ES2895496T3 - Sistemas de detección de sobrecalentamiento para aeronaves - Google Patents
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Abstract
Un sistema de detección de sobrecalentamiento para una aeronave, comprendiendo el sistema: - una primera computadora de monitorización de sangrado, BMC1, (212) configurada para identificar fugas en un sistema neumático, incluyendo el BMC1 un primer controlador óptico (300, 400); - una segunda computadora de monitorización de sangrado, BMC2, (214) configurada para identificar fugas en el sistema neumático, incluyendo el BMC2 un segundo controlador óptico (300, 400); - un enlace de fibra óptica (230) que conecta el primer controlador óptico (300, 400) del BMC1 (212) y el segundo controlador óptico (300, 400) del BMC2 (214) para la comunicación entre el BMC1 y el BCM2, y entre el primer controlador óptico (300, 400) y el segundo controlador óptico (300, 400), - en el que los controladores ópticos primero y segundo (300, 400) están configurados para: - detectar sobrecalentamiento del enlace de fibra óptica (230) basándose en un cambio de longitud de onda de una señal óptica modulada transmitida a través de dicho enlace de fibra óptica, y - transmitir señales al primer BMC1 (212) y al segundo BMC2 (214) basándose al menos en el sobrecalentamiento detectado, y - en el que el primer BMC1 (212) y el segundo BMC2 (214) están configurados para identificar una fuga basándose en la alerta de sobrecalentamiento.
Description
DESCRIPCIÓN
Sistemas de detección de sobrecalentamiento para aeronaves
La presente invención se refiere a un sistema de detección de sobrecalentamiento (OHDS) para la identificación de fugas en un sistema neumático de una aeronave y al uso de fibra óptica para la transmisión de datos.
Antecedentes de la invención
Los sistemas neumáticos también se conocen como sistemas de vacío o presión. Este tipo de sistemas pueden activar muchas funciones dentro de la aeronave, por ejemplo, pueden activar trenes de aterrizaje, flaps, ventanas, aire acondicionado, puertas y dispositivos de piloto automático. Los sistemas neumáticos utilizan fluidos compresibles como aire o gas puro para transmitir energía.
Alternativamente, los sistemas hidráulicos utilizan líquidos relativamente incomprensibles como aceite mineral, etilenglicol, agua, líquidos de tipo sintético o fluidos resistentes al fuego a altas temperaturas para hacer posible la transmisión de energía. A diferencia de los fluidos compresibles, medio litro de un fluido compresible como, por ejemplo, agua sigue ocupando el mismo espacio independientemente de la fuerza con la que se comprima. Por lo tanto, los sistemas hidráulicos pueden consumir más espacio de la aeronave en comparación con los sistemas neumáticos. Asimismo, los sistemas neumáticos no utilizan depósitos, bombas de mano, acumuladores, reguladores o bombas mecánicas activadas por motor o eléctricamente para generar presión normal en contraste con los sistemas hidráulicos.
Por el contrario, el sistema neumático de las aeronaves comprende compresores de aire, conductos neumáticos para conducir el aire, válvulas de descarga, válvulas de control, válvulas de regulación, limitadores, filtros, etc. Como unidades de control, el sistema neumático puede controlarse y monitorizarse mediante Computadoras de Monitorización de Sangrado (BMC). Cada BMC puede estar en comunicación con una Unidad del Sistema de Detección de Sobrecalentamiento (OHDU) para el control de fugas de aire de sangrado a alta temperatura en los conductos neumáticos del sistema neumático. Un primer BMC se puede conectar a un segundo BMC a través de buses de datos de aviónica como, por ejemplo, los buses ARINC 429. Cuando sale aire caliente de los conductos del sistema neumático, el aire caliente es detectado por los OHDU y se envía una alerta a los BMC del sistema neumático a través de buses de comunicación como, por ejemplo, buses de una Red de Área de Control (CAN). A continuación, los BMC realizan acciones necesarias para aislar la fuga de aire de sangrado que pueden incluir al menos la comunicación con otro BMC a través de los buses de datos de aviónica e informar a la cabina de la aeronave. Actualmente, hay dos tecnologías conocidas que se pueden implementar como OHDS:
Elementos de detección de sal eutéctica: Una pequeña corriente eléctrica de CA se transmite de un extremo a otro de un cable de OHDS. El cable tiene sal eutéctica que separa el núcleo del cable de la capa externa, que está conectada a tierra. En caso de que haya una fuga, esta sal eutéctica, que tiene una impedancia muy alta se convertiría en un conductor con una impedancia muy baja. Como consecuencia, el núcleo del cable está conectado a la capa externa, provocando un cortocircuito, detectado por el controlador neumático.
Un sistema de OHDS basado en fibra óptica: Un controlador óptico de una primera OHDU envía una señal luminosa a un bucle de fibra óptica, el bucle de fibra óptica está conectado en ambos extremos a controladores ópticos dentro de las OHDU. El bucle de fibra óptica comprende FBG (Rejillas de Bragg en Fibra) que refleja longitudes de onda específicas del espectro de luz. Dependiendo del cambio de temperatura del FBG, el reflejo de la señal tendría un cambio de longitud de onda diferente. Como consecuencia, los controladores ópticos identifican el cambio de longitud de onda de la señal reflejada causado por el sobrecalentamiento. Asimismo, el sobrecalentamiento se notifica al controlador neumático que puede identificar dicho sobrecalentamiento como una fuga en los conductos neumáticos. En los documentos WO 2018/134617 A1 y EP 3246683 A1 se muestran ejemplos de sistemas OHDS basados en fibras ópticas.
En este sentido, la Figura 1 muestra un ejemplo de arquitectura convencional (100) para BMC de un sistema neumático de una aeronave que utiliza OHDU ópticas. La parte de la arquitectura (100) para los BMC se muestra con la referencia (110) y la parte de la arquitectura (100) para las OHDU se muestra con la referencia (120). Los BMC y las OHDU son elementos independientes dentro de la arquitectura (100) conectados por diferentes buses de datos. Los BMC comprenden una primera unidad "BMC1" (112) y una segunda unidad "BMC2" (114) que se comunican a través de buses de datos de aviónica como, por ejemplo, buses de datos ARINC 429. Las OHDU comprenden una primera OHDU (122) "OHDU fwd" y una segunda OHDU (124) "OHDU aft". Las OHDU (122, 124) pueden comunicarse a través de buses de comunicación como, por ejemplo, buses CAN que conectan cada uno de los controladores ópticos de las OHDU (122, 124). Un enlace de fibra óptica (130) utilizado para la detección de sobrecalentamiento conecta los controladores ópticos de la primera OHd U (122) "o Hd U fwd" y la segunda OHDU (124) "OHDU aft" estableciendo un bucle de fibra óptica. Este enlace óptico (130) se puede utilizar para la detección de sobrecalentamiento basado en FBG. Asimismo, la "OHDU fwd" y la "OHDU aft" están en comunicación con los BMC a través de los buses CAN como se muestra en la Figura 1. El sistema neumático (100) puede estar involucrado con varios sistemas dentro de la aeronave como, por ejemplo, los Concentradores de Adquisición de Datos (SDAC), Controlador del Sistema de Aire Acondicionado (ACSC), Registrador de Datos de Vuelo (FDR), Sistema Centralizado de Visualización de Fallos (CFDS), etc.
Por lo tanto, las implementaciones actuales de sistemas OHDS basados en fibra óptica conllevan el uso de buses de comunicación para conectar los controladores ópticos de las ODHU y también para conectar las OHDU con los BMC de los controladores del sistema neumático. Los BMC están conectados a través de buses de datos de aviónica que permiten la comunicación de los BMC para realizar varias acciones, en particular para realizar acciones relacionadas con aislar una identificación de fuga en el sistema neumático e informar a la cabina de la aeronave. Por lo tanto, se desea una implementación de sistema OHDS basado en fibra óptica que mejore la comunicación entre OHDU y BCM y entre BMC, y que al mismo tiempo simplifique la arquitectura de bus actual para reducir coste y complejidad.
Descripción de la invención
Las implementaciones de OHDS actuales con fibra óptica utilizan la fibra con fines de medición de temperatura solo por medio de FBG. De este modo, se puede obtener una respuesta binaria que indique sobrecalentamiento de la fibra óptica y, por tanto, los BMC pueden identificar una fuga en los conductos neumáticos. La fibra óptica también se puede utilizar como un canal transmisor de datos muy potente para altas velocidades de transmisión de datos. Si se establece un bucle de fibra óptica entre los BMC que conectan los controladores ópticos de las OHDU integrados en los BMC, el bucle de fibra óptica también se podría utilizar con fines de comunicación entre BMC y ambas OHDU. Esto generaría un sistema de transmisión de datos a velocidad muy alta y a una simplificación de la arquitectura actual al eliminar los buses de datos para la comunicación entre los BMC y los controladores ópticos en el bucle de fibra óptica y entre los controladores ópticos y los BMC.
Por lo tanto, la solución propuesta reduce el número de interfaces entre controladores ópticos y neumáticos, lo que conlleva una reducción de peso, tiempo de instalación y comprobación del sistema. En particular, se pueden eliminar dos interfaces físicas, es decir, buses de comunicación, p. ej., buses CAN y de datos de aviónica, p. ej., buses ARINC 429, así como enchufes, accesorios, elementos de prueba, etc. asociados. Además, el número de bucles de OHDS generaría una alta redundancia de la comunicación aumentando la solidez del sistema de comunicación óptica. Otras ventajas pueden ser la reducción del tiempo de instalación de la Línea de Montaje Final (FAL) y la implementación de los Requisitos de Pruebas en Tierra (GTR) para comprobar las comunicaciones.
Por lo tanto, en un aspecto de la presente invención, se propone un sistema de detección de sobrecalentamiento. El sistema detecta sobrecalentamiento en un conducto neumático. Un BMC identifica el sobrecalentamiento como una fuga del conducto neumático. Los conductos neumáticos forman parte de un sistema neumático de la aeronave. El sistema comprende una primera computadora de monitorización de sangrado "BMC1" configurada para identificar fugas tras la recepción de una alerta de sobrecalentamiento. El "BMC1" incluye un primer controlador óptico que realiza funciones de OHDU para la detección de sobrecalentamiento en un enlace de fibra óptica. La comunicación entre el "BMC1" y el primer controlador óptico de OHDU se realiza a través de buses internos.
El sistema también comprende una segunda computadora de monitorización de sangrado "BMC2" configurada para identificar fugas, el "BMC2" incluye un segundo controlador óptico que realiza funciones de OHDU. La comunicación entre el "BMC1" y el primer controlador óptico se realiza a través de buses internos.
El sistema también comprende un enlace de fibra óptica que conecta los controladores ópticos primero y segundo de tal manera que se establece un bucle de fibra óptica entre el controlador óptico primero y segundo.
El sistema también comprende un bucle de fibra óptica que conecta el primer controlador óptico del "BMC1" y el segundo controlador óptico del "BMC2" para la comunicación entre el "BMC1" y el "BCM2", y entre el primer controlador óptico y el segundo controlador óptico. Los controladores ópticos primero y segundo están configurados para detectar sobrecalentamiento de la fuga de aire con el bucle de fibra óptica basándose en un cambio de longitud de onda de una señal óptica transmitida a través de dicho bucle de fibra óptica. La detección de sobrecalentamiento del bucle de fibra óptica permite la identificación de una fuga por el primer "BMC1" y el segundo "BMC2" basándose en una alerta de sobrecalentamiento.
El bucle de fibra óptica se puede implementar como un sistema de transmisión de datos. Cada uno de los controladores ópticos comprende tres elementos principales, es decir, un transmisor (fuente de luz), una terminación de enlace de fibra óptica y un receptor. Por lo tanto, se pueden lograr altas velocidades de transmisión de datos a través de fibra óptica. Para cada controlador óptico, el transmisor de fuente de luz genera una señal óptica que es un flujo de luz modulado en fase o en amplitud para permitirle transportar los datos para la comunicación entre los b Mc y los controladores ópticos.
La modulación se puede realizar de acuerdo con un esquema de modulación directa o un esquema de modulación externa. En el esquema de modulación directa, la corriente de excitación aplicada a un láser semiconductor directamente modulado como, por ejemplo, un láser sintonizable se modifica de acuerdo con los datos que se van a transmitir, es decir, la señal de modulación. En el esquema de modulación externa, el láser se somete a una corriente de polarización constante y emite una onda óptica continua, y se utiliza un modulador óptico externo al láser, en el que el modulador externo enciende o apaga la potencia óptica a una señal óptica de impulsos de acuerdo con el flujo de datos. Tradicionalmente, un impulso de luz indica un "1" y la ausencia de luz indica "0".
Para detectar el sobrecalentamiento de las fugas de aire con el bucle de fibra óptica basándose en un cambio de longitud de onda de la señal óptica, se puede imprimir un FBG en el enlace de fibra óptica. Por lo tanto, se puede
detectar un cambio de longitud de onda del espectro óptico de la señal óptica reflejada en el FBG del enlace de fibra óptica. La señal óptica modulada se transmite a través de dicho enlace de fibra óptica para ser recibida en el controlador óptico en el bucle de fibra óptica. En el lado del receptor, un dispositivo optoelectrónico convierte los impulsos de luz recibidos de la señal modulada en corriente analógica y un convertidor de analógico a digital convierte esta corriente en un flujo digital equivalente para que la procese un Procesador de Señales Digitales (DSP). También se pueden utilizar amplificadores analógicos para amplificar la señal analógica. En algunos ejemplos, se pueden utilizar filtros ópticos para seleccionar y/o cancelar componentes del espectro óptico de la señal óptica, así como multiplexores ópticos, divisores, etc.
En otro aspecto de la presente invención, se propone un procedimiento para detectar sobrecalentamiento en una aeronave. El procedimiento detecta sobrecalentamiento en un conducto neumático. El sobrecalentamiento se identifica como una fuga de dicho conducto neumático del sistema neumático de la aeronave. El procedimiento es realizado por el sistema de detección de sobrecalentamiento descrito previamente en la presente divulgación.
El procedimiento comprende el primer y/o el segundo controlador óptico que detecta sobrecalentamiento del bucle de fibra óptica basándose en un cambio de longitud de onda de una señal óptica modulada transmitida a través del enlace de fibra óptica del bucle de fibra óptica.
Tras la comunicación entre los controladores ópticos primero y segundo conectados a través del enlace de fibra óptica, los controladores ópticos primero y segundo se configuran para proporcionar una alerta de sobrecalentamiento basada en una detección de sobrecalentamiento. Asimismo, los controladores ópticos se configuran para informar al "BMC1" y al "BMC2". Los BMC pueden recibir la alerta de sobrecalentamiento a través de comunicación de bus interna con sus respectivos controladores ópticos.
Tras la comunicación entre el "BMC1" y el "BMC2" a través del bucle de fibra óptica, el "BMC1" y el "BMC2" se configuran para identificar una fuga en un conducto neumático del sistema neumático basándose en la alerta de sobrecalentamiento. Como se ha mencionado antes, la alerta de sobrecalentamiento es identificada por los BMC como una fuga de un conducto neumático del sistema neumático.
Breve descripción de los dibujos
Para entender mejor la explicación anterior y con el único propósito de proporcionar un ejemplo, se incluyen algunos dibujos no limitativos que representan esquemáticamente una realización práctica.
La Figura 1 muestra un ejemplo de una arquitectura convencional para OHDU ópticas y BMC.
La Figura 2 muestra una arquitectura propuesta para la transmisión de datos entre OHDU y BMC de acuerdo con la presente divulgación.
La Figura 3 muestra el primer ejemplo de un controlador óptico de una OHDU de acuerdo con la presente divulgación.
La Figura 4 muestra un segundo ejemplo de un controlador óptico de una OHDU de acuerdo con la presente divulgación.
Descripción de una realización preferente
La Figura 2 muestra una arquitectura propuesta (200) para la transmisión de datos entre BMC utilizando fibra óptica y detección de sobrecalentamiento con OHDU de acuerdo con la presente divulgación. De acuerdo con la arquitectura propuesta (200) el controlador óptico (300, 400) de la primera OHDU (222) "OHDU fwd" está integrado en la primera unidad "BMC1" (212), y el controlador óptico (300, 400) de la segunda OHDU (224) "OHDU aft" está integrado en la segunda unidad "BCM2" (214). Por lo tanto, la comunicación entre las OHDU (222, 224) y los BMC (212, 214) se realiza a través de buses internos dentro de los BMC en lugar de buses de comunicación externa como, por ejemplo, buses CAN en contraste con la arquitectura (100) mostrada en la Figura 1. En una implementación alternativa, los controladores ópticos (300, 400) son externos a los BMC (212, 214) por lo que los BMC (212, 214) pueden comunicarse con los controladores ópticos (300, 400) a través de buses de comunicación.
El controlador óptico de la primera OHDU (222) "OHDU fwd" y el controlador óptico (300, 400) de la segunda OHDU (224) "OHDU aft" junto con el enlace de fibra óptica (230) establecen un bucle de fibra óptica. Los controladores ópticos (300, 400) de las OHDU primera y segunda (222, 224) comprenden capacidades de modulación óptica para obtener una señal óptica modulada que transmite datos a través del enlace de fibra óptica (230). Los BMC (212, 214) también pueden comunicarse a través del bucle de fibra óptica. Por tanto, los buses de datos de aviónica como, por ejemplo, los buses ARINC 429 dejan de ser necesarios en contraste con la arquitectura (100) mostrada en la Figura 1. Las OHDU (222, 224) también pueden comunicarse a través del enlace de fibra óptica (230). Por lo tanto, los buses de comunicación como, por ejemplo, los buses CAN dejan de ser necesarios. El sistema neumático (200) puede estar involucrado con varios sistemas dentro de la aeronave como, por ejemplo, los Concentradores de Adquisición de Datos (SDAC), Controlador del Sistema de Aire Acondicionado (ACSC), Registrador de Datos de Vuelo (FDR), Sistema Centralizado de Visualización de Fallos (CFDS), etc.
La Figura 3 muestra un primer ejemplo de un controlador óptico (300) de una OHDU que tiene capacidades de modulación óptica para la transmisión de datos de acuerdo con la presente divulgación.
En el lado del transmisor del controlador óptico (300) de la OHDU, el controlador óptico (300) tiene capacidades de modulación para modular un espectro óptico de banda grande de una fuente de banda ancha. En la Figura 3, el controlador óptico (300) utiliza un láser de modulación directa (DM) (330). Un generador de impulsos (320) proporciona una corriente de excitación modulada con una señal de modulación m(t) (310) al láser DM (330), como, por ejemplo, un láser sintonizable como fuente óptica. La señal de modulación m(t) (310) son los datos a transmitir entre las OHDU (222, 224) y las BMC (212, 214). Por lo tanto, el láser DM (330) recibe una corriente de excitación de modulación para proporcionar una señal óptica de banda ancha modulada a transmitir. Un acoplador direccional (340) permite transmitir la señal óptica modulada al interior del enlace de fibra (230). En algunos ejemplos, la modulación óptica externa también se puede utilizar para proporcionar la señal óptica modulada a transmitir a través del enlace de fibra óptica (230). En algunos ejemplos, si la velocidad de bits deseada para la transmisión de datos entre controladores ópticos es inferior a 1 Gb/s y la distancia entre controladores ópticos es de 10 metros o menos, una modulación directa puede resultar adecuada.
En el lado del receptor del controlador óptico (300) de la OHDU, el controlador óptico (300) comprende un divisor óptico (350) para dividir la señal óptica de banda ancha modulada recibida. Asimismo, el controlador (300) comprende dispositivos optoelectrónicos como, por ejemplo, un fotodiodo (360) y un fotodiodo de alta velocidad (390) que convierte las señales ópticas divididas en señales eléctricas (corriente eléctrica) y amplificadores analógicos (370) para amplificar las señales eléctricas. Asimismo, el controlador óptico (300) comprende convertidores A/D (380) para convertir las corrientes eléctricas en flujos digitales equivalentes que son demodulados y procesados por un Procesador de Señales Digitales (DSP) (395) para obtener la señal de modulación m(t) que comprende los datos a transmitir entre las OHDU (222, 224) y los BMC (212, 214) en el lado del receptor del controlador óptico (300).
La Figura 4 muestra un segundo ejemplo de un controlador óptico (400) de una OHDU con capacidades de modulación óptica para la transmisión de datos que utiliza modulación óptica externa de acuerdo con la presente divulgación.
En el lado del transmisor, el controlador óptico (400) de la OHDU comprende un generador de impulsos (410) que emite una corriente constante que activa un láser de onda continua (CW) (415) que emite una señal óptica de onda continua. El láser CW (415) puede proporcionar una señal óptica CW que tiene un espectro óptico de banda grande. Un acoplador de fibra óptica direccional (420) se utiliza para proporcionar dos salidas de la señal óptica. Un divisor óptico que comprende un filtro óptico (425) se configura para filtrar una parte del espectro óptico de la señal óptica de onda continua que tiene un espectro de banda ancha. El espectro filtrado puede estar en cualquier longitud de onda sobre un espectro de banda ancha.
El espectro óptico filtrado puede ser modulado por un modulador externo (430) como, por ejemplo, un modulador de fase externo. Se podrían utilizar otros tipos de moduladores externos. El modulador de fase encendido-apagado cambia la señal óptica filtrada basándose en la señal de modulación m(t) (435) que comprende los datos a transmitir entre las OHDU (222, 224) y los BMC (212, 214). Por lo tanto, el modulador externo (430) recibe la señal óptica CW del láser CW (415) después de ser filtrada por el filtro óptico (425) que selecciona una parte del espectro óptico para la modulación y proporciona una señal óptica de banda ancha modulada. La señal original también se filtra con un filtro óptico (440) para proporcionar una versión filtrada del espectro óptico que se fusiona con la señal óptica de banda ancha modulada utilizando otro acoplador direccional (445). Esta señal óptica fusionada se envía al interior del enlace de fibra óptica (230) a través del acoplador direccional (450).
En el lado del receptor, el controlador óptico (400) comprende un divisor (455) y un filtro óptico (460) para dividir la señal óptica de banda ancha recibida previamente fusionada en el lado del transmisor. Las dos señales ópticas divididas son convertidas en señales de corriente por dispositivos optoelectrónicos como, por ejemplo, un fotodiodo (465) y un fotodiodo de alta velocidad (470). Las señales de corriente son amplificadas por amplificadores analógicos (480) y convertidas en flujos digitales equivalentes que son demodulados y procesados por un Procesador de Señales Digitales (DSP) (490) para obtener la señal de modulación m(t) que transporta los datos a transmitir entre las OHDU (222, 224) y los BMC (212, 214) en el lado del receptor del controlador óptico (400).
Claims (8)
1. Un sistema de detección de sobrecalentamiento para una aeronave, comprendiendo el sistema:
- una primera computadora de monitorización de sangrado, BMC1, (212) configurada para identificar fugas en un sistema neumático, incluyendo el BMC1 un primer controlador óptico (300, 400);
- una segunda computadora de monitorización de sangrado, BMC2, (214) configurada para identificar fugas en el sistema neumático, incluyendo el BMC2 un segundo controlador óptico (300, 400);
- un enlace de fibra óptica (230) que conecta el primer controlador óptico (300, 400) del BMC1 (212) y el segundo controlador óptico (300, 400) del BMC2 (214) para la comunicación entre el BMC1 y el BCM2, y entre el primer controlador óptico (300, 400) y el segundo controlador óptico (300, 400),
- en el que los controladores ópticos primero y segundo (300, 400) están configurados para:
- detectar sobrecalentamiento del enlace de fibra óptica (230) basándose en un cambio de longitud de onda de una señal óptica modulada transmitida a través de dicho enlace de fibra óptica, y
- transmitir señales al primer BMC1 (212) y al segundo BMC2 (214) basándose al menos en el sobrecalentamiento detectado, y
- en el que el primer BMC1 (212) y el segundo BMC2 (214) están configurados para identificar una fuga basándose en la alerta de sobrecalentamiento.
2. El sistema de detección de sobrecalentamiento para una aeronave de acuerdo con la reivindicación 1, en el que el enlace de fibra óptica (230) comprende Rejillas de Bragg en Fibra (FBG).
3. El sistema de detección de sobrecalentamiento para una aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que los controladores primero y segundo (300, 400) comprenden capacidades de modulación de amplitud y/o fase para obtener la señal óptica modulada transmitida a través de dicho enlace de fibra óptica (230).
4. El sistema de detección de sobrecalentamiento para una aeronave de acuerdo con las reivindicaciones 1 a 3, en el que los controladores ópticos primero y segundo (300, 400) comprenden un láser sintonizable.
5. El sistema de detección de sobrecalentamiento para una aeronave de acuerdo con las reivindicaciones 1 a 3, en el que los controladores ópticos primero y segundo (300, 400) comprenden un láser de onda continua y un modulador óptico externo al láser de onda continua.
6. El sistema de detección de sobrecalentamiento para una aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que las señales transmitidas al primer BMC1 (212) y al segundo BMC2 (214) indican una alerta de detección de sobrecalentamiento.
7. Un procedimiento para detectar sobrecalentamiento en una aeronave realizado por un sistema de detección de sobrecalentamiento que comprende una primera computadora de monitorización de sangrado, BMC1, configurada para identificar fugas en un sistema neumático de la aeronave, incluyendo el BMC1 un primer controlador óptico, una segunda computadora de monitorización de sangrado, BMC2, configurada para detectar fugas en el sistema neumático, incluyendo el BMC2 un segundo controlador óptico y un enlace de fibra óptica que conecta el primer controlador óptico del BMC1 y el segundo controlador óptico del b MC2 para la comunicación entre el BMC1 y el BCM2 y entre el primer controlador óptico y el segundo controlador óptico, comprendiendo el procedimiento:
los controladores ópticos primero y/o segundo detectan sobrecalentamiento del enlace de fibra óptica basándose en un cambio de longitud de onda de una señal óptica modulada transmitida a través de dicho enlace de fibra óptica,
tras la comunicación entre los controladores ópticos primero y segundo a través del enlace de fibra óptica, los controladores ópticos primero y segundo transmiten señales que comprenden al menos una alerta de sobrecalentamiento al BMC1 y al BMC2 basándose en el sobrecalentamiento detectado; y
tras la comunicación entre el BMC1 y el BMC2 a través del enlace de fibra óptica, el BMC1 y el BMC2 identifican una fuga basada en la alerta de sobrecalentamiento.
8. El procedimiento de acuerdo con la reivindicación 7, que comprende además:
tras la comunicación entre el BMC1 y el BMC2 a través del enlace de fibra óptica, el BMC1 y el BMC2 informan a la cabina de la aeronave sobre la fuga.
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