ES2898838T3 - Procedimiento de control para el control de un ángulo de guiñada y un ángulo de balanceo de una aeronave que despega verticalmente - Google Patents
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Abstract
Procedimiento de control para controlar un ángulo de guiñada γz y un ángulo de balanceo γx de una aeronave (1) que despega verticalmente con al menos dos grupos propulsores (3) dispuestos distanciados del fuselaje del avión en zonas laterales de la aeronave (1) opuestas, de modo que cada grupo propulsor (3) tiene al menos una primera unidad propulsora (4, 5), en el que la primera unidad propulsora (4, 5) está dispuesta distanciada del fuselaje y puede bascular un ángulo de basculación α en una posición de vuelo horizontal y una posición de vuelo vertical, de modo que una potencia generada, respectivamente, por las unidades propulsoras (4, 5, 6, 7) es ajustada para conseguir un ángulo de guiñada objetivo wγz predeterminado y un ángulo de balanceo objetivo wγx predeterminado, caracterizado por que en una etapa de determinación son determinados un primer parámetro de control de guiñada g1 y un segundo parámetro de control de guiñada g2, así como un primer parámetro de control de balanceo r1 y un segundo parámetro de control de balanceo r2, siendo el primer parámetro de control de guiñada g1 y el primer parámetro de control de balanceo r1 parámetros de control vertical para conseguir el ángulo de guiñada objetivo wγz y el ángulo de balanceo objetivo wγx en la posición de vuelo vertical, siendo el segundo parámetro de control de guiñada g2 y el segundo parámetro de control de balanceo r2 parámetros de control horizontal para conseguir el ángulo de guiñada objetivo wγz y el ángulo de balanceo objetivo wγx en la posición de vuelo horizontal, en el que en una etapa de superposición posterior es determinado un parámetro de control para cada unidad propulsora (4, 5, 6, 7) a partir de los parámetros de control vertical y los parámetros de control horizontal en función del ángulo de basculación α mediante una regla de superposición, y en el que luego es especificada una potencia de las unidades propulsoras (4, 5, 6, 7) teniendo en cuenta los parámetros de control.
Description
DESCRIPCIÓN
Procedimiento de control para el control de un ángulo de guiñada y un ángulo de balanceo de una aeronave que despega verticalmente
La invención se refiere a un procedimiento de control para controlar un ángulo de guiñada y un ángulo de balanceo de una aeronave que despega verticalmente con al menos dos grupos propulsores dispuestos distanciados del fuselaje de la aeronave en zonas laterales de la aeronave opuestas entre sí, teniendo cada grupo propulsor al menos una primera unidad propulsora, en el que la primera unidad propulsora está dispuesta distanciada del fuselaje, de forma que puede bascular un ángulo de basculación a en una posición de vuelo horizontal y una posición de vuelo vertical.
Las aeronaves que despegan verticalmente se utilizan, entre otras cosas, como drones y en el ámbito militar. Estas aeronaves suelen tener dos alas dispuestas en lados opuestos de un fuselaje, de modo que en las alas están dispuestas, respectivamente, dos unidades propulsoras montadas de forma basculante en elementos de soporte adaptados al fin de uso respectivo y unidos rígidamente a las alas, como por ejemplo góndolas. También son conocidas aeronaves en las que no está realizado un fuselaje separado y el ala está formada por dos mitades de ala realizadas simétricamente a lo largo del eje longitudinal, de modo que en cada una de las mitades de ala están montadas de forma basculante dos unidades propulsoras en elementos de soporte adaptados al propósito respectivo y unidos rígidamente a las mitades de ala.
Además, en el estado de la técnica son conocidas aeronaves que despegan verticalmente, en las que las unidades de propulsión están montadas de forma basculante directamente en las alas, por ejemplo en una estructura de soporte que se extiende dentro del ala. Una aeronave de este tipo que despega verticalmente está descrita en el documento WO 2014/016226 A1. En esta aeronave que despega verticalmente está previsto que en la posición de vuelo horizontal la primera unidad de propulsión esté dispuesta en el ala por encima de una superficie del ala y la segunda unidad de propulsión esté dispuesta por debajo de la superficie del ala, y que en la posición de vuelo vertical la primera unidad propulsora y la segunda unidad propulsora estén dispuestas en un plano aproximadamente horizontal. De esta manera se consigue un efecto de suelo uniforme de la primera y segunda unidades de propulsión en la fase de vuelo vertical cerca del suelo, de modo que se consigue un comportamiento de vuelo más suave, en particular en la fase de despegue y aterrizaje. En la posición de vuelo horizontal, la primera unidad propulsora y la segunda unidad propulsora no fluyen una contra otra, por lo que no se producen pérdidas de eficiencia.
En el documento US 2012/261523 A1 se da a conocer una aeronave que despega verticalmente y un procedimiento para operar una aeronave que despega verticalmente con una pluralidad de accionamientos de hélice. Los accionamientos de hélice están dispuestos en soportes, de modo que los soportes están unidos de forma giratoria a las alas de la aeronave. Los accionamientos de hélice pueden ser llevados desde una posición de vuelo vertical a una posición de vuelo horizontal por giro de los soportes. En la posición de vuelo vertical los accionamientos de hélice generan el empuje necesario para que la aeronave ascienda. En la posición de vuelo horizontal los accionamientos de hélice generan el empuje necesario para el funcionamiento de vuelo. Durante el funcionamiento de vuelo en la posición de vuelo horizontal las alas de la aeronave generan la fuerza ascensional.
En el documento WO 2017/077144 A1 se da a conocer una aeronave con capacidad de despegue vertical y aterrizaje vertical y con la capacidad de generar fuerza ascensional, tanto mediante rotores como mediante alas fijas. En ella dos rotores delanteros y dos rotores traseros están unidos a una pieza central de un ala fija mediante un elemento de soporte y de forma basculante en torno a un eje de unión. De esta forma la inclinación de cada rotor puede ser modificada desde una posición de empuje longitudinal, en la que los rotores accionan la aeronave en una posición de horizontal, a una posición de ascenso, en la que los rotores proporcionan ascenso vertical.
En el documento DE 102014000509 A1 se da a conocer una aeronave con superficies de soporte que está equipada con al menos una primera unidad propulsora orientada en la dirección de empuje horizontal. Mediante la primera unidad propulsora equipada con un motor de combustión puede ser realizado un vuelo horizontal en una posición de vuelo horizontal de la aeronave. Mediante otras unidades de empuje que pueden ser accionadas eléctricamente puede ser realizado un despegue vertical de la aeronave en caso de reposo de la primera unidad propulsora. Las otras unidades de empuje accionables eléctricamente están en reposo en el caso del vuelo horizontal.
Para controlar el ángulo de guiñada y el ángulo de balanceo son conocidos procedimientos de control, en particular para multicópteros, en los que la guiñada y el balanceo deseados se consiguen mediante un control adecuado de las unidades propulsoras no basculantes en multicópteros. En este caso la potencia proporcionada por las respectivas unidades propulsoras es especificada individualmente para cada accionamiento con el fin de generar la guiñada y el balanceo a través de las diferencias de ascenso y las diferencias de momento de giro generadas de esta manera.
Mediante el ángulo de balanceo, cabeceo y guiñada se describe generalmente una orientación de la aeronave en el espacio tridimensional. Los distintos ángulos describen ángulos de giro de la aeronave partiendo de una posición cero que puede corresponder por ejemplo a la orientación de la aeronave parada en el suelo, alrededor de un eje longitudinal, perpendicular y vertical de la aeronave.
El objeto de la invención es proporcionar un procedimiento de control correspondiente para controlar el ángulo de guiñada y el ángulo de balanceo mediante un control adecuado de las unidades de propulsión para aeronaves que despegan verticalmente, con el cual el control es posible tanto en el vuelo vertical como en el vuelo horizontal y la transición de uno a otro.
Este objeto se consigue según la invención mediante un procedimiento de control para controlar un ángulo de guiñada y un ángulo de balanceo de una aeronave que despega verticalmente del tipo descrito al principio,
• en el que es ajustada una potencia generada en cada caso por las unidades propulsoras para conseguir un ángulo de guiñada objetivo predeterminado y un ángulo de balanceo objetivo predeterminado,
• en el que en una etapa de determinación son determinados: un primer parámetro de control de guiñada g1 y un segundo parámetro de control de guiñada g2, así como un primer parámetro de control de balanceo r1 y un segundo parámetro de control de balanceo r2, siendo el primer parámetro de control de guiñada y el primer parámetro de control de balanceo parámetros de control vertical para conseguir el ángulo de guiñada objetivo y el ángulo de balanceo objetivo en la posición de vuelo vertical, siendo el segundo parámetro de control de guiñada y el segundo parámetro de control de balanceo parámetros de control horizontal para conseguir el ángulo de guiñada objetivo y el ángulo de balanceo objetivo en la posición de vuelo horizontal,
• en el que en una etapa de superposición posterior a partir de los parámetros de control vertical y los parámetros de control horizontal es determinado un parámetro de control para cada unidad propulsora en función del ángulo de basculación a través de una regla de superposición,
• y en el que después se especifica una potencia de las unidades propulsoras teniendo en cuenta los parámetros de control.
En todas las posiciones de basculación de las unidades propulsoras se requieren parámetros de control diferentes para lograr el comportamiento de guiñada y balanceo deseados. Debido al cálculo continuo de los parámetros de control horizontal y los parámetros de control vertical según la invención, así como a la superposición de los parámetros determinados para el vuelo horizontal y el vuelo vertical, el procedimiento de control se puede implementar de manera particularmente fácil, ya que el procedimiento de control solo necesita estar diseñado para los dos extremos de posición de vuelo horizontal y posición de vuelo vertical. Para determinar los parámetros de control horizontal y los parámetros de control vertical se pueden utilizar procedimientos de control y regulación conocidos del estado de la técnica. Según la invención en cuanto a los parámetros de control se pueden tratar por ejemplo de valores de diferencia de potencia, que describen la desviación de la potencia total requerida por las unidades propulsoras para conseguir el ángulo de guiñada y balanceo objetivos, que corresponde por ejemplo al requerimiento de potencia solicitado por un piloto. Los parámetros de control son determinados ventajosamente a partir de los parámetros de control de balanceo y los parámetros de control de guiñada que representan valores absolutos de los valores de diferencia de potencia requeridos en el vuelo horizontal y en el vuelo vertical.
De acuerdo con la invención está previsto ventajosamente que cada grupo propulsor presente una primera y una segunda unidad propulsora, de modo que la primera unidad propulsora y la segunda unidad propulsora estén dispuestas, respectivamente, distanciadas del fuselaje de forma que pueden bascular un ángulo de basculación a en una posición de vuelo horizontal y una posición de vuelo vertical. Ventajosamente está previsto según la invención que las primeras unidades de propulsión y/o las segundas unidades de propulsión estén dispuestas en alas de la aeronave opuestas entre sí. Sin embargo, también es posible por ejemplo, y está previsto según la invención, que las unidades propulsoras estén dispuestas distanciadas del fuselaje en bastidores de soporte adecuados en el fuselaje. De acuerdo con la invención, las unidades propulsoras pueden ventajosamente presentar rotores.
En una simplificación del procedimiento descrito está previsto favorablemente que el segundo parámetro de control de guiñada sea determinado basándose en el primer parámetro de control de guiñada por multiplicación por un factor de guiñada y/o que el segundo parámetro de control de balanceo sea determinado basándose en el primer parámetro de control de balanceo por multiplicación por un factor de balanceo. También es posible y está previsto según la invención que los respectivos primeros parámetros de control sean determinados por multiplicación de los respectivos segundos parámetros de control por el factor correspondiente.
Ventajosamente está previsto según la invención que en la etapa de determinación sean determinados un ángulo de guiñada real y un ángulo de balanceo real y que los parámetros de control sean determinados, respectivamente, partiendo del ángulo de guiñada objetivo y del ángulo de balanceo objetivo, así como el ángulo de guiñada real y el ángulo de balanceo real con la ayuda de un algoritmo de regulación. El ángulo de guiñada real y el ángulo de balanceo real pueden detectarse ventajosamente con la ayuda de sensores adecuados y ser transferidos a un microcontrolador o controlador de vuelo que ejecute el algoritmo de regulación y/o el procedimiento de control.
Según la invención está previsto ventajosamente que el primer parámetro de control de guiñada sea determinado basándose en el ángulo de guiñada objetivo y el ángulo de guiñada real con un primer algoritmo de regulación de guiñada y/o que el segundo parámetro de control de giñada sea determinado basándose en el ángulo de guiñada objetivo y el ángulo de guiñada real con un segundo algoritmo de regulación de guiñada y/o que el primer parámetro
de control de balanceo sea determinado basándose en el ángulo de balanceo objetivo y el ángulo de balanceo real con un primer algoritmo de regulación de balanceo y/o que el segundo parámetro de regulación de balanceo sea determinado basándose en el ángulo de balanceo objetivo y el ángulo de balanceo real con un segundo algoritmo de regulación de balanceo. Mediante el uso de varios algoritmos de regulación independientes para la determinación de los parámetros de control, el diseño de los algoritmos de regulación individuales se puede simplificar considerablemente, ya que únicamente deben ser considerados sistemas SISO. Los acoplamientos entre las variables de salida pueden tenerse en cuenta después eventualmente por la superposición ventajosamente no lineal de los diferentes parámetros de control.
En una realización particularmente ventajosa del procedimiento según la invención está previsto que en cuanto al primer algoritmo de regulación de guiñada y/o el segundo algoritmo de regulación de guiñada y/o el primer algoritmo de regulación de balanceo y/o el segundo algoritmo de regulación de balanceo se trate de un regulador lineal con fracción P o PD. El uso de reguladores lineales con fracción P o PD es particularmente fácil. Ventajosamente, los algoritmos de regulación también pueden tener una fracción I.
Ventajosamente el primer parámetro de control de guiñada g1 es determinado con un regulador PD partiendo del ángulo de guiñada real yTz, determinado ventajosamente con sensores adecuados, así como la velocidad de guiñada real yTz detectada ventajosamente de igual modo por sensores y partiendo del ángulo de guiñada objetivo wTz predeterminado de acuerdo con la siguiente regla:
El factor Pgi representa la fracción P del regulador PD y el factor Dgi la fracción D del regulador PD para la determinación del primer parámetro de control de guiñada gi. De forma análoga, el primer parámetro de control de balanceo ri , el segundo parámetro de control de guiñada g2 y el segundo parámetro de control de balanceo r2 son determinados de acuerdo con las siguientes reglas, siendo utilizados adicionalmente el ángulo de balanceo real ygx detectado ventajosamente con sensores adecuados, la velocidad de balanceo real ygx , que igualmente se detecta de forma ventajosa con sensores, y el ángulo de balanceo objetivo wgx predeterminado:
h = (Pri -(wrx- yr,) - y r,)-Dri
92 = (Pg2 -{wrz- yYz) - y r¡)-Dg2
r 2 = (Pr, ■ (wrx - y „ ) - v„ ) • t)r
Según la invención está previsto ventajosamente que la fracción P, Pgi, y la fracción D, Dgi, para la determinación del primer parámetro de control de guiñada gi corresponda a la fracción P, Pr2, y a la fracción D, Dr2, del regulador PD para la determinación del segundo parámetro de regulación de balanceo r2 y que la fracción P, Pri, y la fracción D, Dri, para la determinación del primer parámetro de regulación de balanceo ri corresponda a la fracción P, Pg2, y a la fracción D, Dg2, del regulador PD para la determinación del segundo parámetro de control de guiñada g2.
Para la determinación del ángulo de balanceo objetivo ygx, la velocidad de balanceo real ygx , el ángulo de guiñada real yTz y la velocidad de guiñada real yTx, la aeronave tiene ventajosamente un giróscopo, un sensor de aceleración, así como una brújula, determinándose los ángulos y velocidades requeridos basándose en los procedimientos conocidos del estado de la técnica, tal como por ejemplo un filtro de Kalman, a partir de las variables medidas detectadas con estos sensores.
Según la invención también está previsto que los parámetros de control horizontal y los parámetros de control vertical sean determinados continuamente usando en cada caso un algoritmo de regulación o un algoritmo común. En cuanto al algoritmo de regulación utilizado en cada caso puede tratarse de un regulador lineal o no lineal.
Está previsto ventajosamente que en la etapa de superposición los parámetros de control vertical y los parámetros de control horizontal sean multiplicados, respectivamente, por una función de evaluación específica de la unidad propulsora y dependiente del ángulo de basculación y que los parámetros de control para cada unidad propulsora sean determinados por una combinación lineal de los parámetros de control vertical multiplicados por la función de evaluación específica de la unidad propulsora y dependiente del ángulo de basculación y los parámetros de control horizontal multiplicados por la función de evaluación específica de la unidad propulsora y dependiente del ángulo de basculación. Ventajosamente, la función de evaluación es una función no lineal con respecto al ángulo de basculación. Por la evaluación no lineal y combinación lineal posterior pueden ser tenidos en cuenta también acoplamientos no considerados entre los tramos de regulación, en particular en caso de uso de varios reguladores independientes para la determinación de los primeros y segundos parámetros de control de guiñada y balanceo.
De acuerdo con la invención se prevé ventajosamente que la función de evaluación de los parámetros de control vertical sea el coseno del ángulo de basculación y que la función de evaluación de los parámetros de control horizontal sea el seno del ángulo de basculación. Se ha demostrado que mediante la superposición utilizando funciones de seno
y coseno se puede lograr un comportamiento de vuelo particularmente estable, en particular durante la transición de la posición del vuelo vertical al horizontal y viceversa.
En una realización particularmente ventajosa del procedimiento según la invención está previsto que un ángulo de guiñada y un ángulo de cabeceo sean definidos, respectivamente, en el sentido de giro a la derecha alrededor de un eje vertical o un eje longitudinal de la aeronave, de modo que en la etapa de superposición el parámetro de control AP1 de una primera unidad propulsora dispuesta a la izquierda del eje longitudinal en la vista en planta desde arriba de la aeronave se calcula de acuerdo con el siguiente esquema:
APt = cos(a) • rí cos(a) • g t — sen {a) • r2 sen (a) • g2 (1)
donde en la etapa de superposición el parámetro de control AP2 de una primera unidad propulsora dispuesta a la derecha del eje longitudinal en la vista en planta desde arriba de la aeronave se calcula según el siguiente esquema:
AP2 = — cos(a) • r± — cos(a) • g t sen (a) • r2 — sen (a) • g2 (2)
donde en la etapa de superposición el parámetro de control AP3 de una segunda unidad propulsora dispuesta a la izquierda del eje longitudinal en la vista en planta desde arriba de la aeronave se calcula de acuerdo con el siguiente esquema:
AP3 = cos(a) • r± — cos(a) • g t sen (a) • r2 sen (a) • g2 (3)
donde en la etapa de superposición el parámetro de control AP4 de una segunda unidad propulsora dispuesta a la derecha del eje longitudinal en la vista en planta desde arriba de la aeronave se calcula de acuerdo con el siguiente esquema:
AP4 = —cos(a) • r± cos(a) • g± — sen (a) • r2 — sen (a) • g2 (4)
Si las unidades propulsoras tienen rotores, ventajosamente se tiene en cuenta una dirección de giro del rotor en la determinación de los parámetros de control.
Para determinar valores de control de potencia con los que se controlan posteriormente las unidades propulsoras individuales partiendo de los parámetros de control así determinados, que representan ventajosamente valores de diferencia de potencia, está previsto según la invención que los valores de control de potencia u1 ,u2 ,u3, u4 de las unidades propulsoras con los que se controlan las unidades propulsoras sean calculados para generar la potencia deseada de las unidades propulsoras individuales teniendo en cuenta una variable de requisito de potencia F y un parámetro de cabeceo n de la siguiente manera:
ut = F - n APv (5)
it2 = F - n AP2, (6)
u3 = F n AP3, (7)
it4 = F n AP4. (8)
Según la invención, en cuanto a la variable de requisito de potencia puede tratarse por ejemplo de la potencia total que es requerida por un piloto. El parámetro de cabeceo describe ventajosamente un valor de diferencia de potencia que se requiere para conseguir un ángulo de cabeceo objetivo predeterminado.
Según la invención está previsto ventajosamente que en la posición de vuelo horizontal las primeras unidades propulsoras estén dispuestas en la dirección del eje vertical distanciadas de las segundas unidades propulsoras y que en la posición de vuelo vertical las primeras unidades propulsoras estén dispuestas en la dirección del eje longitudinal distanciadas de las segundas unidades propulsoras. Está previsto ventajosamente según la invención que en la posición de vuelo horizontal las primeras unidades propulsoras estén dispuestas en el ala por encima de una superficie superior del ala y las segundas unidades propulsoras estén dispuestas por debajo de una superficie inferior del ala, y que en la posición de vuelo vertical las primeras unidades de propulsión y las segundas unidades de propulsión estén dispuestas delante y detrás del ala en la dirección de vuelo horizontal.
Otros perfeccionamientos ventajosos del procedimiento según la invención se explican con más detalle utilizando un ejemplo de realización representado en el dibujo.
En la figura 1 está representada esquemáticamente una aeronave 1 que despega verticalmente. La aeronave 1 tiene dos grupos propulsores 3 dispuestos en alas 2 de la aeronave 1 opuestas entre sí, de modo que cada grupo propulsor 3 presenta una primera unidad propulsora 4, 5 y una segunda unidad propulsora 6 , 7. La primera unidad propulsora 4, 5 y la segunda unidad propulsora 6 , 7 están dispuestas, respectivamente, en el ala 2 de forma que pueden bascular
un ángulo de basculación a en una posición de vuelo horizontal y una posición de vuelo vertical. En la representación se encuentran las unidades propulsoras 4, 5, 6, 7 en posición de vuelo horizontal. Las primeras unidades propulsoras 4, 5 están dispuestas en las alas 2 por encima de una superficie superior del ala 8 y las segundas unidades propulsoras 6, 7 por debajo de una superficie de ala inferior 9. Cuando las unidades propulsoras 4, 5, 6, 7 son basculadas a la posición de vuelo vertical, las primeras unidades propulsoras 4, 5 y las segundas unidades propulsoras 6, 7 están dispuestas delante y detrás de las alas 2 en la dirección de vuelo horizontal. Un ángulo de guiñada gz, un ángulo de balanceo gx y un ángulo de cabeceo gy son definidos, respectivamente, en el sentido de giro a la derecha alrededor de un eje vertical, un eje longitudinal y un eje transversal de la aeronave 1.
Las unidades propulsoras 4, 5, 6, 7 presentan, respectivamente, rotores. Los rotores de la primera unidad propulsora 4 y de la segunda unidad propulsora 7 giran a la izquierda y los rotores de la primera unidad propulsora 5 y de la segunda unidad propulsora 6 giran a la derecha.
Para controlar el ángulo de guiñada gz y el ángulo de balanceo gx en una etapa de determinación de un procedimiento de control según la invención son determinados en primer lugar primer y segundo parámetros de control de guiñada y balanceo g1 ,g2 ,n ,r2 partiendo de un ángulo de guiñada objetivo wgz predeterminado y un ángulo de balanceo objetivo wgx predeterminado con la ayuda de controladores lineales PD1, PD2, PD3, y PD4. Luego, a partir de los parámetros de control de balanceo g1 ,g2 ,n ,r2 en una etapa de superposición son determinados parámetros de control u1, u2, u3, u4 para cada unidad propulsora 4, 5, 6, 7. En la figura está representada a modo de ejemplo la determinación del parámetro de control u para la primera unidad propulsora 4. La determinación se realiza utilizando las fórmulas 1 a 8 descritas anteriormente.
Claims (10)
1. Procedimiento de control para controlar un ángulo de guiñada gz y un ángulo de balanceo gx de una aeronave (1) que despega verticalmente con al menos dos grupos propulsores (3) dispuestos distanciados del fuselaje del avión en zonas laterales de la aeronave (1) opuestas, de modo que cada grupo propulsor (3) tiene al menos una primera unidad propulsora (4, 5), en el que la primera unidad propulsora (4, 5) está dispuesta distanciada del fuselaje y puede bascular un ángulo de basculación a en una posición de vuelo horizontal y una posición de vuelo vertical, de modo que una potencia generada, respectivamente, por las unidades propulsoras (4, 5, 6, 7) es ajustada para conseguir un ángulo de guiñada objetivo wgz predeterminado y un ángulo de balanceo objetivo wgx predeterminado, caracterizado por que en una etapa de determinación son determinados un primer parámetro de control de guiñada g1 y un segundo parámetro de control de guiñada g2, así como un primer parámetro de control de balanceo n y un segundo parámetro de control de balanceo r2, siendo el primer parámetro de control de guiñada g1 y el primer parámetro de control de balanceo r1 parámetros de control vertical para conseguir el ángulo de guiñada objetivo wgz y el ángulo de balanceo objetivo wgx en la posición de vuelo vertical, siendo el segundo parámetro de control de guiñada g2 y el segundo parámetro de control de balanceo r2 parámetros de control horizontal para conseguir el ángulo de guiñada objetivo wgz y el ángulo de balanceo objetivo wgx en la posición de vuelo horizontal, en el que en una etapa de superposición posterior es determinado un parámetro de control para cada unidad propulsora (4, 5, 6, 7) a partir de los parámetros de control vertical y los parámetros de control horizontal en función del ángulo de basculación a mediante una regla de superposición, y en el que luego es especificada una potencia de las unidades propulsoras (4, 5, 6, 7) teniendo en cuenta los parámetros de control.
2. Procedimiento de control según la reivindicación 1, caracterizado por que cada grupo propulsor (3) tiene una primera unidad propulsora (4, 5) y una segunda unidad propulsora (6, 7), en el que la primera unidad propulsora (4, 5) y la segunda unidad propulsora (6, 7) están dispuestas, respectivamente, distanciadas del fuselaje de modo que pueden bascular un ángulo de basculación a en una posición de vuelo horizontal y una posición de vuelo vertical.
3. Procedimiento de control según la reivindicación 1 o la reivindicación 2, caracterizado por que el segundo parámetro de control de guiñada g2 es determinado basándose en el primer parámetro de control de guiñada g1 por multiplicación por un factor de guiñada y/o por que el segundo parámetro de control de balanceo r2 es determinado basándose en el primer parámetro de control de balanceo r1 por multiplicación por un factor de balanceo.
4. Procedimiento de control según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que en la etapa de determinación son determinados un ángulo de guiñada real ygz , así como un ángulo de balanceo real ygx, y por que los parámetros de control son determinados, respectivamente, partiendo del ángulo de guiñada objetivo wgz y el ángulo de balanceo objetivo wgx , así como el ángulo de guiñada real ygz y el ángulo de balanceo real ygx con la ayuda de un algoritmo de regulación.
5. Procedimiento de control según la reivindicación 4, caracterizado por que el primer parámetro de control de guiñada g1 es determinado basándose en el ángulo de guiñada objetivo wgz y el ángulo de guiñada real ygz con un primer algoritmo de regulación de guiñada (PD2) y/o por que el segundo parámetro de control de guiñada g2 es determinado basándose en el ángulo de guiñada objetivo wgz y el ángulo de guiñada real ygz con un segundo algoritmo de regulación de guiñada (PD4) y/o por que el primer parámetro de regulación de balanceo r1 es determinado basándose en el ángulo de balanceo objetivo wgx y el ángulo de balanceo real ygx con un primer algoritmo de regulación de balanceo (PD1) y/o por que el segundo parámetro de control de balanceo r2 es determinado basándose en el ángulo de balanceo objetivo wgz y el ángulo de balanceo real ygx con un segundo algoritmo de regulación de balanceo (PD3).
6. Procedimiento de control según la reivindicación 5, caracterizado por que en cuanto al primer algoritmo de regulación de guiñada (PD2) y/o el segundo algoritmo de regulación de guiñada (PD4) y/o el primer algoritmo de regulación de balanceo (PD1) y/o el segundo algoritmo de regulación de balanceo (PD3) se trata de un regulador lineal con fracción P o PD.
7. Procedimiento de control según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que en la etapa de superposición los parámetros de control vertical y los parámetros de control horizontal son multiplicados, respectivamente, por una función de evaluación específica de la unidad propulsora y dependiente del ángulo de basculación y los parámetros de control para cada unidad propulsora (4, 5, 6, 7) son determinados por una combinación lineal de los parámetros de control vertical multiplicados por la función de evaluación específica de la unidad propulsora y dependiente del ángulo de basculación y los parámetros de control horizontal multiplicados por la función de evaluación específica de la unidad propulsora y dependiente del ángulo de basculación.
8. Procedimiento de control según la reivindicación 7, caracterizado por que la función de evaluación de los parámetros de control vertical es el coseno del ángulo de basculación a y por que la función de evaluación de los parámetros de control horizontal es el seno del ángulo de basculación a.
9. Procedimiento de control según la reivindicación 8, caracterizado por que un ángulo de guiñada gz y un ángulo de balanceo gx están definidos, respectivamente, por giro a la derecha alrededor de un eje vertical o un eje longitudinal de la aeronave (1), en el que en la etapa de superposición el parámetro de control AP1 de una primera unidad
propulsora (4) dispuesta a la izquierda del eje longitudinal en la vista en planta desde arriba se calcula de acuerdo con el siguiente esquema:
APi = cos(a) • rt cos(a) • g1 — sen (a) • r2 sen (a) • g2,
donde en la etapa de superposición el parámetro de control AP2 de una primera unidad propulsora (5) dispuesta a la derecha del eje longitudinal en la vista en planta desde arriba de la aeronave se calcula según el siguiente esquema:
AP2 = — cos(a) • r1 — cos(a) • g1 sen (a) • r2 — sen (a) • g2,
donde en la etapa de superposición el parámetro de control AP3 de una segunda unidad propulsora (6) dispuesta a la izquierda del eje longitudinal en la vista en planta desde arriba de la aeronave se calcula de acuerdo con el siguiente esquema:
AP3 = cos(a) • rt — cos(a) • g1 sen (a) • r2 sen (a) • g2,
donde en la etapa de superposición el parámetro de control AP4 de una segunda unidad propulsora (7) dispuesta a la derecha del eje longitudinal en la vista en planta desde arriba de la aeronave se calcula de acuerdo con el siguiente esquema:
AP4 = —cos(a) • rt cos(a) • g1 — sen (a) • r2 — sen (a) • g2.
10. Procedimiento de control según la reivindicación 9, caracterizado por que los valores de control de potencia u1, u2, u3, u4 de las unidades propulsoras (4, 5, 6, 7) con los que son controladas las unidades propulsoras (4, 5, 6, 7) para generar la potencia deseada de las unidades propulsoras individuales (4, 5, 6, 7) se calculan de la siguiente manera, teniendo en cuenta una variable de requisito de potencia F y un parámetro de cabeceo n:
ux - F - n APv
u2 = F — n AP2,
i¿3 = F n AP3>
u4 = F n + AP4.
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