precedida por el control de una operación de una o más de las al menos una unidad de propulsión inclinable del vehículo aéreo después de una inclinación al menos parcial de esa unidad de propulsión inclinable a una posición en la que al menos parte de su empuje se proporciona en la dirección de empuje vertical general.
En la explicación de la etapa 1520, se menciona que la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable se controla para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo. Es interesante señalar que también pueden utilizarse otras unidades de propulsión (especialmente las no inclinables) durante esa parte del curso para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal, pero esto no es necesariamente así. Especialmente, en algunas implementaciones, todo el empuje proporcionado al vehículo aéreo en la dirección general del vector de empuje longitudinal durante la primera parte del descenso es proporcionado por la al menos una unidad de propulsión inclinable.
Es interesante señalar que un ángulo de la al menos una unidad de propulsión inclinable con respecto al vehículo aéreo cambia con la velocidad en el primer modo de vuelo, por ejemplo, al ser más bajo que el eje principal del fuselaje cuando el vehículo aéreo va más rápido (un ángulo "más bajo" que el eje principal del fuselaje significa que un eje de simetría de la unidad de propulsión se dirige más hacia la parte inferior del vehículo aéreo que hacia su parte superior). Esto se puede implementar y controlar en orden, por ejemplo, para mantener el ángulo de ataque). El control de la dirección de la unidad de propulsión inclinable debajo del eje principal del fuselaje puede limitarse, por ejemplo, hasta 10 grados por debajo del eje principal del fuselaje.
Opcionalmente, el procedimiento 1500 puede incluir la etapa 1530 que precede a la etapa 1540 y que incluye controlar una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, por ejemplo, a una posición en la que proporciona un vector de empuje en la dirección de empuje vertical general. Por ejemplo, el control de la etapa 1530 puede incluir controlar la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable a una posición en la que la al menos una unidad de propulsión inclinable proporcione un vector de empuje cuyo componente (proyección) en la dirección de empuje vertical general sea sustancialmente mayor que su componente (proyección) en la dirección general del vector de empuje longitudinal (por ejemplo, al menos 2 veces mayor, al menos 5 veces mayor, al menos 20 veces mayor, y así sucesivamente). Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos anteriores, la etapa 1530 puede llevarse a cabo mediante una unidad de control como la unidad de control 1220.
Es interesante señalar que el procedimiento 1500 puede incluir una etapa de inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, por ejemplo, a una posición en la que proporciona un vector de empuje en la dirección de empuje vertical general.
En diferentes implementaciones, la inclinación puede realizarse de diferentes formas y de acuerdo con diferentes esquemas. Es interesante señalar que se pueden realizar varias de estas formas y esquemas en un solo sistema que implementa el procedimiento 1500, en el que en cada caso se puede seleccionar el esquema real que se va a implementar, por ejemplo, de acuerdo con las condiciones ambientales, condiciones aerodinámicas, un estado del
vehículo aéreo, etc.
Por ejemplo, el control de la inclinación puede incluir controlar un instante de la inclinación (por ejemplo, con respecto al tiempo de inclinación más rápido posible en un sistema dado), un grado de inclinación, el número y orden de las unidades de propulsión inclinables inclinadas, y en qué grado, inclinar diferentes unidades al mismo tiempo, parcialmente al mismo tiempo, o secuencialmente, una operación de una unidad de propulsión inclinable durante su inclinación (por ejemplo, el empuje proporcionado por ella), y así sucesivamente.
En un ejemplo, la etapa 1530 puede incluir la etapa 1532 de controlar una reducción de la velocidad de rotación de al menos un componente giratorio de una o más de las al menos una unidad de propulsión inclinable (por ejemplo, un ventilador, un rotor y/o un electromotor del mismo) antes de completar la inclinación de esa una o más unidades en la etapa 1530 (y posiblemente antes de que comience dicha inclinación). El control de la reducción de la velocidad de rotación en la etapa 1532 puede incluir controlar el frenado de un componente giratorio de una unidad de propulsión inclinable respectiva.
En un ejemplo, al hacer la transición de un primer modo de vuelo (en el que las unidades de propulsión inclinables del vehículo aéreo se dirigen para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal a un segundo modo de vuelo en el que las unidades de propulsión inclinables se dirigen en la dirección general vertical (por ejemplo, cuando desea aterrizar o volar en modo estacionario después de estar en vuelo hacia delante), los rotores de motor de la respectiva al menos una unidad de propulsión inclinable del vehículo aéreo pueden someterse a un procedimiento de frenado. Después de dicha inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable (o después de que se lleve a cabo la mayor parte de dicha inclinación), los motores respectivos pueden activarse (por ejemplo, inmediatamente) y funcionar hasta la velocidad requerida para proporcionar el empuje requerido en la dirección general del vector de empuje longitudinal. En implementaciones de la invención en las que se lleva a cabo dicho frenado y/o dicha reducción, un impulso hacia delante del vehículo aéreo antes de la transición debería ser suficiente para asegurar que se genere suficiente sustentación aerodinámica (por ejemplo, debido al flujo de aire alrededor de un ala del vehículo aéreo) para soportar el vehículo aéreo durante la transición.
Una característica del procedimiento de frenado y/o reducción de un empuje proporcionado por una o más de las al menos una unidad de propulsión inclinable (si se implementa) es que reduce al mínimo o reduce a cero el momento angular (por ejemplo, de los rotores de la unidad de propulsión inclinable) en la al menos una unidad de propulsión inclinable durante esta transición en relación con los efectos similares a los de un giroscopio si las partes giratorias de la unidad de propulsión inclinable todavía giraran a su velocidad angular original o cerca de ella. Por lo tanto, dicha reducción o dicho frenado, si se implementan, reducen la energía requerida para realizar la transición, así como el tiempo transcurrido de la misma, y también permiten la utilización de piezas menos masivas y duraderas (por ejemplo, en bisagras y/u otros componentes utilizados para conectar la unidad de propulsión inclinable con respecto a un fuselaje del vehículo aéreo) y/o de piezas de menor capacidad (por ejemplo, el mecanismo de accionamiento para inclinar las unidades de propulsión inclinables puede ser menos potente y, por lo general, más pequeño y ligero, de lo que sería el caso).
El vehículo aéreo 100 puede configurarse para proporcionar (por ejemplo, mediante la unidad de control 1220) un procedimiento de frenado a cada unidad de propulsión inclinable 420, permitiendo de ese modo que el motor 421 de cada unidad de propulsión inclinable 420 se detenga o al menos se ralentice considerablemente, en un período de tiempo relativamente corto, por ejemplo, menos de 1 segundo, destruyendo así o reduciendo significativamente el momento angular en la unidad de propulsión inclinable 420, por ejemplo, del rotor del motor y el ventilador 426. De acuerdo con una realización de la invención, a lo sumo, el momento angular reducido resultante después del procedimiento de frenado es una proporción muy pequeña del momento angular de la parte giratoria respectiva de la unidad de propulsión basculante durante el primer modo de vuelo que precede al procedimiento de frenado, tal proporción puede ser del 50 %, preferentemente 40 %, más preferentemente 30 %, más preferentemente 20 %, más preferentemente 10 %, más preferentemente 5 %, más preferentemente 1 %, más preferentemente menos del 1 %. Es interesante señalar que dicha interrupción o reducción de la velocidad de rotación no es obligatoria, y posiblemente todos los componentes giratorios de la al menos una unidad de propulsión inclinable pueden rotarse cada uno entre las posiciones de empuje vertical y horizontal mientras se proporciona empuje de forma continua, el vector de empuje respectivo cambia entre cero y 90 grados. Posiblemente, dicho procedimiento de frenado o reducción puede implementarse de forma selectiva según sea necesario.
Haciendo referencia nuevamente a la etapa 1530 de control de una inclinación, es interesante señalar que, en diferentes implementaciones, la al menos una unidad de propulsión inclinable se puede inclinar de manera controlable en la etapa 1530 en diferentes grados. De acuerdo con varias implementaciones, la al menos una unidad de propulsión inclinable se puede girar alrededor de cualquier ángulo de inclinación establecido, que van desde (e incluyendo) cero a 90 grados, o menos de cero, o más de 90 grados, como desee y permanezca en estos respectivos ángulos de inclinación.
El procedimiento 1500 puede incluir además la etapa 1534 opcional de determinar el tiempo de inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable entre la primera y la segunda parte del descenso para reducir al mínimo
la duración entre la inclinación y el vuelo estacionario sustancial.
Aunque no necesariamente así, operar el vehículo aéreo (y especialmente cualquier unidad de propulsión inclinable del mismo) puede consumir sustancialmente más energía cuando está en el segundo modo de vuelo (en el que las unidades de propulsión inclinables se dirigen en la dirección vertical general) que cuando está en el primer modo de vuelo (en el que las unidades de propulsión inclinables del vehículo aéreo están dirigidas para proporcionar empuje en la dirección horizontal general). En un ejemplo de implementación de un VANT de rotor inclinable de 70 kg, un minuto de operación en el segundo modo de vuelo puede consumir energía equivalente a unos 10 a 20 minutos de vuelo en el primer modo de vuelo.
Aunque no necesariamente así, algunos parámetros de rendimiento también pueden tener valores menores en el segundo modo de vuelo que sus equivalentes en el primer modo de vuelo. En un ejemplo, una velocidad máxima puede ser menor, la maniobrabilidad del vehículo aéreo puede ser menor, y así sucesivamente.
Por lo tanto, en al menos dichos escenarios, el ahorro de energía (así como otras posibles condiciones preferidas) se puede lograr reduciendo al mínimo la duración entre la inclinación y el vuelo estacionario sustancial. Sin embargo, cabe señalar que la determinación del tiempo para la inclinación puede basarse en otros parámetros además de la duración entre la inclinación y el vuelo estacionario esperado, lo que puede restringir la reducción al mínimo de esa duración. Por ejemplo, se pueden mantener márgenes de error deseables por consideraciones de seguridad, también se pueden tener en cuenta consideraciones de maniobrabilidad en diferentes partes del curso esperado, etc.
La etapa 1534 puede incluir la determinación del instante para la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable entre la primera y la segunda parte del descenso para reducir al mínimo la duración entre la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable y el vuelo estacionario sustancial. La determinación del instante en la etapa 1534 puede basarse en un intervalo de posibles estados aerodinámicos durante la duración antes mencionada entre la inclinación y el vuelo estacionario sustancial esperado.
Claramente, si se realiza la etapa 1534, el control de la inclinación en la etapa 1530 puede responder al instante determinado. El procedimiento 1500 puede incluir una etapa de proporcionar el tiempo determinado en la etapa 1534 a al menos una unidad que participa en el control de la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable.
Volviendo a la etapa 1540 que se lleva a cabo en la segunda parte del descenso, y que incluye controlar una operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical. Es interesante señalar que el procedimiento 1500 puede incluir además una etapa (denominada 1542) de controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal durante la segunda parte del descenso, además del aprovisionamiento de empuje en la dirección general del vector de empuje vertical por la misma al menos una unidad de propulsión inclinable. La etapa 1542 se puede llevar a cabo al menos parcialmente al mismo tiempo que el control de la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical.
La provisión de empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal puede llevarse a cabo para proporcionar empuje para propulsión. Es interesante señalar que el control de la operación de una unidad de propulsión para proporcionar empuje tanto en la dirección general del vector de empuje vertical como en la dirección general del vector de empuje longitudinal puede lograrse de diversas formas. En solo unos pocos ejemplos, una unidad de propulsión inclinable (por ejemplo, un chorro inclinable) puede inclinarse a un ángulo fuera de la vertical en relación con el fuselaje del vehículo aéreo, se pueden mover las palas de un ventilador con conductos, el paso de las palas del rotor de un rotor se puede cambiar cíclicamente para inclinar un disco de rotor en una dirección particular (por ejemplo, de manera similar a algunos helicópteros), y así sucesivamente.
El procedimiento 1500 también puede incluir la determinación de una compensación entre el aprovisionamiento de empuje en la dirección general del vector de empuje vertical y en la dirección general del vector de empuje longitudinal, durante la segunda parte del descenso, cuando la al menos una unidad de propulsión inclinable se dirige en la dirección vertical general (por ejemplo, dentro de los 10° de la misma).
Es interesante señalar que en implementaciones en las que se implementa más de una unidad de propulsión inclinable, el control de la etapa 1540 puede incluir el control de una, algunas o todas las unidades de propulsión inclinables del vehículo aéreo en la segunda parte del descenso. Posiblemente, el control de la etapa 1540 incluye controlar la operación de cualquiera de las una o más unidades de propulsión inclinables montadas en el vehículo aéreo para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical (o al menos, de cualquiera de las una o más unidades de propulsión inclinables montadas en el vehículo aéreo que pueden inclinarse para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical, si no, todas las unidades de propulsión inclinables pueden inclinarse a dicha posición). El control de la etapa 1540 puede incluir controlar la operación de cualquier unidad de propulsión inclinable activa montada en el vehículo aéreo para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical (por ejemplo, si una o más de las unidades de propulsión inclinables
pueden desactivarse de forma selectiva).
Es interesante señalar que el control de la operación de otros componentes del vehículo aéreo también puede realizarse durante la segunda parte del descenso, por ejemplo, para controlar algunos de los siguientes parámetros o todos ellos: la velocidad del vehículo aéreo (o componentes del mismo, como la velocidad absoluta, velocidad aerodinámica, velocidad descendente, etc.), su altitud, su posicionamiento horizontal, su cabeceo, su giro, su guiñada, su dirección, y así sucesivamente.
El control de la etapa 1540 puede incluir controlar la al menos una unidad de propulsión inclinable para controlar el curso descendente del vehículo aéreo en función de al menos la velocidad aerodinámica supervisada y la altitud supervisada del vehículo aéreo. Es interesante señalar que el control del curso descendente durante la primera parte del descenso puede incluir controlar el curso descendente del vehículo aéreo controlando la operación de componentes adicionales del vehículo aéreo. Tal y como se ha mencionado, el control del curso del vehículo aéreo se puede lograr también durante la segunda parte del descenso al menos controlando la operación de uno o más de los subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo, por ejemplo, tal y como se ejemplificó anteriormente.
A modo de ejemplo, el control del cabeceo y alabeo se puede llevar a cabo controlando un cambio de dirección de un componente generador de empuje de la respectiva unidad de propulsión inclinable (ya sea inclinando la unidad de propulsión inclinable y/o cambiando la dirección de dicho componente con respecto a la propia unidad de propulsión), el control de la guiñada se puede llevar a cabo controlando una inclinación de una dirección de empuje generada por dos o más unidades de propulsión en diferentes direcciones (por ejemplo, para proporcionar vectores de empuje horizontal opuestos (o de diferentes direcciones) para proporcionar momentos de guiñada y/o movimientos de deslizamiento lateral), el control de la altitud se puede llevar a cabo al menos controlando la potencia proporcionada a un componente que proporciona el empuje de una unidad de propulsión inclinable respectiva o modificando una configuración de la misma (por ejemplo, cambiando el cabeceo de sus palas, si están implementadas), el control de la velocidad absoluta puede incluir el control de la dirección de un empuje de una o más de las unidades de propulsión inclinables, o un empuje de las unidades de propulsión no inclinables que proporcionan un empuje que tiene una componente en la dirección del vector horizontal general con respecto a un vehículo aéreo, etc.
Es interesante señalar que el procedimiento 1500 puede incluir además la etapa 1544 realizada durante al menos parte de la segunda parte del descenso, eso incluye controlar la operación de al menos una unidad de propulsión no inclinable (si se implementa) para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical. Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos anteriores, la etapa 1544 puede llevarse a cabo mediante una unidad de control tal como la unidad de control 1220, y/o puede incluir controlar la operación de una unidad de propulsión no inclinable (tal como el ventilador 420c con conductos no inclinable de las figuras 1A y 1B).
Cabe señalar que incluso cuando la al menos una unidad de propulsión inclinable está dirigida para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical, y que posiblemente las unidades de propulsión no inclinables (si se implementan) del vehículo aéreo también proporcionan empuje en la dirección general del vector de empuje vertical, el vehículo aéreo todavía incluye componentes que sirven para controlar el curso de la aeronave cuando la al menos una unidad de propulsión inclinable se dirigió para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal, y esos componentes también se pueden usar para controlar el vehículo aéreo (por ejemplo, su cabeceo, guiñada, alabeo y velocidad) también en esta etapa. Algunos de estos componentes que pueden implementarse en varias implementaciones son elevadores, timón, aletas, etc.
Dichos componentes se pueden usar para controlar el curso descendente del vehículo aéreo en la etapa 1540 (y posiblemente de un estado del vehículo aéreo durante ese curso) también durante la segunda parte del descenso. En solo unos pocos ejemplos, controlar un cabeceo del vehículo aéreo durante la segunda parte del descenso puede posiblemente incluir controlar una operación de al menos un elevador del vehículo aéreo (si se implementa); controlar un alabeo del vehículo aéreo durante la segunda parte del descenso puede incluir controlar una operación de al menos un alerón del vehículo aéreo (si se implementa) y posiblemente también de un timón del mismo (si se implementa); controlar una guiñada del vehículo aéreo durante la segunda parte del descenso puede incluir controlar una operación de al menos un timón del vehículo aéreo (si se implementa) y posiblemente también de al menos un alerón del mismo (si se implementa). El control de los componentes aerodinámicos del vehículo aéreo para controlar el curso de descenso del mismo durante al menos la segunda etapa depende naturalmente del tipo, de la forma; de la cantidad, del tamaño, etc. de dichos componentes aerodinámicos implementados en cualquier implementación dada de la invención y, por lo tanto, va más allá del ámbito de esta divulgación.
Significativamente, durante la segunda parte del descenso, el vehículo aéreo todavía incluye un ala que proporciona una sustentación sustancial cuando la velocidad del vehículo aéreo es todavía relativamente alta (como lo es durante al menos la mayor parte de la segunda parte). Por lo tanto, el comportamiento (y consecuentemente el control) del vehículo aéreo durante la segunda parte es diferente al de otros tipos de aeronaves de empuje sustancialmente vertical (por ejemplo, helicópteros). Por ejemplo, mientras que en una aeronave de ala giratoria estándar, la reducción de la potencia de empuje por debajo de un umbral dado daría como resultado un descenso sencillo debido a la falta de sustentación suficiente para mantener la altitud, en el vehículo aéreo del procedimiento 1500, el ala proporcionaría una sustentación sustancial y haría difícil reducir la altitud rápidamente mientras la
velocidad aerodinámica del vehículo aéreo es todavía alta.
En un aspecto relacionado, a una velocidad suficientemente alta del vehículo aéreo, el ala todavía proporciona una parte sustancial de la sustentación del vehículo aéreo. Por lo tanto, el cabeceo hacia atrás (por ejemplo, como se hace a veces en aeronaves de ala fija, así como en los tipos de aeronaves de ala giratoria estándar de la técnica anterior para reducir la velocidad) puede resultar en el cruce del ángulo de pérdida, pérdida repentina de sustentación del ala y pérdida del vehículo aéreo.
Es interesante señalar que la velocidad de pérdida del vehículo aéreo cuando está en el segundo modo de vuelo (es decir, cuando la al menos una unidad de propulsión inclinable se dirige en la dirección vertical sustancial) es sustancialmente menor que la velocidad de pérdida de ese vehículo aéreo cuando está en el primer modo de vuelo (es decir, cuando la al menos una unidad de propulsión inclinable se dirige en la dirección horizontal sustancial), debido a la sustentación adicional proporcionada por la unidad de propulsión inclinable generalmente dirigida verticalmente (es decir, debido a esa sustentación, se requiere menos elevación adicional del ala para mantener una cierta velocidad vertical, que se puede ganar a una velocidad relativamente menor). Esto puede causar dificultades aerodinámicas significativas para recuperarse de un giro u otros estados aerodinámicamente problemáticos inducidos que pueden resultar de una pérdida, por ejemplo, cuando se compara con la pérdida en el primer modo de vuelo del vehículo aéreo.
Es interesante señalar que, en algunas implementaciones, una forma principal de controlar el curso descendente del vehículo aéreo (y especialmente su velocidad de descenso) durante su descenso es controlando el empuje vertical proporcionado por sus unidades de propulsión, y especialmente por la al menos una unidad de propulsión inclinable. Sin embargo, además de la sustentación controlable directamente controlable mediante el control de la al menos una unidad de propulsión inclinable, la sustentación sustancial también generada por otros componentes del vehículo aéreo, y principalmente por sus una o más alas. Dado que un objetivo principal de descender en dichas implementaciones puede requerir la reducción de la sustentación del vehículo aéreo obtenida por una o más alas del mismo, debería reducirse la velocidad del vehículo aéreo para reducir tal sustentación en al menos algunas implementaciones.
Es interesante señalar que la reducción de la sustentación también se puede lograr lanzando hacia abajo (reduciendo así el ángulo de ataque de cada una de las una o más alas). Sin embargo, esto puede resultar en la aceleración del vehículo aéreo debido a la gravedad y posiblemente también a un empuje horizontal generado debido al ángulo de inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable. Descender generalmente requiere perder energía (al menos energía potencial gravitacional). Dado que además, la etapa 1550 del procedimiento 1500 (que se lleva a cabo al menos en parte después del inicio de la ejecución de la etapa 1540) incluye controlar una reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo sustancialmente a un vuelo estacionario, normalmente existe un incentivo adicional para al menos mantener (si no reducir) la velocidad horizontal del vehículo aéreo durante la etapa 1540. Otros medios que pueden utilizarse de forma controlable para reducir la velocidad son aumentar la sustentación (por ejemplo, desplegar los flaperones), aumentar el ángulo de ataque (pero sin estancamiento), etc.).
Por lo tanto, en algunas implementaciones, una forma principal de controlar el curso descendente del vehículo aéreo (y especialmente su velocidad de descenso) durante su descenso es controlando un cabeceo de morro hacia arriba del vehículo aéreo (cuando el morro del vehículo aéreo se inclina por encima del nivel horizontal) y controlando la velocidad del vehículo aéreo.
Un control combinado del cabeceo del morro hacia arriba del vehículo aéreo y de la reducción de los componentes de empuje horizontal hacia delante (e incluso el aumento del componente de empuje horizontal hacia atrás) da como resultado procedimientos de asistencia mutua.
Por una parte, el cabeceo del vehículo aéreo con el morro hacia arriba permite reducir la velocidad de avance horizontal, generando resistencia en el ala y ayudando a inclinar hacia atrás la al menos una unidad de propulsión inclinable (creando así posiblemente un componente de empuje horizontal hacia atrás).
Por otra parte, la desaceleración del vehículo aéreo permite el cabeceo con el morro hacia arriba del vehículo aéreo (en el que dicho cabeceo con el morro hacia arriba generaría de otro modo una sustentación adicional en el ala y posiblemente habría resultado en un ascenso desarmado del vehículo aéreo).
El empuje generado por la al menos una unidad de propulsión inclinable, si de hecho se inclina hacia atrás debido al cabeceo hacia atrás, sirve a factores opuestos en tal situación. Por un lado, un poderoso empuje da como resultado una potencia de retroceso que ayuda a reducir la velocidad horizontal del vehículo aéreo hacia abajo (que, como se mencionó anteriormente, puede ayudar a controlar el descenso del vehículo aéreo). Por otra parte, un poderoso empuje por la al menos una unidad de propulsión inclinable generalmente dirigida verticalmente da como resultado una elevación adicional que puede interrumpir un esfuerzo para bajar una altitud del vehículo aéreo durante su descenso.
Por lo tanto, quedaría claro que controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable durante el descenso no es una tarea fácil, por ejemplo, debido a las funciones opuestas que desempeña y debido a los
resultados peligrosos que pueden producir si se controla erróneamente, incluso cuando asistido por el control de otros componentes del vehículo aéreo, por ejemplo, como se ha descrito anteriormente. Las implementaciones y consideraciones adicionales del control de la al menos una unidad de propulsión inclinable y/o componentes adicionales del vehículo aéreo durante el descenso se explicarán con más detalle a continuación.
El control del procedimiento de desaceleración puede por tanto incluir el control del procedimiento de desaceleración del vehículo aéreo que incluye un ala (haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos anteriores, el ala puede ser el ala 320), y el equilibrio entre los efectos aerodinámicos contradictorios resultantes del ala y de la al menos una unidad de propulsión inclinable.
El curso descendente, o al menos una o más partes del mismo, puede caracterizarse por un ángulo (o una pendiente) del curso con respecto al horizonte. Dicho ángulo caracteriza la distancia vertical que recorre la aeronave por cada unidad de distancia horizontal. Por ejemplo, si el vehículo aéreo pierde en una parte del trayecto unos 14 cm de altitud por cada 100 cm de distancia horizontal recorrida, entonces la pendiente correspondiente es del 14 % y el ángulo correspondiente es de aproximadamente 8°.
Se puede determinar un ángulo de acceso (o un intervalo de ángulos de acceso) y usarlo en partes posteriores del curso recorrido. La determinación de dicho ángulo de acceso (o el intervalo correspondiente de ángulos) puede basarse en varias consideraciones, como consideraciones geométricas (por ejemplo, la distancia desde la ubicación de destino y la altitud actual), condiciones atmosféricas (por ejemplo, viento), eficiencia aerodinámica y/o energética, consideraciones operativas, capacidades del vehículo aéreo, etc.
Opcionalmente, el control en la segunda parte del descenso puede estar precedido por la determinación de un ángulo de descenso permitido del vehículo aéreo (o un intervalo del mismo, por ejemplo, determinando dos ángulos de umbral) para al menos una parte del curso descendente en función de las condiciones atmosféricas (u otras condiciones por ejemplo, como se ejemplificó anteriormente), en el que el control del curso descendente durante al menos una parte de la primera parte del descenso se basa en el ángulo de descenso permitido del vehículo aéreo. Es decir, en la implementación explicada, el ángulo (o ángulos) de descenso permitido del vehículo aéreo se determina(n) durante la primera parte del descenso (por ejemplo, durante la parte 1011 del curso) o incluso antes del inicio del descenso (por ejemplo, al recibir una orden de aterrizar o tomar tal decisión, o incluso recibir ese ángulo desde un sistema remoto).
Un ángulo de descenso permitido de un vehículo aéreo (o un intervalo del mismo), que puede ser el ángulo determinado para la primera parte del descenso pero no necesariamente así, también puede determinarse para al menos una parte de la segunda parte del curso descendente (por ejemplo, en función de condiciones atmosféricas u otras condiciones), en el que el control del curso descendente durante al menos una parte de la segunda parte del descenso se basa en el ángulo de descenso permitido del vehículo aéreo.
El control de cualquier parte del curso de descenso puede incluir mantener la velocidad de descenso real del vehículo aéreo dentro de los límites en función de uno o más ángulos de descenso permitidos del vehículo aéreo. Como se puede ver en la figura 7, por ejemplo, el ángulo de descenso real del curso se mantiene tanto durante la primera parte del descenso como durante parte de su segunda parte, pero los intervalos de ángulo de descenso de vehículos aéreos permitidos se modifican entre la primera y la segunda parte. Es interesante señalar que el ángulo de descenso permitido del vehículo aéreo puede revisarse y determinarse muchas veces (e incluso sustancialmente de forma continua) durante el descenso del vehículo aéreo.
El procedimiento 1500 incluye además la etapa 1550 de controlar la reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo sustancialmente a un vuelo estacionario, mientras que la al menos una unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical. Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos anteriores, la etapa 1550 puede llevarse a cabo mediante una unidad de control como la unidad de control 1220. Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos anteriores, la etapa 1550 puede llevarse a cabo durante la parte 1014 del curso 1010 (o la parte 1024 del curso 1020), pero esto no es necesariamente así. Es interesante señalar que la etapa 1550 puede superponerse al menos parcialmente a la etapa 1540 (y que el control de la reducción de la velocidad absoluta también se puede llevar a cabo antes de la etapa 1540, por ejemplo, cuando la al menos una unidad de propulsión inclinable se dirige en la dirección sustancialmente longitudinal). Por lo tanto, debe entenderse que la parte del curso en la que se lleva a cabo (y se controla) la reducción de la velocidad absoluta, por ejemplo, la parte 1024 del curso 1020, puede solapar al menos parcialmente una parte del curso en la que el descenso del vehículo aéreo se lleva a cabo y se controla, por ejemplo, la parte 1021 (y especialmente la parte 1023) del curso 1020.
Cabe señalar que la velocidad absoluta del vehículo aéreo durante la reducción de la velocidad absoluta de la etapa 1550 no es necesariamente una desaceleración estrictamente monótona, y que mientras que la velocidad absoluta del vehículo aéreo al final de la reducción de la velocidad absoluta es sustancialmente menor que su velocidad absoluta al comienzo de la reducción de la velocidad absoluta, no obstante, el vehículo aéreo puede experimentar cierta aceleración temporal (por ejemplo, debido a vientos o condiciones del aire inesperadas, o al movimiento de las superficies de control del vehículo aéreo, e incluso como efectos de las acciones tomadas como parte del control de la etapa 1550, por ejemplo, para el vehículo aéreo dentro de una envolvente que finalmente permite la
desaceleración para flotar en una posición predeterminada de destino de vuelo estacionario).
Cabe señalar que el curso de vuelo del vehículo aéreo durante la etapa 1550 no es necesariamente un curso de desaceleración estrictamente monótono. Si bien la altitud del vehículo aéreo al final de la etapa 1550 puede ser menor que su altitud al comienzo de esa etapa, esto no es necesariamente así, y en otros escenarios, el vehículo aéreo puede incluso ascender durante al menos algunas partes de la etapa 1550 (por ejemplo, justo antes de una desaceleración final, por ejemplo, para convertir rápidamente la energía cinética del vuelo en energía potencial gravitacional, disminuyendo así rápidamente la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo, ejemplificado como 1016 en la figura 4A). Un ascenso como el del 1016 puede implementarse debido a una posible dificultad para disminuir la velocidad aerodinámica residual final, por ejemplo, los últimos 5 nudos. Una subida deliberada intencionada puede ayudar a disminuir esta velocidad aerodinámica, y puede incluir, por ejemplo, un ascenso de 5 a 10 metros, y/o un ascenso de 2,5 grados sobre el horizonte. Es interesante señalar que durante esta subida deliberada se puede implementar un bloqueo deliberado de las alas.
La etapa 1550 puede incluir convenientemente controlar la reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo en función de al menos la velocidad aerodinámica supervisada y la velocidad absoluta supervisada del vehículo aéreo. Otros parámetros supervisados también pueden servir como base para el control, por ejemplo, la altitud supervisada del vehículo aéreo.
Es interesante señalar que mientras que en un vuelo estacionario teórico perfecto, la velocidad absoluta de una aeronave es exactamente cero, alcanzar ese estándar teórico esto no es prácticamente alcanzable en sistemas prácticos, especialmente cuando está sujeto a condiciones ambientales variables. Esto es tanto más problemático en implementaciones en las que la al menos una unidad de propulsión inclinable, cuando se dirige en la dirección vertical general, puede generar ráfagas de aire en las proximidades del vehículo aéreo durante un intento de vuelo estacionario de este último, que actúa contra el fuselaje y las superficies de control de vuelo.
Dado que en muchos casos un vuelo estacionario teórico a velocidad cero no es prácticamente alcanzable durante un tiempo significativo en al menos algunas implementaciones, será evidente para una persona experta en la técnica que en el estado sustancial de vuelo estacionario se permite cierta velocidad absoluta y alguna desviación de una ubicación establecida. Los tamaños de dichos márgenes de error son diferentes en diferentes implementaciones. Por ejemplo, se puede permitir que el vehículo aéreo vuele en modo estacionario con una desviación de hasta 1 m de la ubicación de vuelo estacionaria establecida y a velocidades absolutas que no superen los 2 m/s, pero otros valores son igualmente fáciles de implementar. Se observa especialmente que los tamaños de los márgenes de error en las diversas implementaciones posibles pueden estar interrelacionados con el tamaño del vehículo aéreo en tales implementaciones y con otras características del mismo.
El control de la reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo puede lograrse al menos controlando la operación de uno o más de los subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo. Dichas partes incluyen la al menos una unidad de propulsión inclinable y también pueden incluir, a modo de ejemplo, tal y como se ha mencionado, al menos una unidad de propulsión no inclinable, un regulador, un electromotor, aletas, elevadores, timón, accionador del timón, flaperones, elevones, hipersustentadores, listones, deflectores, frenos de aire, alas de barrido variable, unidad de propulsión no inclinable, palas de rotores, etc. El control de tales subsistemas aerodinámicos (y/u otras partes) se puede lograr de varias formas, como los ejemplificados anteriormente, por ejemplo, en relación con la etapa 1550. Durante la reducción de la velocidad absoluta, el procedimiento 1500 puede incluir controlar aspectos temporales y/o espaciales del vuelo del vehículo aéreo. Por ejemplo, el control puede incluir el control de algunos o todos los siguientes parámetros: la velocidad del vehículo aéreo (o componentes del mismo, como la velocidad absoluta, velocidad aerodinámica, velocidad descendente, etc.), controlar su llegada a una ubicación predeterminada en un momento determinado, controlar su altitud, su posicionamiento horizontal, su cabeceo, su giro, su guiñada, su dirección, y demás.
De acuerdo con una realización de la invención, el control de la reducción de la velocidad absoluta puede incluir gestionar (o controlar) la resistencia aerodinámica creada por varios componentes del vehículo aéreo. El manejo de la resistencia puede incluir controlar la operación de los alerones, frenos de aire potencialmente implementados y, posiblemente, también ruedas. Esta gestión o control de la resistencia puede implementarse de forma autónoma, continuamente, y puede incluir una gestión dinámica de la resistencia.
Aunque no necesariamente así, el control de la reducción de la velocidad absoluta puede incluir y/o llevarse a cabo al menos parcialmente al mismo tiempo con el control del curso del vehículo aéreo al menos para mantener el vehículo aéreo dentro de una envolvente que, en última instancia, permita que la desaceleración sobreviva en una posición predeterminada de destino en vuelo estacionario, o que finalmente permita alcanzar otra meta. Es interesante señalar que tal envolvente puede no ser la envolvente más grande que permita tal desaceleración (o alcanzar ese otro objetivo), sino más bien una envolvente definida en vista de tal objetivo. Algunos o todos los parámetros que definen dicha envolvente también pueden definirse con independencia del destino final, por ejemplo, como resultado de consideraciones aerodinámicas (por ejemplo, la prevención de alcanzar un ángulo de pérdida, manteniendo la dirección contra el viento), de los requisitos tácticos (por ejemplo, reducir un período de exposición por encima o por debajo de la altura dada), para los requisitos de otro sistema del vehículo aéreo o del sistema que lleva (por ejemplo, para evitar daños en la carga útil de una cámara sensible), y así sucesivamente.
El control de la reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo sustancialmente a un vuelo estacionario mientras que la al menos una unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical de la etapa 1550 posiblemente se puede implementar al menos llevando a cabo la etapa 1560 que incluye potencia de empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable para reducir la diferencia entre la velocidad absoluta medida (o estimada de otro modo) del vehículo aéreo y la velocidad absoluta establecida, mientras se restringe la reducción de la potencia de empuje en función de un umbral inferior que se determina en respuesta a una velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo. Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos anteriores, la etapa 1560 puede llevarse a cabo mediante una unidad de control como la unidad de control 1220.
Cabe señalar que si bien la velocidad absoluta es un parámetro supervisado cuya reducción se controla (por ejemplo, en un procedimiento gradual controlado), tampoco se puede ignorar la velocidad aerodinámica del vehículo, al menos debido a su impacto directo sobre la sustentación generada en las porciones del ala. Es decir, mientras se controlan los componentes del vehículo aéreo para reducir gradualmente la velocidad absoluta (por ejemplo, para llegar a un destino final estacionado con respecto al suelo), no obstante, el control se realiza en respuesta a la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo, ya que la velocidad aerodinámica en lugar de la velocidad absoluta es la velocidad que afecta el comportamiento aerodinámico del vehículo aéreo.
Con referencia a la expresión velocidad aerodinámica que se utiliza a lo largo de esta divulgación, es interesante señalar que la velocidad aerodinámica se refiere a la velocidad del vehículo aéreo en relación con la masa de aire en la que está volando. Es interesante señalar que en diferentes implementaciones, y posiblemente también dependiendo del contexto de la exposición, se pueden utilizar diferentes convenciones para la velocidad aerodinámica, entre las cuales se encuentran:
• Velocidad aerodinámica indicada, "IAS" por sus siglas en inglés, que es una lectura de un indicador de velocidad aerodinámica (ASI) antes de que se le apliquen correcciones, (por ejemplo, para errores instrumentales, de posición y de otro tipo);
• Velocidad aerodinámica calibrada, "CAS" por sus siglas en inglés, que se calcula aplicando correcciones para la velocidad indicada, por ejemplo, para errores instrumentales, error de posición (debido a presión incorrecta en el puerto estático) y errores de instalación;
• Velocidad aerodinámica verdadera, "TAS" por sus siglas en inglés, que es la velocidad real de la aeronave en relación con la masa de aire en la que está volando, y la velocidad aerodinámica calibrada es un intento de estimación;
• Velocidad aerodinámica equivalente, "EAS" por sus siglas en inglés, que es la velocidad aerodinámica al nivel del mar en la atmósfera estándar internacional que produciría la misma presión dinámica que la velocidad aerodinámica real (TAS) a la altitud a la que vuela el vehículo aéreo, y que es la velocidad que mostraría un indicador de velocidad aerodinámica con error cero en vuelo a baja velocidad;
• Velocidad aerodinámica de densidad, que es velocidad aerodinámica calibrada corregida por altitud de presión y temperatura real del aire.
Es interesante señalar que, dado que varias medidas de velocidad aerodinámica son interdependientes, un procedimiento puede responder a más de una de estas medidas. Por ejemplo, dado que la velocidad aerodinámica calibrada se calcula a partir de la velocidad aerodinámica indicada (que a su vez depende de la velocidad aerodinámica real), un procedimiento que se basa en la velocidad aerodinámica calibrada también se basa, aunque posiblemente indirectamente, en la velocidad aerodinámica indicada y/o en la velocidad aerodinámica real del vehículo aéreo.
Por ejemplo, la medición y/o indicación de la velocidad aerodinámica puede realizarse mediante un indicador de velocidad aerodinámica ("ASI") conectado a un sistema de Pitot estático, ambos están instalados en el vehículo aéreo. El sistema de Pitot estático puede incluir una o más sondas (o tubos) de Pitot frente al flujo de aire entrante para medir la presión dinámica, y uno o más puertos estáticos para medir la presión estática en el flujo de aire. El ASI compara estas dos presiones para obtener una lectura de la IAS.
Con referencia a la expresión velocidad absoluta que se utiliza en esta divulgación, es interesante señalar que la velocidad absoluta se refiere a la velocidad de un vehículo aéreo en relación con el suelo sobre el cual el vehículo aéreo está en vuelo, o a otro sistema de coordenadas de referencia que no depende del vehículo aéreo, ni en las condiciones de su entorno (por ejemplo, un sistema de coordinación utilizado por un sistema global de navegación por satélite (GNSS) como un sistema de posicionamiento global (GPS)). Es interesante señalar que en diferentes implementaciones, y posiblemente también dependiendo del contexto de la exposición, se pueden utilizar diferentes medidas para la velocidad absoluta, entre las cuales se encuentran:
• Velocidad absoluta indicada, que es una lectura de un sistema indicador de velocidad absoluta;
• Velocidad absoluta calibrada, que se calcula aplicando correcciones para la velocidad absoluta indicada; y • Velocidad absoluta verdadera, que es la velocidad real del vehículo aéreo en relación con el suelo o con el otro sistema de coordenadas independiente mencionado anteriormente, y cuya velocidad absoluta calibrada es un intento de estimación.
La determinación de la velocidad absoluta se puede implementar de varias formas. Por ejemplo, la velocidad absoluta puede ser estimada por un sistema de navegación inercial, por un sistema de posicionamiento externo (por ejemplo, GNSS), restando un vector de velocidad del viento actual de un vector de la velocidad real del vehículo aéreo, navegación utilizando puntos de referencia, ubicación de posición asistida por radio, y así sucesivamente. Claramente, en algunas implementaciones de la invención se puede utilizar más de una forma de estimar la velocidad absoluta del vehículo aéreo.
Por lo tanto, el control de la reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo sustancialmente a un vuelo estacionario de la etapa 1550 se basa no solo en la velocidad absoluta del vehículo aéreo, sino también en su velocidad aerodinámica. Como quedará claro para una persona experta en la técnica, el control de la etapa 1550 también puede basarse en diferentes combinaciones de varios uno o más parámetros adicionales. Algunos de estos parámetros adicionales incluyen parámetros de velocidad adicionales (por ejemplo, velocidad descendente), hora, altitud, posicionamiento horizontal, cabeceo, vuelta, guiñada, dirección del vehículo aéreo (por ejemplo, absoluta, con respecto a la ubicación de destino, y/o con respecto a la dirección del viento), y demás.
También cabe señalar que el control de la etapa 1550 puede incluir el control de algunos o todos los siguientes parámetros: la velocidad del vehículo aéreo (o componentes del mismo, como la velocidad absoluta, velocidad aerodinámica, velocidad descendente, etc.), controlar su llegada a un lugar predeterminado en un momento determinado, controlar su altitud, su posicionamiento horizontal, su cabeceo, su giro, su guiñada, su dirección, y demás.
Con referencia a la etapa 1560 que incluye el control de la potencia de empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable para reducir una diferencia entre la velocidad absoluta medida del vehículo aéreo y la velocidad absoluta establecida, mientras se restringe la reducción de la potencia de empuje en función de un umbral inferior que se determina en respuesta a una velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo, es interesante señalar que la velocidad fijada cambia a lo largo del curso del vehículo aéreo durante la etapa 1550.
Dado que un estado esperado del vehículo aéreo es un vuelo estacionario sustancial, y dado que la etapa 1560 comienza antes de que el vehículo aéreo llegue a cualquier posición predeterminada de destino de vuelo estacionario, claramente, la velocidad absoluta establecida cambia con el tiempo de una velocidad absoluta de vuelo hacia delante a sustancialmente cero. Sin embargo, cabe señalar que la velocidad absoluta establecida no necesariamente disminuye de manera continua y/o monótona con el tiempo y, en algunos casos, incluso puede aumentar durante algunas duraciones intermedias. Por ejemplo, los vientos cambiantes pueden resultar en un aumento de la velocidad absoluta establecida (por ejemplo, si un viento opuesto se intensifica, puede ser deseable llegar a una vecindad de la ubicación de desplazamiento de destino más rápido, porque se evalúa que será posible una desaceleración más drástica en una etapa final del control de reducción de la velocidad absoluta).
Es interesante señalar que, si bien la velocidad absoluta determinada se puede determinar directamente, también se puede determinar como una derivada de una entidad previamente determinada, como un curso planificado (que también puede modificarse de vez en cuando).
El procedimiento 1500 puede incluir además la etapa 1562 de determinación de la velocidad absoluta establecida, en la que la determinación de la velocidad absoluta establecida incluye determinar diferentes velocidades en diferentes momentos, ya sea en una modificación sustancialmente continua de la velocidad absoluta establecida a lo largo del tiempo o en cambios discretos.
La determinación de la velocidad absoluta establecida se puede llevar a cabo en respuesta a la distancia del vehículo aéreo desde una posición predeterminada de destino en vuelo estacionario. La determinación real se puede realizar a diferentes distancias, pero en otras implementaciones se puede generar un perfil de velocidad absoluta establecida, indicando las velocidades absolutas establecidas para diferentes distancias. También cabe señalar que la velocidad absoluta establecida se puede determinar como un intervalo de velocidades absolutas permitidas, que se puede determinar en función de la distancia desde la posición de destino de vuelo estacionario predeterminada. Es interesante señalar que si bien la etapa 1562 se ilustra como parte de la etapa 1560, puede llevarse a cabo de forma independiente y también en un momento diferente y, de hecho, puede ser parte de una etapa opcional 1590 del procedimiento 1500, que incluye la determinación de valores de uno o más parámetros espaciales (por ejemplo, ubicación, velocidad) para el vehículo aéreo.
La etapa 1590 puede incluir la determinación de valores para los parámetros de establecimiento de curso para el vehículo aéreo, pero esto no es necesariamente así. Posiblemente, al menos algunos de los parámetros para los cuales se determinan los valores en la etapa 1590 pueden no ser parámetros u objetivos establecidos cuyo logro mediante el rendimiento real del vehículo aéreo debe intentarse o desearse, sino más bien parámetros que definen los extremos de los intervalos establecidos o permitidos (por ejemplo, de una envolvente determinada que, en última instancia, permite la desaceleración hasta un vuelo estacionario sustancial en una posición predeterminada de destino de vuelo estacionario). Por ejemplo, la determinación de la etapa 1590 puede incluir determinar el cabeceo establecido, pero también puede incluir (además o como alternativa) definir un intervalo de ángulos de cabeceo permitidos, en los que la desviación de este intervalo da como resultado acciones inmediatas tomadas para
contrarrestar esta desviación de cabeceo.
Es interesante señalar que la etapa 1590 puede llevarse a cabo antes y/o durante cualquier otra etapa del procedimiento 1500 para la que se puedan usar tales parámetros (por ejemplo, valores de parámetros que pertenecen al control de la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical para proporcionar sustentación al vehículo aéreo en la etapa 1540 se puede determinar antes de la realización de la etapa 1540 y/o en paralelo a ella). Es interesante señalar que la determinación de dichos valores puede iniciarse en respuesta al inicio de una o más etapas del procedimiento 1500, pero esto no es necesariamente así y dichos valores también pueden determinarse, por ejemplo, de forma rutinaria durante el vuelo del vehículo aéreo.
La reducción de la diferencia entre la velocidad absoluta medida y la velocidad absoluta establecida se puede lograr aumentando o disminuyendo la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo (y/o modificando una dirección del mismo). Si bien en muchas de las condiciones de viento que pueden ocurrir en la duración en la que se lleva a cabo la etapa 1550, la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo debe reducirse, está claro que, al menos en algunas condiciones, el aumento de la velocidad aerodinámica se puede configurar para reducir la diferencia entre la velocidad absoluta medida y la establecida.
La disminución de la velocidad aerodinámica cuando se está en el segundo modo de vuelo se ha ejemplificado anteriormente. El aumento de la velocidad aerodinámica en el segundo modo de vuelo, así como el control de dicho aumento, se puede llevar a cabo de varias formas, posiblemente en diferentes implementaciones. Por ejemplo, el empuje de cualquiera de la al menos una unidad de propulsión inclinable puede dirigirse un poco hacia delante (lo que puede implicar la inclinación de esa unidad de propulsión inclinable, pero no necesariamente); el empuje puede ser generado por otra unidad de propulsión no inclinable capaz de producir al menos parte de su empuje que se dirige de manera que un componente distinto de cero se dirige en la dirección general del vector de empuje longitudinal; la energía potencial gravitacional puede convertirse en energía cinética (es decir, la pérdida de altitud puede usarse para aumentar la velocidad aerodinámica del vehículo), y así sucesivamente.
La figura 5 es un gráfico que ejemplifica de forma ilustrativa la restricción de la potencia de empuje en función de la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo, de acuerdo con una realización de la invención. La abscisa (el eje X) representa las posibles velocidades aerodinámicas medidas del vehículo aéreo. El eje de velocidad aerodinámica representado comienza a cero velocidad absoluta medida, pero es interesante señalar que su punto de partida puede diferir, y también se pueden dar umbrales, por ejemplo, para velocidades aerodinámicas negativas (es decir, cuando la masa de aire alrededor del vehículo aéreo progresa hacia una parte delantera del vehículo aéreo con respecto al vehículo aéreo, y no al revés como se encuentra normalmente en el vuelo hacia delante). La ordenada (el eje Y) representa el empuje en la dirección general del vector de empuje vertical. En el gráfico ilustrado, el comienzo de la ordenada es equivalente al empuje cero en la dirección general del vector de empuje vertical, pero esto no es necesariamente así. Es interesante señalar que no se proporcionan unidades ni valores con respecto a ninguno de estos ejes, porque los umbrales reales varían significativamente según la implementación. Por ejemplo, el empuje proporcionado a una velocidad aerodinámica dada para un VANT de rotor inclinable de 70 kg es sustancialmente menor que el empuje proporcionado en la misma velocidad aerodinámica para una aeronave multimisión de rotor inclinable de 15 toneladas. Del mismo modo, los valores de empuje también dependen en gran medida de otros factores como el diseño aerodinámico, el área del ala, etc., y potencialmente también en circunstancias operativas (por ejemplo, los umbrales de empuje en una altura baja pueden ser más estrictos que en una elevación alta).
El umbral superior 1710 representa el empuje máximo permitido en cualquier velocidad aerodinámica medida posible, y el umbral inferior 1720 representa el umbral mínimo permitido en cualquier velocidad aerodinámica medida posible. La línea 1730 representa un posible empuje durante un curso de descenso ilustrativo del vehículo aéreo. Es interesante señalar que se muestran diferentes empujes en la línea 1730 para una sola velocidad aerodinámica, como puede ocurrir en diferentes situaciones, por ejemplo, debido a los vientos o debido al hecho de que la desaceleración no es necesariamente monótona y, por lo tanto, el vehículo aéreo puede medir la misma velocidad más de una vez.
Es interesante señalar que mientras que la ordenada (el eje Y) representa el empuje en la dirección general del vector de empuje vertical, los umbrales reales (tanto inferiores como superiores) pueden no ser necesariamente un umbral de empuje, sino que pueden ser umbrales de uno o más parámetros asociados con el empuje (especialmente con el empuje en la dirección general del vector de empuje vertical).
Por ejemplo, el umbral puede ser un umbral de la potencia proporcionada (u obtenida) por la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical, y/o puede relacionarse con un estado de un regulador que controla esa al menos una unidad de propulsión inclinable. El umbral también puede ser un umbral que pertenece a un valor medido que ha sido medido por un sensor (por ejemplo, un sensor que mide una velocidad de rotación de un ventilador con conductos o de la velocidad del flujo de aire descendente creado por él).
Un valor controlado (por ejemplo, el estado del regulador) o un valor medido (por ejemplo, la velocidad de rotación medida) puede ser más fácil de controlar y mantener dentro de un límite permitido que controlar el empuje directamente. Es interesante señalar que el control de la potencia de empuje puede implementarse controlando dicho parámetro controlado (como la potencia proporcionada a la unidad de propulsión inclinable o el estado del regulador).
Por lo tanto, el control del empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable para reducir la diferencia entre las velocidades absolutas medidas y las ajustadas puede estar restringido a la luz del umbral alto y/o del umbral bajo, el aumento de la potencia de empuje puede estar restringido en función del umbral más alto que se determina en respuesta a la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo (ilustrado por la línea 1710) mientras que la reducción de la potencia de empuje puede restringirse en función del umbral inferior que se determina en respuesta a la velocidad aerodinámica medida (ilustrado por línea 1720).
Puede resultar en un aumento del empuje por encima del umbral alto, por ejemplo, en un ascenso no deseado de la aeronave o exceso de los límites de un régimen de gasto energético. Por otra parte, puede producirse una disminución del empuje por debajo del umbral inferior, por ejemplo, al golpear el suelo (si se vuela a baja altura) y/o en pérdida.
La disminución del empuje al volar en vuelo estacionario o cuando se está a baja velocidad puede resultar en el hundimiento del vehículo aéreo y en un aumento de la carga en el ala. Por lo tanto, exceder el intervalo de empuje permitido puede provocar que el vehículo aéreo se hunda y que el ala se ahogue. En particular, por debajo de una velocidad dada (que naturalmente depende de la implementación específica de la invención, por ejemplo, 15 nudos) la pérdida del ala tiene consecuencias limitadas o no perjudiciales, ya que la mayor parte de la sustentación la proporcionan los electromotores y el efecto del viento es marginal.
Si, sin embargo, la velocidad del vehículo aéreo es mayor que la velocidad dada pero, no obstante, es menor que la velocidad de pérdida del vehículo aéreo, exceder el empuje por debajo del intervalo permitido resultaría en una pérdida notable, e incluso puede resultar en volcar el vehículo aéreo. El intervalo permitido, entre los umbrales 1710 y 1720, por tanto, define un intervalo seguro en el que la sustentación proporcionada por el ala junto con los electromotores es suficientemente positiva.
Dado que los posibles resultados ejemplificados anteriormente de disminuir el empuje por debajo del umbral inferior pueden ser mucho más críticos que los posibles resultados ejemplificados anteriormente de aumentar el empuje por encima del umbral superior, es interesante señalar que a veces se puede tolerar superar el umbral alto (por ejemplo, en vista de otras consideraciones aerodinámicas), mientras que reducir el empuje por debajo del umbral inferior puede evitarse más estrictamente (e incluso prohibirse por completo).
Si bien no se ilustra, es interesante señalar que la tasa de reducción del empuje también puede ser limitada. Por ejemplo, incluso si se excede el umbral alto por cualquier motivo, el empuje de acuerdo con dicha implementación no puede ser cortado o reducido drásticamente, sino que más bien se reduce de una manera controlada en la que la tasa de reducción no excede un valor predeterminado. Esto puede implementarse para mantener una pérdida drástica y demasiado rápida de empuje que puede conducir a inestabilidad, bloqueos u otros resultados no establecidos. La velocidad creciente del empuje puede o no estar limitada de manera similar.
Tal y como se ha mencionado, la etapa 1560, que se lleva a cabo durante al menos parte de la etapa 1550 (y posiblemente también en otros momentos en los que se llevan a cabo partes del procedimiento 1500) incluye restringir la reducción de la potencia de empuje en función del umbral inferior que se determina en respuesta a una velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo.
Aunque no necesariamente durante cada momento de la etapa 1550, es interesante señalar que, posiblemente, durante al menos algunas partes de esta etapa se llevará a cabo un control de una reducción de la potencia de empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable.
Durante la desaceleración (la reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo), una o más alas del vehículo aéreo (así como potencialmente otros componentes aerodinámicos del mismo, como alerones, si se implementan) todavía producen sustentación. La desaceleración de las aeronaves de ala fija generalmente implica la reducción del empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal. Una técnica adicional e importante utilizada para reducir la velocidad de las aeronaves de ala fija consiste en inclinar el morro de dicha aeronave hacia arriba, creando así más resistencia. Es de destacar que las aeronaves de ala giratoria de la técnica anterior (como los helicópteros) también pueden inclinar el rotor hacia atrás para reducir la velocidad, algo que generalmente se da junto con un cabeceo de la aeronave.
Desde el momento en el que se encuentra en el segundo modo de vuelo, el vehículo aéreo del procedimiento 1500 incorpora un ala fija y un ala giratoria, el control de la reducción de la velocidad absoluta (mediante la reducción de la velocidad aerodinámica) puede, de hecho, incluir el control de un cabeceo del vehículo aéreo (por ejemplo, controlando componentes aerodinámicos del mismo, por ejemplo, como se ha explicado anteriormente, en el que, sin embargo, debe tenerse en cuenta que modificar una dirección del empuje proporcionado por cualquiera de las al menos una unidad de propulsión inclinable no implica necesariamente inclinar todo el vehículo, como en algunas
implementaciones, la al menos una unidad de propulsión inclinable puede inclinarse hacia atrás para lograr este efecto).
Inclinar el vehículo aéreo hacia arriba (levantar el morro) da como resultado un incremento en la sustentación generada debido al menos a un ala fija del vehículo aéreo y, por lo tanto, puede requerir una compensación de sustentación que implica reducir el empuje en la dirección general del vector de empuje vertical (por ejemplo, generado por la al menos una unidad de propulsión inclinable). Inclinar el vehículo aéreo hacia atrás cuando el empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable se dirige en la dirección general del vector de empuje vertical sin dicha compensación puede dar como resultado que se genere un empuje excesivo y un ascenso del vehículo aéreo.
El procedimiento 1500 también puede incluir mantener el paso del vehículo aéreo dentro de un intervalo de paso permitido al mismo tiempo que al menos una parte del control de la reducción de la velocidad absoluta, en la que el intervalo de cabeceo permitido se determina dinámicamente en respuesta a la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo. Es interesante señalar que el mantenimiento del paso dentro de un intervalo de paso permitido también puede llevarse a cabo simultáneamente con al menos parte del control del curso descendente. El intervalo de cabeceo permitido determinado dinámicamente puede determinarse en función de otros parámetros, excepto la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo. Por ejemplo, puede determinarse más en función de una parte del curso (por ejemplo, descendente/no descendente), en una orientación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, en condiciones aerodinámicas ambientales (por ejemplo, viento, tiempo), en altura, etc. Se puede mantener el cabeceo dentro del intervalo de cabeceo permitido para evitar la pérdida del vehículo aéreo.
La figura 6 es un gráfico que ejemplifica de forma ilustrativa la restricción del cabeceo del vehículo aéreo en función de la velocidad aerodinámica medida del mismo, de acuerdo con una realización de la invención. La abscisa (el eje X) representa las posibles velocidades aerodinámicas medidas del vehículo aéreo. El eje de velocidad aerodinámica representado comienza a cero velocidad absoluta medida, pero es interesante señalar que su punto de partida puede diferir, y también se pueden dar umbrales, por ejemplo, para velocidades aerodinámicas negativas (es decir, cuando la masa de aire alrededor del vehículo aéreo progresa hacia una parte delantera del vehículo aéreo con respecto al vehículo aéreo, y no al revés como se encuentra normalmente en el vuelo hacia delante).
La ordenada (el eje Y) representa el cabeceo del vehículo aéreo con respecto al horizonte. En el gráfico ilustrado, el comienzo de la ordenada es equivalente a un cabeceo cero (puede definirse, por ejemplo, que una línea que conecta el morro del vehículo aéreo y la parte más trasera del mismo es sustancialmente horizontal), pero esto no es necesariamente así.
Es interesante señalar que no se proporcionan unidades ni valores con respecto a ninguno de estos ejes, porque los umbrales reales varían significativamente según la implementación. Por ejemplo, el cabeceo permitido en una velocidad aerodinámica dada para un VANT de rotor inclinable de 70 kg puede ser sustancialmente diferente del cabeceo permitido en la misma velocidad aerodinámica para una aeronave multimisión de rotor inclinable de 15 toneladas. Del mismo modo, los valores de cabeceo permitidos también dependen en gran medida de otros factores como el diseño aerodinámico, el área del ala, etc., y potencialmente también en circunstancias operativas (por ejemplo, los umbrales de cabeceo en una altura baja pueden ser más estrictos que en una elevación alta). El intervalo de cabeceo permitido a cualquier velocidad aerodinámica puede definirse por un umbral de cabeceo más alto y un umbral de cabeceo más bajo. El umbral de cabeceo más alto 1810 representa el cabeceo máximo permitido en cualquier velocidad aerodinámica medida posible, y el umbral de cabeceo más bajo 1820 representa el cabeceo mínimo permitido en cualquier velocidad aerodinámica medida posible. La línea 1830 representa un posible cabeceo durante un curso de descenso ilustrativo del vehículo aéreo. Es interesante señalar que se muestran diferentes cabeceos en la línea 1830 para una sola velocidad aerodinámica, como puede ocurrir en diferentes situaciones, por ejemplo, debido a los vientos o al hecho de que la desaceleración no es necesariamente monótona y, por lo tanto, el vehículo aéreo puede medir la misma velocidad más de una vez.
Es interesante señalar que mientras que la ordenada (el eje Y) representa el cabeceo en la dirección general del vector de cabeceo vertical, los umbrales de cabeceo reales (tanto más bajos como más altos) pueden no ser necesariamente un umbral de cabeceo, sino que pueden ser umbrales de uno o más parámetros asociados con el cabeceo. Por ejemplo, el umbral de cabeceo puede ser un umbral de un medidor de cabeceo, un umbral del medidor de inclinación, y así sucesivamente. Un valor controlado o un valor medido puede ser más fácil de controlar y mantener dentro del límite permitido que controlar el cabeceo directamente. Es interesante señalar que el control del cabeceo puede implementarse controlando una o más operaciones de uno o más componentes influyentes del cabeceo del vehículo aéreo, como controlando un ángulo de inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable o modificando un estado de un subsistema aerodinámico del vehículo aéreo, como sus elevadores.
El control del empuje de las al menos una unidad de propulsión inclinable para reducir la diferencia entre las velocidades absolutas medidas y fijadas, o el control de otros parámetros, puede por lo tanto restringirse a la luz del umbral de cabeceo alto y/o del umbral de cabeceo bajo, y viceversa.
Puede producirse un aumento del cabeceo por encima del umbral de cabeceo alto, por ejemplo, excediendo un
ángulo de pérdida, y la disminución del cabeceo por debajo del umbral de cabeceo más bajo puede resultar, por ejemplo, en la reducción de la capacidad del vehículo aéreo para perder velocidad.
Cabe señalar que al menos parte del control de la reducción de la velocidad absoluta puede posiblemente llevarse a cabo después del control del curso descendente del vehículo aéreo (es decir, mientras que la etapa 1550 puede coincidir al menos parcialmente con la etapa 1540, de acuerdo con dicha implementación, al menos parte de la etapa 1550 se lleva a cabo después de la etapa 1540) durante un vuelo sustancialmente horizontal del vehículo aéreo (denominado etapa 1552).
Claramente, también se pueden implementar otros tipos de limitaciones y umbrales, ya sea además o en lugar de los límites de empuje y/o cabeceo mencionados anteriormente. Por ejemplo, el ángulo del vehículo aéreo (por ejemplo, su eje principal que lo conecta con las partes frontal y trasera) con respecto al viento, puede ser limitado. En algunas implementaciones de la invención, cuando el vehículo aéreo frena, especialmente en el segundo modo de vuelo, puede tener una tendencia a rotar de cara al viento. Se pueden usar límites para limitar ese ángulo, y esto puede ayudar a llevar el vehículo aéreo a su destino de manera eficiente.
Haciendo referencia al ejemplo expuesto en la figura 4A, la etapa 1550 se puede llevar a cabo en la parte 1015 del curso 1010. Cabe señalar que una dirección de vuelo del vehículo aéreo durante el vuelo sustancialmente horizontal no es necesariamente exactamente horizontal, y que pueden producirse desviaciones de un vuelo horizontal perfecto. El vuelo sustancialmente horizontal puede limitarse a un intervalo de altitud que se fija en el tiempo y que, por tanto, puede considerarse que define un pasillo horizontal imaginario en el que vuela el vehículo aéreo.
Por lo tanto, el procedimiento 1500 puede incluir controlar la modificación de la altitud del vehículo aéreo durante el vuelo horizontal sustancial para mantener la altitud del vehículo aéreo entre un umbral de altitud inferior y un umbral de altitud superior, en el que este control de la modificación de la altitud se puede llevar a cabo simultáneamente con el control de la etapa 1550. Aunque no necesariamente así, el umbral de altitud inferior y superior se puede mantener constante durante el control anteriormente mencionado de la modificación de la altitud, pero esto no es necesariamente así. Como alternativa, esto también se puede implementar, por ejemplo, controlando la modificación de la altitud del vehículo aéreo para reducir al mínimo una desviación vertical del vehículo aéreo desde una altitud establecida.
Dicha reducción al mínimo del mantenimiento de la altitud puede llevarse a cabo durante el vuelo horizontal sustancial pero también durante otras partes del procedimiento, y puede llevarse a cabo al menos parcialmente al mismo tiempo que el control de la reducción de la velocidad absoluta.
En un ejemplo, el umbral de altitud más bajo puede mantenerse a 5 metros sobre el nivel del suelo local (o un nivel del suelo estimado/promedio) y el umbral de altitud más alto puede mantenerse a 10 metros sobre el nivel del suelo local. Claramente, se pueden utilizar otros valores, como quedaría claro para una persona experta en la técnica, por ejemplo, dependiendo de las dimensiones y capacidades aerodinámicas de la aeronave implementada, sobre las condiciones ambientales, sobre consideraciones tácticas/operativas, etc. Asimismo, los umbrales de altitud no se definen necesariamente en relación con la altura del suelo local, y pueden definirse en relación con cualquier otro valor de altitud conocido, por ejemplo, sobre el nivel del mar, por encima de una altitud flotante de destino, y así sucesivamente. Cuando corresponda, por ejemplo, en los casos en que los umbrales se definen por encima del nivel del suelo local (real/medido/estimado/promedio/etc.) y el nivel del suelo no es horizontal, la condición perteneciente al vuelo horizontal sustancial puede ser reemplazada por una condición perteneciente al vuelo a una altura sustancialmente fija sobre el nivel del suelo local.
Es interesante señalar que mientras se controla la modificación de la altitud en un vuelo horizontal sustancial, el control puede responder a umbrales que no son fijos. Por ejemplo, los umbrales pueden modificarse algo dependiendo de las modificaciones de altitud en sí mismas (por ejemplo, si el vehículo aéreo se elevó durante ese control, ya sea intencionalmente o no, el umbral puede actualizarse para reflejar este cambio). La condición relacionada con la condición horizontal sustancial puede ser reemplazada por una condición relacionada con el vuelo con una tasa de cambio de altitud relativamente baja (por ejemplo, un curso con una tasa de cambio de altitud de menos del 1 %, de menos del 2 %, etc.).
Volar en un vuelo sustancialmente horizontal (u otros equivalentes, por ejemplo, como los mencionados anteriormente) no es obligatorio en todas las implementaciones de la invención, y un sistema de control que controle al menos en parte el vehículo aéreo puede determinar si dicho curso sustancialmente horizontal se establece en la etapa de reducción de la velocidad absoluta (que puede ser la etapa final antes de volar en modo estacionario). Algunas consideraciones ilustrativas para decidir sobre tal curso de vuelo sustancialmente horizontal son: consideraciones aerodinámicas; consideraciones de carga útil (por ejemplo, cuando la afectividad de la carga útil aumenta sustancialmente en la altitud de vuelo estacionaria designada), reducir la exposición del vehículo aéreo a amenazas externas, bajar por debajo del nivel de las nubes, y así sucesivamente.
Es interesante señalar que en algunas situaciones, el procedimiento 1500 puede incluir la restricción de diferentes parámetros relacionados con el estado del vehículo aéreo. Se han ofrecido algunos ejemplos anteriormente. Por ejemplo, tal y como se ha expuesto anteriormente, el procedimiento puede incluir controlar la modificación de la
altitud del vehículo aéreo para mantener la altitud del vehículo aéreo entre un umbral de altitud inferior y un umbral de altitud superior (especialmente durante el vuelo horizontal sustancial, pero posiblemente también antes de eso, por ejemplo, durante el descenso del vehículo aéreo). Tal y como se ha expuesto ya anteriormente, el procedimiento 1560 también puede incluir controlar la potencia de empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable mientras se restringe la reducción de la potencia de empuje en función de un umbral inferior que se determina en respuesta a una velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo. El control de la modificación de la altitud puede realizarse simultáneamente con el control del empuje.
En algunos escenarios, intentar controlar más de un solo parámetro puede conducir a situaciones en las que la restricción de un primer parámetro entra en conflicto con la restricción de otro parámetro. Por ejemplo, mantener el vehículo aéreo dentro de un intervalo de altitud permitido puede requerir en algún momento exceder las restricciones de umbral aplicadas. Por ejemplo, si una ráfaga de viento repentina da como resultado un aumento repentino de la sustentación del viento, puede ser necesaria una rápida reducción del empuje en la dirección general del vector de empuje vertical para evitar elevarse por encima del umbral de altitud superior. Por lo tanto, debe superarse al menos uno de los dos umbrales respectivos, y en diferentes implementaciones, diferentes reglas de orden pueden determinar favorecer un tipo de umbral sobre otro.
El procedimiento 1500 puede incluir reducir al mínimo una desviación vertical del vehículo aéreo desde una altitud establecida (por ejemplo, mediante el intento de mantener la altitud del vehículo aéreo entre un umbral de altitud más bajo y un umbral de altitud más alto), simultáneamente con al menos una parte del control de la reducción de la velocidad absoluta, en la que la reducción al mínimo está restringida al menos por la restricción de la reducción de la potencia de empuje en función del umbral inferior.
Es decir, de acuerdo con dicha implementación, la prevención de una reducción de la potencia de empuje por debajo del umbral inferior se prioriza sobre la reducción al mínimo de la desviación vertical de la altitud establecida, y la reducción del empuje de una manera que resulte en exceder el umbral inferior (por ejemplo, reduciendo la velocidad de rotación de las palas de un rotor inclinable que es la unidad de propulsión inclinable por debajo de una tasa de rotación mínima permitida para la velocidad aerodinámica medida actual), incluso a costa de no reducir al mínimo la desviación vertical de la altitud establecida (por ejemplo, incluso si resulta en exceder el umbral de altitud superior simultáneo).
La reducción al mínimo de la desviación vertical puede restringirse (posiblemente restringirse aún más, si se implementa la restricción que se acaba de desvelar) restringiendo una tasa de reducción de la potencia de empuje en función de una tasa de reducción de la potencia de empuje máxima permitida. Es decir, incluso si la reducción del empuje para reducir al mínimo la desviación vertical no requiere una reducción del empuje que resultaría en exceder el umbral inferior, sin embargo, está limitado en tal implementación por la tasa máxima de reducción de potencia de empuje permitida.
La tasa de reducción de la potencia de empuje puede pertenecer directamente al empuje y también puede pertenecer a una tasa de reducción de un valor controlado (por ejemplo, estado del regulador) o un valor medido (por ejemplo, velocidad de rotación medida). Por ejemplo, incluso si el vehículo aéreo está a punto de superar el umbral de altitud superior, se determina que el empuje debe reducirse y no se excede el umbral inferior relacionado con el empuje, la velocidad a la que se puede reducir el empuje en tal implementación está restringida por la velocidad máxima permitida de reducción de la potencia de empuje. La tasa de reducción de la potencia de empuje máxima permitida se puede definir de diferentes maneras, por ejemplo, de una manera relativa (por ejemplo, una reducción de menos del 1 % del valor actual por segundo) o de forma fija (una reducción de menos de 200 rpm por minuto).
Tal y como se ha mencionado, al menos parte del control de la reducción de la velocidad absoluta puede terminar llevándose a cabo después del control del curso descendente del vehículo aéreo, durante un vuelo sustancialmente horizontal del vehículo aéreo (denominado etapa 1552). No obstante, cabe señalar que al menos parte del control de la reducción de la velocidad absoluta puede posiblemente llevarse a cabo simultáneamente al control del curso descendente del vehículo aéreo, y antes de su vuelo sustancialmente horizontal, si es que se implementa. Con referencia a la figura 4B, por ejemplo, la parte 1024 es la parte del curso 1020 en la que se lleva a cabo el control de la reducción de la velocidad absoluta sustancialmente a un vuelo estacionario (mientras que la al menos una unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical). Puede verse que la parte 1024 del curso se solapa parcialmente con la parte 1023 del curso 1020 en la que se realiza y controla el descenso del vehículo aéreo.
Además, posiblemente se pueda llevar a cabo una reducción sustancial de la velocidad absoluta durante el descenso, y no solo en el vuelo horizontal (si es que se implementa). Esta reducción de la velocidad absoluta puede llevarse a cabo cuando la al menos una unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical, pero también puede incluir una reducción sustancial de la velocidad absoluta antes de la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, cuando la al menos una unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal.
El procedimiento 1500 también puede incluir controlar, durante al menos la segunda parte del descenso, la
reducción de la velocidad absoluta a una fracción de la velocidad absoluta inicial al comienzo del curso descendente (por ejemplo, una fracción de la velocidad de crucero del vehículo aéreo en el que navegaba antes de comenzar a descender) antes del final del descenso y antes del comienzo del vuelo sustancialmente horizontal de un vehículo aéreo. En el curso de la figura 7, por ejemplo, si la velocidad de crucero del vehículo aéreo es de 35 nudos (35 nudos) y bajo la presunción de que no hay viento significativo, la velocidad absoluta inicial puede considerarse de 35 nudos. Al final del descenso, antes del vuelo horizontal, la velocidad absoluta del vehículo aéreo puede ser, por ejemplo, de 25 nudos. En dicho ejemplo, la reducción de la velocidad absoluta es de aproximadamente el 70 % de la velocidad absoluta inicial. El 70 % restante puede reducirse durante el vuelo sustancialmente horizontal. En diversas implementaciones, la velocidad absoluta puede reducirse a otras fracciones de su valor inicial, por ejemplo, del 50 % aproximadamente, del 60 % aproximadamente, del 70 % aproximadamente, del 80 % aproximadamente y del 90 % aproximadamente.
La reducción de la velocidad absoluta antes de un vuelo sustancialmente horizontal también puede regirse de otro modo. El procedimiento 1500 puede incluir controlar, durante al menos la segunda parte del descenso, la reducción de la velocidad absoluta por debajo de una velocidad de umbral máxima permitida antes del final del descenso y antes del comienzo del vuelo sustancialmente horizontal del vehículo aéreo.
La transición del vuelo en curso descendente al vuelo horizontal podrá realizarse de forma gradual, por ejemplo, como una subetapa de apertura (tal y como se indica en la figura 7). Esta etapa puede ser la parte del curso de descenso en la que se lleva a cabo la mayor parte de la reducción de la velocidad de descenso (véase, por ejemplo, los valores de velocidad aerodinámica indicados en la figura 7).
Es interesante señalar que si no se reduce suficientemente la velocidad absoluta (ya sea antes del final del descenso o en diferentes etapas a lo largo del mismo o después) puede resultar en la cancelación de todo el aterrizaje/desaceleración a un procedimiento de vuelo estacionario, por ejemplo, ya que la distancia restante hasta el destino puede ser insuficiente para detenerse por completo en dichas condiciones.
Es interesante señalar que otro escenario, en el que el vehículo aéreo desacelera demasiado rápido también puede ser no deseado. Si el vehículo aéreo reduce la velocidad en una etapa demasiado temprana (por ejemplo, por debajo de 5 nudos en el régimen ejemplificado en la figura 7), puede tardar mucho en llegar a su destino, provocando así también un derroche de gran cantidad de energía en el camino. Lo que es más, acelerar el vehículo aéreo una vez que su velocidad se reduce considerablemente puede resultar costoso, ineficaz y requiere mucho tiempo.
El control de la reducción de la velocidad absoluta puede posiblemente incluir evitar una reducción de la velocidad aerodinámica por debajo de un umbral predeterminado hasta alcanzar una proximidad de la posición predeterminada de destino de vuelo estacionario. Esto se puede lograr, por ejemplo, controlando al menos un ángulo de cabeceo del vehículo aéreo.
Tal y como se ha mostrado anteriormente, en algunos escenarios, el vehículo aéreo puede alcanzar un estado en el que no puede detenerse en la posición predeterminada de destino de vuelo estacionario, o no puede hacerlo en un tiempo razonable o usando una cantidad razonable de energía. Incluso si es posible que lo haga, se pueden implementar ciertas reglas de decisión para determinar que las posibilidades de completar dicha tarea razonablemente están por debajo de un umbral aceptado.
El procedimiento 1500 también puede incluir la etapa 1580 de comprobar repetidamente si los parámetros de vuelo están dentro de una envolvente que permite que la desaceleración sobreviva en una posición predeterminada de destino en vuelo estacionario. Dicha verificación repetida puede llevarse a cabo a intervalos regulares o irregulares, y cada instancia puede activarse por tiempo o en función de uno o más parámetros medidos.
La verificación repetida puede comenzar, por ejemplo, durante la primera parte del descenso y al menos hasta la reducción de la velocidad absoluta a un vuelo estacionario sustancial. A modo de ejemplo, la verificación repetida puede llevarse a cabo al menos hasta que se produzca por primera vez un evento seleccionado entre (a) recibir un resultado negativo y (b) reducir la velocidad absoluta a un vuelo estacionario sustancial.
Si se recibe un resultado negativo en la verificación (es decir, si al menos uno de los parámetros de vuelo excede dicha envolvente), el procedimiento puede incluir abortar el aterrizaje/desacelerar a un procedimiento de vuelo estacionario, pero también puede incluir reiterar algunas partes del procedimiento, por ejemplo, volviendo al primer modo de vuelo, volviendo a entrar en la envolvente y pasando por la secuencia de etapas (1510 a 1550) hasta lograr un resultado exitoso.
Cabe señalar que incluso si el resultado de la verificación es negativo, la respuesta no es necesariamente ascender y volver a intentar aterrizar (o descender). Por ejemplo, si, siguiendo el resultado negativo, se determina que el vehículo aéreo está más cerca de aterrizar que de volar (por ejemplo, su velocidad es muy baja), entonces, incluso si aterrizar en el destino no es factible, no obstante, el procedimiento puede continuar con el aterrizaje del vehículo aéreo en un lugar cercano. También pueden implementarse otras respuestas a un resultado negativo de la verificación, y pueden implementarse varias reglas de decisión para determinar entre una pluralidad de tales posibles respuestas.
El procedimiento 1500 puede incluir instruir de forma selectiva la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal si el resultado de la verificación fue negativo, y controlar la dirección del vehículo aéreo a una posición y un estado en el que los parámetros de vuelo están dentro de la envolvente, y reiniciar el procedimiento, comenzando de nuevo con el control durante la primera parte del descenso.
La etapa 1570 opcional incluye controlar una dirección de progresión horizontal del vehículo aéreo. Es interesante señalar que la dirección de progresión horizontal puede mantenerse sustancialmente uniforme durante todo el curso realizado por el vehículo aéreo (por ejemplo, todo el curso 1010 o 1020), pero esto no es necesariamente así. Por ejemplo, parte del curso (por ejemplo, el descenso) se puede realizar en una dirección de progresión horizontal sustancialmente directa, mientras que otra parte puede incluir controlar el giro del curso y modificar la dirección de progresión horizontal. El control de la etapa 1570 se puede realizar en paralelo o parcialmente en paralelo, a algunas o todas las etapas desveladas anteriormente.
El control de la dirección de progresión horizontal puede llevarse a cabo en respuesta a una dirección de progresión horizontal establecida, que puede fijarse o cambiarse de vez en cuando. La determinación de dicha dirección de progresión horizontal establecida puede basarse en varias consideraciones, como consideraciones geométricas (por ejemplo, la distancia desde la ubicación de destino y la altitud actual), condiciones atmosféricas (por ejemplo, viento), eficiencia aerodinámica y/o energética, consideraciones operativas, capacidades del vehículo aéreo, etc. Si bien algunos parámetros pueden ser determinados por un sistema (o una persona) que implementa el procedimiento 1500 (por ejemplo, en la etapa 1590 del mismo), algunos parámetros pueden ser determinados al sistema por otro sistema, módulo o persona. En determinados ejemplos, algunos de estos parámetros que pueden definirse antes del control del procedimiento 1500 son los siguientes:
a. ¿Dónde debería aterrizar o volar el vehículo aéreo en modo estacionario? (por ejemplo, ¿cuál es la posición de destino de desplazamiento? ¿Cuál es el destino final del aterrizaje?)
b. ¿A qué altura debería volar el vehículo aéreo en modo estacionario?
c. ¿Desde qué dirección debe llegar el vehículo aéreo? (por ejemplo, contra el viento, en un acimut de 271°, cuando una imagen capturada por una cámara montada en el vehículo aéreo coincide con una o más imágenes de referencia, etc.)
d. ¿En qué ángulo de acceso debe descender el vehículo aéreo?
e. ¿Cuáles son los intervalos horizontales asignados a algunas o todas las diferentes subetapas?
f. ¿Cuáles son las limitaciones de tiempo para el aterrizaje?
Si bien no necesariamente todos estos parámetros se determinan de antemano, es posible que todos ellos (o cualquier subcombinación de los mismos, por ejemplo, incluyendo los parámetros a, b, c, d, y e pero no f, y así sucesivamente) se determinen de antemano. El control de las diferentes etapas (1510 a 1550 y 1570) puede depender directamente de estos parámetros (o algunos de ellos, dependiendo del escenario), pero también puede depender de los parámetros determinados en la etapa 1590 en función de estos parámetros. Es interesante señalar que estos parámetros, o parámetros similares a los mismos, también pueden determinarse para las diversas etapas del procedimiento 1600 que se describen a continuación.
La figura 3B es un diagrama de flujo del procedimiento 1600 para controlar un descenso vertical sustancial de un vehículo aéreo, de acuerdo con una realización de la invención. El vehículo aéreo del procedimiento 1600 puede incluir al menos una unidad de propulsión inclinable y puede ser el vehículo aéreo del procedimiento 1500. Sin embargo, estará claro para una persona experta en la técnica que el procedimiento 1600 también se puede implementar para otros tipos de vehículos aéreos, como helicópteros.
La etapa 1550 incluye controlar la reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo del procedimiento 1500 sustancialmente a un vuelo estacionario, y puede ser seguida por las etapas del procedimiento 1600 que incluye controlar un descenso sustancialmente vertical de un vehículo aéreo, potencialmente hasta que haya aterrizado. Sin embargo, el procedimiento 1600 también puede implementarse independientemente del procedimiento 1500, por ejemplo, si el vehículo aéreo se llevó a un vuelo estacionario sustancial de otra manera. En un ejemplo en el que el procedimiento 1600 se lleva a cabo después del procedimiento 1500, el control del descenso vertical del vehículo aéreo se puede llevar a cabo durante la parte 1017 del curso 1010 ilustrado en la figura 4A. El descenso vertical ilustrado por la parte 1017 puede terminar con un aterrizaje en el suelo (indicado como 1018).
Generalmente, el procedimiento 1600 puede incluir controlar un descenso sustancialmente vertical del vehículo aéreo, después de la reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo sustancialmente para flotar, hasta que se cumpla al menos una condición de detección de tierra. Como alternativa, el control del descenso sustancialmente vertical puede continuar hasta el cumplimiento de otra regla de decisión, como alcanzar una altura de vuelo estacionaria predeterminada que sea más baja que una altura de vuelo estacionario en la que el vehículo aéreo se
movió sustancialmente antes del descenso sustancialmente vertical. El control del descenso sustancialmente vertical se puede implementar llevando a cabo el procedimiento 1600, pero esto no es necesariamente así.
Es interesante señalar que el procedimiento 1600 incluye varias etapas de control, tal y como se desvela en detalle a continuación. Dicho control se puede implementar de varias formas. Dicho control puede ser implementado por un piloto, por otra persona a bordo, o por un operador humano remoto (por ejemplo, para un vehículo aéreo de rotor inclinable no tripulado). Sin embargo, el procedimiento 1600 también puede implementarse mediante uno o más sistemas informáticos (por ejemplo, como se ejemplifica en relación con el sistema 1200). Dicho sistema puede montarse a bordo del vehículo aéreo del procedimiento 1600, o externamente, y varios de dichos sistemas pueden coordinarse para implementar el procedimiento 1600 (en el que cada etapa del procedimiento puede implementarse mediante un solo sistema o una combinación de dichos sistemas computarizados). Adicionalmente, también se puede implementar una combinación de uno o más controladores humanos y uno o más sistemas informatizados. De acuerdo con una realización de la invención, el control del curso descendente y el control de la reducción de la velocidad absoluta (ambos se desvelan con mayor detalle a continuación) incluyen el control automatizado por al menos un procesador de una unidad de control montada en el vehículo aéreo. Es interesante señalar que dichos procesadores y/u otros sistemas informáticos pueden ser un sistema dedicado (implementado en hardware, firmware, etc.), y también puede implementarse en software ejecutado por un procesador de otro sistema montado en el vehículo aéreo.
También cabe señalar que las diferentes etapas del procedimiento 1600 incluyen controlar (por ejemplo, controlar una reducción de la altitud del vehículo aéreo en la etapa 1620). Aunque no necesariamente así, en cada una de las etapas de control, el procedimiento 1600 posiblemente también puede incluir la realización de la operación controlada, incluso si no está explícitamente elaborado. Continuando con el mismo ejemplo, además del control de la etapa 1620, el procedimiento 1600 puede incluir además reducir la altitud del vehículo aéreo.
La etapa 1610 del procedimiento 1600 incluye iniciar el control del descenso sustancialmente vertical del vehículo aéreo. El inicio del control del descenso vertical sustancial puede realizarse en función de diferentes parámetros, por ejemplo, uno o más de los siguientes parámetros: determinar que la aeronave alcanzó un vuelo estacionario sustancial, determinar que llegó a la ubicación de destino, un estado de la aeronave (por ejemplo, nivel de energía restante), tiempo transcurrido desde el inicio del control del descenso o cualquier otra etapa identificada, etc. Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos anteriores, la etapa 1610 puede llevarse a cabo mediante una unidad de control como la unidad de control 1220.
La etapa 1610 puede incluir la etapa 1612 de iniciar el control del descenso sustancialmente vertical del vehículo aéreo si transcurre un tiempo predeterminado desde la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, con independencia de los datos de los sensores. Es decir, incluso si los datos de los sensores tampoco indican que la velocidad absoluta del vehículo aéreo se redujo a un vuelo estacionario sustancial, ni que el vehículo aéreo llegó al lugar de destino (o no se cumple otra condición esperada), el control del descenso sustancialmente vertical todavía puede iniciarse, en vista del tiempo transcurrido. Por supuesto, la etapa 1612 no se implementa si el vehículo aéreo del procedimiento 1600 no incluye una unidad de propulsión inclinable.
Es interesante señalar que la referencia de tiempo de la etapa 1612 puede ser el tiempo de inclinación (tal y como se ha indicado anteriormente), pero también puede ser reemplazado por (o además de) una referencia de tiempo perteneciente a cualquiera de las otras etapas del procedimiento 1500, por ejemplo, el tiempo en el que comenzó el vuelo sustancialmente horizontal de la etapa 1552.
El inicio del control del descenso sustancialmente vertical, con independencia de los datos de los sensores, puede implementarse por varias razones. Por ejemplo, los datos de los sensores pueden ser defectuosos (por ejemplo, un sensor de velocidad aerodinámica o un sensor de ubicación pueden estar defectuosos). En otro ejemplo, dicha iniciación, independientemente de los datos de los sensores, puede implementarse para ahorrar energía, por ejemplo, incluso si el vehículo aéreo no llegó a la ubicación de destino, hacerlo puede llevar demasiado tiempo y energía (por ejemplo, debido a un fuerte viento en contra), para que aterrizar después de un tiempo predeterminado (o, cuando se mide que los niveles de energía cayeron por debajo de un nivel predeterminado) se pueden implementar. En otro ejemplo más, es interesante señalar que una etapa anterior puede no haberse completado correctamente (por ejemplo, hubo un error en la navegación del vehículo aéreo en una etapa anterior) y, por lo tanto, otras condiciones de parada pueden no cumplirse nunca en algunos escenarios.
Con referencia a las etapas del procedimiento 1500, es interesante señalar que el inicio de diferentes etapas puede determinarse en función de los datos de los sensores (por ejemplo, el inicio del vuelo sustancialmente horizontal en la etapa opcional 1552 puede basarse en un medidor de altitud), pero también se puede determinar en función del tiempo transcurrido desde cualquier punto predeterminado en el tiempo (por ejemplo, desde el inicio de una o más de las etapas precedentes).
La etapa 1620 del procedimiento 1600 incluye controlar una reducción de la altitud del vehículo aéreo. El control de la reducción de la altitud puede incluir el control de varios subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo. Puede incluir controlar el empuje de una o más unidades de propulsión dirigidas en la dirección general del vector de
empuje vertical (por ejemplo, una unidad de propulsión inclinable, una unidad de propulsión no inclinable). También puede incluir el control de subsistemas aerodinámicos adicionales del vehículo aéreo (como los ejemplificados anteriormente), por ejemplo, para controlar la guiñada, el cabeceo y/o el alabeo del vehículo aéreo durante la reducción de altitud.
Cabe señalar que el curso del vehículo aéreo durante el descenso de la etapa 1620 no es necesariamente un descenso estrictamente monótono, y que mientras que la altitud del vehículo aéreo al final del descenso es sustancialmente menor que su altitud al principio del descenso, sin embargo, el vehículo aéreo puede experimentar algunos ascensos temporales (por ejemplo, debido a vientos o condiciones del aire inesperados, debido al movimiento de las superficies de control del vehículo aéreo, e incluso como efectos de acciones tomadas como parte del control de otro aspecto del vehículo aéreo, por ejemplo, para mantener el vehículo aéreo dentro de una envolvente que finalmente permite el aterrizaje del vehículo aéreo).
El control de la reducción de la altitud del vehículo aéreo se puede lograr al menos controlando la operación de uno o más de los subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo. Dichas partes pueden incluir, a modo de ejemplo, la al menos una unidad de propulsión inclinable, al menos una unidad de propulsión no inclinable, un regulador, un electromotor, aletas, elevadores, timón, accionador del timón, flaperones, elevones, hipersustentadores, listones, deflectores, frenos de aire, alas de barrido variable, unidad de propulsión no inclinable, palas de rotores, etc. Es interesante señalar que las diferentes etapas del procedimiento 1600 (por ejemplo, el control de la etapa 1620) pueden incluir el control de una operación de al menos un subsistema aerodinámico del vehículo aéreo seleccionado de un grupo que consiste en un alerón, un elevador, un timón, un accionador del timón, un flaperón, elevones y un hipersustentador.
El control de la etapa 1620 puede incluir el control de la modificación de la potencia de empuje de dicha unidad de propulsión (por ejemplo, la al menos una unidad de propulsión inclinable) para reducir al mínimo una desviación de la altitud supervisada del vehículo aéreo de una altitud establecida dinámica que se cambia de vez en cuando. La altitud establecida puede modificarse continuamente, pero no necesariamente. Posiblemente, la altitud establecida puede ser una altitud establecida que disminuye monótonamente y, potencialmente, disminuye monótonamente a una velocidad constante (por ejemplo, 0,2 - 0,6 metros por segundo). La velocidad absoluta del vehículo aéreo durante la reducción de altitud (y/o durante el aterrizaje, si se implementa) puede restringirse, por ejemplo, a menos de 2 nudos.
Es interesante señalar que durante la etapa 1620, la etapa 1622 también se puede realizar, incluido el mantenimiento de una ubicación del vehículo aéreo. El mantenimiento de la ubicación puede realizarse con respecto al terreno local (por ejemplo, utilizando una cámara, un RADAR, etc.), o a otros medios indicativos de ubicación, como un sistema de navegación inercial y/o un sistema GPS. El mantenimiento de la ubicación puede responder a una ubicación medida (por ejemplo, basada en GPS) o en respuesta a la velocidad absoluta medida (por ejemplo, GPS y/o Doppler). Es interesante señalar que esos dos no siempre coinciden.
La etapa 1620 puede implementarse como etapa opcional 1624 que incluye controlar la modificación de la potencia de empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable para reducir al mínimo una desviación de la altitud supervisada del vehículo aéreo desde una altitud establecida monótonamente decreciente.
La etapa 1620 puede implementarse como etapa opcional 1626 que incluye controlar la modificación de la potencia de empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable para reducir al mínimo una desviación de la altitud supervisada del vehículo aéreo de una altitud establecida dinámica que disminuye por debajo del nivel del suelo local. Hacer que la altitud establecida disminuya por debajo del nivel del suelo local puede usarse en escenarios de aterrizaje, en los que el vehículo aéreo se baja de forma controlable al nivel del suelo local.
Al intentar reducir al mínimo la desviación de la altitud supervisada de la altitud establecida, si la altitud supervisada es significativamente más alta que la altitud establecida en un momento dado, el control puede incluir la reducción del nivel de empuje de la unidad de propulsión (y viceversa). La reducción del nivel de empuje puede resultar en una disminución de la altitud supervisada y, por lo tanto, en una reducción de la desviación de altitud.
Si la altitud establecida se establece en un nivel que sea suficientemente inferior al nivel del suelo local, entonces, incluso si la altitud supervisada se mide con algunos errores, es probable que sea más alta que la altitud establecida. Es decir, incluso si el vehículo aéreo tocó el suelo sin un sensor adecuado que lo identifique, no obstante, se reducirá el empuje de la unidad de propulsión, debido a la desviación entre la altitud local medida a nivel del suelo y la altitud establecida que es suficientemente inferior a la misma. Lo que es más, si la altitud establecida se reduce monótonamente, la reducción de la potencia de empuje de la al menos una unidad de propulsión puede ser gradual. Es interesante señalar que los niveles de empuje no están necesariamente restringidos como se ejemplifica en la figura 5 (aunque la tasa decreciente del empuje puede seguir restringiéndose) y, por lo tanto, dicha disminución de la altitud establecida puede resultar en la disminución gradual de la potencia de empuje a cero. El grado en el que la altitud establecida desciende por debajo del nivel del suelo local puede depender de varios parámetros.
Dichos parámetros pueden incluir, por ejemplo, errores esperados en uno o más de: la altitud medida, la altitud del terreno local; la tasa de descenso (por ejemplo, dependiendo de la tasa de reducción de empuje permitida), las
condiciones externas, las dimensiones físicas del vehículo aéreo, la resistencia del vehículo aéreo, etc. Por ejemplo, la altitud establecida puede ser menor que la altitud local a nivel del suelo, más de cinco veces la dimensión de altura del vehículo aéreo, más de diez veces la altura del vehículo aéreo, más de veinte veces esa altura y similares. La etapa 1620 puede implementarse controlando la modificación de la potencia de empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable para reducir al mínimo la desviación de la altitud supervisada del vehículo aéreo de una altitud establecida monótonamente decreciente que disminuye por debajo del nivel del suelo local más de cinco veces la altura del vehículo aéreo.
Incluso si este mecanismo se implementa como un mecanismo de seguridad, también pueden implementarse otros mecanismos para determinar cuándo detener la reducción controlable de altitud, por ejemplo, cuando se determina que el vehículo aéreo ha alcanzado una altura de destino y/o ha aterrizado.
La etapa 1630 del procedimiento 1600 incluye determinar si se cumplió una condición de parada por reducción de altitud. Dicha condición de parada por reducción de altitud puede ser una condición de detección del suelo, pero esto no es necesariamente así, y se pueden implementar otras condiciones de parada por reducción de altitud, además o en lugar de una condición de detección del suelo.
Algunas condiciones de parada por reducción de altitud que pueden implementarse en varias implementaciones de la invención son:
1. ¿Una entrada de un sensor de detección de suelo (ya sea dedicado a la detección de suelo o no) indicó la detección de suelo? Dicho sensor de detección de suelo puede ser, por ejemplo, un sensor de aceleración, un altímetro RADAR; un sensor ultrasónico, un sensor láser, un sensor óptico (por ejemplo, una cámara), un RADAR, un sensor de presión de las ruedas (u otro sensor de presión del tren de aterrizaje), etc.
2. ¿Transcurrió un tiempo predeterminado desde el inicio de la etapa 1610? Esto puede incluir la determinación de detener la reducción de altitud si ha transcurrido un umbral de tiempo máximo, y también puede incluir la prevención de una parada de la reducción de altitud si transcurre un tiempo insuficiente (evitando así, por ejemplo, el apagado no planificado del electromotor cuando el vehículo aéreo aún no ha aterrizado, si un sensor proporcionó un resultado erróneo).
3. ¿Se redujo un nivel de empuje por debajo de un nivel predeterminado (por ejemplo, debido a la desviación de la altitud establecida descrita anteriormente)?
Es interesante señalar que el control de la modificación de la potencia de empuje en la etapa 1620 puede basarse, al menos en parte, en los datos recopilados de los sensores que también funcionan como sensores de detección del suelo.
Si se cumple la condición (o condiciones) de reducción de altitud, el procedimiento puede continuar deteniendo el control de la reducción de la altitud del vehículo aéreo (indicado por 1640). También puede incluir detener la operación de un electromotor del vehículo aéreo o de otros sistemas del mismo, especialmente si la reducción de altitud realizada fue para aterrizar el vehículo aéreo.
Si la reducción de altitud se llevó a cabo para volar a una altitud menor, el procedimiento 1600 puede continuar controlando el mantenimiento de la altitud y la ubicación del vehículo aéreo. La detención de la reducción de altitud también puede ir acompañada de la activación de uno o más sistemas de vehículos aéreos.
Significativamente, la etapa 1640 puede estar precedida por la activación de una activación de sensores de detección de suelo (y/o activación de la aceptación de datos recibidos de los mismos como suficientes para una condición de parada por reducción de altitud). Dado que los sensores de detección de tierra pueden no ser muy precisos y pueden ser propensos a errores, la activación de esos sensores para la detección del suelo puede activarse en una etapa intermedia durante la reducción de altitud. Por ejemplo, los sensores pueden activarse a una altura de uno o dos metros, a una altura igual a la dimensión de altura del vehículo aéreo o dos veces esa altura, y así sucesivamente.
Si el procedimiento 1600 incluye la parada de uno o más electromotores del vehículo aéreo, dicha parada se puede realizar gradualmente. En una implementación ilustrativa, durante los primeros 15 segundos de la parada, la parada es gradual y lenta. Después de ese tiempo, la parada puede acelerarse.
El procedimiento 1600 puede incluir además la etapa opcional 1690 de determinación de valores para los parámetros de establecimiento de curso para el vehículo aéreo, pero esto no es necesariamente así. Posiblemente, al menos algunos de los parámetros para los cuales se determinan los valores en la etapa 1690 pueden no ser parámetros u objetivos establecidos cuyo logro mediante el rendimiento real del vehículo aéreo debe intentarse o desearse, sino más bien parámetros que definen los extremos del intervalo establecido o permitido (por ejemplo, de una envolvente determinada que en última instancia permite la desaceleración hasta un vuelo estacionario sustancial en una posición predeterminada de destino de vuelo estacionario). Por ejemplo, la determinación de la etapa 1690 puede incluir determinar el cabeceo establecido, pero también puede incluir (además o como alternativa) definir un
intervalo de ángulos de cabeceo permitidos, en los que la desviación de este intervalo da como resultado acciones inmediatas tomadas para contrarrestar esta desviación de cabeceo.
Es interesante señalar que la etapa 1690 puede llevarse a cabo antes y/o durante cualquier otra etapa del procedimiento 1600 para la cual se puedan usar dichos parámetros (por ejemplo, los valores de los parámetros que pertenecen al control del empuje en la etapa 1626 pueden determinarse antes de la realización de la etapa 1626 y/o en paralelo a ella). Es interesante señalar que la determinación de dichos valores puede iniciarse en respuesta al inicio de una o más etapas del procedimiento 1600, pero esto no es necesariamente así y dichos valores también pueden determinarse, por ejemplo, de forma rutinaria durante el vuelo del vehículo aéreo.
El procedimiento 1600 también puede incluir la etapa 1680 de comprobar repetidamente si los parámetros de vuelo están dentro de una envoltura que permite descender verticalmente a un destino predeterminado. Dicho destino puede ser un destino de aterrizaje y puede ser un destino de vuelo estacionario, dependiendo de la implementación. La verificación repetida se puede llevar a cabo a intervalos regulares o irregulares, y cada caso puede activarse por tiempo o en función de uno o más parámetros medidos.
La verificación repetida puede empezar, por ejemplo, con el inicio de la etapa 1610 y hasta el final del descenso vertical. A modo de ejemplo, la verificación repetida puede llevarse a cabo al menos hasta que se produzca por primera vez un evento seleccionado entre (a) recibir un resultado negativo y (b) finalizar el descenso.
Si se recibe un resultado negativo en la verificación (es decir, si al menos uno de los parámetros de vuelo excede dicha envolvente), el procedimiento puede incluir abortar el aterrizaje/descender a un procedimiento de vuelo estacionario, pero también puede incluir reiterar algunas partes del procedimiento, por ejemplo, en el primer o segundo modo de vuelo, volver a entrar en la envoltura y pasar por la secuencia de etapas (comenzando en 1610) hasta lograr un resultado exitoso.
Cabe señalar que incluso si el resultado de la verificación es negativo, la respuesta no es necesariamente volver a intentar aterrizar (o descender). Por ejemplo, otra alternativa es volver a entrar en el modo de vuelo y volver al primer modo de vuelo.
Con referencia a ambos procedimientos 1500 y 1600, es interesante señalar que cada uno de estos procedimientos puede implementarse utilizando un dispositivo de almacenamiento de programa legible por máquina, que incorpora de forma tangible una parte de código legible por ordenador ejecutable por la máquina para realizar el procedimiento 1500 y/o el procedimiento 1600. Diferentes implementaciones de dicho dispositivo de almacenamiento de programas y el programa de instrucciones incorporado en el mismo pueden corresponder a las diversas implementaciones mencionadas anteriormente del procedimiento 1500 y 1600, incluso si no está explícitamente elaborado. Es interesante señalar que el sistema de control 1200 puede incluir dicho dispositivo de almacenamiento de programa (por ejemplo, la base de datos 1230) y, de lo contrario, puede tener acceso a dicho dispositivo de almacenamiento de programas.
Por ejemplo, se desvela un dispositivo de almacenamiento de programa legible por máquina, incorporando un dispositivo de almacenamiento de programa de este tipo de forma tangible una parte de código legible por ordenador ejecutable por la máquina para controlar un procedimiento de desaceleración de un vehículo aéreo que incluye al menos una unidad de propulsión inclinable, cada una de las al menos una unidad de propulsión inclinable puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo, la parte del código legible por ordenador incluye instrucciones para: (a) durante un descenso del vehículo aéreo, controlar un curso descendente del vehículo aéreo en función de al menos la velocidad aerodinámica supervisada y la altitud del vehículo aéreo, el control incluye llevar a cabo los siguientes pasos en orden: (i) en una primera parte del descenso, controlar una operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo; y (ii) después de una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, controlar en una segunda parte del descenso una operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical para proporcionar sustentación al vehículo aéreo; y (b) controlar una reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo sustancialmente a un vuelo estacionario, mientras que la al menos una unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical, al menos controlando la potencia de empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable para reducir la diferencia entre la velocidad absoluta medida del vehículo aéreo y la velocidad absoluta establecida, mientras se restringe la reducción de la potencia de empuje en función de un umbral inferior que se determina en respuesta a una velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo.
Las instrucciones para controlar el curso descendente y las instrucciones para controlar la reducción de la velocidad absoluta pueden incluir instrucciones para el control automatizado por parte de al menos un procesador de una unidad de control montada en el vehículo aéreo.
Las instrucciones para controlar el procedimiento de desaceleración pueden incluir controlar el procedimiento de desaceleración del vehículo aéreo que incluye un ala, y equilibrar los efectos aerodinámicos contradictorios
resultantes del ala y de la al menos una unidad de propulsión inclinable.
Las instrucciones para el control de la reducción de la velocidad absoluta podrán incluir instrucciones para llevar a cabo al menos parte del control de la reducción de la velocidad absoluta realizado después del control del curso descendente del vehículo aéreo, durante un vuelo sustancialmente horizontal del vehículo aéreo.
El dispositivo de almacenamiento de programas puede incorporar además instrucciones para controlar, durante al menos la segunda parte del descenso, la reducción de la velocidad absoluta por debajo de una velocidad de umbral máxima permitida antes de un final del descenso y antes del comienzo del vuelo sustancialmente horizontal del vehículo aéreo.
El dispositivo de almacenamiento de programa puede incorporar además instrucciones para reducir al mínimo una desviación vertical del vehículo aéreo desde una altitud establecida simultáneamente con al menos una parte del control de la reducción de la velocidad absoluta, e instrucciones para restringir la reducción al mínimo al menos mediante la restricción de la reducción de la potencia de empuje en función del umbral inferior.
El dispositivo de almacenamiento de programa puede incorporar además instrucciones para restringir aún más la reducción al mínimo, al restringir una tasa de reducción de la potencia de empuje en función de una tasa de reducción de la potencia de empuje máxima permitida.
El dispositivo de almacenamiento de programa puede incorporar además instrucciones para determinar la velocidad absoluta establecida en respuesta a una distancia del vehículo aéreo desde una posición predeterminada de destino de vuelo estacionario.
El dispositivo de almacenamiento de programa puede incorporar además instrucciones para la verificación repetida, comenzando en la primera parte del descenso y al menos hasta la primera ocurrencia de un evento seleccionado entre (a) recibir un resultado negativo y (b) reducción de la velocidad absoluta a un vuelo estacionario sustancial, si los parámetros de vuelo están dentro de una envolvente que permite que la desaceleración sobreviva en una posición predeterminada de destino en vuelo estacionario; e instrucciones para instruir de forma selectiva la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal si el resultado de la verificación fue negativo, y controlar una dirección del vehículo aéreo a una posición y un estado en el que los parámetros de vuelo están dentro de la envoltura, y reiniciar el procedimiento, comenzando de nuevo con el control durante la primera parte del descenso.
El dispositivo de almacenamiento de programas puede incorporar además instrucciones para determinar el tiempo de inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable entre la primera y la segunda parte del descenso para reducir al mínimo la duración entre la inclinación y el vuelo estacionario sustancial.
Las instrucciones para controlar la reducción de la velocidad absoluta pueden incluir instrucciones para restringir la reducción de la velocidad absoluta para evitar una reducción de la velocidad aerodinámica por debajo de un umbral predeterminado hasta alcanzar una proximidad de una posición predeterminada de destino de vuelo estacionario. El dispositivo de almacenamiento de programa puede incorporar además instrucciones para mantener el cabeceo del vehículo aéreo dentro de un intervalo de cabeceo permitido al mismo tiempo que al menos una parte del control de la reducción de la velocidad absoluta, en la que el intervalo de cabeceo permitido se determina dinámicamente en respuesta a la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo.
El dispositivo de almacenamiento de programa puede incorporar además instrucciones para determinar, antes del control en la segunda parte del descenso, un ángulo de descenso permitido para el vehículo aéreo durante al menos una parte del curso de descenso en función de las condiciones atmosféricas, en el que el control del curso descendente durante al menos una parte de la primera parte del descenso se basa en el ángulo de descenso permitido del vehículo aéreo.
El dispositivo de almacenamiento de programas puede incorporar además instrucciones para controlar un descenso sustancialmente vertical del vehículo aéreo, después de reducir sustancialmente la velocidad absoluta del vehículo aéreo para flotar, hasta que se cumpla al menos una condición de detección de tierra.
El dispositivo de almacenamiento de programa puede incorporar instrucciones para controlar una reducción de la altitud del vehículo aéreo durante al menos una parte del descenso vertical, en las que el control de la reducción de la altitud puede incluir controlar la modificación de la potencia de empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable para reducir al mínimo una desviación de la altitud supervisada del vehículo aéreo de una altitud establecida monótonamente decreciente que disminuye por debajo del nivel del suelo local, más de cinco veces la altura del vehículo aéreo.
El dispositivo de almacenamiento de programas puede incorporar además instrucciones para iniciar el control del descenso sustancialmente vertical del vehículo aéreo si transcurre un tiempo predeterminado desde la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, con independencia de los datos de los sensores.
Las instrucciones para el control del curso descendente pueden incluir instrucciones para controlar una operación de al menos una parte aerodinámica del vehículo aéreo seleccionada de un grupo que consiste en un alerón, un elevador, un timón, un accionador del timón, un flaperón, elevones y un hipersustentador.
La figura 7 ilustra un posible curso de vuelo ilustrativo 1030 del vehículo aéreo 100, durante el cual desacelera, de acuerdo con una realización de la invención. Varias subetapas se ejemplifican en el curso 1030, las cuales pueden corresponder a las etapas de los procedimientos 1500 y 1600, y al control por el sistema de control 1200.
En una primera etapa de 1910, se inicia el procedimiento descendente. La determinación de la activación del procedimiento de descenso puede tomarse de forma autónoma mediante el sistema de control 1200 (por ejemplo, debido a un plan de vuelo preplanificado, debido al nivel de combustible restante, o debido a condiciones operativas como el clima, etc.), y también puede ser determinado por otro sistema o persona. Por ejemplo, el sistema de control 1200 puede recibir una instrucción para aterrizar el vehículo aéreo en una ubicación predeterminada, y posiblemente en un momento predeterminado. En el momento de emprender el procedimiento descendente, la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo puede ser su velocidad de crucero o cualquier velocidad a la que viajase antes. Si se planifica un descenso con anticipación, esta velocidad puede reducirse antes de iniciar el descenso. En el ejemplo ilustrado, la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo cuando se activa el procedimiento de descenso es de unos 35 nudos. La velocidad de 35 nudos es solo un ejemplo, ya que la velocidad real depende de muchos factores de implementación, como el tipo de vehículo aéreo, su peso, el perfil del ala, factores medioambientales, etc.
La etapa 1920 que sigue incluye un vuelo descendente en el primer modo de vuelo, cuando la al menos una unidad de propulsión inclinable 420 proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal. Aunque no necesariamente así, la unidad de propulsión no inclinable 420c (si se implementa) no proporciona ningún empuje sustancial en esta etapa. La envoltura que permite el descenso a un vuelo estacionario sustancial (ilustrado por el sobre 2000) es relativamente grande en esta etapa. La etapa 1920 puede incluir o no la desaceleración del vehículo aéreo y, en un ejemplo, puede incluir mantener una velocidad absoluta sustancialmente constante del vehículo aéreo durante esa etapa. El descenso en la etapa 1920 se puede lograr principalmente lanzando el vehículo aéreo hacia abajo. La tendencia a acelerar resultante del curso descendente (y la energía gravitacional potencial) puede compensarse desacelerando los electromotores, creando arrastre, etc.
En la etapa 1930, el vehículo aéreo cambia al segundo modo de vuelo, esencialmente inclinando al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical. El empuje, utilizado anteriormente solo para impulsar el vehículo aéreo (cuando la elevación es proporcionada por el ala y potencialmente otras superficies), está dirigido en este estado para proporcionar sustentación al vehículo aéreo, al mismo tiempo que lo impulsa. La etapa 1930 también puede incluir la activación de la unidad de propulsión no inclinable 420c previamente inoperante. En el ejemplo ilustrado, la inclinación se realiza a una altura de unos 70 m y a una distancia de 500-600 m del objetivo. La ubicación y/o el momento de la inclinación pueden determinarse en función de consideraciones de reducción al mínimo del consumo de energía. La inclinación puede incluir o no el frenado de las partes giratorias de las unidades de propulsión inclinables. Las distancias y la altura proporcionadas anteriormente son solo un ejemplo, y los valores reales dependen de muchos factores de implementación, como los explicados anteriormente.
En la etapa 1940, el vehículo aéreo sigue descendiendo, ahora en el segundo modo de vuelo, cuando la al menos una unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical. Es interesante señalar que, posiblemente, el curso puede incluir una etapa intermedia entre la etapa 1920 y la etapa 1940, en la que la al menos una unidad de propulsión inclinable se dirige en una inclinación diagonal, proporcionando empuje en una dirección intermedia entre la dirección general del vector de empuje vertical y la dirección general del vector de empuje longitudinal. La etapa 1940 puede incluir o no la desaceleración del vehículo aéreo. Por ejemplo, al final de la etapa 1940, la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo puede reducirse a aproximadamente el 90% de su valor inicial, por ejemplo, a 32 nudos. También se pueden implementar otros valores (por ejemplo, 50-60 %, 60-70 %, 70-80 %, del 85 % aproximadamente, del 95 % aproximadamente, etc.). La velocidad absoluta puede mantenerse sustancialmente constante durante la etapa 1940, pero esto no es necesariamente así.
La etapa 1950 incluye reducir la velocidad de descenso (posiblemente hasta una altura sustancialmente horizontal). La desaceleración de la velocidad de descenso puede permitir una desaceleración más sustancial, porque cada segundo se convierte menos energía gravitacional potencial en energía cinética. Por lo tanto, la etapa 1950 puede incluir una desaceleración más significativa que las etapas anteriores. Por ejemplo, la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo puede reducirse de los primeros 32 nudos a unos 25 nudos, una disminución de aproximadamente el 20 %. Como se ha expuesto anteriormente, la tasa de disminución de la velocidad aerodinámica durante la etapa 1950 puede ser diferente en diferentes implementaciones, desde cero en adelante, por ejemplo, 5-10%, 10-20%, 20-30 %, etc. En el ejemplo ilustrado, la etapa 1950 comienza a una distancia de unos 200 del lugar de destino del vuelo estacionario y a una altitud de 10 m. La altitud en la que comienza la etapa 1950 puede definirse en relación con el suelo (por ejemplo, 10 m), pero también se puede definir en multiplicaciones de la altitud de vuelo horizontal o la ubicación de destino de vuelo estacionario.
En el ejemplo ilustrado, la tasa de desaceleración es mucho mayor que la de la etapa 1940. En la etapa 1940, la velocidad se redujo en un 10 % a lo largo de unos 350 m, mientras que en la etapa 1950 la velocidad aerodinámica se reduce dos veces más (en aproximadamente un 20 %) en un intervalo mucho más corto de 100 m. La longitud de la etapa 1950 puede determinarse por consideraciones geométricas (por ejemplo, la distancia desde la ubicación de destino de vuelo estacionario) así como por otras consideraciones.
En la etapa 1960, la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo se reduce aún más. La etapa 1960 puede incluir vuelo sustancialmente horizontal, pero esto no es necesariamente así. La tasa de reducción de la velocidad aerodinámica puede depender tanto de consideraciones aerodinámicas (por ejemplo, velocidad aerodinámica, ángulo de parada, velocidad del viento, etc.), así como de consideraciones de velocidad absoluta: la distancia desde la ubicación de destino de desplazamiento, etc. La altitud a la que vuela el vehículo aéreo en la etapa 1960 puede determinarse en función de varios factores, por ejemplo, el tamaño del vehículo aéreo, la geometría del terreno, el viento, la tasa de error del sensor de altitud, consideraciones operativas, etc. La etapa 1960 puede continuar hasta una parada sustancial final en la ubicación de destino de desplazamiento, pero al final se puede implementar la etapa 1965 de elevación controlada del vehículo aéreo, por ejemplo, para disminuir la velocidad residual.
La etapa potencial de 1970 puede incluir volar en modo estacionario y mantener la ubicación (por ejemplo, con respecto al suelo, a datos GPS, etc.). La duración de la etapa 1970 puede depender de varios factores, como el tiempo necesario para estabilizarse suficientemente, consideraciones operativas, etc.
En la etapa 1980, el vehículo aéreo se baja manteniendo su ubicación. En algún momento durante el descenso, los sensores de detección de suelo pueden activarse, de modo que se pueda detectar el golpe contra el suelo (si se baja a un aterrizaje). En una etapa final, al detectar el aterrizaje en tierra, los electromotores pueden estar parados. El lapso de tiempo total desde el inicio del procedimiento de descenso hasta el vuelo estacionario sustancial y posiblemente hasta el aterrizaje puede tener diferentes duraciones en diferentes implementaciones y bajo diversas condiciones. El momento depende en gran medida, por ejemplo, del tamaño y el peso del vehículo aéreo, sus capacidades aerodinámicas, la potencia de los electromotores, condiciones climáticas, la altitud inicial del vehículo aéreo, parámetros de configuración del curso, etc. A modo de ejemplo solo, para un vehículo aéreo no tripulado de 70 kg en el curso ejemplificado con relación a la figura 7, el lapso de tiempo total, desde el principio hasta el final, puede estar entre 15 y 30 segundos.
La figura 8 ilustra esquemáticamente el sistema de control 1200, de acuerdo con una realización de la invención, así como su entorno. El sistema de control 1200 incluye una o más interfaces de entrada 1210, para recibir de uno o más sistemas externos (por ejemplo, sensores, detectores, controladores, sistemas de navegación, etc.) información indicativa de varios parámetros del vehículo aéreo 100 y posiblemente de su entorno. Por ejemplo, dicha información puede pertenecer al menos a la velocidad aerodinámica supervisada del vehículo aéreo 100 y a su altitud supervisada. Cabe señalar que la información indicativa no incluye necesariamente el valor de los respectivos parámetros medidos, y dicho valor también puede ser deducido por la unidad de control 1200 en función de la información recibida de una o más fuentes.
Puede implementarse una interfaz de entrada de velocidad aerodinámica medida 1210A para recibir información indicativa de la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo 100, desde uno o más detectores de velocidad 490 (por ejemplo, un tubo de Pitot). Se pueden implementar una o más interfaces de entrada del sistema de navegación 1210B para recibir información de navegación de un sistema de navegación respectivo, tal como el sistema GPS 1310, de un sistema de navegación inercial, de un sistema de navegación basado en cámara, etc. Puede implementarse una interfaz de entrada de altímetro 1210C para recibir información de altitud medida desde un altímetro 1320 montado en el vehículo aéreo. Puede implementarse una entrada 1210D de indicación de nivel de empuje para recibir información de uno o más indicadores 1330 de nivel de empuje.
También se pueden implementar otros tipos de interfaces de entrada, como quedará claro para una persona experta en la técnica. Cabe señalar que los sistemas de los que se recibe la información no están necesariamente montados en el vehículo aéreo y no son necesariamente sensores. Por ejemplo, también se puede recibir información de los controladores de varios sistemas del vehículo aéreo 100, proporcionando información de estado con respecto a su estado. También, también se puede recibir información de otras aeronaves y de estaciones terrestres. Asimismo, se pueden implementar otras entradas en el sistema de control 1200 para recibir instrucciones, por ejemplo, ubicación de destino, instrucciones de configuración del curso, instrucciones de aterrizaje, etc.
La unidad de control 1220 puede implementarse como una multitud de módulos que pueden comunicarse o no entre sí. Cada uno de los módulos puede implementarse en su propio procesador o usando hardware dedicado, pero esto no es necesariamente así. También cabe señalar que la unidad de control 1220 puede implementarse como parte de otro sistema de control del vehículo aéreo 100, que está configurado para controlar otros aspectos del mismo (por ejemplo, sistema de control de navegación general, un sistema de detección de fallos, etc.).
A modo de ejemplo, algunos módulos de control se ejemplifican a continuación. Sin embargo, una persona experta en la técnica entenderá que la implementación de la unidad de control desvelada no se limita a los ejemplos dados. Es interesante señalar que las limitaciones y los limitadores que se describen a continuación pueden implementarse
mediante hardware y/o software. Por ejemplo, la limitación del nivel de empuje puede implementarse mediante la restricción real del movimiento del regulador (en el hardware) y/o mediante la restricción del intervalo de parámetros permitidos (en el software).
Puede implementarse un módulo de control de altitud 1221 para controlar la altitud del vehículo aéreo 100. Este módulo puede usar información recibida de la interfaz de entrada del altímetro 1210C y, en función de una comparación de la información de altitud medida con una altitud establecida, determinar qué acciones deben tomar uno o más sistemas del vehículo aéreo 100. El módulo de control de altitud 1221 puede establecer la altitud establecida, pero esta altitud también puede ser determinada por un módulo de establecimiento de curso 1226. Algunos de los módulos de la unidad de control 1220, como el módulo de establecimiento de cursos 1226, pueden ser módulos que no controlan los sistemas del vehículo aéreo 100.
Puede implementarse un módulo de control de velocidad aerodinámica 1222 para controlar la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo 100. Este módulo puede usar información recibida de un detector 490 de velocidad aerodinámica y, en función de una comparación de la velocidad aerodinámica medida con una velocidad aerodinámica establecida y/o en función de diferencias entre la velocidad absoluta medida y una velocidad absoluta establecida, determinar qué acciones deben tomar uno o más sistemas del vehículo aéreo 100. El módulo de control de velocidad aerodinámica 1222 puede establecer la velocidad aerodinámica establecida, pero esta velocidad aerodinámica también puede ser determinada por un módulo de establecimiento de curso 1226.
Puede implementarse un módulo de control de velocidad absoluta 1223 para controlar la velocidad absoluta del vehículo aéreo 100. Este módulo puede utilizar información recibida de un detector de velocidad absoluta (por ejemplo, un detector óptico de velocidad absoluta, sistema de navegación 1310, etc.) y, en función de una comparación de la velocidad absoluta medida con una velocidad absoluta establecida, y/o en función de la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo 100, determinar qué acciones deben ser tomadas por uno o más sistemas del vehículo aéreo 100. El módulo de control de velocidad absoluta 1223 puede establecer la velocidad absoluta establecida, pero esta velocidad absoluta también puede ser determinada por un módulo de establecimiento de curso 1226. El módulo de control de velocidad aerodinámica 1222 y el módulo de control de velocidad absoluta 1223 también pueden implementarse como un módulo de control de velocidad única.
La unidad de control 1220 puede incluir un módulo de control de velocidad (por ejemplo, el módulo de control de velocidad absoluta 1223 o un módulo de control implementado como parte del módulo de configuración de curso 1226) que está configurado para determinar la velocidad absoluta establecida en respuesta a una distancia del vehículo aéreo desde una posición de destino de vuelo estacionario predeterminada.
También se pueden implementar otros módulos, como (aunque sin limitación) un módulo de control de cabeceo, guiñada y alabeo 1224, un módulo de navegación 1225, un módulo de gestión de energía, etc.
Los módulos de control de la unidad de control 1220 pueden interactuar entre sí para evitar instrucciones contradictorias u otros efectos no deseados. Por ejemplo, si el módulo de control de altitud 1221 determina que el cabeceo del vehículo aéreo 100 debe reducirse así como el empuje producido por la unidad de propulsión inclinable 420 en la dirección general del vector de empuje vertical, entonces puede consultar los módulos respectivos (por ejemplo, consultar el módulo de control 1224 con respecto al cabeceo) si se puede llevar a cabo tal acción. Una instrucción para la unidad de propulsión inclinable 420 y/o para otros componentes del vehículo aéreo 100 puede emitirse en tal implementación solo si la ejecución de la cual no está bloqueada por ninguno de los módulos de control participantes.
La unidad de control 1220 puede incluir múltiples limitadores, ya sea implementados como parte de los diversos módulos de control o externamente a él, que se utilizan para limitar los valores de algunos parámetros (por ejemplo, cabeceo, regulador, etc.). Estos limitadores pueden implementarse en software, en hardware y/o en firmware.
Los valores de umbral usados para la limitación pueden usarse para limitar un posible exceso del vehículo aéreo del intervalo operativo permitido, y también pueden usarse para compensar la respuesta específica del vehículo. Por ejemplo, si el vehículo aéreo 100 tiene tendencia a cabecear cuando la velocidad aerodinámica disminuye y aumenta el empuje, los limitadores (u otras formas de control) pueden usarse para limitar el cabeceo y compensar esta tendencia.
Los valores límite de umbral pueden calcularse mediante uno o más módulos de la unidad de control 1220, pero también pueden ser recopilados por esos módulos de una base de datos predefinida. Por ejemplo, para cualquier velocidad aerodinámica dada, el módulo de control de cabeceo, guiñada y alabeo 1224 puede consultar una tabla de consulta (TDC), y usar valores almacenados en la TDC para esta velocidad aerodinámica como los umbrales de cabeceo superior e inferior. Otros módulos de control también pueden utilizar tablas de consulta. Tales TDC pueden almacenarse, por ejemplo, en la base de datos opcional 1230 del sistema de control 1200.
Los valores recuperados de la tabla de búsqueda (u otra base de datos) pueden usarse tal cual, pero también puede servir como base para un cambio. Continuando con el mismo ejemplo, el módulo de control 1224 puede recuperar un valor de cabeceo nominal (por ejemplo, utilizado para corrección y/o compensación) al que se debería modificar preferentemente el cabeceo del vehículo aéreo y, función de ese valor de cabeceo nominal, implementar un bucle de
control y luego corregir el cabeceo en consecuencia. Dicha corrección de valores nominales derivados de una o más TDC por los diferentes módulos de control puede basarse en valores de otros parámetros y restringirse usando umbrales (por ejemplo, tal y como se muestra en las figuras 5 y 6).
Algunos de los controladores a los que la unidad de control 1220 y sus diferentes módulos de control pueden emitir comandos son el control de la unidad de propulsión inclinable 1410 que controla una o más de la al menos una unidad de propulsión inclinable 420; el control de unidad de propulsión no inclinable 1420 que controla una o más de las unidades de propulsión no inclinables posiblemente implementadas; un controlador de alerones 346 para controlar uno o más alerones, si se implementan; un controlador de timón 1440 para controlar uno o más timones, si se implementan. Puede implementarse un controlador de sensores de detección de suelo 1450 para activar de forma selectiva uno o más sensores de detección de suelo, por ejemplo, a una altitud predeterminada.
En un ejemplo, la unidad de control 1220 (y diferentes componentes de la misma) puede configurarse para emitir los comandos de control a los controladores de los subsistemas aerodinámicos para controlar una operación de al menos un subsistema aerodinámico del vehículo aéreo seleccionado de un grupo que consiste en un alerón, un elevador, un timón, un accionador del timón, un flaperón, elevones y un hipersustentador.
Cabe señalar que, si bien no es necesariamente así, la unidad de control 1200 puede configurarse para controlar el curso descendente del vehículo aéreo 100 y la reducción de la velocidad absoluta del mismo de forma automática y/o autónoma, sin ninguna intervención externa.
Es interesante señalar que el vehículo aéreo 100 puede incluir una o más alas 320. Las alas y las unidades de propulsión pueden tener efectos contradictorios (por ejemplo, al intentar reducir la sustentación reduciendo la velocidad de rotación de un rotor de la unidad de propulsión inclinable, la unidad de propulsión inclinable 420, el ala puede aumentar su sustentación generada debido a un cambio de cabeceo).
Los cambios en el ángulo de ataque que aumentan la sustentación generada por el viento reducen naturalmente la sustentación relativa que deberían proporcionar los electromotores para proporcionar una sustentación general constante. Sobre un determinado ángulo, la sustentación proporcionada por el ala es pequeña y posiblemente incluso insignificante, y cambiar el cabeceo del vehículo aéreo por encima de ese ángulo resultaría en modificar la dirección de vuelo solo dependiendo de la potencia de los electromotores y la dirección del empuje. De este modo, en tal caso, se habilita la subida del vehículo aéreo sin cambiar el cabeceo.
El tránsito entre el primer estado en el que el ángulo de cabeceo afecta el ascenso del vehículo aéreo y el segundo estado en el que solo los rotores afectan la subida es una transición gradual que se produce como parte del procedimiento de desaceleración (aunque no solo entonces). Durante la desaceleración, dicha transición puede comenzar alrededor de la velocidad de pérdida del vehículo aéreo, y la transición a ese segundo estado concluye cuando la mayor parte del peso del vehículo aéreo es soportada por la potencia de los rotores. En este estado, el control de la altitud del vehículo aéreo se realiza controlando los electromotores.
Lo que es más, el flujo de aire de empuje empujado por la unidad 420 de propulsión inclinable puede empujarse sobre el ala y modificar el flujo de aire a su alrededor, o tener otros efectos aerodinámicos sobre varios subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo 100. La unidad de control 1200 puede configurarse para equilibrar los efectos aerodinámicos contradictorios que resultan del ala y de la al menos una unidad de propulsión inclinable.
Tal y como se ha mencionado en relación con el procedimiento 1500, parte del curso del vehículo aéreo 100 puede ser horizontal. La unidad de control 1200 puede configurarse para controlar la reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo durante un vuelo sustancialmente horizontal del vehículo aéreo (por ejemplo, al menos parcialmente después de dejar de controlar el curso descendente del vehículo aéreo).
Tal y como se ha mencionado en relación con el procedimiento 1500, el control del vehículo aéreo puede incluir controlar una desaceleración del mismo durante su descenso. La unidad de control 1220 puede configurarse para controlar, durante al menos la segunda parte del descenso, la reducción de la velocidad absoluta por debajo de una velocidad umbral máxima permitida antes del final de un descenso y antes del comienzo del vuelo sustancialmente horizontal del vehículo aéreo 100.
Tal y como se ha mencionado en relación con el procedimiento 1500, en algunas implementaciones, el mantenimiento de los niveles de empuje dentro del intervalo permitido puede anular y tener prioridad sobre el mantenimiento del vehículo aéreo a una altura fija y/o dentro de su intervalo permitido de altitud establecida. La unidad de control 1200 puede incluir el módulo de control de altitud 1221 que a su vez puede configurarse para reducir al mínimo una desviación vertical del vehículo aéreo 100 desde una altitud establecida cuando la unidad de control 1200 controla la reducción de la velocidad absoluta, y para restringir la reducción al mínimo al menos en función de la restricción de la reducción de la potencia de empuje en función del umbral inferior.
Tal y como se ha mencionado en relación con el procedimiento 1500, en algunas implementaciones, el mantenimiento de la tasa de reducción se puede anular y tener prioridad sobre el mantenimiento del vehículo aéreo a una altura fija y/o dentro de su intervalo permitido de altitud establecida. El módulo de control de altitud 1221 puede configurarse para restringir aún más la reducción al mínimo restringiendo una tasa de reducción de potencia de
empuje en función de una tasa de reducción de potencia de empuje máxima permitida.
Cualquiera de la unidad de control 1200, otro sistema de vehículo aéreo 100, un piloto del mismo, o un operador remoto o un sistema de control remoto pueden ser capaces de determinar cuándo cancelar el descenso y/o reducir la velocidad a un procedimiento de vuelo estacionario. Por ejemplo, la unidad de control 1200 puede incluir además un monitor u otro módulo de control (no ilustrado por separado), configurado para comprobar repetidamente, comenzando en la primera parte del descenso y al menos hasta la primera ocurrencia de un evento seleccionado de (a) recibir un resultado negativo y (b) reducción de la velocidad absoluta a sustancialmente estacionario, si los parámetros de vuelo están dentro de una envolvente que permite que la desaceleración vuele en modo estacionario en una posición de destino de vuelo estacionario predeterminada; en la que la unidad de control 1200 está configurada para instruir de forma selectiva la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable 420 para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal si el resultado de la verificación fue negativo, y para controlar adicionalmente una dirección del vehículo aéreo 100 hacia una posición y un estado en el que los parámetros de vuelo están dentro de la envolvente. Se puede reiniciar un procedimiento como el desvelado en relación con el procedimiento 1500, comenzando de nuevo con el control durante la primera parte del descenso, pero esto no es necesariamente así.
Tal y como se ha mencionado, el consumo de energía del vehículo aéreo 100 cuando está en el segundo modo de vuelo es sustancialmente mayor que cuando está en el primer modo de vuelo. Por lo tanto, la unidad de control puede incluir además un módulo de control de inclinación (no ilustrado como un módulo independiente) que está configurado para determinar el tiempo para la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable 420 entre la primera y la segunda parte del descenso, para reducir al mínimo la duración entre la inclinación y el vuelo estacionario sustancial.
Dado que la desaceleración prematura del vehículo aéreo puede ser difícil de superar, la unidad de control 1200 puede configurarse para restringir la reducción de la velocidad absoluta para evitar una reducción de la velocidad aerodinámica por debajo de un umbral predeterminado hasta alcanzar una proximidad de una posición predeterminada de destino de vuelo estacionario.
Con referencia a las figuras 6 y 8, la unidad de control 1200 puede incluir un módulo de control de cabeceo (puede implementarse como parte del módulo de control 1224) que está configurado para mantener un cabeceo del vehículo aéreo dentro de un intervalo de cabeceo permitido cuando la unidad de control controla 1200 la reducción de la velocidad absoluta (pero no necesariamente durante toda la reducción de velocidad), en el que el intervalo de cabeceo permitido se determina dinámicamente en respuesta a la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo 100. Ese módulo de control de cabeceo se puede configurar para evitar la pérdida del vehículo aéreo al menos manteniendo el cabeceo dentro del intervalo de cabeceo permitido.
El ángulo de acceso del vehículo aéreo 100 puede controlarse de diversas formas. Por ejemplo, la unidad de control 1220 puede configurarse para: (a) determinar, antes de la segunda parte del descenso (posiblemente incluso antes de la primera parte) un ángulo de descenso permitido del vehículo aéreo para al menos una parte del curso descendente en función de las condiciones atmosféricas, y (b) controlar el curso descendente durante al menos una parte de la primera parte del descenso en función del ángulo de descenso permitido del vehículo aéreo.
Aunque no necesariamente así, después de que el vehículo aéreo se desacelere a sustancialmente un vuelo estacionario, se puede bajar de forma controlable sustancialmente verticalmente, por ejemplo, para el aterrizaje del vehículo aéreo 100 o hasta otra posición de vuelo estacionario. La unidad de control 1220 puede configurarse para controlar un descenso sustancialmente vertical del vehículo aéreo, después de la reducción de la velocidad absoluta del vehículo aéreo sustancialmente para flotar, hasta que se cumpla al menos una condición de detección de tierra (u otra condición, si se baja a un vuelo estacionario en lugar de un aterrizaje).
Las técnicas detalladas con relación al procedimiento 1600 pueden implementarse, tal y como se ha mencionado, también con respecto al sistema de control 1200, y especialmente con respecto a la unidad de control 1220. Por ejemplo, la unidad de control 1220 puede incluir un módulo de control de altitud de aterrizaje 1227 que está configurado para controlar una reducción de la altitud del vehículo aéreo 100 durante al menos una parte del descenso vertical, y para controlar la modificación de la potencia de empuje de la al menos una unidad de propulsión inclinable 420 al controlar la reducción de la altitud, para reducir al mínimo una desviación de la altitud supervisada del vehículo aéreo 100 de una altitud establecida monótonamente decreciente que disminuye por debajo del nivel del suelo local más de cinco veces la altura del vehículo aéreo. Las variaciones explicadas en relación con el procedimiento 1600 (y especialmente con relación a la etapa 1620 del mismo) también pueden implementarse con relación al sistema 1200 y a la unidad de control 1220.
La unidad de control puede configurarse además para iniciar el control del descenso sustancialmente vertical del vehículo aéreo si transcurre un tiempo predeterminado desde la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, con independencia de los datos de los sensores.
La figura 9 ilustra esquemáticamente el sistema de control 1201, de acuerdo con una realización de la invención, así como su entorno. El sistema de control 1201 puede usarse para controlar el vuelo del vehículo aéreo 100 en algunas
o todas sus etapas. Por ejemplo, el sistema de control 1201 puede usarse para controlar un procedimiento de desaceleración, un procedimiento de aceleración, un procedimiento de descenso, un procedimiento de subida, un procedimiento de aterrizaje, un procedimiento de despegue, un procedimiento de vuelo estacionario, etc. Especialmente, el sistema de control 1201 puede implementar el procedimiento 1500 y/o el procedimiento 3000. El sistema de control 1201 puede ser completamente automatizado y autónomo, pero en algunas implementaciones también puede reaccionar a comandos emitidos por uno o más sistemas y/o personas. Por ejemplo, si es anulado por un comando emitido por un humano, el sistema de control 1201 puede detener su control autónomo del vehículo aéreo 100, que luego es controlado por otro sistema o por la persona emisora (ya sea por mediación del sistema de control 1201 o de otro modo).
Opcionalmente, el sistema de control 1201 puede implementar algunas o todas las funcionalidades explicadas con respecto al sistema de control 1200. Para mayor comodidad de la explicación, algunos componentes del sistema 1201 tienen números de referencia idénticos. Cada uno de estos componentes cuando se explica con respecto al sistema 1201 puede implementarse de una manera similar a la que se explica con respecto al sistema 1200, pero esto no es necesariamente así. Especialmente, los componentes cuyo número de referencia incluye un punto decimal pueden implementarse opcionalmente como parte de un componente del mismo número de referencia, sin la parte fraccionaria (es decir, redondeado a la baja el número entero).
Opcionalmente, el sistema de control 1201 puede incluir el módulo de gestión de procedimientos 1240. El módulo de gestión de procedimientos 1240 puede usarse para seleccionar entre diferentes esquemas de control mediante los cuales operan otros componentes del sistema 1201. Por ejemplo, en diferentes esquemas de control, el control de la altitud del vehículo aéreo 100 puede estar gobernado por un comando de tasa de subida (TdS, tasa de subida) y/o por un comando de elevación. El módulo de gestión de procedimientos 1240 puede configurarse para indicar a otros módulos del sistema 1201 qué tipos de comandos de control emitir/seguir, y según qué reglas de decisión.
Por ejemplo, el módulo de gestión de procedimientos 1240 puede configurarse para aplicar diferentes esquemas de control para otros componentes del sistema 1201 en diferentes etapas de un procedimiento, tales como: procedimiento de desaceleración, procedimiento de aceleración, procedimiento de bajada, procedimiento de subida, procedimiento de aterrizaje, procedimiento de despegue, etc. Especialmente, pueden usarse diferentes esquemas de control cuando una o más unidades 420 de propulsión inclinables proporcionan empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal. Uno de esos esquemas de control, por ejemplo, puede basarse en la entrada de TdS y los comandos de TdS correspondientes, mientras que otro esquema puede basarse en una entrada de sensor de altitud y los correspondientes comandos de altitud. Tal y como se explica a continuación con mayor detalle, el módulo de gestión de procedimientos 1240 puede determinar en cuál de varias etapas distinguidas de un procedimiento de aceleración y/o ascendente se encuentra el sistema y, en consecuencia, cuál de los bucles de control (u otros tipos de esquemas de control) debe utilizarse.
Aunque el sistema de control 1201 se puede utilizar para controlar un vehículo aéreo en diferentes situaciones, puede configurarse especialmente para controlar la aceleración de un vehículo aéreo (como el vehículo aéreo 100) que incluye una unidad de propulsión inclinable (por ejemplo, la unidad 420) que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre un una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo.
Muy generalmente, los datos de entrada de varios sensores se proporcionan a una unidad de control 1290 (que puede incluir varios módulos), que a su vez controlan una modificación del estado de varios controles del vehículo aéreo (por ejemplo, unidad de propulsión inclinable, elevador, flaperones, etc.), una modificación que se ejecuta con la ayuda de varios controladores respectivos (denominados en conjunto 1400). La modificación en el estado de estos controles da como resultado condiciones físicas cambiantes que a su vez afectan los datos detectados por el sensor y por lo tanto su salida. Dicha nueva salida se alimenta de nuevo a la unidad de control 1290 y este ciclo continúa. Es interesante señalar que algunos o todos los controladores (denominados en conjunto 1400) de los controles del vehículo aéreo pueden ser parte del sistema 1201, pero no necesariamente. Del mismo modo, algunos o todos los sensores (denominados en conjunto 1300) de los controles del vehículo aéreo pueden ser parte del sistema 1201, pero no necesariamente. Los controladores 1400 pueden ser parte del sistema 1201, pero no necesariamente. Es interesante señalar que si bien algunos de los ejemplos ilustrados y/o explicados se refieren al procedimiento de control clásico (controladores proporcionales-integrales-derivados, controladores PID), se pueden implementar otros procedimientos de control, como, entre otros, el procedimiento de control de bucle cerrado o de bucle abierto, incluyendo procedimientos de control robustos, procedimientos de control óptimos, procedimientos no lineales, etc. Las formas en las que puede operar el sistema 1201 pueden resultar aún más claras cuando se consideran a la luz del procedimiento 3000 y de los procedimientos descritos con respecto a las figuras 10, 14, 15, 16, 17, 18 y 19. La interfaz de entrada se puede configurar para recibir datos de varios sensores, seleccionado de un amplio grupo de sensores que incluye (pero no se limita a): sensores que indican las condiciones aerodinámicas del vehículo aéreo, sensores que indican condiciones meteorológicas, sensores que indican los estados de los controles de los vehículos aéreos, etc. Especialmente, la interfaz de entrada 1210 está configurada para recibir información indicativa
de una velocidad aerodinámica supervisada del vehículo aéreo (por ejemplo, desde el detector de velocidad aerodinámica 490).
La unidad de control 1290 está configurada para emitir comandos de control a uno o más controladores de uno o más controladores de vehículos aéreos. Especialmente, la unidad de control 1290 está configurada para emitir comandos de control a uno o más controladores de uno o más controladores de vehículos aéreos para controlar la aceleración del vehículo aéreo. Si bien la unidad de control 1290 puede controlar diferentes procedimientos de aceleración, un procedimiento de aceleración que puede ser controlado por la unidad de control 1290 es un procedimiento de aceleración en el que la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo se incrementa en al menos 10 nudos y al menos en una relación de 1,5. La unidad de control 1290 puede emitir comandos de control a varios tipos de controladores, y especialmente, la unidad de control 1290 está configurada para emitir comandos de control a un controlador 1410 de la unidad de propulsión inclinable unidad de propulsión inclinable para controlar la aceleración del vehículo aéreo.
El control de la aceleración por la unidad de control 1290 puede dividirse en dos partes. En la primera parte de la aceleración, la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical y en la segunda parte de la aceleración, la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección del vector de empuje longitudinal. La unidad de control 1290 está configurada para controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable (y posiblemente también de otros componentes del vehículo aéreo) durante ambas partes de la aceleración.
Generalmente, en la primera parte de la aceleración (en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical), la unidad de control 1290 está configurada para: (a) controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar sustentación al vehículo aéreo, y (b) controlar una modificación del ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable con respecto al fuselaje del vehículo aéreo, en función de: (i) la velocidad aerodinámica supervisada y (ii) un comando de velocidad aerodinámica.
Después de una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable (que puede ser accionada y controlada por la unidad de control 1290), la unidad de control 1290 está configurada para controlar en la segunda parte de la aceleración una operación de la unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo.
Es interesante señalar que el control de la modificación del ángulo de inclinación en la primera parte (y posiblemente también en otras partes) de la aceleración se basa en la velocidad aerodinámica supervisada como tal, y no exclusivamente (si es que lo hace) en parámetros derivados como error de velocidad aerodinámica (que es la diferencia entre una velocidad aerodinámica supervisada momentáneamente y una velocidad aerodinámica planificada para ese momento). Especialmente, opcionalmente, la unidad de control 1290 puede configurarse para controlar la modificación del ángulo de inclinación en función de la velocidad aerodinámica supervisada independientemente del error de velocidad aerodinámica.
El control del ángulo de inclinación (al menos en la primera parte) también se basa en el comando de velocidad aerodinámica. El comando de velocidad aerodinámica en sí puede basarse en una función de aceleración planificada previamente. Por ejemplo, el comando de velocidad aerodinámica puede indicar por un momento T velocidad aerodinámica V de modo que V=f(T) (es decir, independientemente de otros factores). Por ejemplo, el comando de velocidad aerodinámica puede indicar velocidad aerodinámica V=Vü+axT.
Como una forma opcional de basarse en el comando de velocidad aerodinámica, la unidad de control 1290 puede configurarse para controlar el ángulo de inclinación (al menos en la primera parte de la aceleración) en función de un parámetro que a su vez se basa en el comando de velocidad aerodinámica (es decir, derivado del mismo), como un error de velocidad aerodinámica (un error de la velocidad aerodinámica supervisada con respecto al comando de velocidad aerodinámica). Es decir, opcionalmente, el control de la modificación de la inclinación por la unidad de control 1290 puede basarse en (i) la velocidad aerodinámica supervisada; y (ii) el error de velocidad aerodinámica. El sistema de control 1201 puede ser completamente automatizado y autónomo, pero en algunas implementaciones también puede reaccionar a comandos emitidos por uno o más sistemas y/o personas. Por ejemplo, si es anulado por un comando emitido por un humano, el sistema de control 1201 puede detener su control autónomo del vehículo aéreo 100, que luego es controlado por otro sistema o por la persona emisora (ya sea por mediación del sistema de control 1201 o de otro modo). Opcionalmente, la unidad de control 1290 puede configurarse para controlar la operación de la unidad de propulsión inclinable automáticamente.
Es interesante señalar que la unidad de control 1290 puede incluir muchos módulos, cada uno de los cuales está a cargo de uno o más aspectos del control del vehículo aéreo 100. Aunque no necesariamente así, los módulos de la unidad de control 1290 pueden incluir al menos dos tipos principales de módulos:
• Módulos de gestión de parámetros de navegación (denominados en conjunto 1250), también denominados "módulos de bucle externo"; y
• Módulos de gestión de parámetros aerodinámicos (denominados en conjunto 1260), también denominados "módulos de bucle interno".
Los módulos de gestión de parámetros de navegación gestionan dónde debe estar el vehículo aéreo y a qué velocidad, y emiten los respectivos comandos de control a los respectivos módulos de gestión de parámetros aerodinámicos, que gestionan la respuesta aerodinámica requerida que llevaría el vehículo aéreo hacia la ubicación y posición requeridas. Los módulos de gestión de parámetros aerodinámicos emiten entonces comandos de control que instruyen la modificación del estado de uno o más controladores del vehículo aéreo de una manera que llevaría la respuesta del vehículo aéreo hacia la respuesta aerodinámica requerida.
Los módulos de gestión de parámetros de navegación 1250 pueden incluir, por ejemplo: algunos de los siguientes elementos o todos ellos:
• Módulo de gestión de altitud 1221.1, que está configurado para emitir un comando de control de altitud, indicando a qué altitud debe estar el vehículo aéreo en el presente (o en un tiempo futuro predefinido). El módulo 1221.1 puede emitir el comando de altitud en función de un perfil de altitud predefinido, en función de la información recibida de los sensores (por ejemplo, elevación del suelo, altitud medida) y así sucesivamente.
• Módulo de gestión de velocidad de subida (TdS) 1221.2, que está configurado para emitir un comando de control TdS, que indica la velocidad a la que el vehículo aéreo debe ascender/descender en el presente (o en un tiempo futuro predefinido). El módulo 1221.2 puede emitir el comando TdS en función de un perfil de altitud predefinido, en función de la información recibida de los sensores (por ejemplo, elevación del suelo, altitud medida, TdS medido), y así sucesivamente.
• Módulo de gestión de la velocidad aerodinámica de longitud 1222.1, que está configurado para emitir un comando de control de velocidad longitudinal, indicando a qué velocidad longitudinal debe volar el vehículo aéreo en el presente (o en un tiempo futuro predefinido). El módulo 1222.1 puede emitir el comando de velocidad longitudinal en función de un perfil de vuelo/velocidad predefinido, en función de la información recibida de los sensores (por ejemplo, distancia al suelo cubierta, velocidad del viento, velocidad aerodinámica medida), y así sucesivamente.
• Módulo de gestión de la velocidad aerodinámica lateral 1222.2, que está configurado para emitir un comando de control de velocidad lateral, indicando a qué velocidad longitudinal debe volar el vehículo aéreo en el presente (o en un tiempo futuro predefinido). El módulo 1222.2 puede emitir el comando de velocidad lateral en función de un perfil de vuelo/velocidad predefinido, en función de la información recibida de los sensores (por ejemplo, distancia al suelo cubierta, velocidad del viento, velocidad aerodinámica medida), y así sucesivamente.
• Módulo de gestión de velocidad absoluta 1223, que está configurado para emitir un comando de control de velocidad absoluta, indicando a qué velocidad con respecto al suelo local debe volar el vehículo aéreo en el presente (o en un tiempo futuro predefinido). El módulo 1223 puede emitir el comando de velocidad absoluta en función de un perfil de vuelo predefinido, en función de la información recibida de los sensores (por ejemplo, distancia al suelo cubierta, datos de posicionamiento GPS, velocidad absoluta medida), y así sucesivamente. • Módulo de gestión de ubicación 1225.1, que está configurado para emitir un comando de control de ubicación, indicando en qué lugar debe estar el vehículo aéreo en el presente (o en un tiempo futuro predefinido). El módulo 1225.1 puede emitir el comando de ubicación en función de un curso de vuelo predefinido, en función de la información recibida de los sensores (por ejemplo, en función del procesamiento del vídeo de la cámara, datos de posicionamiento GPS, velocidad absoluta medida), y así sucesivamente.
• Módulo de gestión de galerías 1225.2, que está configurado para emitir un comando de control de curso, indicando en qué dirección debe volar el vehículo aéreo en el presente (o en un tiempo futuro predefinido). El módulo 1225.2 puede emitir el comando de curso en función de un curso de vuelo predefinido, en función de la información recibida de los sensores (por ejemplo, en función del procesamiento de los datos de posicionamiento GPS de vídeo de la cámara, velocidad absoluta medida, viento medido), y así sucesivamente.
Es interesante señalar que también se pueden implementar otros módulos de gestión de parámetros de navegación. También, algunos pares de estos módulos proporcionan comandos de control que tienen un ámbito algo superpuesto. Por ejemplo, la determinación del nivel de empuje requerido para cambiar la elevación del vehículo aéreo puede determinarse en función del comando de altitud y de un comando de TdS, pero normalmente no es necesario que dos de estos comandos se emitan en paralelo. Especialmente, dado el conocimiento de la altitud actual del vehículo aéreo y un comando de altitud, la TdS requerido puede derivarse de dicho conocimiento.
Por lo tanto, el módulo de gestión de procedimientos 1240 puede determinar cuál de los módulos 1221.1 y 1222.2 emitiría comandos en cualquier esquema de control dado. El otro módulo de estos dos módulos puede estar inactivo en ese momento. Como alternativa, uno de estos módulos (por ejemplo, el módulo de gestión de TdS 1221.2) puede emitir los comandos de control en los que el respectivo o más módulos de gestión de parámetros aerodinámicos basan su operación, mientras que el otro módulo (por ejemplo, el módulo de gestión de altitud 1221.1) solo puede establecer umbrales que no deben superarse. Por ejemplo, en un esquema de control, dichos módulos de gestión de
parámetros aerodinámicos respectivos pueden basar su operación en el comando TdS, mientras que la altitud no cae por debajo de un umbral de altitud inferior. Si se cruza un umbral tan bajo, pasan a basar su operación en el comando de altitud, hasta que el vehículo aéreo ascienda por encima de ese umbral.
Cada uno de los módulos 1250 puede funcionar independientemente de la operación de otros módulos (por ejemplo, implementando reglas de decisión que dependen únicamente de la información recibida de los sensores, pero no de módulos del nivel de bucle externo). Como alternativa, al menos uno de los módulos 1250 puede funcionar en función de información determinada por uno de los otros módulos 1250.
Esto se puede hacer jerárquicamente o en cooperación. En una operación jerárquica, un módulo depende del resultado de otro módulo, pero no al revés, por ejemplo, el módulo de gestión de galerías 1225.2 puede emitir un comando de curso y, a continuación, el módulo de gestión de velocidad aerodinámica lateral 1222.2 puede emitir su comando de control en función del comando de inclinación. En cooperación, ambos módulos emitirían los respectivos comandos de control en función de información intermedia recibida entre sí (en una especie de diálogo). En tales casos, dos de estos módulos pueden implementarse conjuntamente, utilizando al menos parcialmente reglas de decisión comunes.
Los módulos de gestión de parámetros aerodinámicos 1260 pueden incluir, por ejemplo: algunos de los siguientes elementos o todos ellos:
• Módulo de control de cabeceo 1224.1, que está configurado para emitir un comando de cabeceo en función de uno o más comandos de control recibidos de al menos uno de los módulos de gestión de parámetros de navegación 1250 (por ejemplo, comando de altitud, comando de velocidad aerodinámica) y de la información recibida de los sensores (por ejemplo, cabeceo medido, velocidad aerodinámica medida, etc.).
• Módulo de gestión de alabeo 1224.2, que está configurado para emitir un comando de alabeo en función de uno o más comandos de control recibidos de al menos uno de los módulos de gestión de parámetros de navegación 1250 (por ejemplo, comando de altitud, comando de velocidad aerodinámica) y de la información recibida de los sensores (por ejemplo, alabeo medido, velocidad aerodinámica medida, etc.).
• Módulo de gestión de guiñada 1224.3, que está configurado para emitir un comando de guiñada en función de uno o más comandos de control recibidos de al menos uno de los módulos de gestión de parámetros de navegación 1250 (por ejemplo, comando de curso, comando de ubicación) y de la información recibida de los sensores (por ejemplo, guiñada medida, velocidad aerodinámica medida, etc.).
• Módulo de gestión del regulador 1261, que está configurado para emitir un comando de regulador para una o más de la al menos una unidad de propulsión inclinable, en función de uno o más comandos de control recibidos de al menos uno de los módulos de gestión de parámetros de navegación 1250 (por ejemplo, comando de altitud, comando TdS, comando de cabeceo, etc.) y de la información recibida de los sensores (por ejemplo, etapa actual del regulador, cabeceo medido, etc.).
• Módulo de gestión de la aeronave de la unidad de propulsión inclinable 1262, que está configurado para emitir un comando de inclinación para una o más de las al menos una unidad de propulsión inclinable, en función de uno o más comandos de control recibidos de al menos uno de los módulos de gestión de parámetros de navegación 1250 (por ejemplo, comando de altitud, comando TdS, comando de cabeceo, etc.) y de la información recibida de los sensores (por ejemplo, etapa actual del regulador, cabeceo medido, etc.).
Es interesante señalar que el grupo 1260 puede incluir módulos de gestión que gestionan parámetros que pueden considerarse más que estrictamente aerodinámicos (por ejemplo, regulador de la unidad de propulsión inclinable). Sin embargo, la respuesta aerodinámica del vehículo aéreo depende de dichos módulos y, por lo tanto, se gestiona al mismo nivel que los módulos de control.
Por ejemplo, la sustentación que se requiere para satisfacer un comando de altitud emitido por el módulo de gestión de altitud 1221.1 se ve afectada por el cabeceo y el alabeo del vehículo aéreo (posiblemente también por la guiñada), pero también por el ángulo de inclinación y el regulador (que afectan el empuje generado por la unidad de propulsión inclinable).
Cada uno de los módulos 1260 puede funcionar independientemente de la operación de otros módulos (por ejemplo, implementando reglas de decisión que dependen únicamente de la información recibida de los sensores y del nivel de bucle externo, pero no de módulos del nivel de bucle interno). Como alternativa, al menos uno de los módulos 1260 puede funcionar en función de información determinada por uno de los otros módulos 1260.
Esto se puede hacer jerárquicamente o en cooperación. En una operación jerárquica, un módulo depende del resultado de otro módulo, pero no al revés, por ejemplo, el módulo de control de cabeceo 1224.1 puede emitir una orden de cabeceo y, a continuación, el módulo 1262 de gestión del plano de la unidad de propulsión inclinable emitiría el comando de inclinación en función de la orden de inclinación. En cooperación, ambos módulos emitirían los respectivos comandos de control en función de información intermedia recibida entre sí (en una especie de diálogo). En tales casos, dos de estos módulos pueden implementarse conjuntamente, utilizando al menos
parcialmente reglas de decisión comunes.
Para al menos algunos de los comandos del bucle externo, diferentes conjuntos de parámetros aerodinámicos pueden alcanzar los resultados deseados de diferentes maneras. Por ejemplo, el comando TdS puede cumplirse mediante diferentes relaciones entre la sustentación generada por las alas (dependiendo principalmente del cabeceo y la velocidad aerodinámica) y la sustentación resultante del empuje generado por la al menos una unidad de propulsión inclinable (dependiendo principalmente del cabeceo, de la inclinación y del regulador). La relación finalmente seleccionada (explícita o implícitamente) se puede determinar de manera independiente, de manera jerárquica o cooperativa, tal y como se ha expuesto anteriormente.
Opcionalmente, la unidad de control 1290 puede configurarse para cambiar una relación (ya sea determinándola explícitamente o cambiándola solo implícitamente) entre: (a) una contribución de la unidad de propulsión inclinable a la modificación del cabeceo y (b) una contribución de al menos un elevador (u otros tipos de controles aerodinámicos distintos de la unidad de propulsión inclinable) a la modificación del cabeceo, en la que el cambio de la relación se correlaciona (opcionalmente: monótonamente) con la velocidad aerodinámica supervisada.
Tal y como se ha mencionado anteriormente con respecto al vehículo aéreo 100, el vehículo aéreo puede incluir una amplia variedad de controles (también denominados subsistemas aerodinámicos, denominado en conjunto 4000). Estos subsistemas aerodinámicos pueden incluir cualquier combinación de: la al menos una unidad de propulsión inclinable, al menos una unidad de propulsión no inclinable, un regulador, un electromotor, aletas, elevadores, timón, accionador del timón, flaperones, elevones, hipersustentadores, listones, deflectores, frenos de aire, alas de barrido variable, palas de rotores, cíclico, colectivo, etc.
La unidad de control 1290 puede controlar la operación de al menos una parte aerodinámica del vehículo aéreo (100) seleccionada de un grupo que incluye un alerón, un elevador, un timón, un accionador del timón, un flaperón, elevones y un hipersustentador.
Cada uno de los subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo puede ser controlado por un controlador correspondiente del grupo de controladores 1400. Sin embargo, opcionalmente, uno o más de estos controladores pueden configurarse para controlar múltiples subsistemas aerodinámicos. Asimismo, opcionalmente, el vehículo aéreo 100 puede incluir algunos subsistemas aerodinámicos (o al menos subsistemas cuya activación puede tener efectos aerodinámicos, por ejemplo, tren de aterrizaje que puede extraerse o contraerse) que no están controlados por el sistema 1201.
Los controladores 1400 pueden incluir, por ejemplo, algunos de los siguientes elementos o todos ellos:
• Controlador de unidad de propulsión inclinable 1410 configurado para controlar una o más de al menos una unidad de propulsión inclinable 420 unidades de propulsión inclinables.
• Control de unidad de propulsión no inclinable 1420 configurado para controlar una o más de las unidades de propulsión no inclinables posiblemente implementadas.
• Controlador de alerones 346 configurado para controlar uno o más alerones, si se implementan.
• Controlador de timón 1440 configurado para controlar uno o más timones, si se implementan.
• Control de RPM
• Control del ángulo de cabeceo común de las palas del rotor principal ("colectivo")
• Control cíclico del ángulo de inclinación de la pala del rotor principal ("cíclico")
• Rotor(es) de cola común y control cíclico del ángulo de inclinación de la pala
• Otros
Tal y como se ha indicado anteriormente, la gestión de varios parámetros aerodinámicos 1260 emite comandos de control que instruyen la modificación del estado de uno o más controladores del vehículo aéreo de una manera que llevaría la respuesta del vehículo aéreo hacia la respuesta aerodinámica requerida (lo que llevaría al vehículo aéreo hacia el nivel requerido ubicación y posición indicadas por los respectivos módulos de gestión de parámetros de navegación 1250).
Para al menos algunos de los comandos del bucle interno (que indican parámetros aerodinámicos como el cabeceo), diferentes conjuntos de respuestas de los controles del vehículo aéreo pueden alcanzar los resultados deseados de diferentes maneras. Por ejemplo, el comando de cabeceo puede cumplirse mediante diferentes relaciones entre los efectos aerodinámicos de la unidad de propulsión inclinable, de los flaperones, de los elevadores, etc. La relación que se termina seleccionando (explícita o implícitamente) puede ser determinada por el respectivo módulo de control de bucle interno (por ejemplo, por el módulo de control de cabeceo 1224.1 en el caso de cabeceo), o por el nivel inferior de controladores 1400.
Claramente, en el último caso, las modificaciones de los diversos controles pueden determinarse en los controladores 1400 de manera independiente, de manera jerárquica o cooperativa, tal y como se ha expuesto anteriormente. Sin embargo, también en el primer caso, la relación entre los diferentes controles puede verse afectada por los módulos de control del bucle interno de manera independiente, de manera jerárquica o cooperativa, tal y como se ha expuesto anteriormente. Por ejemplo, el control de los flaperones para afectar el alabeo también puede afectar el cabeceo, y debe tenerse en cuenta.
Es interesante señalar que el sistema de control 1201 puede implementar varios canales de control que tienen pocas relaciones (si las hay) en el nivel de bucle externo, y solo se afectan entre sí en los niveles inferiores (especialmente de los controladores 1400).
Algunos de estos canales de control son:
• Comando de velocidad aerodinámica ^ Bucle de velocidad aerodinámica ^ Comando de cabeceo ^ Bucle de cabeceo ^ Efectores (motores, elevador, etc...)
• Comando Z (altitud) ^ bucle dZ ^ Comando de tasa de subida ^ bucle de tasa de subida ^ comando de regulador ^ Efectores (motores)
• Comando de ángulo de inclinación ^ limitador de velocidad de inclinación ^ efectores (servo de inclinación) El módulo de gestión de la velocidad aerodinámica de longitud 1222.1 emite un comando de control de velocidad longitudinal, indicando a qué velocidad longitudinal debe volar el vehículo aéreo en el presente (o en un tiempo futuro predefinido). El Módulo 1222.1 (también denominado "módulo de comando de velocidad aerodinámica", que también puede incluir el módulo 1222.2) establece el valor de la velocidad aerodinámica requerida durante la fase de aceleración.
Opcionalmente, el comando de velocidad aerodinámica puede comenzar en t=0 (cuando se inicia el procedimiento de aceleración, posiblemente solo después de un procedimiento preliminar de despegue/ascenso) con el mismo valor que la velocidad medida. Es interesante señalar que la velocidad aerodinámica medida no es necesariamente cero; puede haber una velocidad aerodinámica residual de un vuelo anterior del vehículo aéreo, e incluso un ascenso sustancialmente vertical en el despegue puede conducir a una velocidad aerodinámica medida distinta de cero debido al viento. Continuando con el mismo ejemplo, en los momentos t>0, el comando de velocidad aerodinámica longitudinal aumenta de manera gradual y lineal con el tiempo a una velocidad fija (por ejemplo, 2,0 nudos/s). El comando de velocidad aerodinámica puede aumentarse indefinidamente en la misma tasa, o la tasa puede cambiarse (por ejemplo, después de alcanzar un umbral, opcionalmente predeterminado antes de la aceleración, como 15 nudos).
La figura 13 es un gráfico 5100 que ilustra un comando de velocidad aerodinámica (línea 5110) que puede ser emitido por el módulo 1222.1 de gestión de velocidad aerodinámica de longitud, de acuerdo con una realización de la invención. También se ilustra un error de velocidad aerodinámico ilustrativo que puede desarrollarse (línea 5120). Tal y como se ilustra, la tasa cambia después del umbral de velocidad aerodinámica a una tasa más baja (por ejemplo, solo 1,5 nudos/s). Esto facilita (y posiblemente permite) mantener positivo el ángulo de inclinación del vehículo aéreo y gana sustentación positiva de las alas.
Adicionalmente, el módulo de comando de velocidad aerodinámica puede implementar un mecanismo de "congelación de comando": si el error de velocidad aerodinámica excede un nivel predeterminado (en el ejemplo ilustrado, 5 nudos), el comando se congela. Si se implementa, esta característica permite evitar alcanzar un límite inferior de comando de cabeceo y permite que el bucle de velocidad aerodinámica corrija el comando de cabeceo en ambas direcciones, para hacer frente mejor a los vientos, ráfagas y condiciones climáticas severas. Los integradores internos se pueden implementar en los bucles de velocidad aerodinámica y de cabeceo interno (ilustrados en la figura 14), asegurando así un error de estado estable cero, por lo tanto, la congelación en el módulo de comando no impedirá que la aeronave acelere.
La figura 14 ilustra las interrelaciones entre varios componentes del sistema 1201, de acuerdo con una realización de la invención.
De acuerdo con la presente invención, el módulo de control de cabeceo 1224.1 recibe un comando de velocidad aerodinámica y una respectiva velocidad aerodinámica medida. De acuerdo con un ejemplo, la velocidad aerodinámica o la velocidad absoluta se gestiona en cada momento, en función de la selección del modo de vuelo del módulo de gestión de procedimientos 1240. Por ejemplo, durante el despegue sustancialmente vertical, se puede gestionar la velocidad absoluta, mientras que durante el vuelo la aceleración hacia delante, la velocidad aerodinámica se puede controlar. Sin embargo, opcionalmente, tanto la velocidad aerodinámica como la velocidad absoluta pueden gestionarse simultáneamente (por ejemplo, en una etapa de transición entre el despegue y la aceleración hacia delante). En otras implementaciones, la velocidad absoluta no es necesariamente una entrada opcional para el módulo de control de cabeceo 1224.1.
La diferencia entre la velocidad medida y el comando de velocidad se calcula mediante el bucle de velocidad
1224.11 (que se implementa como parte del módulo de control de cabeceo 1224.1, pero también se puede implementar como parte del módulo de gestión de velocidad respectivo, por ejemplo, módulo 1222.1). Si bien el comando de cabeceo puede basarse en el error de velocidad y en la velocidad aerodinámica medida, también puede basarse en el error de altitud, ejemplificado por la entrada de error de altitud recibida del bucle de altitud (que puede ser parte del módulo de gestión de altitud (dz) 1221.1 o del módulo de control de inclinación 1224.1. Es interesante señalar que se puede implementar el error TdS en lugar del error de altitud. En el ejemplo dado, se suman el error de altitud y el error de velocidad. (es decir, el comando de cabeceo tiene una relación lineal positiva con el error de velocidad y una relación lineal positiva con el error de altitud). En el ejemplo ilustrado, el comando de cabeceo se determina además en función de la velocidad aerodinámica medida, ya que los limitadores para el comando de cabeceo responden a la velocidad aerodinámica medida.
Es interesante señalar que la salida del bucle de velocidad 1224.11 también puede transferirse al módulo 1262 de gestión del plano de la unidad de propulsión inclinable para determinar el comando de ángulo de inclinación. Opcionalmente, el bucle de velocidad 1224.11 y, opcionalmente, el módulo de control de cabeceo 1224.1 pueden implementarse usando leyes de control clásicas PI (Proporcional - Integral).
Por lo tanto, la reacción del vehículo aéreo puede implementarse (por ejemplo, de acuerdo con el esquema de control ilustrado en la figura 14) como:
• Si la velocidad es demasiado baja, el morro del vehículo aéreo está inclinado hacia abajo y viceversa.
• Si la altitud es demasiado baja, el morro está inclinado y viceversa.
• Los limitadores de cabeceo se basan en la velocidad medida, y corresponden a una envolvente de pérdida del vehículo aéreo (tales limitadores mantienen el cabeceo dentro de un intervalo de ángulos de conexión en los que el vehículo aéreo no se detiene).
El módulo de control de cabeceo 1224.1 está configurado para emitir el comando de cabeceo en función de la velocidad aerodinámica supervisada y en el comando de velocidad aerodinámica, y posiblemente además en respuesta a la altitud medida del vehículo aéreo (por ejemplo, como se explicó con referencia a la figura 14). Especialmente, el módulo de control de cabeceo 1224.1 puede configurarse para emitir el comando de cabeceo en función de la velocidad aerodinámica supervisada, en el comando de velocidad aerodinámica y en un error de altitud. El módulo de control de cabeceo 1224.1 (también denominado "módulo de comando de cabeceo") está configurado para emitir un comando de cabeceo en función de uno o más comandos de control recibidos de al menos uno de los módulos de gestión de parámetros de navegación 1250 (por ejemplo, comando de altitud, comando de velocidad aerodinámica) y de la información recibida de los sensores (por ejemplo, cabeceo medido, velocidad aerodinámica medida, etc.).
El módulo de control de cabeceo se puede configurar para combinar la salida del bucle de velocidad y una desviación de comando de cabeceo externo (por ejemplo, de -10°) con respecto al cabeceo de vuelo estacionario, que se conectó en t=0 (al cambiar al modo "acelerar"). El objetivo de esta desviación es ayudar al bucle de velocidad al comienzo de la aceleración y acortar el tiempo total de aceleración (conservación de energía).
Opcionalmente, el módulo de control de cabeceo 1224.1 puede configurarse para mantener un cabeceo del vehículo aéreo (100) durante al menos una parte de la primera parte de la aceleración dentro de un intervalo de cabeceo permitido que se determina dinámicamente en respuesta a la velocidad medida del vehículo aéreo (100)
La figura 15 ilustra las interrelaciones entre varios componentes del sistema 1201, de acuerdo con una realización de la invención.
Opcionalmente, el módulo de gestión del regulador 1261 puede configurarse para sumar el comando TdS del módulo de velocidad de subida con un valor de desviación del regulador predefinido que es una función de la velocidad aerodinámica (del módulo de desviación del regulador 1261.2, por ejemplo, en forma de tabla de consulta). La desviación de la desviación del regulador 1261.2, si se implementan, compensa la no linealidad del vehículo aéreo (y especialmente de una respuesta del regulador del mismo en diferentes velocidades aerodinámicas), y podría omitirse si se implementa un procedimiento de control no lineal.
El módulo de gestión de altitud 1221.1 establece la altitud deseada durante la fase de aceleración. La altitud puede ser constante (ángulo de trayectoria de vuelo Y=0°) o variable (y>0, es decir, ascender, y<0, es decir, descender). La altitud deseada puede calcularse en función del comando de altitud nominal y el ángulo de la trayectoria de vuelo, determinado con respecto a la ubicación del vehículo aéreo en t=0 (al cambiar al modo "acelerar"). Opcionalmente, el módulo de gestión de altitud puede implementar un módulo de bucle Dz 1221.11 cuya salida "dZ" es el error de altitud (altitud deseada menos la altitud medida del vehículo aéreo).
Opcionalmente, la unidad de control 1290 (por ejemplo, el módulo 1261) puede configurarse para controlar la potencia de empuje de la unidad de propulsión inclinable para reducir una diferencia entre la velocidad aerodinámica medida y una velocidad aerodinámica establecida, mientras se restringe el aumento de la potencia de empuje en
función de un umbral (uno o más umbrales del limitador 1261.1) que se determina en respuesta a la velocidad medida.
Los umbrales de empuje pueden anular el comando de velocidad aerodinámica, es decir, la unidad de control 1290 (por ejemplo, el módulo de gestión del regulador 1261) puede configurarse para controlar la potencia de empuje de la unidad de propulsión inclinable para reducir una diferencia entre la velocidad aerodinámica medida y una velocidad aerodinámica establecida, mientras se restringe la reducción de la potencia de empuje en función de un umbral inferior (uno o más umbrales del limitador 1261.1) que se determina en respuesta a una velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo.
Mantenerse dentro del intervalo permitido de empuje/regulador (definido por los umbrales) puede anular el mantenimiento de la altura fija/predefinida. Es decir, el módulo de control de altitud (1221.1) puede configurarse para reducir al mínimo una desviación vertical del vehículo aéreo desde una altitud establecida durante la primera parte de la aceleración, en la que la reducción al mínimo está restringida al menos por la restricción de la reducción de la potencia de empuje en función del umbral inferior.
Opcionalmente, la altitud del vehículo aéreo puede controlarse en función del comando TdS (del módulo 1221.1), con la excepción de que se pueden implementar uno o más limitadores de altitud (especialmente uno más bajo) para anular el esquema de control basado en TdS si se cruza. El bucle de altitud controla la altitud del vehículo aéreo, minimizando dZ (error de altitud). Durante la aceleración, el eje de elevación del vehículo aéreo puede ser controlado por el circuito interior de tasa de subida. Opcionalmente, el bucle dZ solo se conecta en una dirección (positiva -subida) y solo si por alguna razón el vehículo aéreo cruzó la trayectoria de vuelo deseada hacia el suelo (hacia abajo) por más de un umbral predefinido (por ejemplo, 5 metros). La salida del bucle dZ (que es proporcional al error) se suma al comando de velocidad de subida nominal para compensar los errores del sensor de velocidad de subida, condiciones climáticas severas, etc. diseñados para aumentar la seguridad del vuelo durante el despegue y evitar el vuelo controlado al terreno (CFIT).
La figura 16 es un gráfico 5200 que ilustra la altitud medida, el comando de altitud, la diferencia entre ellos (dZ) y el comando TdS emitido que se emite y se utiliza para la determinación del comando de inclinación y de inclinación, de acuerdo con una realización de la invención.
El módulo de gestión de la tasa de subida 1221.2 emite el comando TdS (que puede indicar el valor de la tasa de subida requerida) durante la fase de aceleración. Por lo general, el comando se establece en cero por debajo de un límite de velocidad aerodinámica predefinido (para usar inicialmente energía para acelerar el vehículo aéreo, por ejemplo, límite inferior de 15-20 nudos). El comando TdS puede establecerse linealmente por encima de dicho límite (por ejemplo, 50 pies/min), pero también se pueden implementar otros esquemas de control de TdS no lineales. En los casos en que el vehículo aéreo cruce la trayectoria de vuelo deseada por más de un umbral predefinido (por ejemplo, 5 metros) hacia el suelo, la salida del bucle dZ 1221.11 puede sumarse opcionalmente al comando nominal TdS para asegurar una distancia al suelo adecuada.
Opcionalmente, el comando de velocidad de subida puede actualizarse automáticamente para evitar conflictos (si los hay) con el ángulo de trayectoria de vuelo deseada (y ). Por ejemplo, si la trayectoria de vuelo deseada es positiva (es decir, ascendente), entonces el comando de velocidad de subida deseada en tal implementación debe ser también positivo, y en valor correlativo. Por otra parte, dado que el bucle dZ solo se activa si el vehículo aéreo está por debajo de la altitud deseada, es posible establecer una velocidad de subida positiva deseada y un ángulo de trayectoria de vuelo negativa (y ), pero no al revés.
El bucle de tasa de subida 1261.3 puede implementarse para controlar la velocidad de elevación (vertical) del vehículo aéreo. Las entradas al módulo son comandos de velocidad de subida, tasa de subida medida y derivada de tasa de subida (que es la aceleración de elevación, Az). La salida del módulo es un comando de regulador preliminar, que luego se puede sumar con el valor nominal del regulador para el despegue (una función de la velocidad aerodinámica en sí, tal y como se explicó anteriormente). La implementación del controlador de velocidad de subida ilustrado en la figura 15 es la ley de control clásica PID (Proporcional - Integral - Diferencial).
La figura 17 ilustra las interrelaciones entre varios componentes del sistema 1201, y especialmente el bucle de control interno 1260, de acuerdo con una realización de la invención.
El módulo 1262 de gestión de la aeronave de la unidad de propulsión inclinable se puede configurar para coordinar el ángulo de ataque del vehículo aéreo con cambios en la velocidad aerodinámica, cabeceo de la aeronave, etc. El ángulo de ataque debe mantenerse en todo momento en un "pasillo" estrecho: por un lado, debe permitir que el vehículo aéreo acelere, por lo tanto, es necesaria una resistencia mínima, facilitando un ángulo de ataque más bajo. Por otra parte, es muy deseable recibir una elevación positiva de las alas para aliviar la carga de los motores y el consumo de energía. Asimismo, el ángulo de ataque no debe exceder la pérdida (positiva o negativa) en ningún momento.
El módulo de control de cabeceo 1224.1 puede configurarse para controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de cabeceo del vehículo aéreo, y para controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de cabeceo del vehículo aéreo, evitando de ese modo la creación de fuerza de
sustentación negativa por parte del ala.
El módulo de control de cabeceo 1224.1 puede configurarse para controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de cabeceo del vehículo aéreo y para limitar en la primera parte de la sustentación de aceleración creada por el ala por debajo de una fracción determinada (por ejemplo, 80%) de la sustentación máxima que puede crear el ala en la velocidad aerodinámica supervisada. Es decir, a cualquier velocidad V dada, el sistema no utiliza la máxima sustentación posible por el ala, sino que proporciona más sustentación gracias a la unidad de propulsión inclinable.
El módulo de gestión del plano de la unidad de propulsión inclinable 1262 puede configurarse para lograr este equilibrio sumando tres entradas:
• Desviación de despegue de inclinación (por ejemplo, -10°), que se activa al cambiar al modo de "aceleración" (motores hacia delante 10°).
• Comando de cabeceo desde el módulo de control de cabeceo, multiplicado por una ganancia constante (cabeceo más bajo = motores más adelante), por ejemplo, de aproximadamente 1 grado hacia delante por comando de cabeceo hacia abajo de grado.
• Velocidad aerodinámica medida, multiplicada por una ganancia constante (por ejemplo, de aproximadamente 0,33, es decir, 10° sobre 30 nudos).
La suma de las entradas anteriores pasa por un limitador de velocidad 1262.1 (por ejemplo, aproximadamente 1-2°/s) y acciona los servoactuadores del mecanismo de inclinación. El fin de este limitador de velocidad 1262.1 es suprimir los efectos giroscópicos y las ráfagas (velocidad aerodinámica medida inestable) y evitar cambios rápidos en la dinámica del vehículo aéreo, permitiendo que los bucles de control obtengan un mejor rendimiento.
En el ejemplo ilustrado, la unidad de control 1290 (y especialmente el bucle de control interno) controla la inclinación controlando los tres motores de un vehículo aéreo 100 como los ilustrados en las figuras 1A, 1B, o en las figuras 2A y 2B.
Tal y como se ha mencionado, el comando de inclinación se determina en función de la velocidad aerodinámica supervisada y en el comando de velocidad aerodinámica y, opcionalmente, también en función del comando de cabeceo. El módulo de control de cabeceo 1224.1 está configurado para emitir un comando de cabeceo en función de la velocidad aerodinámica supervisada y el comando de velocidad aerodinámica y para controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de cabeceo del vehículo aéreo en función del comando de cabeceo, en la que el control de la modificación del ángulo de inclinación se basa, además, en el comando de cabeceo. Opcionalmente, la unidad de control 1290 (por ejemplo, mediante el módulo de gestión de plano de la unidad de propulsión inclinable 1262) puede configurarse para emitir un comando de inclinación del rotor para bajar un ángulo de inclinación del rotor como resultado de una emisión de una orden de inclinación para bajar un ángulo de inclinación.
La figura 18 ilustra las interrelaciones entre varios componentes del sistema 1201, y especialmente el bucle de control interno 1260, de acuerdo con una realización de la invención. Opcionalmente, el módulo de gestión de alabeo 1224.2 está configurado para emitir el comando de alabeo en función del comando de velocidad lateral y en un limitador de alabeo 1224.21 que puede implementar uno o más limitadores en función de la velocidad aerodinámica, un límite inferior, un límite superior, o ambos.
Con referencia al sistema 1200 y a las diversas ilustraciones de las figuras 9, 14, 15, 17, 18, es interesante señalar que, aunque no necesariamente así, las ganancias de los bucles de control se pueden determinar en función de la etapa del procedimiento (es decir, en el comando del módulo de gestión de procedimientos 1240), y no en los parámetros de la plataforma. Es decir, las ganancias (u otros esquemas de control) se determinan no como resultado de cambios en el comportamiento del vehículo aéreo, ¡sino para cambiar el comportamiento del vehículo aéreo!
La unidad de control 1290 puede configurarse para controlar la aceleración del vehículo aéreo, recudiendo al mínimo al mismo tiempo el tiempo en el que una o más unidades de propulsión inclinables proporcionan empuje en la dirección general del vector de empuje vertical. La unidad de control 1290 puede incluir un módulo de control de inclinación que está configurado para determinar un instante para la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable entre la segunda y la primera parte de la aceleración para reducir al mínimo una duración en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical. Tal y como se ha explicado con mayor detalle con respecto a la etapa 3100 del procedimiento 3000, la unidad de control 1290 puede configurarse para controlar, antes de la primera parte de la aceleración, un ascenso sustancialmente vertical del vehículo aéreo desde el suelo, y para controlar partes aerodinámicas del vehículo aéreo en una primera parte del ascenso sustancialmente vertical desde el suelo para reducir al mínimo el cambio en el ángulo de cabeceo y ángulo de alabeo del vehículo aéreo.
La unidad de control 1290 también puede configurarse para emitir un comando de velocidad aerodinámica positiva para acelerar el vehículo aéreo si transcurre un tiempo predeterminado desde el inicio del ascenso sustancialmente vertical, con independencia de los datos de los sensores. Otras respuestas de este tipo que se basan en el tiempo en lugar de en los datos de los sensores también se pueden implementar para otros casos, por ejemplo, como se explicó con respecto al procedimiento 3000.
El módulo de control de cabeceo 1224.1 se puede configurar para controlar en la primera parte de la aceleración una modificación del ángulo de cabeceo del vehículo aéreo, en el que la unidad de control está configurada para equilibrar la modificación del ángulo de inclinación y la modificación del ángulo de cabeceo para reducir un coste energético de la aceleración del vehículo aéreo.
Con referencia a la figura 1A, es interesante señalar que el sistema de control 1201 (explicado anteriormente con mayor detalle, por ejemplo, con respecto a la figura 9) puede integrarse en el vehículo aéreo 100. Dicha integración puede incluir, por ejemplo, cualquiera o más de los siguientes: fijación de componentes del sistema 1201 al vehículo aéreo 100, conectar eléctricamente componentes del sistema 1201 al vehículo aéreo 100, conectar componentes del sistema 1201 a un medio de comunicación (por ejemplo, un bus de comunicación) del vehículo aéreo 100, compartir componentes entre el sistema 1201 y otros sistemas del vehículo aéreo 100 (por ejemplo, los procesadores utilizados para las funcionalidades del sistema 1201 pueden ser procesadores del vehículo aéreo 100 que se utilizan para otras funcionalidades del mismo), proporcionar energía eléctrica a las unidades del sistema 1201 desde una fuente de energía del vehículo aéreo 100, y así sucesivamente.
Es decir, de acuerdo con un aspecto de la invención, se desvela un vehículo aéreo 100, que incluye al menos: (1) un ala 320, (2) una unidad de propulsión inclinable unidad de propulsión inclinable 420 (que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo); y (3) una unidad de control 1201 que está configurada para emitir comandos de control a un controlador 1410 de la unidad de propulsión inclinable 420 unidad de propulsión inclinable para controlar la aceleración del vehículo aéreo.
Este control de la aceleración incluye: (1) en una primera parte de la aceleración, en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical: (a) controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar sustentación al vehículo aéreo, y (b) controlar una modificación de un ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable con respecto al fuselaje del vehículo aéreo, en función de: (i) una velocidad aerodinámica supervisada del vehículo aéreo y (ii) un comando de velocidad aerodinámica; y (2) después de una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, controlar en una segunda parte de la aceleración una operación de la unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo. Las variaciones explicadas anteriormente con respecto al vehículo aéreo 100, así como las variaciones explicadas anteriormente con respecto al sistema de control 1201, pueden implementarse en tal implementación combinada.
La figura 10 es un diagrama de flujo del procedimiento 3000, que es un procedimiento para controlar la aceleración de un vehículo aéreo (como el vehículo aéreo 100) que incluye una unidad de propulsión inclinable que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general vectorial de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo, de acuerdo con una realización de la invención.
Durante la explicación del procedimiento 3000, solo se hace referencia explícita a una de las una o más unidades de propulsión inclinables que pueden implementarse en el vehículo aéreo. En implementaciones en las que el vehículo aéreo incluye una pluralidad de unidades de propulsión inclinables, cualquiera o más de estas unidades pueden controlarse de acuerdo con el procedimiento 3000. La explicación se refiere explícitamente solo a una unidad de propulsión inclinable por razones de claridad y simplicidad de la descripción, y es interesante señalar que la invención no se limita a dicha implementación de ninguna manera.
Cabe señalar que el perfil de velocidad del vehículo aéreo durante la aceleración del procedimiento 3000 no es necesariamente uno de aceleración estrictamente monótono y que, si bien la velocidad del vehículo aéreo al final de la aceleración es sustancialmente mayor que su velocidad al inicio del procedimiento de aceleración, no obstante, el vehículo aéreo puede experimentar algunas desaceleraciones temporales (por ejemplo, debido a vientos o condiciones del aire inesperadas, o debido al movimiento de las superficies de control del vehículo aéreo, e incluso como efectos de las acciones tomadas como parte del control ejecutado en el procedimiento 3000, por ejemplo, para mantener el vehículo aéreo dentro de una envolvente que finalmente permita la aceleración a una velocidad en la que la unidad de propulsión inclinable proporcione empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal). La aceleración puede incluir la aceleración del vehículo aéreo en una fracción sustancial del mismo, por ejemplo, durante el 80 % de su duración, y posiblemente incluso más (por ejemplo, el 90 %, 95 %, etc.).
Aunque no necesariamente así, la aceleración del procedimiento 3000 puede ser parte de un procedimiento de despegue (o un ascenso y aceleración equivalentes desde un estado anterior de vuelo estacionario). En dichos casos, la aceleración del procedimiento 3000 puede ser simultánea (total o parcialmente) a un ascenso del vehículo aéreo. Sin embargo, en otras situaciones, la aceleración del procedimiento 3000 puede ser simultánea con otro perfil
de cambio de altura (por ejemplo, altura decreciente o alternativamente ascenso/descenso). Si bien descender de una posición de aterrizaje es imposible en la mayoría de las situaciones, acelerar desde un punto muerto mientras se desciende tiene ventajas si es posible, por ejemplo, para transformar la energía potencial de altura en energía cinética, facilitando así un cambio más rápido a vuelo en el primer modo de vuelo más eficiente).
Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos anteriores, es interesante señalar que el procedimiento 3000 puede implementarse para controlar un procedimiento de aceleración de un vehículo aéreo tal como un vehículo aéreo 100. Sin embargo, esto no es necesariamente así, y el procedimiento 3000 también puede usarse para controlar los procedimientos de desaceleración de otros tipos de vehículos aéreos que incluyen una o más unidades 420 de propulsión inclinables.
Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos, es interesante señalar que, si bien no es necesariamente así, el procedimiento 3000 puede llevarse a cabo mediante un sistema de control como el sistema de control 1201. En diversas implementaciones, el procedimiento 3000 puede llevarse a cabo, total o parcialmente, por un sistema a bordo, por un sistema remoto (por ejemplo, sistema terrestre o aerotransportado) y/o por intervención humana, así como por cualquier combinación de los mismos.
Cabe señalar que en varias implementaciones del procedimiento 3000, el procedimiento de aceleración puede abordar diferentes necesidades y puede permitir la ejecución del procedimiento 3000 (y/o de etapas específicas del mismo) dentro de restricciones que son más estrictas de lo que era posible anteriormente. Por ejemplo, mientras que se sabe que las aeronaves de rotor inclinable de la técnica anterior han acelerado e incluso despegado, hacerlo de una manera suficientemente rápida, dentro de una distancia suficientemente pequeña, y/o ganando una altura y/o velocidad sustancial en el procedimiento, esto puede resultar poco práctico usando esquemas de la técnica anterior. A continuación, se proporcionan algunos ejemplos de escenarios.
Es interesante señalar que el procedimiento 3000 incluye varias etapas de control, tal y como se desvela en detalle a continuación. Dicho control se puede implementar de varias formas. Dicho control puede ser implementado por un piloto, por otra persona a bordo, y por un operador humano remoto (por ejemplo, para un vehículo aéreo de rotor inclinable no tripulado). Sin embargo, el procedimiento 3000 también puede implementarse mediante uno o más sistemas informáticos (por ejemplo, como se ejemplifica en relación con el sistema 1201). Dicho sistema puede montarse a bordo del vehículo aéreo del procedimiento 3000, o externamente, y varios de dichos sistemas pueden coordinarse para implementar el procedimiento 3000 (en el que cada etapa del procedimiento puede implementarse mediante un solo sistema o una combinación de dichos sistemas computarizados). Adicionalmente, también se puede implementar una combinación de uno o más controladores humanos y uno o más sistemas informatizados. De acuerdo con una realización de la invención, el control del vehículo aéreo durante el procedimiento 3000 incluye el control automatizado mediante al menos un procesador de una unidad de control montada en el vehículo aéreo. Es interesante señalar que dichos procesadores y/u otros sistemas informáticos pueden ser un sistema dedicado (implementado en hardware, firmware, etc.), y también puede implementarse en software ejecutado por un procesador de otro sistema montado en el vehículo aéreo.
También cabe señalar que las diferentes etapas del procedimiento 3000 incluyen operaciones de control. Aunque no necesariamente así, en cada una de las etapas de control, el procedimiento 3000 posiblemente también puede incluir la realización de la operación controlada, incluso si no está explícitamente elaborado. A modo de ejemplo, además del control del ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable con respecto al fuselaje del vehículo aéreo en la etapa 3220, el procedimiento 3000 puede incluir además modificar el ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable con respecto al fuselaje del vehículo aéreo.
El control del curso/posición/parámetros cinéticos/ubicación/dirección del vehículo aéreo durante el procedimiento 3000 puede lograrse al menos controlando la operación de uno o más de los subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo. Dichas partes pueden incluir, a modo de ejemplo, la al menos una unidad de propulsión inclinable, al menos una unidad de propulsión no inclinable, un regulador, un electromotor, aletas, elevadores, timón, accionador del timón, flaperones, elevones, hipersustentadores, listones, deflectores, frenos de aire, alas de barrido variable, unidad de propulsión no inclinable, palas de rotores, etc. Es interesante señalar que las diferentes etapas del procedimiento 3000 pueden incluir controlar la operación de al menos un subsistema aerodinámico del vehículo aéreo seleccionado de un grupo que consiste en un alerón, un elevador, un timón, un accionador del timón, un flaperón, elevones y un hipersustentador.
El control de tales subsistemas aerodinámicos (y/u otras partes) se puede lograr de varias formas, por ejemplo, dando instrucciones a dichas partes, o a componentes que las controlen. En algunas implementaciones ilustrativas, las instrucciones pueden implementarse modificando una corriente eléctrica transmitida a los servos que controlan dichas partes, dándole la instrucción a una bomba hidráulica de que modifique la presión en una tubería que conduce a dicha parte, y así sucesivamente. En otros ejemplos, el control se puede lograr por medios físicos. Por ejemplo, si el procedimiento 3000 lo lleva a cabo total o parcialmente un piloto (u otra persona a bordo), el piloto puede cambiar el estado físico de uno o más componentes, por ejemplo, presionar un regulador. Es interesante señalar que los medios físicos para controlar el curso también pueden ser implementados por sistemas y no solo por humanos, como quedará claro para una persona experta en la técnica.
Cabe señalar que el procedimiento 3000 puede incluir no solo el control de la operación de uno o más de los subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo u otros componentes/sistemas del mismo, sino también su funcionamiento real. En un ejemplo, mientras que el control puede ser realizado por una o más personas, procesadores, controladores o sistemas similares (son posibles diferentes implementaciones y combinaciones de los mismos), la operación de las diferentes partes/componentes/sistemas del vehículo aéreo puede ser realizada por otras partes/componentes/sistemas montados en el vehículo aéreo.
Con referencia al curso del vehículo aéreo durante la ejecución del procedimiento 3000, cabe señalar que el control del curso del vehículo aéreo en el procedimiento 3000 puede incluir el control de aspectos temporales y/o espaciales del mismo. Por ejemplo, el control puede incluir el control de algunos o todos los siguientes parámetros: la velocidad del vehículo aéreo (o componentes del mismo, como la velocidad absoluta, velocidad aerodinámica, velocidad descendente, etc.), controlar su llegada a un lugar predeterminado en un momento determinado, controlar su altitud, su posicionamiento horizontal, su cabeceo, su giro, su guiñada, su dirección, y demás.
El control del curso puede incluir controlar el curso al menos para mantener el vehículo aéreo dentro de una envolvente que finalmente permita su aceleración a una velocidad que permita el vuelo en el primer modo de vuelo, o que finalmente permita lograr otro objetivo. Es interesante señalar que dicha envoltura puede no ser la envoltura más grande que permita tal condición, sino más bien una envolvente definida en vista de tal objetivo. Algunos o todos los parámetros que definen dicha envolvente también pueden definirse con independencia del destino final, por ejemplo, como resultado de consideraciones aerodinámicas (por ejemplo, la prevención de alcanzar un ángulo de pérdida, manteniendo la dirección contra el viento), de los requisitos tácticos (por ejemplo, reducir un período de exposición por encima o por debajo de la altura dada), para los requisitos de otro sistema del vehículo aéreo o del sistema que lleva (por ejemplo, para evitar daños en la carga útil de una cámara sensible), y así sucesivamente. Si bien la expresión envoltura es una expresión ampliamente utilizada en la técnica y, tal y como se ha mencionado, puede tener un significado tal como lo entiende un experto en la materia, es interesante señalar que se puede considerar que esta expresión incluye al menos uno o más de los siguientes conjuntos de parámetros: un conjunto de límites de rendimiento (por ejemplo, de la aeronave) que no se pueden exceder de manera segura, un conjunto de parámetros operativos que existe dentro de estos límites y un conjunto de parámetros espaciales y/o temporales relacionados con los parámetros del curso.
Es interesante señalar que la figura 20 ilustra un posible curso de vuelo ilustrativo del vehículo aéreo 100, durante el cual acelera, de acuerdo con una realización de la invención. Las partes de ese curso de vuelo durante las cuales se pueden ejecutar varias etapas y subetapas del procedimiento 3000 (solo a modo de ejemplo no limitativo) se indican en la figura 20.
Volviendo a la figura 10, el procedimiento 3000 se ejecuta en al menos dos partes significativas de la aceleración. En la primera parte de la aceleración, la unidad de propulsión inclinable del vehículo aéreo proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical y, en la segunda parte de la aceleración, la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal.
La etapa 3200 se lleva a cabo en la primera parte de la aceleración, en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical. La etapa 3200 incluye al menos la etapa 3210 y la etapa 3220.
La etapa 3210 incluye controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar sustentación al vehículo aéreo. Con referencia a los ejemplos expuestos con respecto a los dibujos anteriores, la etapa 3210 puede llevarse a cabo mediante un controlador de unidad de propulsión inclinable, tal como el controlador de unidad de propulsión inclinable 1410. Tal y como se ha mencionado, la provisión de la sustentación se lleva a cabo cuando una o más unidades de propulsión inclinables se dirigen en la dirección general del vector de empuje vertical. Dado que una o más unidades de propulsión inclinables pueden proporcionar empuje en una dirección no vertical (debido a la inclinación de dicha unidad y/o al ángulo en el que se encuentra el vehículo aéreo), es interesante señalar que, al mismo tiempo que se proporciona el elevador en la etapa 3210, la misma o más unidades de propulsión inclinables también pueden impulsar el vehículo aéreo (por ejemplo, equivalente a la forma en que el rotor de un helicóptero podría impulsar el helicóptero, aunque proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical).
El control de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar sustentación se puede ejecutar (por ejemplo, como se explica a continuación) de acuerdo con un esquema de control que dicta un curso de vuelo. Por ejemplo, en un curso ascendente, la elevación total del vehículo aéreo tiene que ser una sustentación positiva. Sin embargo, algo de sustentación, especialmente cuando el vehículo aéreo está en movimiento hacia delante, proviene de las alas y de otras partes del vehículo aéreo, y no solo de la unidad de propulsión inclinable.
La etapa 3220 incluye controlar una modificación de un ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable (o de más de una de estas unidades, si se implementa) con respecto al fuselaje del vehículo aéreo, en función de: (i) la velocidad aerodinámica supervisada y (ii) un comando de velocidad aerodinámica. Con referencia a los ejemplos expuestos con respecto a los dibujos anteriores, la etapa 3220 puede llevarse a cabo mediante un controlador de
unidad de propulsión inclinable, tal como el controlador de unidad de propulsión inclinable 1410. Es interesante señalar que el control de la modificación del ángulo de inclinación es un procedimiento continuo en el que el ángulo de inclinación se cambia muchas veces, debido a condiciones cambiantes (por ejemplo, aceleración del vehículo aéreo, vientos cambiantes, cambios en el curso de vuelo planificado, etc.).
Es interesante señalar que el control de la etapa 3220 se basa en la velocidad aerodinámica supervisada como tal, y no exclusivamente (si es que lo hace) en parámetros derivados como el error de velocidad aerodinámica (que es la diferencia entre una velocidad aerodinámica supervisada momentáneamente y una velocidad aerodinámica planificada para ese momento). Especialmente, opcionalmente, el control de la etapa 3220 puede ejecutarse en función de la velocidad aerodinámica supervisada independientemente del error de velocidad aerodinámica.
El control de la etapa 3220 también se basa en el comando de velocidad aerodinámica. El comando de velocidad aerodinámica en sí puede basarse en una función de aceleración planificada previamente. Por ejemplo, el comando de velocidad aerodinámica puede indicar por un momento T velocidad aerodinámica V de modo que V=f(T) (es decir, independientemente de otros factores). Por ejemplo, el comando de velocidad aerodinámica puede indicar velocidad aerodinámica V=Vo+axT.
Como una forma opcional de basarse en el comando de velocidad aerodinámica, el control de la etapa 3220 puede basarse en un parámetro que a su vez se basa en el comando de velocidad aerodinámica, como un error de velocidad aerodinámica (un error de la velocidad aerodinámica supervisada con respecto al comando de velocidad aerodinámica). Es decir, opcionalmente, el control de la modificación del ángulo de inclinación en la etapa 3220 puede basarse en (i) la velocidad aerodinámica supervisada; y (ii) el error de velocidad aerodinámica.
Algunas de las formas en las que el control de la etapa 3220 puede depender de estos diferentes factores se exponen a continuación con mayor detalle.
Sin embargo, el procedimiento 3000 puede incluir controlar, supervisar y/o administrar parámetros adicionales del vehículo aéreo durante la primera parte de la aceleración (es decir, simultáneamente, total o parcialmente, a la ejecución de las etapas 3210 y 3220).
La etapa 3200 puede incluir cualquiera de las siguientes etapas (y otras):
• Etapa 3230 de control de la inclinación del vehículo aéreo, en función de: (i) la velocidad aerodinámica supervisada y (ii) un comando de velocidad aerodinámica. Con referencia a los ejemplos expuestos con respecto a los dibujos anteriores, la etapa 3230 puede llevarse a cabo mediante un módulo de control de cabeceo tal como el módulo de control de cabeceo 1224.1.
• Etapa 3240 de controlar un regulador de la al menos una unidad de propulsión inclinable (o controlar de otra manera su empuje de salida), en función del comando de velocidad aerodinámica y/o en un comando de velocidad de subida (TdS). Con referencia a los ejemplos expuestos con respecto a los dibujos anteriores, la etapa 3240 puede llevarse a cabo mediante un módulo de gestión del regulador, como el módulo de gestión del regulador 1261.
Además de controlar los diversos componentes del vehículo aéreo como se mencionó anteriormente, el procedimiento 3000 también puede incluir la emisión de comandos de control durante la primera parte de la aceleración. Es decir, la etapa 3200 puede incluir cualquiera de las siguientes etapas (y otras):
• Etapa 3250 de emisión del comando de velocidad aerodinámica. Con referencia a los ejemplos expuestos con respecto a los dibujos anteriores, la etapa 3250 puede llevarse a cabo mediante un módulo de gestión de la velocidad aerodinámica en longitud tal como el módulo de gestión de la velocidad en longitud 1222.1.
• Etapa 3260 de emisión del comando TdS. Con referencia a los ejemplos expuestos con respecto a los dibujos anteriores, la etapa 3260 puede llevarse a cabo mediante un módulo de gestión de la tasa de subida, como el módulo de gestión de la tasa de subida 1221.2. Es interesante señalar que la etapa 3260 puede incluir emitir un comando de altitud en lugar de (o además) del comando TdS, y los módulos que se describen como que utilizan el comando TdS pueden utilizar el comando de altitud.
• Etapa 3270 de emisión de un comando de cabeceo. Con referencia a los ejemplos expuestos con respecto a los dibujos anteriores, la etapa 3270 puede llevarse a cabo mediante un módulo de control de cabeceo tal como el módulo de control de cabeceo 1224.1.
Es interesante señalar que las etapas 3250, 3260 y/o la etapa 3270 pueden ejecutarse continuamente, emitiendo diferentes comandos en diferentes momentos durante la primera parte de la aceleración.
Con referencia a la etapa 3270, es interesante señalar que el procedimiento 3000 puede incluir emitir el comando de cabeceo en función de la velocidad aerodinámica supervisada y en el comando de velocidad aerodinámica. Opcionalmente, la etapa 3200 puede incluir además la etapa 3280 de control, en la primera parte de la aceleración, de una modificación de un ángulo de inclinación del vehículo aéreo, en función del comando de cabeceo. Con referencia a los ejemplos expuestos con respecto a los dibujos anteriores, la etapa 3280 puede ser realizada por un
módulo de control de cabeceo 1224.1 tal como el módulo de control de cabeceo 1224.1. Opcionalmente, el control de la modificación del ángulo de inclinación en la etapa 3200 se basa además en el comando de inclinación.
Hay muchas formas en las que varios comandos (por ejemplo, cabeceo, altitud, inclinación, TdS, etc.) pueden emitirse (es decir, seleccionarse, determinarse, etc.) y posteriormente utilizarse para controlar varios componentes del vehículo aéreo.
Es interesante señalar que la emisión de los diversos comandos de control puede ser un procedimiento interrelacionado, en el que se emite un comando basado en otro comando, teniendo así en cuenta sus efectos anticipados.
Por ejemplo, el control de la modificación del ángulo de inclinación en la etapa 3220 puede incluir emitir un comando de inclinación del rotor (según el cual se ejecuta y controla la modificación de la inclinación en la etapa 3220) en función además en el comando de inclinación. La etapa 3220 puede incluir la emisión de un comando de inclinación del rotor para bajar un ángulo de inclinación del rotor como resultado de una emisión de un comando de inclinación para bajar un ángulo de inclinación. La etapa 3220 puede incluir la emisión de una orden de inclinación del rotor para elevar un ángulo de inclinación del rotor como resultado de una emisión de una orden de inclinación para elevar un ángulo de inclinación.
En dichos casos, el ángulo general en el que un plano de la unidad de propulsión inclinable (por ejemplo, su plano de rotor, si corresponde) se inclina (sube o baja) con respecto al horizonte, el ángulo general que afecta la dirección del empuje y por lo tanto la sustentación y la propulsión generadas por la unidad de propulsión inclinable respectiva, se combina a partir de dos cambios de dirección complementarios: el cabeceo de todo el vehículo aéreo, y el ángulo del plano antes mencionado de la unidad de propulsión inclinable con respecto al vehículo aéreo.
Es interesante señalar que esto no es necesariamente así, y en otros casos tal inclinación del plano de la unidad de propulsión inclinable se puede lograr inclinando el plano de inclinación del fuselaje o el plano de inclinación de la unidad de propulsión inclinable con respecto al fuselaje (pero no ambos, en tales alternativas), e incluso cambiando el ángulo de inclinación y el ángulo de inclinación en la dirección opuesta.
Opcionalmente, la emisión del ángulo de inclinación del rotor durante la primera parte de la aceleración puede limitarse a emitir un comando de inclinación del rotor para cambiar el ángulo de inclinación del rotor en una dirección determinada (subir o bajar) como resultado de un problema de un comando de inclinación para cambiar del ángulo de inclinación en la misma dirección.
Es interesante señalar que las diferentes relaciones entre el comando de cabeceo e inclinación afectan tanto al ángulo de las alas (y por lo tanto a la sustentación generada por ellas) y al ángulo de la unidad de propulsión inclinable (y por lo tanto a la sustentación y/o propulsión generada por ella). Por lo tanto, se pueden implementar diferentes esquemas de control para lograr diferentes objetivos. Por ejemplo, la etapa 3200 puede incluir controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de inclinación del vehículo aéreo y equilibrar entre modificar el ángulo de inclinación y modificar el ángulo de inclinación para reducir el coste de energía de la aceleración del vehículo aéreo.
Es interesante señalar que el mismo esquema de control también puede alcanzar objetivos adicionales. Por ejemplo, mientras que el esquema de control puede usarse para una aceleración eficiente del vehículo aéreo, también puede intentar mantener un "mejor" ángulo de ataque del ala, reduciendo al mismo tiempo los costes totales de energía. Cabe señalar que al considerar el estado de los controles del vehículo aéreo, que controlan la velocidad y la dirección de la unidad de propulsión inclinable, dirección del ala, flaperones, elevadores, etc., para evitar que el vehículo aéreo cabecee (o para cambiar de forma controlable su cabeceo), hay muchas soluciones que dan !momentos=0 (por lo tanto, no cabecear la aeronave u otros Imomentos deseados). Sin embargo, solo algunos de ellos permitirían la aceleración adecuada y el mantenimiento de la sustentación deseada. Algunas de estas soluciones se pueden alcanzar siguiendo las reglas anteriores.
Durante la aceleración, se ejecuta y controla una transferencia gradual del soporte del peso del vehículo aéreo y de la sustentación positiva desde los motores del vehículo aéreo (y especialmente desde los motores de la al menos una unidad de propulsión inclinable) al ala. Dicha transferencia gradual se ejecuta de modo que durante un curso de aceleración ascendente del vehículo aéreo la suma de la sustentación generada por el empuje de la unidad de propulsión inclinable y por el ala sea mayor que el peso del vehículo aéreo, y de manera que conduzca a un estado en el que el ala (y posiblemente superficies adicionales del vehículo aéreo) pueden generar una sustentación que sea igual o mayor que el peso del vehículo aéreo (durante la transición). Durante la transición de una o más unidades de propulsión inclinables, el elevador no cae por debajo del peso del vehículo aéreo.
En referencia a la emisión del comando de cabeceo (en el que se basa el control de la etapa 3230, ya sea exclusivamente o no), es interesante señalar que el comando de cabeceo se puede emitir en función de parámetros adicionales, además del comando de velocidad aerodinámica antes mencionado y la velocidad aerodinámica supervisada. Por ejemplo, la emisión del comando de cabeceo puede basarse además en la altitud medida del vehículo aéreo (directamente en función de la altitud medida, es decir, CMDcabeceo= F(ALTmedida) y/o en un parámetro
derivado como el error de altitud, que es una diferencia entre la altitud medida y la altitud indicada en el comando de altitud.
Tal y como se ha mencionado, hay muchas formas en las que varios comandos (por ejemplo, cabeceo, altitud, inclinación, TdS, etc.) pueden emitirse y utilizarse posteriormente para controlar varios componentes del vehículo aéreo. Por ejemplo, un procedimiento de emisión y utilización de comandos que pueden ser parte del procedimiento 3000 (y especialmente de la etapa 3200) puede incluir las siguientes etapas (por ejemplo, en el siguiente orden): • Emitir el comando de velocidad aerodinámica (etapa 3250);
• Emitir el comando de cabeceo en función del comando de velocidad aerodinámica (y posiblemente también en datos adicionales como la velocidad aerodinámica supervisada, etapa 3270);
• Controlar los efectores del vehículo aéreo (por ejemplo, motores, aletas, elevadores, timón, hipersustentadores, listones, etc.), y especialmente la al menos una unidad de propulsión inclinable en función del comando de velocidad aerodinámica y el comando de cabeceo (y posiblemente en datos adicionales, como, aunque no necesariamente limitado a la velocidad aerodinámica supervisada). Esto puede incluir cualquiera de las etapas 3210, 3220, 3230, 3240 y 3280, así como el control de otros componentes del vehículo aéreo.
• Es interesante señalar que las etapas 3210, 3220, 3230, 3240 y 3280 pueden tener efectos sinérgicos/contradictorios cuando se ejecutan simultáneamente y, por lo tanto, dos o más de estas etapas pueden ejecutarse en función de un
control de nivel superior (por ejemplo, por uno o más de los módulos de gestión de parámetros de navegación 1250); Otro procedimiento de emisión y utilización de comandos que puede ser parte del procedimiento 3000 (y especialmente de la etapa 3200) y que puede ejecutarse al mismo tiempo (total o parcialmente) con el procedimiento anterior puede incluir las siguientes etapas (por ejemplo, en el siguiente orden):
• Emitir un comando de altitud/TdS (etapa 3260);
• Posiblemente emitir un comando de corrección (que se puede agregar/reemplazar el comando de altitud/TdS), en función de los parámetros de vuelo del vehículo aéreo (por ejemplo, altura sobre el suelo, velocidad de subida, etc.) y en una envoltura permitida;
• Emitir un comando de regulador en función del comando de altitud/TdS y posiblemente en datos adicionales (por ejemplo, inclinación y ángulo de inclinación momentáneos);
• Controlar el regulador de la al menos una unidad de propulsión inclinable en función del comando del regulador (etapa 3240).
Se ofrece una exposición adicional sobre las formas en que se pueden emitir y utilizar tales comandos como parte del procedimiento 3000 con respecto a los diversos módulos de control del sistema 1201.
La emisión y/o utilización de cualquiera de los comandos de control anteriores para controlar el curso del vehículo aéreo durante la aceleración (y también en otras etapas de su vuelo) puede estar sujeta a varios tipos de limitadores. Dichos limitadores pueden implementarse para evitar que el vehículo aéreo entre en varios estados peligrosos (por ejemplo, estrellándose contra el suelo, reaccionando exageradamente a los vientos, pérdida, etc.). Dichos limitadores pueden ser de varios tipos. Por ejemplo, los limitadores pueden ser limitadores de tiempo, limitadores de cantidad, limitadores de velocidad, etc.
Opcionalmente, el procedimiento 3000 (por ejemplo, como parte de la etapa 3200, y especialmente como parte de la etapa 3240) puede incluir el control de la potencia de empuje de la unidad de propulsión inclinable para reducir una diferencia entre la velocidad aerodinámica medida y una velocidad aerodinámica establecida, mientras se restringe el aumento de la potencia de empuje en función de un umbral (4110) que se determina en respuesta a la velocidad aerodinámica medida. Es decir, incluso si la condición de reducir (o incluso disminuir, si es posible) la diferencia entre la velocidad aerodinámica medida y el comando de velocidad aerodinámica en un momento dado se puede alcanzar aumentando la potencia de empuje de la unidad de propulsión inclinable en una cantidad determinada, dicho aumento se evitaría si violara el umbral (que a su vez se basa en la velocidad medida).
La figura 11 es un gráfico que ejemplifica de manera ilustrativa la restricción de la potencia de empuje en función de la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo durante la aceleración, de acuerdo con una realización de la invención. Por ejemplo, el control restringido anteriormente mencionado de la potencia de empuje durante la aceleración puede incluir restringir el aumento de la potencia de empuje en función de un umbral más alto 4110 que se determina en respuesta a una velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo. Opcionalmente, también se puede implementar un umbral inferior.
Con referencia a la figura 11, el umbral más alto 1710 representa el empuje máximo permitido en cualquier velocidad aerodinámica medida posible, y el umbral inferior 4120 representa el umbral mínimo permitido en cualquier velocidad
aerodinámica medida posible. La línea 4130 representa un posible empuje durante una aceleración ilustrativa del vehículo aéreo. Es interesante señalar que se muestran diferentes empujes en la línea 4130 para una sola velocidad aerodinámica, como puede ocurrir en diferentes situaciones, por ejemplo, debido a los vientos o debido al hecho de que la desaceleración no es necesariamente monótona y, por lo tanto, el vehículo aéreo puede medir la misma velocidad más de una vez. Es interesante señalar que la exposición anterior relativa a los umbrales 1710 y 1720 también es aplicable a los umbrales 4110 y 4120, cambiando los aspectos que corresponda. Por ejemplo, los umbrales (tanto inferiores como superiores) pueden no ser necesariamente un umbral de empuje, sino que pueden ser umbrales de uno o más parámetros asociados con el empuje (especialmente con el empuje en la dirección general del vector de empuje vertical), tal como, a modo de ejemplo, un umbral de la potencia proporcionada (o generada) por la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje vertical. Un valor controlado (por ejemplo, el estado del regulador) o un valor medido (por ejemplo, la velocidad de rotación medida) puede ser más fácil de controlar y mantener dentro de un límite permitido que controlar el empuje directamente. Es interesante señalar que el control de la potencia de empuje puede implementarse controlando dicho parámetro controlado (como la potencia proporcionada a la unidad de propulsión inclinable o el estado del regulador).
Si bien no se ilustra, es interesante señalar que la tasa de aumento del empuje también puede ser limitada. Por ejemplo, incluso si se excede el umbral bajo por cualquier motivo, el empuje de acuerdo con tal implementación no puede aumentar drásticamente, sino más bien aumentar de una manera controlada en la que la tasa de aumento no excede un valor predeterminado. La tasa decreciente del empuje puede o no estar limitada de manera similar.
Es interesante señalar que otros parámetros también pueden supervisarse y restringirse en función de los umbrales aplicables. Entre dichos parámetros se encuentran: altitud, TdS, cabeceo, tasa de cambio de cabeceo, guiñada, tasa de cambio de guiñada, alabeo, tasa de cambio de alabeo, dirección con respecto al viento y su tasa de cambio, empuje proporcionado por cualquier unidad de propulsión no inclinable, etc.
Por ejemplo, opcionalmente, el procedimiento 3000 puede incluir mantener un cabeceo del vehículo aéreo durante al menos una parte de la primera parte de la aceleración dentro de un intervalo de cabeceo permitido que se determina dinámicamente en respuesta a la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo. Esto se ilustra en la figura 12, en la que un umbral inferior 4220 y un umbral superior 4210 definen el intervalo de cabeceo permitido en diferentes velocidades aerodinámicas. La línea 4130 representa un posible cabeceo durante una aceleración ilustrativa del vehículo aéreo. Es interesante señalar que el mantenimiento del cabeceo dentro del intervalo de cabeceo permitido puede implementarse para evitar la pérdida del vehículo aéreo.
El control del vuelo del vehículo aéreo y, especialmente, de su aceleración, puede implementarse utilizando muchas reglas de decisión para la determinación y/o modificación de muchos parámetros, algunas de los cuales afectan directamente el estado de varios módulos de control del vehículo aéreo, y otras indirectamente. En algunas situaciones, diferentes reglas de decisión de este tipo pueden conducir a resultados contradictorios. Por ejemplo, un módulo de velocidad aerodinámica puede dar instrucciones para bajar la inclinación de la unidad de propulsión inclinable y aumentar su potencia de empuje mientras que un módulo de cabeceo puede ordenar al mismo tiempo aumentar la inclinación de la misma unidad de propulsión inclinable. Por lo tanto, se pueden implementar diferentes mecanismos de resolución para decidir cómo se resuelven dichos conflictos. Una solución es que una regla anula otra regla (al menos en algunas circunstancias definidas, por ejemplo, cuando el cabeceo está entre a1 y p1 grados). Con referencia al umbral de empuje explicado con referencia a la figura 11, posiblemente los umbrales de empuje anulan el comando de velocidad aerodinámica. La etapa 3200 puede incluir el control de la potencia de empuje de la unidad de propulsión inclinable para reducir una diferencia entre la velocidad aerodinámica medida y una velocidad aerodinámica establecida, mientras se restringe la reducción de la potencia de empuje en función de un umbral inferior (umbral 4120 en el ejemplo de la figura 11) que se determina en respuesta a una velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo.
Con referencia al umbral de empuje explicado con referencia a la figura 11, posiblemente los umbrales de empuje anulan cualquier comando de altitud o TdS (al menos en algún intervalo de altitud). La etapa 3200 puede incluir reducir al mínimo una desviación vertical del vehículo aéreo desde una altitud establecida durante la primera parte de la aceleración, en la que la reducción al mínimo está restringida al menos por la restricción de la reducción de la potencia de empuje en función del umbral inferior.
Con referencia al control del vehículo aéreo durante cualquier etapa de su vuelo y, especialmente, al control del vehículo aéreo durante la aceleración, la sustentación total aplicada al vehículo aéreo durante su vuelo resulta tanto de la sustentación generada por las unidades de propulsión inclinables como de la sustentación generada por el ala y superficies adicionales (por ejemplo, el fuselaje), siempre que el vehículo aéreo esté volando a una velocidad distinta de cero.
Cuando el vehículo aéreo tiene velocidad cero, prácticamente toda la sustentación es generada por la unidad de propulsión inclinable. Sin embargo, cuando el vehículo aéreo acelera, el ala puede generar más sustentación. A cualquier velocidad aerodinámica dada, la cantidad de sustentación generada por el ala depende en gran medida del cabeceo del vehículo aéreo y, por lo tanto, la relación entre la cantidad de sustentación generada por el ala y la
cantidad de sustentación generada por la unidad de propulsión inclinable también depende del cabeceo (y de parámetros adicionales, tales como la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable y el estado de su regulador).
Por lo tanto, se puede alcanzar y/o mantener una combinación dada de tasa de subida y velocidad aerodinámica (y posiblemente también de parámetros adicionales) utilizando una relación diferente entre la sustentación generada por el viento y la sustentación generada por la unidad de propulsión inclinable. El cabeceo del vehículo aéreo de modo que su ala proporcione la máxima sustentación posible a una velocidad aerodinámica dada requeriría una sustentación relativa mínima generada por una o más unidades de propulsión inclinables y, por lo tanto, más potencia de la unidad de propulsión inclinable se puede canalizar a la aceleración.
No obstante, la etapa 3230 se implementa opcionalmente de modo que incluye controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de inclinación del vehículo aéreo, limitando así la sustentación creada por el ala por debajo del 80 % de la sustentación máxima que puede crear el ala en la velocidad aerodinámica supervisada. Es decir, a cualquier velocidad aerodinámica dada, el control incluye no utilizar la máxima sustentación posible por parte del ala, sino más bien proporcionar más sustentación mediante una o más unidades de propulsión inclinables.
La etapa 3230 también puede incluir controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de inclinación del vehículo aéreo, evitando de ese modo la creación de fuerza de sustentación negativa por parte del ala. La etapa 3230 también puede incluir controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de inclinación del vehículo aéreo, reduciendo así el arrastre.
El procedimiento 3000 puede incluir controlar una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable (por ejemplo, a una posición en la que proporcione un vector de empuje en la dirección general de empuje longitudinal). Por ejemplo, el control de la etapa 1530 puede incluir controlar la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable a una posición en la que la al menos una unidad de propulsión inclinable proporcione un vector de empuje cuyo componente (proyección) en la dirección de empuje longitudinal general es sustancialmente mayor que su componente (proyección) en la dirección general del vector de empuje vertical (por ejemplo, al menos 2 veces más grande, al menos 5 veces mayor, al menos 20 veces mayor, y así sucesivamente). Haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos anteriores, la etapa 3300 puede llevarse a cabo mediante una unidad de control tal como un controlador de unidad de propulsión inclinable 1410. Es interesante señalar que el procedimiento 3300 puede incluir una etapa de inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, por ejemplo, a una posición en la que proporciona un vector de empuje en la dirección de empuje longitudinal general.
Tal y se ha mencionado anteriormente con respecto a los dibujos anteriores (por ejemplo, con respecto al procedimiento 1500), la inclinación puede realizarse de diferentes formas y de acuerdo con diferentes esquemas. Es interesante señalar que la inclinación del procedimiento 3300 puede controlarse y ejecutarse en cualquiera de las alternativas explicadas con respecto al procedimiento 1500 (pero en la otra dirección). Es interesante señalar que se pueden realizar varias de estas formas y esquemas en un solo sistema que implementa el procedimiento 3300, en el que en cada caso se puede seleccionar el esquema real que se va a implementar, por ejemplo, de acuerdo con las condiciones ambientales, condiciones aerodinámicas, un estado del vehículo aéreo, etc.
Por ejemplo, el control de la inclinación puede incluir controlar un instante de la inclinación (por ejemplo, con respecto al tiempo de inclinación más rápido posible en un sistema dado), un grado de inclinación, el número y orden de las unidades de propulsión inclinables inclinadas, y en qué grado, inclinar diferentes unidades al mismo tiempo, parcialmente al mismo tiempo, o secuencialmente, una operación de una unidad de propulsión inclinable durante su inclinación (por ejemplo, el empuje proporcionado por ella), y así sucesivamente.
El procedimiento 3300 puede incluir además una etapa opcional para determinar el tiempo de inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable entre la primera y la segunda parte de la aceleración para reducir al mínimo la duración entre el inicio de la aceleración y la inclinación. El procedimiento 3300 puede incluir además una etapa opcional para determinar el tiempo de inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable entre la segunda y la primera parte de la aceleración para reducir al mínimo una duración en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical. Claramente, si se lleva a cabo tal etapa, el control de la inclinación en la etapa 3300 puede responder al instante determinado. El procedimiento 3300 puede incluir una etapa de proporcionar el tiempo determinado en dicha etapa a al menos una unidad que participa en el control de la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable.
El instante de la inclinación depende al menos en parte de la velocidad aerodinámica del vehículo aéreo. Una vez se inclina, la mayor parte del empuje generado por una o más unidades de propulsión inclinables inclinadas impulsa el vehículo aéreo en lugar de generar sustentación. Por lo tanto, la inclinación debe realizarse cuando la velocidad aerodinámica sea suficiente para proporcionar la mayor parte (si no toda) de la sustentación del ala, similar a una aeronave regular de alas fijas. Para evitar la pérdida, la inclinación puede cronometrarse en un momento en el que la velocidad aerodinámica exceda en un grado suficiente la velocidad de pérdida del vehículo aéreo.
La etapa 3400 del procedimiento 3000 incluye controlar en una segunda parte la aceleración, después de una
inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, una operación de la unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo. Con referencia a los ejemplos expuestos con respecto a los dibujos anteriores, la etapa 3400 puede llevarse a cabo mediante un controlador de unidad de propulsión inclinable, tal como el controlador de unidad de propulsión inclinable 1410.
Una vez que todas las una o más unidades de propulsión inclinables del vehículo aéreo estén inclinadas, el vehículo aéreo puede continuar en vuelo en el primer modo de vuelo y acelerar o desacelerar, en función de la necesidad. Volviendo a la etapa 3200, es interesante señalar que antes de la aceleración, el vehículo aéreo puede estar parado (por ejemplo, aterrizado o suspendido) o volando en el segundo modo de vuelo. Es interesante señalar que, si bien la etapa 3200 puede iniciarse cuando el vehículo aéreo aterriza en el suelo, se puede implementar una etapa preliminar de despegue, en la que se utiliza un esquema de control diferente al de la etapa 3200 para controlar el vehículo aéreo.
El procedimiento 3000 puede incluir la etapa 3100 de control, antes de la primera parte de la aceleración, un ascenso sustancialmente vertical del vehículo aéreo desde el suelo. La etapa 3100 puede incluir la etapa 3110 en la que en una primera parte del ascenso sustancialmente vertical desde el suelo, controlar las partes aerodinámicas del vehículo aéreo para reducir al mínimo el cambio en el ángulo de cabeceo y el ángulo de alabeo del vehículo aéreo. En la primera parte del ascenso sustancialmente vertical, el vehículo aéreo está relativamente cerca del suelo y, por lo tanto, puede chocar contra el suelo si intenta hacer maniobras según las reglas utilizadas en la etapa 3200. Si se implementa la etapa 3110, reducir al mínimo el cambio en los ángulos de cabeceo y alabeo reduce el riesgo de que las alas golpeen el suelo. El lapso de la primera parte del ascenso sustancialmente vertical en el que se reducen al mínimo los cambios en los ángulos de cabeceo y alabeo puede definirse por duración (por ejemplo, 1 segundo), por altitud (por ejemplo, 1 metro por encima de la altitud inicial), mediante una combinación de ambos (p. ej., el primero de los anteriores umbrales que se cruzará), etc. La reducción al mínimo de cambios en la etapa 3110 puede implementarse para mantener las alas del vehículo aéreo en un plano sustancialmente horizontal, en ángulos de cabeceo y/o alabeo. La guiñada también se puede mantener durante esta etapa, pero esto no es necesariamente así.
El resto del ascenso sustancialmente vertical se controla durante la etapa 3120. El control de la etapa 3120 incluye controlar partes aerodinámicas del vehículo aéreo para subir de manera controlable en un curso sustancialmente vertical. Sin embargo, en la etapa 3120, si el vehículo aéreo tiene una velocidad positiva distinta de cero (o por encima de otro umbral) (es decir, se mueve hacia delante), la etapa 3120 puede incluir el control de la velocidad aerodinámica longitudinal del vehículo para limitar la reducción de esta velocidad aerodinámica (por ejemplo, manteniendo la velocidad aerodinámica). Esto se hace para no desperdiciar energía. Si la velocidad aerodinámica es baja, opcionalmente se mantiene así. Opcionalmente, en la etapa 3120, si el vehículo aéreo tiene una velocidad respecto a tierra distinta de cero (o por encima de otro umbral), la etapa 3120 puede incluir el control de la velocidad absoluta del vehículo para limitar la reducción de esta velocidad absoluta (por ejemplo, manteniendo la velocidad aerodinámica). Esto se hace para no desperdiciar energía. Una vez más, si la velocidad aerodinámica es baja, opcionalmente se mantiene así.
En la etapa 3120 (también conocida como "saltar"), el cabeceo y alabeo del vehículo aéreo están controlados y pueden cambiarse para mantener el curso del vehículo aéreo (según su comando de velocidad aerodinámica, comando de velocidad absoluta, comando de altitud, comando TdS, o cualquier combinación de dichos comandos). Opcionalmente, el control del ascenso sustancialmente vertical en la etapa 3100 (especialmente en la etapa 3120) se basa en la velocidad absoluta y, en menor medida (o como alternativa, en ninguna medida) en la velocidad aerodinámica del vehículo.
Por consiguiente, la etapa 3200 puede estar precedida (o iniciada por) una etapa de cambio de un esquema de control en función de la velocidad absoluta a un esquema de control en función de la velocidad aerodinámica.
Opcionalmente, durante la etapa 3100, y especialmente en la etapa 3110 (también conocida como "salto"), el control de los componentes aerodinámicamente efectivos del vehículo aéreo no se basa en la ubicación o el cambio de ubicación (velocidad), sino solo en ángulos (cabeceo, guiñada y/o alabeo).
Si bien todo el ascenso sustancialmente vertical del vehículo aéreo desde el suelo se puede ejecutar como se ha explicado con referencia a la primera parte del mismo, opcionalmente este ascenso también puede incluir una segunda parte en la que el vehículo aéreo todavía asciende sustancialmente en vertical, pero se controla mediante otro esquema de control, que tiene en cuenta la velocidad y la ubicación, y no solo el ángulo. Este esquema de control puede basarse en la velocidad absoluta, en función de la velocidad aerodinámica, o una fusión de los mismos. Especialmente, aunque no necesariamente así, el esquema de control implementado en dicha segunda parte del ascenso sustancialmente vertical puede ser el mismo esquema de control utilizado durante la etapa 3200 (con un comando de aceleración de sustancialmente cero y con un comando de altitud/TdS positivo).
Con respecto al procedimiento 3000 en su conjunto, es interesante señalar que pueden definirse los tiempos máximos de cambio de etapa a etapa. Normalmente, la transición de una etapa a otra se ejecuta cuando se
alcanzan algunos parámetros dependientes del vuelo (por ejemplo, al cruzar un umbral de velocidad aerodinámica, al cruzar un umbral de altitud/TdS, etc.). Si se define el tiempo máximo para dicha transición de una etapa a otra, y si dichos umbrales no se cumplieron en el tiempo máximo, la transición se puede ejecutar a pesar de ese hecho, o se puede terminar la etapa y en su lugar se puede implementar un esquema de control orientado al aterrizaje.
Por ejemplo, el procedimiento 3000 puede incluir emitir un comando de velocidad aerodinámica positiva para acelerar el vehículo aéreo (es decir, emitir un comando para llevar el vehículo aéreo a una velocidad aerodinámica positiva, opcionalmente una definida, pero no necesariamente) si transcurrió un tiempo predeterminado desde el inicio del ascenso sustancialmente vertical, con independencia de los datos de los sensores.
El control del curso del vehículo aéreo durante la aceleración del procedimiento 3000 puede lograrse al menos controlando la operación de uno o más de los subsistemas aerodinámicos del vehículo aéreo. Dichas partes pueden incluir, a modo de ejemplo, la al menos una unidad de propulsión inclinable, al menos una unidad de propulsión no inclinable, un regulador, un electromotor, aletas, elevadores, timón, accionador del timón, flaperones, elevones, hipersustentadores, listones, deflectores, frenos de aire, alas de barrido variable, unidad de propulsión no inclinable, palas de rotores, etc. Es interesante señalar que las diferentes etapas del procedimiento 3000 (por ejemplo, el control de las etapas 3100, 3200 y 3300, o de cualquier combinación de las mismas) pueden incluir controlar una operación de al menos un subsistema aerodinámico del vehículo aéreo seleccionado de un grupo que consiste en un alerón, un elevador, un timón, un accionador del timón, un flaperón, elevones y un hipersustentador.
El control de las diversas etapas del procedimiento 3000 se puede ejecutar manualmente, de forma automática y autónoma, y/o mediante un ordenador supervisado (posiblemente manipulado por la entrada de un usuario humano). Por ejemplo, la modificación de un ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable puede incluir el control automatizado por al menos un procesador de una unidad de control montada en el vehículo aéreo.
Tal y como se ha mencionado anteriormente, el control de la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable durante el descenso no es una tarea fácil, y tampoco lo es el control de dicha unidad durante una aceleración y/o ascenso del vehículo aéreo. Esto puede derivar, a modo de ejemplo, de los roles opuestos que desempeña y debido a los resultados peligrosos que pueden producir si se controlan erróneamente, incluso cuando se les ayuda con el control de otros componentes aerodinámicamente efectivos del vehículo aéreo, por ejemplo, tal y como se ha desvelado anteriormente.
El control del procedimiento de aceleración puede por tanto incluir el control del procedimiento de desaceleración del vehículo aéreo que incluye un ala (haciendo referencia a los ejemplos expuestos en los dibujos anteriores, el ala puede ser el ala 320), y el equilibrio entre los efectos aerodinámicos contradictorios resultantes del ala y de la al menos una unidad de propulsión inclinable.
El procedimiento 3000 también puede incluir la etapa 3700 de controlar una dirección de progresión horizontal del vehículo aéreo. La etapa 3700 opcional incluye controlar una dirección de progresión horizontal del vehículo aéreo. Es interesante señalar que la dirección de progresión horizontal puede mantenerse sustancialmente uniforme durante todo el curso tomado por el vehículo aéreo durante el procedimiento 3000, pero esto no es necesariamente así. El control de la dirección de progresión horizontal puede llevarse a cabo en respuesta a una dirección de progresión horizontal establecida, que puede fijarse o cambiarse de vez en cuando. La determinación de dicha dirección de progresión horizontal establecida puede basarse en varias consideraciones, como consideraciones geométricas (por ejemplo, la distancia desde un lugar de destino y la altitud actual), condiciones atmosféricas (por ejemplo, viento), eficiencia aerodinámica y/o energética, consideraciones operativas, capacidades del vehículo aéreo, etc. Si bien algunos parámetros pueden ser determinados por un sistema (o una persona) que implementa el procedimiento 3000 (por ejemplo, en la etapa 3900 del mismo), algunos parámetros pueden ser determinados al sistema por otro sistema, módulo o persona. En determinados ejemplos, algunos de estos parámetros que pueden definirse antes del control del procedimiento 3000 son los siguientes:
a. ¿Adónde debe dirigirse el vehículo aéreo? (por ejemplo, ¿cuál es el destino del vehículo aéreo? ¿Cuál es el curso de vuelo planificado durante la aceleración y o después de ella?)
b. ¿A qué altura debe apuntar el vehículo aéreo?
c. ¿En qué dirección debe volar el vehículo aéreo? (por ejemplo, con el viento, en un acimut de 271°, etc.) d. ¿A qué ángulo debe ascender el vehículo aéreo?
e. ¿Cuáles son los intervalos horizontales asignados a algunas o todas las diferentes subetapas?
f. ¿Cuáles son las limitaciones de tiempo para la aceleración?
Si bien no necesariamente todos estos parámetros se determinan de antemano, es posible que todos ellos (o cualquier subcombinación de los mismos, por ejemplo, incluyendo los parámetros a, b, c, d, y e pero no f, y así sucesivamente) se determinen de antemano. El control de las diferentes etapas (3100, 3200, 3300 y 3700) puede depender directamente de estos parámetros (o algunos de ellos, dependiendo del escenario), pero también puede
depender de los parámetros determinados en la etapa 3900 en función de estos parámetros.
El procedimiento 3000 también puede incluir la etapa opcional 3800 de comprobar repetidamente si los parámetros de vuelo permiten la aceleración dentro de unas limitaciones predeterminadas. Dicha verificación repetida puede llevarse a cabo a intervalos regulares o irregulares, y cada instancia puede activarse por tiempo o en función de uno o más parámetros medidos. La verificación repetida puede comenzar, por ejemplo, durante la primera parte de la aceleración (por ejemplo, en la etapa 3100) y al menos hasta la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable en la etapa 3300. A modo de ejemplo, la verificación repetida puede llevarse a cabo al menos hasta que se produzca por primera vez un evento seleccionado entre (a) recibir un resultado negativo y (b) recibir la confirmación de que la unidad de propulsión inclinable se ha inclinado correctamente.
Si se recibe un resultado negativo en la verificación (es decir, si al menos uno de los parámetros de vuelo excede dicha envolvente), el procedimiento puede incluir abortar la aceleración, pero también puede incluir reiterar algunas partes del procedimiento, volver a entrar en la envoltura y pasar por la secuencia de etapas hasta lograr un resultado exitoso.
El procedimiento 3000 puede incluir la etapa opcional 3900 de determinar uno o más parámetros espaciales deseados para el vehículo aéreo.
La figura 19 ilustra un posible esquema de control que puede ser implementado por el sistema 1201 y/o para ejecutar el procedimiento 3000, de acuerdo con una realización de la invención.
Se apreciará que las realizaciones descritas anteriormente se citan a modo de ejemplo, y se pueden variar y modificar diversas características de las mismas y combinaciones de estas características.
Aunque se han mostrado y descrito diversas realizaciones, se entenderá que no existe la intención de limitar la invención mediante dicha divulgación, sino más bien, está destinada a cubrir todas las modificaciones y construcciones alternativas que se encuentran dentro del ámbito de la invención, tal y como se define en las reivindicaciones adjuntas.
Claims (14)
1. Un sistema de control (1201) configurado para controlar una aceleración de un vehículo aéreo (100) que comprende una unidad de propulsión inclinable (420) que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo, comprendiendo el sistema de control:
una interfaz de entrada para recibir información indicativa de una velocidad aerodinámica supervisada del vehículo aéreo; y
una unidad de control (1290), configurada para emitir comandos de control a un controlador (1410) de la unidad de propulsión inclinable para controlar la aceleración del vehículo aéreo, en la que el control de la aceleración comprende:
en una primera parte de la aceleración, en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical: (a) controlar la operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar sustentación al vehículo aéreo, y (b) controlar una modificación de un ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable con respecto al fuselaje del vehículo aéreo, en función de: (i) la velocidad aerodinámica supervisada y (ii) un comando de velocidad aerodinámica; y después de una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, controlar en una segunda parte de la aceleración una operación de la unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo,
en la que la unidad de control comprende un módulo de control de cabeceo que está configurado para emitir un comando de cabeceo en función de la velocidad aerodinámica supervisada y el comando de velocidad aerodinámica y para controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de cabeceo del vehículo aéreo en función del comando de cabeceo, en la que el control de la modificación del ángulo de inclinación se basa, además, en el comando de cabeceo.
2. El sistema de acuerdo con la reivindicación 1, en el que la unidad de control está configurada para controlar la operación de la unidad de propulsión inclinable automáticamente.
3. El sistema de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 2, en el que la unidad de control está configurada, además, para controlar la potencia de empuje de la unidad de propulsión inclinable para reducir una diferencia entre la velocidad aerodinámica medida y una velocidad aerodinámica establecida, mientras se restringe el aumento de la potencia de empuje en función de un umbral (4110) que se determina en respuesta a la velocidad aerodinámica medida.
4. El sistema de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en el que la unidad de control comprende un módulo de control de inclinación que está configurado para determinar un instante para la inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable entre la segunda y la primera parte de la aceleración para reducir al mínimo una duración en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical.
5. El sistema de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en el que el módulo de control de cabeceo está configurado, además, para mantener un cabeceo del vehículo aéreo (100) durante al menos una parte de la primera parte de la aceleración dentro de un intervalo de cabeceo permitido que se determina dinámicamente en respuesta a la velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo (100).
6. El sistema de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en el que la unidad de control está configurada para controlar antes de la primera parte de la aceleración un ascenso sustancialmente vertical del vehículo aéreo desde el suelo, y para controlar partes aerodinámicas del vehículo aéreo en una primera parte del ascenso sustancialmente vertical desde el suelo para reducir al mínimo el cambio en el ángulo de cabeceo y ángulo de alabeo del vehículo aéreo.
7. El sistema de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, en el que la unidad de control está configurada para equilibrar la modificación del ángulo de inclinación y la modificación del ángulo de cabeceo para reducir un coste energético de la aceleración del vehículo aéreo.
8. El sistema de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, en el que el módulo de control de cabeceo está configurado para controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de cabeceo del vehículo aéreo, evitando de ese modo que se cree una fuerza de sustentación negativa por un ala.
9. El sistema de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, en el que la unidad de control está configurada para controlar la potencia de empuje de la unidad de propulsión inclinable para reducir una diferencia entre la velocidad aerodinámica medida y una velocidad aerodinámica establecida, mientras se restringe la reducción de la potencia de empuje en función de un umbral inferior (4120) que se determina en respuesta a una velocidad aerodinámica medida del vehículo aéreo.
10. El sistema de acuerdo con la reivindicación 9, que comprende, además, un módulo de control de altitud (1221.1)
configurado para reducir al mínimo una desviación vertical del vehículo aéreo desde una altitud establecida durante la primera parte de la aceleración, en la que la reducción al mínimo está restringida al menos por la restricción de la reducción de la potencia de empuje en función del umbral inferior.
11. Un vehículo aéreo (100), que comprende:
un ala (320);
una unidad de propulsión inclinable (420), que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo; y un
sistema de control (1201) configurado para controlar una aceleración de dicho vehículo aéreo (100) de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10.
12. Un procedimiento (3000) para controlar una aceleración de un vehículo aéreo (100) que comprende una unidad de propulsión inclinable (420) que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo (100), comprendiendo el procedimiento:
en una primera parte de la aceleración, en la que la unidad de propulsión inclinable proporciona empuje en la dirección general del vector de empuje vertical: (a) controlar (3210) una operación de la al menos una unidad de propulsión inclinable para proporcionar sustentación al vehículo aéreo, y (b) controlar (3220) una modificación de un ángulo de inclinación de la unidad de propulsión inclinable con respecto a un fuselaje del vehículo aéreo, en función de: (i) la velocidad aerodinámica supervisada y (ii) un comando de velocidad aerodinámica; y después de una inclinación de la al menos una unidad de propulsión inclinable, controlar (3400) en una segunda parte de la aceleración una operación de la unidad de propulsión inclinable para proporcionar empuje en la dirección general del vector de empuje longitudinal para impulsar el vehículo aéreo,
comprendiendo además el procedimiento emitir un comando de cabeceo en función de la velocidad aerodinámica supervisada y el comando de velocidad aerodinámica y controlar en la primera parte de la aceleración una modificación de un ángulo de cabeceo del vehículo aéreo en función del comando de cabeceo, en la que el control de la modificación del ángulo de inclinación se basa, además, en el comando de cabeceo.
13. El procedimiento de acuerdo con la reivindicación 12, en el que el control de la aceleración del vehículo aéreo comprende controlar la aceleración del vehículo aéreo que comprende un ala, comprendiendo dicho control un equilibrio entre modificar el ángulo de inclinación y modificar el ángulo de cabeceo.
14. Un dispositivo de almacenamiento de programas legible por máquina, que incorpora de forma tangible una parte de código legible por ordenador ejecutable por la máquina para controlar una aceleración de un vehículo aéreo (100) que comprende una unidad de propulsión inclinable (420) que puede inclinarse para proporcionar un empuje cuya dirección es variable al menos entre una dirección general del vector de empuje vertical y una dirección general del vector de empuje longitudinal con respecto al vehículo aéreo (100), comprendiendo la parte de código legible por ordenador instrucciones para realizar el procedimiento de la reivindicación 12.
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Families Citing this family (101)
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|---|---|---|---|---|
| US9493235B2 (en) * | 2002-10-01 | 2016-11-15 | Dylan T X Zhou | Amphibious vertical takeoff and landing unmanned device |
| IL217501A (en) * | 2012-01-12 | 2017-09-28 | Israel Aerospace Ind Ltd | A method and system for maneuvering aircraft |
| ITRM20130473A1 (it) * | 2013-08-12 | 2013-11-11 | Unit 1 Srl | Convertiplano con nuove soluzionitecniche ed aerodinamiche atte a rendere sicuro e fruibile il mezzo anche in soluzioni di velivolo ultraleggero |
| US10723442B2 (en) | 2013-12-26 | 2020-07-28 | Flir Detection, Inc. | Adaptive thrust vector unmanned aerial vehicle |
| US10839336B2 (en) | 2013-12-26 | 2020-11-17 | Flir Detection, Inc. | Unmanned delivery |
| EP3126231B1 (en) * | 2014-04-02 | 2019-01-02 | Sikorsky Aircraft Corporation | Elevator load alleviating control for a rotary wing aircraft |
| US9377784B2 (en) * | 2014-07-25 | 2016-06-28 | The Boeing Company | Adaptable automatic nacelle conversion for tilt rotor aircraft |
| US20160031554A1 (en) * | 2014-07-30 | 2016-02-04 | Siniger LLC | Control system for an aircraft |
| US9828107B1 (en) * | 2014-08-25 | 2017-11-28 | Stc.Unm | Redundant component and intelligent computerized control system for multi-rotor VTOL aircraft |
| EP3201077B1 (en) | 2014-10-01 | 2020-05-20 | Sikorsky Aircraft Corporation | Dual rotor, rotary wing aircraft |
| WO2016053408A1 (en) | 2014-10-01 | 2016-04-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Acoustic signature variation of aircraft utilizing a clutch |
| IL235072B (en) * | 2014-10-07 | 2019-09-26 | Abramov Danny | Landing method and system for aircraft |
| WO2016059040A1 (en) * | 2014-10-14 | 2016-04-21 | Twingtec Ag | Flying apparatus |
| CA2960749A1 (en) * | 2014-10-17 | 2016-04-21 | Sony Corporation | Control device, control method, and flight vehicle device |
| WO2016068767A1 (en) * | 2014-10-30 | 2016-05-06 | Acc Innovation Ab | Multi-rotor aerial vehicle |
| CN104401480A (zh) * | 2014-11-06 | 2015-03-11 | 南京航空航天大学 | 涵道式倾转飞行器 |
| US9586683B1 (en) * | 2014-12-22 | 2017-03-07 | Amazon Technologies, Inc. | Transitioning an unmanned aerial vehicle to horizontal flight |
| WO2016167865A1 (en) * | 2015-04-16 | 2016-10-20 | Sikorsky Aircraft Corporation | Gust alleviating control for a coaxial rotary wing aircraft |
| JP5875093B1 (ja) * | 2015-06-17 | 2016-03-02 | 浩平 中村 | 浮揚型飛行体 |
| KR101615486B1 (ko) | 2015-07-17 | 2016-04-26 | 주식회사 한국카본 | 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 |
| KR101667330B1 (ko) * | 2015-07-17 | 2016-10-19 | 주식회사 한국카본 | 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 |
| KR101638964B1 (ko) * | 2015-07-17 | 2016-07-13 | 주식회사 한국카본 | 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 |
| US9864380B1 (en) * | 2015-07-23 | 2018-01-09 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Formation flight system extremum-seeking-control using blended performance parameters |
| US10464668B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-11-05 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| CN108137150B (zh) | 2015-09-02 | 2021-07-06 | 杰托普特拉股份有限公司 | 流体推进系统 |
| US11001378B2 (en) | 2016-08-08 | 2021-05-11 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| CN108369106A (zh) | 2015-09-22 | 2018-08-03 | 俄亥俄州立大学 | 失控预防以及恢复飞行控制器 |
| KR101727019B1 (ko) * | 2015-10-12 | 2017-04-14 | 최종필 | 고정익을 갖는 멀티로터형 무인비행기 |
| US20180373243A1 (en) * | 2016-01-01 | 2018-12-27 | USDrobotics Inc. | System and Method for Safe Utilization of Unmanned Automated Vehicles in Entertainment Venues |
| WO2017147776A1 (zh) * | 2016-02-29 | 2017-09-08 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 飞行控制方法、系统和无人飞行器 |
| CN107074347B (zh) * | 2016-02-29 | 2019-03-08 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 飞行控制方法、系统和无人飞行器 |
| US10227138B2 (en) | 2016-03-04 | 2019-03-12 | Embraer S.A. | Asymmetry-proof multi-engine aircraft |
| US10162367B2 (en) * | 2016-04-18 | 2018-12-25 | Latitude Engineering, LLC | Combined pitch and forward thrust control for unmanned aircraft systems |
| US10317914B2 (en) | 2016-04-18 | 2019-06-11 | Latitude Engineering, LLC | Wind finding and compensation for unmanned aircraft systems |
| KR101838796B1 (ko) | 2016-04-27 | 2018-03-14 | 한국항공우주연구원 | 기울기 제어 날개를 가지는 비행체 |
| CN106005469B (zh) * | 2016-05-16 | 2018-10-23 | 西北工业大学 | 三倾转螺旋桨垂直起降无人机模态转换过渡走廊确定方法 |
| US9908638B1 (en) * | 2016-05-27 | 2018-03-06 | Kitty Hawk Corporation | Impact velocity reduction by mass ejection |
| US10106253B2 (en) * | 2016-08-31 | 2018-10-23 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tilting ducted fan aircraft generating a pitch control moment |
| US10377480B2 (en) | 2016-08-10 | 2019-08-13 | Bell Helicopter Textron Inc. | Apparatus and method for directing thrust from tilting cross-flow fan wings on an aircraft |
| US10421541B2 (en) | 2016-08-10 | 2019-09-24 | Bell Helicopter Textron Inc. | Aircraft with tilting cross-flow fan wings |
| US10479495B2 (en) | 2016-08-10 | 2019-11-19 | Bell Helicopter Textron Inc. | Aircraft tail with cross-flow fan systems |
| US10279900B2 (en) | 2016-08-10 | 2019-05-07 | Bell Helicopter Textron Inc. | Rotorcraft variable thrust cross-flow fan systems |
| WO2018027902A1 (zh) * | 2016-08-12 | 2018-02-15 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 一种冗余控制方法、装置及系统 |
| CN106314777B (zh) * | 2016-08-29 | 2019-12-24 | 英华达（上海）科技有限公司 | 无人飞行器 |
| US10293931B2 (en) | 2016-08-31 | 2019-05-21 | Bell Helicopter Textron Inc. | Aircraft generating a triaxial dynamic thrust matrix |
| US11226639B2 (en) * | 2016-09-23 | 2022-01-18 | Yaborã Indústria Aeronáutica S.A. | Enhanced take-off system |
| US10562623B1 (en) | 2016-10-21 | 2020-02-18 | Birdseyeview Aerobotics, Llc | Remotely controlled VTOL aircraft |
| CN106494614B (zh) * | 2016-10-28 | 2018-08-28 | 清华大学 | 具有水平起降和垂直起降功能的飞行器 |
| WO2018112848A1 (zh) * | 2016-12-22 | 2018-06-28 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 飞行控制方法和装置 |
| US10384776B2 (en) | 2017-02-22 | 2019-08-20 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft having vertical lift and hover augmentation |
| US20180286255A1 (en) * | 2017-04-04 | 2018-10-04 | Above Daas, Inc. | Autonomously operated dirigible |
| US10974826B2 (en) | 2017-05-22 | 2021-04-13 | Overair, Inc. | EVTOL having many variable speed tilt rotors |
| KR102483971B1 (ko) | 2017-05-22 | 2023-01-02 | 오버에어, 인코퍼레이티드 | 대형 가변 속도 틸트 로터를 사용하는 eVTOL 항공기 |
| DE102017112452A1 (de) * | 2017-06-06 | 2018-12-06 | Jonathan Hesselbarth | Steuerungsverfahren zur Steuerung eines Gier- und eines Rollwinkels eines senkrecht startenden Flugzeugs |
| JP7155174B2 (ja) | 2017-06-27 | 2022-10-18 | ジェトプテラ、インコーポレイテッド | 航空機の垂直離着陸システムの構成 |
| KR101986417B1 (ko) * | 2017-07-19 | 2019-06-05 | 한국항공우주연구원 | 안전한 수직 착륙을 위한 틸팅 가능한 수단을 사용하는 비행체 |
| CN110998266B (zh) * | 2017-07-21 | 2021-12-10 | 日本电气株式会社 | 数据处理设备、驱动控制设备、数据处理方法和存储介质 |
| US10815008B2 (en) * | 2017-07-27 | 2020-10-27 | Bell Helicopter Textron Inc. | Lift propulsion module for a tiltrotor aircraft |
| US10814967B2 (en) | 2017-08-28 | 2020-10-27 | Textron Innovations Inc. | Cargo transportation system having perimeter propulsion |
| WO2019062257A1 (zh) * | 2017-09-29 | 2019-04-04 | 清华大学 | 一种基于倾转涵道的双升力涵道垂直起降飞机 |
| AU2018360818B2 (en) | 2017-11-03 | 2024-01-04 | Textron Systems Corporation | VTOL aircraft having fixed-wing and rotorcraft configurations |
| EP3489140B1 (en) * | 2017-11-27 | 2022-02-23 | Airbus Operations, S.L. | Aircraft system with asisted taxi, take off, and climbing |
| CN108275265A (zh) * | 2017-12-07 | 2018-07-13 | 广东康云多维视觉智能科技有限公司 | 一种无人机 |
| WO2019116101A1 (en) * | 2017-12-12 | 2019-06-20 | Spencer Cameron | Variable-geometry vertical take-off and landing (vtol) aircraft system |
| KR102010424B1 (ko) | 2017-12-21 | 2019-08-14 | 한국항공우주연구원 | 저속비행상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 방법 및 컴퓨터 프로그램과 수직 이착륙 비행체 |
| WO2019124686A1 (ko) * | 2017-12-21 | 2019-06-27 | 한국항공우주연구원 | 저속비행상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 방법 및 컴퓨터 프로그램과 수직 이착륙 비행체 |
| CN110622383B (zh) * | 2018-01-19 | 2024-04-12 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 电池控制方法、电池控制系统、无人机及电池 |
| US10759544B2 (en) * | 2018-02-06 | 2020-09-01 | The Boeing Company | Methods and systems for controlling thrust produced by a plurality of engines on an aircraft for assisting with certain flight conditions |
| KR102009356B1 (ko) * | 2018-02-13 | 2019-08-09 | 한국기술교육대학교 산학협력단 | 무인비행체 |
| US10802507B2 (en) * | 2018-03-30 | 2020-10-13 | Ansel Misfeldt | Aerial vehicles and control therefor |
| JP7097052B2 (ja) * | 2018-04-04 | 2022-07-07 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 飛行機の突風応答軽減システム及び飛行機の突風応答軽減方法 |
| US11511854B2 (en) * | 2018-04-27 | 2022-11-29 | Textron Systems Corporation | Variable pitch rotor assembly for electrically driven vectored thrust aircraft applications |
| CN108820203A (zh) * | 2018-05-29 | 2018-11-16 | 中山星图航空航天技术有限公司 | 一种倾转式垂直起降固定翼的无人机及飞行控制系统 |
| DE102018117239B3 (de) | 2018-07-17 | 2019-09-26 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Ermitteln einer Zielerfassungsreihenfolge für einen Sensor eines Flugkörpers |
| JP6643417B2 (ja) * | 2018-08-02 | 2020-02-12 | Ｈａｐｓモバイル株式会社 | システム、制御装置及び軽航空機 |
| US10691139B1 (en) * | 2018-09-13 | 2020-06-23 | Rockwell Collins, Inc. | Systems and methods for altitude capture performance monitor |
| EP3878752B1 (en) * | 2018-11-07 | 2024-04-17 | Changinaviation Co., Ltd | Vertical takeoff and landing aircraft using hybrid electric propulsion system and control method therefor |
| US10967968B2 (en) * | 2018-11-13 | 2021-04-06 | Textron Innovations Inc. | System and method to provide descent rate limiting for an aircraft |
| CN109625248B (zh) * | 2018-11-23 | 2022-04-01 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 给定高度控制方法 |
| KR102010964B1 (ko) * | 2018-12-19 | 2019-08-16 | (주)한국유에이브이 | 수직 이착륙형 하이브리드 드론 |
| US11905008B2 (en) | 2018-12-31 | 2024-02-20 | Air Vev Ltd | VTOL aircraft |
| US11097838B2 (en) | 2019-06-14 | 2021-08-24 | Bell Textron Inc. | Duct with optimized horizontal stator shape |
| US11091258B2 (en) | 2019-06-14 | 2021-08-17 | Bell Textron Inc. | VTOL aircraft with tilting rotors and tilting ducted fans |
| US10839698B1 (en) * | 2019-06-18 | 2020-11-17 | Honeywell International Inc. | Methods and systems for depicting an energy state of a vehicle |
| GB201909464D0 (en) | 2019-07-01 | 2019-08-14 | Rolls Royce Plc | Aircraft control method |
| CN110588967A (zh) * | 2019-10-21 | 2019-12-20 | 武汉思众空间信息科技有限公司 | 飞行器和飞行器系统 |
| US11106221B1 (en) * | 2019-11-25 | 2021-08-31 | Kitty Hawk Corporation | Multicopter with self-adjusting rotors |
| DE102020107456A1 (de) * | 2020-03-18 | 2021-09-23 | Volocopter Gmbh | Verfahren und Steuergerät zur Kurvenkoordinierung eines Fluggerätes sowie ein Fluggerät mit Kurvenkoordinierung |
| US10926654B1 (en) | 2020-03-31 | 2021-02-23 | Kitty Hawk Corporation | Electric vertical take-off and landing vehicle with wind turbine |
| WO2021226857A1 (zh) * | 2020-05-13 | 2021-11-18 | 大连理工大学 | 一种倾转旋翼飞行器及其驱动方法 |
| EP4217272A1 (en) * | 2020-11-30 | 2023-08-02 | Efix Aviation LTD | Rotorcraft |
| US11801936B2 (en) * | 2021-01-19 | 2023-10-31 | Textron Innovations Inc. | Preventing helicopter loss of tail rotor effectiveness |
| KR102329927B1 (ko) | 2021-01-29 | 2021-11-23 | (주)에이엠시스템 | 전틸팅 고정익 드론 |
| CN112758346B (zh) * | 2021-02-02 | 2022-06-07 | 清华大学 | 垂直起降固定翼飞机过渡过程飞推指令构建方法 |
| US11840351B2 (en) | 2021-04-05 | 2023-12-12 | Beta Air, Llc | Aircraft for self-neutralizing flight |
| CN113282095B (zh) * | 2021-04-08 | 2022-11-22 | 南京航空航天大学苏州研究院 | 一种复合翼无人机起降阶段航向控制方法 |
| US11932387B2 (en) * | 2021-12-02 | 2024-03-19 | Textron Innovations Inc. | Adaptive transition systems for VTOL aircraft |
| WO2023200852A1 (en) * | 2022-04-14 | 2023-10-19 | Overair Inc. | Stall-resistant outboard wing for aircraft |
| CN115009517A (zh) * | 2022-06-17 | 2022-09-06 | 深圳市道通智能航空技术股份有限公司 | 一种控制飞行器飞行的方法、装置及飞行器 |
| CN115328191B (zh) * | 2022-07-15 | 2023-09-12 | 北京星途探索科技有限公司 | 一种掠地巡航靶标巡航控制方法、系统、设备及存储介质 |
| KR200497131Y1 (ko) | 2022-08-10 | 2023-08-04 | (주)에이엠시스템 | 향상된 공력특성을 갖는 날개동체 일체형 수직이착륙 드론 |
Family Cites Families (31)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB635245A (en) | 1947-06-18 | 1950-04-05 | Walter Agnew Andrews | Improvements relating to control means for aircraft and aircraft power plant installations |
| US4040581A (en) | 1976-02-06 | 1977-08-09 | Mcdonnell Douglas Corporation | Reverse thrust limiting system |
| US5419514A (en) * | 1993-11-15 | 1995-05-30 | Duncan; Terry A. | VTOL aircraft control method |
| US6488232B2 (en) | 1998-12-16 | 2002-12-03 | Trek Aerospace, Inc. | Single passenger aircraft |
| JP2003533404A (ja) * | 2000-05-16 | 2003-11-11 | ベル ヘリコプター テクストロン インコーポレイテッド | エンベローププロテクションを統合したマルチモードのティルトローターナセル制御システム |
| GB2376928B (en) * | 2001-05-16 | 2003-04-30 | John Frederick Austen-Brown | Personal hoverplane having four tiltmotors |
| WO2002047978A2 (en) | 2000-12-13 | 2002-06-20 | Trek Aerospace, Inc. | Aircraft and control system |
| US6464166B1 (en) | 2001-05-29 | 2002-10-15 | Romeo Yankee Ltd. | Ducted fan vehicles particularly useful as VTOL aircraft |
| US20030062442A1 (en) | 2001-10-02 | 2003-04-03 | Milde Karl F. | VTOL personal aircraft |
| JP2003137192A (ja) | 2001-10-31 | 2003-05-14 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 垂直離着陸機 |
| US20040094662A1 (en) | 2002-01-07 | 2004-05-20 | Sanders John K. | Vertical tale-off landing hovercraft |
| US6892979B2 (en) | 2002-09-11 | 2005-05-17 | Karl F. Milde, Jr. | VTOL personal aircraft |
| US7461811B2 (en) | 2002-09-11 | 2008-12-09 | Milde Jr Karl F | VTOL personal aircraft |
| US7463956B2 (en) * | 2003-07-03 | 2008-12-09 | The Boeing Company | Constant vertical state maintaining cueing system |
| US7472863B2 (en) * | 2004-07-09 | 2009-01-06 | Steve Pak | Sky hopper |
| US20060226281A1 (en) | 2004-11-17 | 2006-10-12 | Walton Joh-Paul C | Ducted fan vertical take-off and landing vehicle |
| US7857254B2 (en) | 2004-12-22 | 2010-12-28 | Aurora Flight Sciences Corporation | System and method for utilizing stored electrical energy for VTOL aircraft thrust enhancement and attitude control |
| DE102004063205B3 (de) * | 2004-12-23 | 2006-05-04 | Julian Kuntz | Fluggerät mit verbesserter Beweglichkeit am Boden |
| US7267300B2 (en) | 2005-02-25 | 2007-09-11 | The Boeing Company | Aircraft capable of vertical and short take-off and landing |
| US7874513B1 (en) * | 2005-10-18 | 2011-01-25 | Smith Frick A | Apparatus and method for vertical take-off and landing aircraft |
| US20080054121A1 (en) | 2006-05-11 | 2008-03-06 | Urban Aeronautics Ltd. | Ducted fan VTOL vehicles |
| US7571879B2 (en) | 2006-09-22 | 2009-08-11 | Bell Helicopter Textron Inc. | Automatic conversion system for tiltrotor aircraft |
| WO2008054234A1 (en) | 2006-11-02 | 2008-05-08 | Raposo Severino Manuel Oliveir | System and process of vector propulsion with independent control of three translation and three rotation axis |
| KR20080043885A (ko) * | 2008-04-11 | 2008-05-19 | 벨 헬리콥터 텍스트론 인크. | 항공기용 자동 속도 제어 시스템 |
| IL199009A (en) * | 2009-05-27 | 2013-11-28 | Israel Aerospace Ind Ltd | aircraft |
| US20110001020A1 (en) * | 2009-07-02 | 2011-01-06 | Pavol Forgac | Quad tilt rotor aerial vehicle with stoppable rotors |
| US8708273B2 (en) * | 2009-10-09 | 2014-04-29 | Oliver Vtol, Llc | Three-wing, six tilt-propulsion unit, VTOL aircraft |
| US8616492B2 (en) * | 2009-10-09 | 2013-12-31 | Oliver Vtol, Llc | Three wing, six tilt-propulsion units, VTOL aircraft |
| US8800912B2 (en) * | 2009-10-09 | 2014-08-12 | Oliver Vtol, Llc | Three wing, six-tilt propulsion unit, VTOL aircraft |
| WO2013105926A1 (en) * | 2011-03-22 | 2013-07-18 | Aerovironment Inc. | Invertible aircraft |
| IL217501A (en) | 2012-01-12 | 2017-09-28 | Israel Aerospace Ind Ltd | A method and system for maneuvering aircraft |
-
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