ES2908613T3 - Sistema y procedimiento para el control del estado de una aeronave no tripulada - Google Patents
Sistema y procedimiento para el control del estado de una aeronave no tripuladaInfo
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Abstract
Sistema (2) para el control del estado de una aeronave no tripulada, que presenta: - una primera unidad de comunicación (15), - una segunda unidad de comunicación (17), que es integrable en la aeronave (4), - una unidad de transmisión de estado (10) integrable en la aeronave (4) para la transmisión de datos de estado de la aeronave (4), - una unidad de cálculo (6) asignada a la aeronave (4) para la validación del estado de la aeronave (4) y - una unidad de dirección y control (8) conectada a la unidad de procesamiento (6) con medios de entrada, estando configurada la unidad de cálculo (6) para - ejecutar un modelo de simulación de la aeronave (4) en cuestión, basándose el modelo de simulación en una integración numérica de un sistema de ecuaciones con un vector de estado de simulación, - seguir reiteradamente el vector de estado de simulación de al menos un subconjunto de datos de estado de vuelo medidos previamente mediante adaptación gradual de al menos un miembro funcional (46, 48, 50, 54, 59, 62) del modelo de simulación por al menos un término de corrección de errores del modelo, determinándose el término de corrección de errores del modelo a partir de una diferencia determinada entre una variable de estado medida y una variable de estado simulada, y - controlar el curso del al menos un término de corrección de errores del modelo y enviar una señal de advertencia a la unidad de dirección y control (8) en el caso de rebasamiento único o reiterado de límites de intervalo predeterminados por el término de corrección de errores del modelo, estando configurada la unidad de dirección y control (8) para enviar una indicación de advertencia directamente a un usuario (30) con la recepción de una señal de advertencia, mostrar continuamente los datos de estado de vuelo de la aeronave (4) transmitidos por la unidad de transmisión de estado y cambiar un modo de dirección de la aeronave (4) a una dirección directa por parte del usuario (30) mediante envío de un correspondiente comando de conmutación a la aeronave (4).
Description
DESCRIPCIÓN
Sistema y procedimiento para el control del estado de una aeronave no tripulada
Campo técnico
La invención se refiere a un sistema y un procedimiento para el control del estado de una aeronave no tripulada.
Antecedentes de la invención
Las autoridades de certificación de aeronaves, como por ejemplo EASA, exigen en un proyecto de normativa para la certificación civil de aeronaves no tripuladas que cada aeronave debe ser controlada por un piloto responsable. Esto es independiente de que esta se encuentre en la cabina del avión o en tierra en una estación de control en tierra. Un piloto que controla la aeronave a través de una estación de control en tierra puede enviar comandos de dirección a la aeronave a través de un enlace de datos correspondiente y al mismo tiempo controlar la aeronave.
El documento WO 2017/100245 A1 da a conocer una arquitectura informática y un software que está configurado para modificar una operación de entrada de datos en un sistema de control de instalación basado en un modelo predictivo. El sistema de control de instalación puede ejecutar un modelo predictivo que emite un indicador de la probabilidad de que ocurra al menos un evento de un grupo de eventos en una determinada instalación dentro de un determinado período de tiempo en el futuro. Según la emisión de este modelo predictivo, el sistema de control de instalación puede cambiar uno o más parámetros operativos para la grabación de datos de la instalación dada, como por ejemplo una ubicación de almacenamiento para los datos grabados, un conjunto de variables de datos de la instalación, que se graban, y/o una tasa con la que se graban los datos de la instalación.
El documento US 2016/370800 A1 muestra procedimientos, sistemas y dispositivos para el control de una aeronave no tripulada. Un servidor puede recibir de una aeronave no tripulada una indicación de que se requiere una transición de vuelo autónomo a vuelo pilotado mientras la aeronave no tripulada se encuentra en el vuelo autónomo. El servidor puede seleccionar una estación piloto para realizar un vuelo pilotado del UAV. La selección de una estación piloto para el vuelo pilotado del UAV puede basarse en un criterio del piloto asociado a la estación piloto. Una UAV puede detectar un estado que requiere una transición de vuelo autónomo a vuelo pilotado y establecer un criterio del piloto para vuelo pilotado basado en el estado detectado. La UAV puede enviar una solicitud para un piloto que incluya el criterio del piloto e informaciones sobre el estado.
Sumario de la invención
El control y la dirección de un gran número de aeronaves no tripuladas es posible con los medios del estado de la técnica, teniendo en cuenta las citadas normativas, sólo con la ayuda de un mismo número de estaciones de control en tierra. Esto puede llevar a un número significativo de pilotos, que controlan y dirigen respectivamente una sola aeronave.
Por tanto, una tarea de la invención consiste en proponer un sistema que permita el control y la dirección de un gran número de aeronaves no tripuladas con una fiabilidad y seguridad prescritas, sin necesidad del mismo número de pilotos.
La tarea se soluciona mediante un sistema con las características de la reivindicación independiente 1. Se pueden extraer formas de realización y perfeccionamientos ventajosos de las reivindicaciones subordinadas y en la siguiente descripción.
Se propone un sistema para el control del estado de una aeronave no tripulada, presentando el sistema una primera unidad de comunicación, una segunda unidad de comunicación, que es integrable en la aeronave, una unidad de transmisión de estado integrable en la aeronave para la transmisión de datos de estado de la aeronave, una unidad de procesamiento asignada a la aeronave para el control del estado de la aeronave y una unidad externa de dirección y control conectada a la unidad de procesamiento con medios de entrada, estando configurada la unidad de procesamiento para ejecutar un modelo de simulación de la respectiva aeronave, basándose el modelo de simulación en una integración numérica de un sistema de ecuaciones con un vector de estado de simulación, recibir datos de estado de vuelo de la unidad de transmisión de estado, seguir reiteradamente el vector de estado de simulación de al menos un subconjunto de datos de estado de vuelo medidos previamente mediante la adaptación gradual de al menos un miembro funcional del modelo de simulación mediante al menos un término de corrección de errores del modelo, determinándose el término de corrección de errores del modelo a partir de una diferencia determinada entre una variable de estado medida y una variable de estado simulada, y controlar el curso de al menos un término de corrección de errores del modelo y emitir una señal de advertencia en la unidad de dirección y control en el caso de rebasamiento único o reiterado de límites de intervalo preestablecidos por el término de corrección de errores del modelo, estando configurada la unidad de dirección y control para emitir inmediatamente una indicación de advertencia a un usuario con la recepción de una señal de advertencia, mostrar los datos de estado de vuelo de la aeronave transmitidos continuamente por la unidad de transmisión de estado, y modificar un modo de dirección de la aeronave para una dirección directa por parte del usuario mediante envío de un correspondiente comando de conmutación en la aeronave.
A este respecto, el sistema según la invención permite también controlar varias aeronaves no tripuladas por una única unidad de dirección y control operada por un único piloto. No obstante, existe una posibilidad de dirección y control independiente, individual y directo por parte de un usuario para cada aeronave. La relación numérica de aeronaves respecto a pilotos podría definirse utilizando el peor de los casos a suponer de tasas reales de errores del sistema y tasas de falsas alarmas. Puede ser recomendable controlar un grupo de hasta 5, 10, 20 o 50 aeronaves por un sistema según la invención, estando presente únicamente una única unidad de dirección y control.
Mediante el sistema según la invención, una unidad de dirección y control puede dirigirse, o bien enfocarse a la aeronave en cuestión inmediatamente con la detección de una irregularidad que conduce a un esfuerzo repentinamente elevado para el seguimiento del modelo de simulación. El sistema se basa esencialmente en tres componentes básicos, que se denominan unidad de emisión de estado, unidad de procesamiento y unidad de dirección y control. Estos se explican a continuación en relación con su función.
En este punto cabe señalar que la aeronave está equipada con los medios adecuados para realizar un vuelo dirigido. Entre otras cosas, esto podría incluir un dispositivo generador de empuje, uno o más dispositivos generadores de flotabilidad y dispositivos para influir en la aerodinámica en forma de compuertas de control y similares. Además, también podría estar presente al menos una unidad de mando interna, que es capaz de convertir los comandos de dirección recibidos directamente en una influencia de estos dispositivos. También puede estar presente al menos una unidad de comunicación con la que la aeronave pueda comunicarse con dispositivos externos. A través de esta se pueden tanto recibir comandos de dirección como también transmitir datos de estado.
La unidad de procesamiento puede ser una unidad de procesamiento interna que esté totalmente integrada en la aeronave. En un caso especial, la unidad de procesamiento podría ser capaz de dirigir al menos parcialmente la aeronave reaccionando a comandos de dirección externos y para ello integrarse en un proceso de dirección o mando de la aeronave. Los comandos de dirección se pueden agrupar en diferentes niveles. Es concebible que la unidad de procesamiento preestablezca solo una trayectoria de vuelo o una ruta de vuelo, de modo que la aeronave tome de forma independiente esta trayectoria de vuelo o ruta de vuelo mediante dirección adecuada de una unidad de mando. Sin embargo, en un caso especial, la unidad de procesamiento también podría efectuar comandos de dirección directos que conduzcan directamente a un cambio en el estado momentáneo del vuelo. Sin embargo, estas funciones también podrían estar presentes exclusivamente en otro dispositivo, por ejemplo la unidad de mando mencionada, de modo que la unidad de procesamiento se dedique a la ejecución del modelo de simulación y a eventuales funciones asociadas al mismo.
La unidad de transmisión de estado debe entenderse como un dispositivo a bordo de una aeronave que puede transmitir en particular datos de sensores a la unidad de procesamiento, o bien a la unidad de dirección y control. La transmisión puede ser realizada por las unidades de comunicación citadas anteriormente. En este caso, la unidad de transmisión de estado puede estar conectada en particular a la segunda unidad de comunicación y puede transmitir los datos de estado relevantes a la primera unidad de comunicación a través de esta. Para ello, la primera unidad de comunicación está acoplada a la unidad de procesamiento y a la unidad de dirección y control. Si la unidad de procesamiento es una unidad de procesamiento interna, también puede tener lugar una comunicación por cable más sencilla entre la unidad de transmisión de estado y la unidad de procesamiento. Si la aeronave solo está equipada con una sola unidad de procesamiento que está prevista con todas las funciones para la dirección de la aeronave y la ejecución de una simulación, la transmisión de los datos de estado de vuelo a la sección lógica de la unidad de procesamiento que ejecuta el modelo de simulación también puede efectuarse a través de una interfaz basada en software.
Los datos de estado de vuelo pueden incluir en particular aceleraciones en las tres direcciones espaciales, tasas de rotación alrededor de todos los ejes espaciales, por ejemplo medidas en el sistema de coordenadas fijo en el avión, presión de aire barométrica, presión de aire dinámica, posiciones de compuertas, estado de una unidad generadora de empuje y similares. Si es posible, deben seleccionarse y transmitirse datos de estado que representen el movimiento de la aeronave y puedan proporcionar información sobre el estado en el que se encuentra la aeronave actualmente.
Una característica especial de la unidad de procesamiento según la invención radica en la ejecución de un modelo de simulación de la aeronave en cuestión. En principio, tal modelo de simulación puede basarse en una integración numérica por ciclos de un sistema de ecuaciones, que puede ser un sistema de ecuaciones lineal o no lineal. En un caso especial, con el sistema de ecuaciones se forma un equilibrio de fuerzas, en particular de flotabilidad, fuerzas de peso, fuerzas de inercia, empuje y resistencia, y a partir de este se determinan aceleraciones de traslación y rotación de la aeronave. En una forma de realización ventajosa, el sistema de ecuaciones es, por lo tanto, un sistema de ecuaciones para la mecánica de vuelo. Algunas de estas variables determinadas, que también entran en el concepto de estados de simulación, se retroalimentan para calcular de nuevo con ellas las aceleraciones para un próximo incremento de tiempo en un siguiente paso de procesamiento. En este caso, el modelo de simulación debe disponer de todas las variables de entrada como la aeronave real. Esto se refiere en particular a los comandos de dirección para el movimiento de compuertas y para la influencia del empuje.
En este punto cabe señalar que no existe un estándar prescrito para el contenido de un vector de estado de tal aeronave. La concepción de un modelo de simulación y consecuentemente la selección de las variables de estado requeridas puede depender del tipo, tamaño y dinámica de la aeronave.
El objetivo es sincronizar el modelo de simulación ejecutado en la unidad de procesamiento con el vuelo de la aeronave en cuestión. En consecuencia, el modelo de simulación debe seguir exactamente o casi exactamente los movimientos reales de la aeronave. Sin embargo, un modelo de simulación y el vuelo real de la aeronave divergen con el tiempo sin tal seguimiento, ya que, por un lado, no todos los parámetros del modelo de simulación se conocen tan exactamente que sea posible una simulación exacta sin deriva. Por otra parte, las condiciones meteorológicas y del viento a las que se enfrenta la aeronave tampoco se conocen exactamente en todos los puntos de la simulación. En consecuencia, se puede lograr una sincronización del modelo de simulación mediante un seguimiento. Para ello, según la invención, al menos un miembro funcional de la simulación se adapta gradualmente mediante un término de corrección de errores del modelo.
El al menos un miembro funcional puede ser un miembro con al menos una función de algoritmo ya presente en un modelo de simulación convencional y se ejecuta en cada paso de procesamiento. Un miembro funcional puede presentar, por ejemplo, una formulación matemática de un determinado comportamiento de transmisión en el rango de frecuencia o en el rango de tiempo, que está codeterminado por uno o más parámetros. Tal parámetro puede, por ejemplo, ser modificado selectivamente por medio de un término de corrección de errores del modelo. Como resultado, el comportamiento de transmisión del al menos un miembro funcional respectivo se adapta gradualmente, es decir, en cada paso de procesamiento sucesivo, de modo que la deriva entre el vuelo real y el modelo de simulación se elimina al menos en periodos de tiempo individuales.
El al menos un miembro funcional también puede presentar un algoritmo de filtro que puede mejorar la precisión de una variable de estado simulada, por ejemplo de forma discreta y recursiva, mediante aplicación del término de corrección de errores del modelo, incluso si hay errores significativos en estados medidos.
En general, debe tenerse en cuenta que la variable de estado influenciada por el término de corrección de errores del modelo también puede ser una variable de estado no mensurable que, sin embargo, influye por su parte en otra variable de estado que se compara con una variable de estado medida. El seguimiento del modelo de simulación en el vuelo de la aeronave puede depender en particular de la estructura del modelo de simulación y, en consecuencia, el tipo de término de corrección, o bien la variable de estado influenciada pueden adaptarse individualmente para la aeronave.
En un caso simple, el control de una variable de estado puede incluir la determinación continua de una diferencia entre una variable de estado medida y una variable de estado simulada. A continuación se determina un término de corrección a partir de la diferencia, dependiendo del tipo y de la ejecución de la influencia del miembro funcional. Esto se puede caracterizar por medio de una variable escalar, una variable vectorial o una matriz. Una comparación posterior con límites de intervalo predeterminados permite una evaluación de la magnitud del esfuerzo para ajustar el modelo de simulación al estado de vuelo real.
Con el funcionamiento adecuado de la aeronave se puede partir de que la influencia del al menos un miembro funcional conduce a que el modelo de simulación siempre sigua el vuelo real y se elimine gradualmente un error de modelo si este se manifiesta en el comportamiento del modelo de simulación. El término de corrección debe seguir siendo muy pequeño, o bien tender a cero, al menos después de un conjunto inicial de pasos de procesamiento.
Debido a las diversas dependencias de diferentes variables de estado del modelo de simulación, que presentan una especie de conexión cruzada entre sí debido a las ecuaciones de mecánica de vuelo, las irregularidades, por ejemplo, en una variable mecánica de vuelo durante el funcionamiento de la aeronave, también pueden llamar la atención en la formación del término de corrección para un miembro funcional que no calcula directamente la variable mecánica de vuelo en cuestión. Si dicho término se desplaza hacia cero o se encuentra dentro de una desviación estándar tolerable, una oscilación repentina puede significar que súbitamente solo es posible un seguimiento de la simulación bajo un gran esfuerzo matemático.
En consecuencia, si el término de corrección abandona una o varias veces los límites de intervalo predeterminados, la unidad de procesamiento evalúa esto como un indicio de que la aeronave no se está comportando como se desea. Debido a las citadas dependencias múltiples de las variables de estado, el descubrimiento de un comportamiento no deseado de una determinada variable de estado también se puede efectuar en muchos casos mediante control y seguimiento de una variable de estado completamente diferente. Esto conduce a una redundancia especialmente ventajosa en la detección de un comportamiento no deseado. En el caso de un descubrimiento de un comportamiento no deseado, según la invención se envía una señal de advertencia a la unidad de dirección y control.
La unidad de dirección y control está prevista para mostrar los datos de estado de la respectiva aeronave directamente a un piloto que se encuentra en la unidad de dirección y control con la recepción de una señal de advertencia y para iniciar un control manual por parte del usuario.
Esto puede ir acompañado de una advertencia acústica y/o visual, de modo que el piloto sea informado inmediatamente de que una aeronave se ha desviado del comportamiento esperado. Mediante la conmutación directa
del modo de dirección de un funcionamiento (parcialmente) autónomo a una dirección directa se asegura inmediatamente un control y una dirección de la aeronave por parte de un piloto. La segunda unidad de comunicación integrable a bordo de la aeronave también puede recibir un comando de dirección correspondiente para la conmutación de un modo de dirección y transmitirlo a un componente correspondiente.
Si se equipa o se acopla una serie de aeronaves respectivamente con una unidad de procesamiento de este tipo y se emplea al menos una de estas unidades de dirección y control para todas las aeronaves, un solo piloto puede controlar y dirigir un número (manejable) de aeronaves. No hay necesidad de prescindir de una determinada fiabilidad o seguridad, ni de las ventajas de una reducción del número de pilotos.
En una forma de realización ventajosa, el al menos un miembro funcional tiene un algoritmo de filtro recursivo que puede ser influenciado por el término de corrección de errores del modelo. En consecuencia, el miembro funcional puede presentar un miembro de filtro. El algoritmo de filtro puede presentar en particular una especie de procedimiento predictor-corrector, que permite una estimación de una variable de estado resultante en base a un paso de procesamiento del modelo de simulación realizado, teniendo en cuenta una correspondiente variable de estado medida. La variable de estado resultante, que es la base para el paso de procesamiento de simulación subsiguiente, puede verse influenciada por medio de una aplicación recursiva del algoritmo de filtro entre dos pasos de procesamiento de simulación consecutivos.
También es ventajoso que el al menos un miembro funcional presente un filtro de Kalman. El filtro de Kalman podría ser ventajosamente un filtro de Kalman multidimensional. En particular, este se puede integrar en un sistema de ecuaciones de mecánica de movimiento de vuelo. En procedimientos generales, el filtro de Kalman se expresa mediante un modelado de una matriz de estado de un momento futuro que, además de una matriz de estado de un momento actual, también contiene influencias externas deterministas y aleatorias. Si el filtro de Kalman se realiza de manera discreta en el tiempo se puede efectuar una corrección de un estado estimado mediante un término de corrección, que puede requerir la determinación de la denominada innovación a partir de una diferencia entre una variable de estado medida y una simulada (estimada), la determinación de la covarianza de la innovación y una matriz de filtro de Kalman. En particular, el plazo de corrección puede ser proporcional a la innovación. Cuanto mayor sea el plazo de corrección, tanto mayor será el esfuerzo de seguimiento.
La unidad de procesamiento puede ser preferiblemente una unidad de procesamiento interna. Esto puede simplificar el seguimiento del modelo de simulación, ya que los datos de estado necesarios para el seguimiento del modelo de simulación se presentan directamente a bordo de la aeronave. Puede realizarse como unidad de procesamiento dedicada para la ejecución la simulación. Como alternativa a esto, una unidad de procesamiento interna convencional de la aeronave también puede cumplir varias tareas, que también incluyen la ejecución del modelo de simulación y, además, también pueden incluir tareas de dirección y control de la aeronave.
La unidad de dirección y control se puede configurar preferiblemente para emitir una advertencia en el caso de una pérdida de una conexión de datos con la aeronave y, en particular, con una unidad de procesamiento interna.
Además, la unidad de procesamiento también puede ser una unidad de procesamiento externa que esté físicamente separada de la aeronave y se opere por separado de ella. Esto requiere en particular una unidad de comunicación, ya mencionada, que puede recibir los datos enviados por la unidad de transmisión de estado, para que se pueda realizar un seguimiento del modelo de simulación. La unidad de comunicación también puede ser bidireccional, de modo que la unidad de procesamiento también puede enviar comandos de dirección a la aeronave para dirigir la aeronave.
En una forma de realización ventajosa, la unidad de procesamiento está configurada para simular un tiempo de retraso inherente a la unidad de comunicación y los dispositivos acoplados a la misma. Los datos de estado de vuelo que se reciben en la unidad de comunicación están sujetos a un cierto tiempo de retraso que depende de la distancia a la aeronave y del tiempo de procesamiento en los componentes en tránsito. Esto se puede simular de manera que la simulación ejecutada en la unidad de procesamiento se retarde con respecto al estado de vuelo real en este tiempo de retraso. Por lo tanto, el seguimiento no se basa en datos de condiciones de vuelo ya desactualizados.
En una forma de realización ventajosa, el sistema presenta varias unidades de procesamiento, cada una de las cuales está asignada a una aeronave individual y está acoplada conjuntamente a una única unidad de dirección y control. Como se ha explicado al principio, de este modo, por medio de un solo piloto en una unidad de dirección y control se puede determinar con suficiente fiabilidad y seguridad si las aeronaves se están comportando como se desea, de modo que, desde el punto de vista de la ley de licencias, todas las aeronaves pueden considerarse dirigidas individualmente por un piloto. La unidad de dirección y control está configurada entonces de manera especialmente preferente para mostrar exclusivamente la aeronave en un dispositivo de visualización que señala un comportamiento inesperado. En este caso, las aeronaves restantes se pueden controlar posteriormente en segundo plano con una simulación sincronizada. Si una de las aeronaves mostrara un comportamiento inesperado, al menos los datos de estado de vuelo de la aeronave en cuestión podrían llevarse a un primer plano ópticamente en el dispositivo de visualización.
La unidad de dirección y control también podría ser capaz de mostrar selectivamente cada una de las aeronaves en cuestión a petición manual de un usuario. Sería concebible que el dispositivo de visualización presentara múltiples
pantallas. Una de las pantallas puede estar prevista para proporcionar una visualización ordenada de todas las aeronaves. El dispositivo de visualización también puede tener al menos una pantalla dedicada que está prevista para mostrar un avión individual en cada caso.
En una forma de realización ventajosa, los datos de estado de vuelo se seleccionan a partir de un grupo de datos de estado de vuelo, presentando el grupo aceleraciones de traslación y rotación, datos de estado del sistema, datos de posición y ángulo de orientación. Las aceleraciones de traslación pueden presentar las aceleraciones a lo largo de un eje longitudinal, un eje vertical y un eje transversal, en particular de un sistema de coordenadas fijo en la aeronave o la trayectoria de vuelo. Estas aceleraciones se pueden medir mediante unidades de medida iniciales a bordo de la aeronave. Lo mismo se considera para las aceleraciones de rotación, que se pueden determinar alrededor de los tres ejes mencionados. En particular, estas seis variables pueden caracterizar el movimiento de la aeronave en el espacio y podrían ser adecuadas para el seguimiento del modelo de simulación. En una realización igualmente ventajosa, los datos de estado del vuelo presentan datos de estado del sistema. Los datos de estado del sistema pueden hacer referencia a cualquier dato que represente un estado de un sistema. Además del estado operativo de un dispositivo generador de empuje y todos los ajustes de compuertas, estos también podrían presentar un estado de tren de aterrizaje. Los datos de estado del sistema también pueden afectar al estado de vuelo de la aeronave. En otra forma de realización ventajosa, los datos de condiciones de vuelo presentan datos de posición. Los datos de posición no se pueden medir directamente, pero se determinan, por ejemplo, a través de la navegación por satélite. Dado que el modelo de simulación también podría tener en cuenta los datos ambientales, la posición de la aeronave también podría ser conocida a partir de las velocidades determinadas. Si aquí se presentan también desviaciones de una posición determinada de la aeronave y una posición simulada, esto podría atribuirse a datos meteorológicos incorrectos, un defecto de una navegación por satélite o funciones restringidas de un sistema de dirección de vuelo. Los datos de estado de vuelo también pueden presentar ventajosamente ángulos de orientación.
Debido a las múltiples dependencias de las variables de estado en la simulación, no todas las variables de estado citadas y rastreables mediante los datos de estado de vuelo tienen que ser controladas, como ya se mencionó anteriormente. Por ejemplo, si la aeronave realiza un vuelo nivelado, que se caracteriza por un ángulo de ataque constante relativamente bajo, se puede detectar un comportamiento no deseado de la aeronave, por ejemplo, con el simple seguimiento de una aceleración longitudinal, si la aceleración longitudinal y el estado de un dispositivo generador de empuje no coinciden. Por ejemplo, si se genera una fuerza de empuje comparativamente alta, pero se mide y se sigue una aceleración longitudinal negativa, esto puede deberse a una variable de estado incorrecta o a un defecto en el dispositivo generador de empuje, un valor medido incorrecto del ángulo de ataque de la aeronave u otros eventos. La vinculación de las variables de estado a través del sistema de ecuaciones conduce entonces a un elevado error de modelo determinado. Un rebasamiento del término de corrección de errores de modelo tolerable puede detectarse mediante una elección adecuada de los citados límites de intervalo.
La invención también se refiere a un método para el control del estado de una aeronave con las características de la reivindicación subordinada. Se propone un procedimiento para el control del estado de una aeronave no tripulada, que presenta los pasos de ejecución de un modelo de simulación de la aeronave en cuestión mediante integración numérica de un sistema de ecuaciones con un vector de estado de simulación en una unidad de procesamiento, seguimiento reiterado de la simulación de vector de estado al menos de un subconjunto de datos de estado de vuelo previamente medidos mediante adaptación gradual de al menos un miembro funcional del modelo de simulación mediante al menos un término de corrección de errores del modelo, determinándose el término de corrección de errores del modelo a partir de una diferencia determinada entre una variable de estado medida y una variable de estado simulada, control del curso del al menos un término de corrección de errores del modelo y con la detección de un rebasamiento único o reiterado de límites de intervalo predeterminados por el término de corrección de errores del modelo de transmisión de una señal de advertencia a la unidad de dirección y control, y transmisión de una indicación de advertencia a una unidad de dirección y control acoplada a la unidad de procesamiento con la recepción de una señal de advertencia, la visualización continua de datos de estado de vuelo de la aeronave, que son transmitidos por una unidad de transmisión de estado que se encuentra en la aeronave en cuestión, y el cambio de un modo de dirección de la aeronave a una dirección directa por parte del usuario mediante envío de un comando de conmutación correspondiente a una unidad de comunicación que se encuentra en la aeronave.
En una forma de realización ventajosa, la adaptación del al menos un miembro funcional puede presentar la ejecución de un algoritmo de filtro recursivo que puede ser influenciado por el al menos un término de corrección de errores del modelo.
Preferiblemente, el al menos un miembro funcional presenta un filtro de Kalman, como ya se explicó anteriormente.
Breve descripción de las figuras
Otras características, ventajas y posibilidades de aplicación de la presente invención resultan de la siguiente descripción de los ejemplos de realización y las figuras. En este caso, todas las características descritas y/o representadas gráficamente forman el objeto de la invención por sí mismas y en cualquier combinación, también independientemente de su composición en las reivindicaciones individuales o sus referencias anteriores. En las figuras, los mismos símbolos de referencia representan además objetos iguales o similares.
Fig. 1 muestra una vista esquemática de un sistema según la invención.
Fig. 2 muestra una representación esquemática de un proceso de validación.
Presentación detallada de formas de realización ejemplares
La Fig. 1 muestra un sistema 2 según la invención para el control del estado de una aeronave no tripulada 4 en una representación muy esquemática. El sistema 2 presenta una unidad de procesamiento 6 para cada aeronave no tripulada 4 que está conectada a una unidad de dirección y control 8 individual. Esto también podría denominarse "estación de piloto remoto". De manera ejemplar, la unidad de procesamiento 6 está ejecutada como una unidad de procesamiento externa, que está separada de la aeronave 4 y se encuentra, por ejemplo, en tierra.
Para representar los aspectos fundamentales del sistema 2 según la invención, aquí se representa solamente una única unidad de procesamiento 6. De hecho, se puede prever un gran número de aeronaves 4, cada una de las cuales está asignada a una unidad de procesamiento 6. Todas las unidades de procesamiento 6 están acopladas a la unidad de dirección y control 8. Se puede prever que hasta 5, 10, 20, 50 o más aeronaves 4 se asignen de esta manera a una única unidad de dirección y control 8. En cada aeronave 4 está prevista además una unidad de emisión de estado 10, que está configurada para transmitir datos de estado de vuelo de la aeronave 4, que se miden a bordo de la aeronave 4.
La unidad de dirección y control 8 está configurada para transmitir comandos de dirección 12 a la aeronave 4 y de este modo dirigir esta al menos temporalmente. Para ello está presente una conexión de datos 14 que se extiende entre una primera unidad de comunicación 15 en tierra y una segunda unidad de comunicación 17 en la aeronave 4. En este ejemplo, la conexión de datos 14 está configurada para realizar una transmisión bidireccional de datos. La unidad de procesamiento 6 está entonces configurada por una unidad receptora 18 para recibir datos de estado de vuelo 16, que son transmitidos por la unidad de transmisión de estado 10. La transmisión de comandos de dirección puede presentar, por ejemplo, la transmisión de un plan de vuelo. Los datos de comando se pueden generar a partir de esto a través de algoritmos de comando correspondientes.
La unidad de procesamiento 6 está configurada para ejecutar una simulación de la aeronave 4. De este modo, la unidad de procesamiento 6 puede reproducir el funcionamiento de la aeronave 4 de la forma más completa posible en forma de una simulación. En este caso se ejecuta una integración numérica por ciclos de un sistema de ecuaciones de mecánica de vuelo, y se calculan aceleraciones, velocidades, posiciones y ángulos de orientación de la aeronave 4 en el espacio teniendo en cuenta todas las fuerzas y momentos que se producen.
Con la ejecución de la simulación se generan datos de simulación 20, a partir de los cuales se genera un vector de estado de simulación 24. Además, a partir de los datos de estado de vuelo 16 transmitidos se genera un vector de estado real 22, que presenta al menos un subconjunto de datos de estado medidos previamente. La unidad de procesamiento 6 está configurada para rastrear reiteradamente el vector de estado de simulación 24 mediante adaptación gradual de al menos un miembro funcional del modelo de simulación mediante al menos un término de corrección de errores del modelo.
Este es generado por una unidad de validación 26, que puede ser una sección lógica de la unidad de procesamiento 6. Allí se supervisa el curso del al menos un término de corrección de errores de modelo y se envía una señal de advertencia 28 a la unidad de dirección y control 8 en el caso de rebasamiento único o reiterado de límites de intervalo predeterminados.
Esto lleva a que la unidad de dirección y control 8 transmita comandos de dirección de un usuario 30 directamente a la aeronave 4. En consecuencia, un modo de dirección de la aeronave 4 se cambia de una dirección automática a una dirección directa. Una validación de los vectores de estado 22 y 24 se muestra con algo más de detalle en la Fig. 2.
La simulación puede llevarse a cabo mediante una unidad de simulación 31, que puede realizarse en la unidad de procesamiento 6 en forma de un programa informático ejecutable. A modo de ejemplo, la unidad de simulación 31 está configurada para simular varios subsistemas 32, 34, 36, así como un sistema de dirección de vuelo 38. Esto se refiere a una serie de sistemas mecánicos, hidráulicos y/o eléctricos, como compuertas accionadas por actuadores, un tren de aterrizaje, un motor y similares, que conducen a estados del sistema 39. Estos estados del sistema 39 pueden compararse directamente con estados del sistema determinados 40 de la aeronave 4. Como resultado, se determina una primera diferencia 42 que se incorpora a un algoritmo de validación 44. La primera diferencia 42 puede presentar una serie de escalares, un vector o una matriz, que contienen las desviaciones de los estados individuales del sistema simulados a partir de estados del sistema medidos.
En base a la simulación de los subsistemas 32 a 36 y la dirección de vuelo 38, las aceleraciones y los pares que se producen en la aeronave 4 pueden determinarse en base a un sistema de ecuaciones de mecánica de vuelo. Para ello, las propiedades de la aeronave 4 en el modelo de simulación deben definirse con suficiente precisión, de modo que se pueda generar un equilibrio de fuerzas y momentos. Este proceso se representa en un bloque 46.
A este respecto se deben considerar todas las masas e inercias 48, y se producen aceleraciones de traslación y rotación 50, que se retroalimentan al bloque 46 para la simulación. Este puede seguir además velocidades medidas,
ángulos de incidencia y/o velocidades angulares 52, que se transmiten como datos de estado de vuelo medidos a la unidad de procesamiento 6 a través de la unidad de transmisión de estado 10. No todos estos estados son necesarios para que la simulación siga el estado de vuelo real. Más bien, podría ser suficiente usar solo un subconjunto para lograr una sincronización de la simulación y el vuelo real.
Las velocidades, los ángulos de incidencia y las velocidades angulares 54 se calculan mediante una integración de las aceleraciones de traslación y rotación 50. Estos pueden compararse con las velocidades, los ángulos de incidencia y velocidades de rotación reales 52. Una segunda diferencia 56 resultante de esto también se introduce en el algoritmo de validación 44.
Finalmente, a partir de una integración adicional se efectúa una determinación de una posición 59 de la aeronave en el espacio, que se compara con una posición real 58 de la aeronave 4. La tercera diferencia 60 resultante de esto se introduce en el algoritmo de validación 44. Los ángulos de orientación simulados 62 también se comparan con los ángulos de orientación reales 64, la cuarta diferencia 66 se introduce en el algoritmo de validación 44.
Los bloques 46, 48, 50, 54, 59 y 62 también pueden denominarse a continuación miembros funcionales. Estos pueden tener respectivamente una serie de parámetros y algoritmos que determinan el comportamiento de los miembros funcionales 46, 48, 50, 54, 59 y 62. Por ejemplo, mediante influencia de parámetros de simulación, una variable de entrada o una variable de salida, se puede conseguir un seguimiento de la simulación.
El algoritmo de validación 44 también puede obtener conocimiento de un error de modelo a través de las diferencias 42, 56, 60 y 66. A partir de esto, dependiendo del tipo de seguimiento de la simulación, se pueden generar uno o más términos de corrección de errores del modelo, que se pueden utilizar para influir en uno de los miembros funcionales 46, 48, 50, 54, 59 y 62. El objetivo es lograr una eliminación sucesiva del error del modelo.
Al menos uno de los miembros funcionales 46, 48, 50, 54, 59 y 62 puede presentar además un filtro de Kalman. Esto se puede ejecutar de modo recursivo independientemente de los pasos de procesamiento de la simulación. El error del modelo citado anteriormente se puede utilizar para influir en el filtro de Kalman. Además, el filtro de Kalman también puede transmitir variables de filtro al algoritmo de validación 44, de modo que estas se incorporen a la validación, o bien al control, o determinen estos en una medida significativa.
Sin embargo, el algoritmo de validación está adaptado para proporcionar límites de intervalo tolerables para términos de corrección de errores del modelo previstos. Si los términos de corrección de errores del modelo formados en el algoritmo de validación abandonan estos límites de intervalo una o varias veces, el esfuerzo para el seguimiento de la simulación en el estado de vuelo real debe considerarse muy complejo matemáticamente. Esto debe valorarse como un indicio de que las variables de estado, dependientes entre sí reiteradamente debido a las ecuaciones de mecánica de vuelo, no coincidan al menos temporalmente. Si este es el caso, debe emitirse la señal de advertencia 28.
Dado que se presenta un retraso en la transmisión de datos entre la aeronave y la unidad de procesamiento 6, los tiempos de retraso de una conexión 68 dirigida a la unidad de procesamiento 6 se simulan de la misma manera que en la conexión 70 dirigida a la aeronave 4. Esto da como resultado un miembro de retraso 72, que está preconectado a la unidad de simulación 31. También debe tenerse en cuenta que la unidad de simulación 31 y la aeronave 4 se abastecen con las mismas variables de entrada 74, que contienen, por ejemplo, los comandos de dirección 12, de modo que el modelo de simulación y la aeronave real en particular se dotan de los mismos comandos de dirección.
Claims (12)
1. Sistema (2) para el control del estado de una aeronave no tripulada, que presenta:
- una primera unidad de comunicación (15),
- una segunda unidad de comunicación (17), que es integrable en la aeronave (4),
- una unidad de transmisión de estado (10) integrable en la aeronave (4) para la transmisión de datos de estado de la aeronave (4),
- una unidad de cálculo (6) asignada a la aeronave (4) para la validación del estado de la aeronave (4) y - una unidad de dirección y control (8) conectada a la unidad de procesamiento (6) con medios de entrada, estando configurada la unidad de cálculo (6) para
- ejecutar un modelo de simulación de la aeronave (4) en cuestión, basándose el modelo de simulación en una integración numérica de un sistema de ecuaciones con un vector de estado de simulación,
- seguir reiteradamente el vector de estado de simulación de al menos un subconjunto de datos de estado de vuelo medidos previamente mediante adaptación gradual de al menos un miembro funcional (46, 48, 50, 54, 59, 62) del modelo de simulación por al menos un término de corrección de errores del modelo, determinándose el término de corrección de errores del modelo a partir de una diferencia determinada entre una variable de estado medida y una variable de estado simulada, y
- controlar el curso del al menos un término de corrección de errores del modelo y enviar una señal de advertencia a la unidad de dirección y control (8) en el caso de rebasamiento único o reiterado de límites de intervalo predeterminados por el término de corrección de errores del modelo,
estando configurada la unidad de dirección y control (8) para enviar una indicación de advertencia directamente a un usuario (30) con la recepción de una señal de advertencia, mostrar continuamente los datos de estado de vuelo de la aeronave (4) transmitidos por la unidad de transmisión de estado y cambiar un modo de dirección de la aeronave (4) a una dirección directa por parte del usuario (30) mediante envío de un correspondiente comando de conmutación a la aeronave (4).
2. Sistema (2) según la reivindicación 1, presentando el al menos un miembro funcional (46, 48, 50, 54, 59, 62) un algoritmo de filtro recursivo que puede ser influenciado por el término de corrección de errores del modelo.
3. Sistema (2) según la reivindicación 1 o 2, presentando el al menos un miembro funcional (46, 48, 50, 54, 59, 62) un filtro de Kalman.
4. Sistema (2) según una de las reivindicaciones anteriores, siendo la unidad de procesamiento (6) una unidad de procesamiento interna (6).
5. Sistema (2) según una de las reivindicaciones 1 a 3, siendo la unidad de procesamiento (6) una unidad de procesamiento externa (6), y estando configurada la unidad de procesamiento externa (6) para recibir datos de estado de la aeronave (4) a través de una unidad de comunicación.
6. Sistema (2) según la reivindicación 5, estando configurada la unidad de procesamiento (6) para simular un tiempo de retraso inherente del dispositivo de comunicación y los dispositivos acoplados al mismo.
7. Sistema (2) según una de las reivindicaciones anteriores, que comprende varias unidades de procesamiento (6), que están asignadas a una aeronave individual y acopladas conjuntamente con una única unidad de dirección y control (8) en cada caso.
8. Sistema (2) según la reivindicación 7, presentando la unidad de dirección y control (8) un dispositivo de visualización, y estando configurada la unidad de dirección y control (8) para llevar al primer plano ópticamente al menos los datos de estado de vuelo de una aeronave (4) en el dispositivo de visualización cuando la aeronave (4) en cuestión muestra un comportamiento inesperado.
9. Sistema (2) según una de las reivindicaciones anteriores, seleccionándose los datos de estado del vuelo a partir de un grupo de datos de estado del vuelo, presentando el grupo:
- aceleraciones de traslación y rotación,
- datos de estado del sistema,
- datos de posición, y
- ángulo de orientación.
10. Procedimiento para el control del estado de una aeronave no tripulada, que presenta los pasos de:
- ejecución de un modelo de simulación de la aeronave (4) en cuestión mediante integración numérica de un sistema de ecuaciones con un vector de estado de simulación en una unidad de procesamiento (6),
- seguimiento reiterado del vector de estado de simulación de al menos un subconjunto de datos de estado de vuelo medidos previamente mediante adaptación gradual de al menos un miembro funcional (46, 48, 50, 54, 59, 62) del modelo de simulación mediante al menos un término de corrección de errores del modelo, determinándose el término de corrección de errores del modelo a partir de una diferencia determinada entre una variable de estado medida y una variable de estado simulada,
- control del curso del al menos un término de corrección de errores del modelo y envío de una señal de advertencia a la unidad de dirección y control (8) con la detección de un rebasamiento único o reiterado de límites de intervalo predeterminados por el término de corrección de errores del modelo, y
- emisión de una indicación de advertencia a una unidad de dirección y control (8) acoplada a la unidad de procesamiento (6) con la recepción de una señal de advertencia, indicación continua de datos de estado de vuelo de la aeronave (4), que se transmiten por una unidad de transmisión de estado que se encuentra en la aeronave ( 4) en cuestión y cambio un modo de dirección de la aeronave (4) a una dirección directa por parte del usuario mediante envío de un comando de dirección correspondiente a una unidad de comunicación (17) que se encuentra en la aeronave (4).
11. Procedimiento según la reivindicación 10, presentando la adaptación del al menos un miembro funcional (46, 48, 50, 54, 59, 62) la ejecución de un algoritmo de filtro recursivo que puede ser influenciado por el al menos un término de corrección de errores del modelo.
12. Procedimiento según la reivindicación 10 u 11, presentando el al menos un miembro funcional (46, 48, 50, 54, 59, 62) un filtro de Kalman.
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