ES2919573T3

ES2919573T3 - Procedimiento y sistema de asistencia para la detección de una degradación del rendimiento de vuelo

Info

Publication number: ES2919573T3
Application number: ES17735458T
Authority: ES
Inventors: Christoph Deiler; Nicolas Fezans
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2016-06-29
Filing date: 2017-06-28
Publication date: 2022-07-27
Anticipated expiration: 2037-06-28
Also published as: US20190193866A1; EP3479181B1; FR3053460B1; CA3029467A1; FR3053460A1; DE102016111902A1; EP3479181A1; WO2018002148A1; US11401044B2

Abstract

La invención se relaciona con un método y con un dispositivo para detectar una degradación del rendimiento de vuelo de una aeronave que está en vuelo, en el que los datos actuales de estado de vuelo de la aeronave que están en vuelo se determinan primero. Luego se calcula un índice de rendimiento de vuelo sobre la base del mismo. Además, sobre la base de la misma, se determina un índice de referencia de rendimiento de vuelo nominal mediante un modelo de rendimiento de vuelo, en el que se puede inferir una degradación del rendimiento del vuelo comparando los dos índices. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Procedimiento y sistema de asistencia para la detección de una degradación del rendimiento de vuelo

La invención se refiere a un procedimiento y un dispositivo para la detección de una degradación del rendimiento de vuelo de un avión en vuelo, provocada por un engelamiento.

Los aviones presentan superficies aerodinámicas, hacia las que fluye el aire circundante a una velocidad generando una fuerza de sustentación que permite al avión volar dentro de las masas de aire atmosféricas Sin embargo, según la situación de vuelo, este tipo de superficies aerodinámicas pueden ser propensas al engelamiento, por lo que en la superficie de flujo exterior, alrededor de la que fluyen masas de aire circundantes se forma una capa de hielo (parcial o completa), que varía las características aerodinámicas de la superficie aerodinámica y, por tanto, pueden repercutir negativamente en el estado total del vuelo. Pero también los engelamientos en el fuselaje o en otras superficies, que no son necesarias principalmente para generar una fuerza ascensional, pueden repercutir negativamente en las características de vuelo del avión, lo que, precisamente en las fase de despegue y aterrizaje, puede conducir fácilmente a situaciones críticas.

Detectar variaciones del rendimiento de vuelo durante el vuelo, en particular, degradaciones del rendimiento de vuelo en general y engelamientos en particular, no es por tanto en absoluto un asunto trivial. Una comprobación manual de las superficies aerodinámicas, por ejemplo, en cuanto al engelamiento, no es posible durante el vuelo, en primer lugar, porque se descarta el acceso a las superficies aerodinámicas del avión por el personal de a bordo. Otros sistemas basados en la detección sensorial de un engelamiento presentan hasta ahora un alto grado de complejidad y susceptibilidad técnica, lo que, no en último lugar, conduce a una alta cuota de falsas alarmas y, por tanto, a una reducida aceptación por los pilotos.

Por el documento US 6,253,126 B1 se conocen un procedimiento y un dispositivo para la vigilancia de vuelo, en los que en el avión, en particular en las alas del avión, se disponen una serie de sondas de presión de aire, para sacar de una vigilancia a ser posible sin lagunas del curso de presión de perfil de ala conclusiones acerca de parámetros de vuelo importantes. Con la ayuda de estos sensores, además, debe ser posible poder detectar un estado de engelamiento.

Sin embargo, resulta desventajoso que no está previsto un concepto integral, de manera que, por ejemplo, no se reconoce una detección de engelamiento entre los sensores o que se detecta como engelamiento un engelamiento solo parcial en uno de los sensores. En el primer caso, no se reconoce un engelamiento, lo que puede repercutir negativamente en las características de vuelo y, por tanto, aumenta el riesgo de accidente potencial. En el segundo caso, se detecta un engelamiento, por lo que, dado el caso, el piloto toma contramedidas, aunque el engelamiento no constituya una merma de las características de vuelo, relevante para la seguridad. En tal caso, las contramedidas tomadas, como por ejemplo la modificación del trayecto de vuelo, conducirían a costes más altos y tiempos de vuelo más largos, aunque no había ninguna necesidad. Además, el procedimiento propuesto en el documento US 6253126 B1 es muy complicado de desarrollar, de instalar y de mantener. Además, un dispositivo de este tipo sería muy pesado (aparatos, suministro eléctrico, comunicación de datos con la unidad informática que debe realizar la evaluación no trivial), que con gran probabilidad conduciría a un mayor consumo de combustible.

Del documento US 8692 361 B1 se conoce un procedimiento para la vigilancia de la calidad de flujo en superficies aerodinámicas de aviones, en el que la característica principal del flujo vigilado es la laminaridad. Para ello, se calienta la superficie aerodinámica, de manera que se fuerza una transición más temprana del flujo circundante laminar a un flujo circundante turbulento. A base de datos de resistencia, que se registraron durante los flujos circundantes laminar y turbulento, se puede determinar ahora un ensuciamiento de la superficie aerodinámica.

Una ventaja es que son necesarios tanto un sistema calentador complicado como un sistema sensorial complejo, para poder determinar las influencias negativas correspondientes sobre la superficie aerodinámica. Un engelamiento o ensuciamiento de las superficies aerodinámicas que mermen la característica del avión no se puede detectar con seguridad de esta manera, ya que este procedimiento posibilita solo una medición evaluable de la calidad aerodinámica de la superficie entre un estado "perfectamente limpio" y "ligeramente ensuciado" o "ligeramente helado". En caso de una degradación adicional de la calidad aerodinámica de la superficie ya no se puede determinar ninguna diferencia en el procedimiento descrito en el documento US 8 692 361 B2. La degradación que en determinadas circunstancias podría llegar a ser crítica para la seguridad (por ejemplo, en caso de un fuerte engelamiento), se sitúa fuera del campo para el que puede utilizarse el procedimiento descrito.

El documento US 6304194 B1 divulga un procedimiento y un dispositivo para reconocer un engelamiento de un avión o de un objeto volante en vuelo, para lo que aquí se determinan valores relativos al rendimiento de vuelo ("aircraft performance"). Se usa un modelo sensorial que reproduce los valores de sensor en el estado no degradado. Los valores de sensor procedentes del modelo de sensor se comparan entonces con los valores de medición medidos.

Los documentos US 2016/035203 A1 y US 2014/090456 A1 divulgan respectivamente la detección de un engelamiento de un avión a base del rendimiento de motores. Por lo tanto, la presente invención tiene el objetivo de proporcionar un procedimiento mejorado y un dispositivo mejorado para la detección de una degradación del rendimiento de vuelo, provocada por un engelamiento, de superficies aerodinámicas de un avión en vuelo, debiendo prescindirse de sensores adicionales que no estén previstos en el servicio aéreo estándar y no debiendo ser necesarios equipos técnicos adicionales para influir en las características de flujo.

El objetivo se consigue según la invención con el procedimiento para la detección de un engelamiento en vuelo según la reivindicación 1 así como con un sistema de asistencia para la realización del procedimiento según la reivindicación 15 según la invención.

Según la reivindicación 1 se propone un procedimiento para la detección de una degradación del rendimiento de vuelo de un avión en vuelo, provocada por un engelamiento, en el que, en primer lugar, se proporciona un modelo de rendimiento de vuelo digital para el tipo de avión correspondiente del avión en vuelo, que reproduce el rendimiento de vuelo nominal del avión en el estado de vuelo no degradado.

Como rendimiento de vuelo se denomina una disciplina subordinada de la aeromecánica, que contempla todos los aspectos de la capacidad de un avión de realizar una maniobra de vuelo requerida. El rendimiento de vuelo de un avión incluye datos, por ejemplo, sobre la máxima velocidad alcanzable, la velocidad mínima, a la que el avión permanece gobernable, la velocidad óptima de vuelo comercial (menor consumo de carburante por unidad de tiempo y distancia recorrida, el poder de ascenso máximo y la mayor velocidad de descenso, la autonomía, la duración máxima de vuelo, etc.) así como todas las relaciones entre las magnitudes y variables implicadas durante un estado de vuelo estacionario y casi estacionario, lo que no tiene que estar limitado obligatoriamente a un vuelo recto horizontal estacionario. El rendimiento de vuelo de un avión está determinado sustancialmente por sus características aerodinámicas, por una parte, y el empuje (disponible) de los motores, por otra parte, y constituye generalmente una combinación de ambas partes.

El rendimiento de vuelo nominal designa las capacidad y características correspondientes del avión de realizar la maniobra de vuelo en el estado no degradado. Por ejemplo, de modelos de rendimiento de vuelo se puede deducir qué velocidad adoptará un avión si se conocen las condiciones marco restantes del estado de vuelo como, por ejemplo, la altura barométrica, el empuje del motor, la masa así como las características aerodinámicas del avión. El término del rendimiento de vuelo en sí no puede equipararse a la definición física de un rendimiento (energía por tiempo), sino que trata más bien en el sentido más amplio la capacidad de un avión de realizar en condiciones marco predeterminados del estado de vuelo la maniobra de vuelo.

Los modelos de rendimiento de vuelo se usan en el servicio aéreo así como en la fase de diseño del avión en diferentes formas y representaciones. Los pilotos utilizan, por ejemplo, modelos de rendimiento de vuelo para determinar la cantidad de carburante necesaria para un vuelo, por ejemplo, directamente mediante la aplicación de un modelo numérico de rendimiento de vuelo o por medio de una representación adecuada de información extraída de este (por ejemplo, en forma de tablas, nomogramas o diagramas).

En el sentido más amplio, por tanto, de un modelo de rendimiento de vuelo conociendo varias condiciones marco de un estado de vuelo se puede deducir si con las condiciones marco predefinidas se puede realizar la maniobra de vuelo o no. Según el modelo de rendimiento de vuelo pueden deducirse o extraerse también datos adicionales del estado de vuelo que en el estado de vuelo actual no son conocidos o aún no pueden ser conocidos.

Un modelo de rendimiento de vuelo de este tipo puede basarse en un cálculo numérico, con el que a base de las condiciones marco conocidas del estado de vuelo se puede calcular la magnitud desconocida que ha de ser extraída del modelo de rendimiento de vuelo. Pero también es posible una forma de tablas, como por ejemplo tablas de consulta.

Según la invención, ahora, un modelo de rendimiento de vuelo de este tipo se proporciona en forma digital para el tipo de avión correspondiente del avión en vuelo, de lo que se puede deducir el rendimiento de vuelo nominal del avión en el estado de vuelo no degradado o no helado.

Durante el vuelo, ahora, se determina el estado de vuelo actual del avión en vuelo, siendo determinado el estado de vuelo actual a partir de una pluralidad de valores que influyen o caracterizan el rendimiento de vuelo del avión. En el sentido de la presente invención, el estado de vuelo actual es una n-tupla de una pluralidad de parámetros de estado de vuelo diferentes que finalmente definen en su conjunto el estado de vuelo actual. Los parámetros de estado de vuelo de este tipo pueden ser, por ejemplo, la velocidad con respecto al aire circundante la masa así como parámetros que se pueden deducir a partir de ello. Los parámetros de estado de vuelo pueden ser, por ejemplo, parámetros que pueden ser captados por sensores, que son por ejemplo la altura barométrica o la velocidad de vuelo con respecto al aire circundante. Pero también pueden ser parámetros introducidos manualmente por el piloto como por ejemplo la masa total estimada del avión. Además, los parámetros de estado de vuelo puede ser también parámetros deducibles de otros parámetros de estado de vuelo, como por ejemplo magnitudes características para la sustentación o magnitudes características para el coeficiente de resistencia.

Los parámetros de estado de vuelo captados por sensores son exclusivamente aquellos parámetros que pueden ser captados y detectados con la ayuda de sensores situados a bordo. Como aún se mostrará más adelante, no se requieren sensores adicionales que no estén previstos generalmente en la versión estándar del tipo de avión correspondiente.

A partir de los valores de uno o varios parámetros de estado de vuelo del estado de vuelo actual, ahora, con la ayuda de una unidad de evaluación electrónica es calculo durante el vuelo un índice de rendimiento de vuelo que con respecto al estado de vuelo actual del avión en vuelo representa una valoración del rendimiento de vuelo en el momento actual. Según la invención, el índice de rendimiento de vuelo actual es la variación de energía total E a lo largo de cierto período de tiempo. Pero también son posibles otros índices que permitan sacar una conclusión sobre el rendimiento de vuelo con respecto al estado de vuelo actual y que, en particular, indiquen una variación del rendimiento de vuelo especialmente con respecto al engelamiento.

Además, un índice de referencia de rendimiento de vuelo nominal se calcula a partir del modelo de rendimiento de vuelo proporcionado, en función de los valores de uno o varios parámetros de estado de vuelo del estado de vuelo determinado actualmente por medio de la unidad de evaluación electrónica, representando el índice de referencia de rendimiento de vuelo nominal, con respecto al engelamiento del avión, el estado de vuelo ideal no degradado. El índice de referencia de rendimiento de vuelo puede ser asimismo la energía total nominal ERef o la variación de energía total ERef y preferiblemente es tal que está correlado o es comparable cuantitativamente con el índice de rendimiento de vuelo actual.

A continuación, el índice de rendimiento de vuelo es comparado con el índice de referencia de rendimiento de vuelo, detectándose una degradación del rendimiento de vuelo del avión durante el vuelo cuando la comparación indica una desviación entre el índice de rendimiento de vuelo actual y el índice de referencia de rendimiento de vuelo nominal, que supera un valor límite o valor umbral predefinido.

De esta manera, es posible detectar durante el vuelo del avión exclusivamente a base de los valores de sensor disponibles de sensores instalados por estándar una degradación, en particular, crítica para la seguridad del rendimiento de vuelo, sin que para ello se requieran sistemas adicionales especiales, propensos a fallos, y sin que para ello tengan que realizarse maniobras de vuelo especiales. Una degradación es considerada crítica para la seguridad si tiene repercusiones perceptibles significativas sobre el avión. Por ejemplo, a partir de una tasa de degradación determinada ya no puede alcanzarse la tasa de ascenso máxima nominal del avión, por lo que en determinadas circunstancias ya no es posible ceder rápidamente o volver a elevar en caso de aproximación frustrada. Además, una degradación puede ser considerada extremadamente crítica para la seguridad cuando una pérdida de sustentación se produce ya en áreas de vuelo en las que nominalmente el avión podría volar sin restricciones.

Los inventores han encontrado que contemplando el rendimiento de vuelo, reducido a un índice, durante el vuelo y determinando una desviación del rendimiento de vuelo actual de un rendimiento de vuelo nominal. igualmente reducido a un índice, puede ser detectado de manera segura un engelamiento, en particular, crítico para la seguridad. Esto se debe a que por el engelamiento de superficies aerodinámicas del avión o de otras superficies circundadas por el flujo aumenta la resistencia del avión, lo que finalmente se traduce en un rendimiento de vuelo alterado y por tanto un índice de rendimiento de vuelo alterado. También se encontró que un índice de este tipo tiene poder informativo incluso en caso de leves incrementos de la resistencia, para advertir contra un engelamiento crítico para la seguridad.

Es significativo que se encontró que la variación del rendimiento de vuelo de un tipo de avión dentro de la flota de aviones entera es siempre inferior a la desviación del rendimiento de vuelo originada por un engelamiento de un avión, de manera que contemplando el rendimiento de vuelo actual con respecto a un rendimiento de vuelo nominal del respectivo tipo de avión, a pesar de la variación inherente del rendimiento de vuelo a lo largo de los aviones individuales de la flota de aviones, no obstante puede realizarse una detección de engelamiento segura. También se encontró que cualquier degradación del rendimiento de vuelo crítica para la seguridad es siempre superior a la variación inherente del rendimiento de vuelo en la flota de aviones entera. Así, una degradación del rendimiento de vuelo crítica para la seguridad puede distinguirse de la variación natural del rendimiento de vuelo dentro de la flota de aviones entera.

Especialmente las magnitudes características de motor que como parámetro de rendimiento de vuelo tienen una considerable repercusión en el rendimiento de vuelo actual, pueden conducir a una variación del rendimiento de vuelo con respecto a una referenciación del rendimiento de vuelo en el estado no degradado, lo que puede deberse, por ejemplo, al envejecimiento de los motores, la limpieza de los motores y los intervalos de mantenimiento. Se encontró que este tipo de variaciones del rendimiento de vuelo que se refieren a variaciones del rendimiento de motor, en particular, al rendimiento de empuje de los motores, asimismo son inferiores a la variación del rendimiento de vuelo provocada por una degradación, de manera que también independientemente de la fluctuación del rendimiento de motor esperada durante el servicio puede detectarse de manera segura una degradación.

El procedimiento de acuerdo con la invención además es capaz de adaptarse a cualquier tipo de avión de una flota de aviones en general o individualmente a cada avión individual, de tal forma que el modelo de rendimiento de vuelo proporcionado reproduce para al menos cada tipo de avión de la flota de aviones o individualmente para el respectivo avión el rendimiento de vuelo nominal del avión en el estado no degradado.

Las causas de una degradación del rendimiento de vuelo pueden ser, además de un engelamiento del avión, también un ensuciamiento de al menos una parte de la envoltura del avión, un ensuciamiento de los motores (por ejemplo, por arena, cenizas de volcán, depósitos en las palas de motor), abrasión dentro de los motores o la envoltura del avión, daños de la envoltura del avión o de los motores, por ejemplo, causados por colisiones con objetos (granizo, impacto de pájaros, aviones, vehículos, edificios, proyectiles) así como objetos perturbadores adicionales como, por ejemplo, paracaídas abiertos durante el lanzamiento de carga, la presencia de equipamiento externo (no considerado nominalmente).

De manera ventajosa, como parámetro de estado de vuelo se determinan la velocidad de vuelo actual, la altura actual la masa total actual del avión así como una variación temporal de estos parámetros de estado de vuelo, es decir, una variación temporal de la velocidad de vuelo actual, una variación temporal de la altura de vuelo actual así como una variación temporal de la masa total del avión. Además, como parámetros de estado de vuelo pueden determinarse una magnitud característica de motor para determinar el rendimiento de motores, un factor de carga en al menos el eje Z (eje vertical), un factor de carga en la dirección de los dos ejes restantes (eje longitudinal, eje transversal), una magnitud característica de sustentación actual del avión, la presión dinámica actual así como una configuración del avión como parámetro de estado de vuelo.

Para evitar detecciones erróneas por causas atmosféricas, resulta ventajoso si se parte de un estado casi estacionario de la atmósfera. Esto significa que, en primer lugar, se usa un enfoque adecuado, como, por ejemplo, los filtros de Kalman extendidos en la ciencia y la técnica, para determinar el viento actual en un sistema de coordenadas terrestres, por lo que la información resultante está disponible para su utilización subsiguiente dentro de la determinación del rendimiento de vuelo. Se encontró que la variación temporal de la velocidad de vuelo actual puede dividirse en dos partes fundamentales, en concreto, un lado, una parte que resulta de la variación de la velocidad de trayectoria durante un vuelo por un campo de viento invariable y, por otro lado, una parte que resulta, por ejemplo, de que el avión experimenta una variación del viento. Esto último resulta, por ejemplo, de que el campo de viento varía localmente o temporalmente, lo que influye en la velocidad de flujo de aire incidente. Los inventores encontraron que solo la primera parte de la variación de velocidad correla con el rendimiento de vuelo y, por tanto, es relevante para una detección mejorada.

Con la ayuda de estos parámetros de estado de vuelo que pueden determinarse con la ayuda de sensores situados por estándar a bordo de un avión, puede ser detectado de forma segura un engelamiento de un avión en vuelo. De esta manera, la velocidad de vuelo actual así como la altura actual (altura barométrica) y la presión dinámica pueden determinarse con la ayuda de sensores que especialmente en aviones comerciales están presentes siempre por estándar. Otros sensores adicionales que tendrían que instalarse específicamente para la detección del engelamiento no son necesarios. Una variación temporal de la velocidad de vuelo actual así como una variación temporal de la altura de vuelo actual pueden deducirse de los valores procedentes de los sensores a lo largo de un intervalo de tiempo predefinido. La masa de avión total actual puede determinarse con la precisión suficiente, por ejemplo, a partir de la entrada del piloto antes del arranque así como del consumo de carburante durante el vuelo. Además, según el tipo de avión, durante el vuelo es estimada la masa total actual por sistemas de aviónica de a bordo. Una variación de la masa total del avión producida por el consumo de carburante continuo durante el vuelo, puede ser deducida directamente del consumo de carburante (sensores en los conductos de entrada de carburante). Las magnitudes características de motor para determinar el rendimiento de motores son proporcionadas durante el vuelo de cada motor a la electrónica de a bordo de un avión y, por tanto, igualmente pueden ser tomadas continuamente. Lo mismo es aplicable al factor de carga, cuyos valores resultan del sistema de navegación inercial del avión. La determinación de la magnitud de sustentación puede deducirse por cálculo a partir de los valores de medición y las magnitudes de medición correspondientes.

Por una configuración de avión en el sentido de la presente invención se entiende la configuración actual del avión con respecto a las configuraciones que influyen en la aerodinámica, como por ejemplo el estado de los trenes de aterrizaje desplegados, la posición de los alerones de aterrizaje o aletas de ranura u otras ayudas de sustentación. Es que por una variación de la configuración del avión durante el vuelo, por ejemplo, durante el aterrizaje, donde continuamente se despliegan las ayudas de alta sustentación, varía la resistencia del avión debida a la aerodinámica, lo que tiene influencia directa en el rendimiento de vuelo. Para evitar detecciones erróneas, por lo tanto, resulta ventajoso el conocimiento de la configuración actual del avión para determinar el rendimiento de vuelo nominal, ya que el rendimiento de vuelo nominal depende de la respectiva configuración del avión. Por una configuración de avión en el sentido de la presente invención se entiende especialmente también la presencia de aparatos opcionales que influyan significativamente en el rendimiento de vuelo, así como, dado el caso, su propio estado. Estos aparatos pueden ser, por ejemplo, instrumentos de medición, dispositivos de repostaje en el aire ("refueling pods" debajo de las alas) así como el estado actual de estas (por ejemplo, la posición (abierta o cerrada) de una rampa de carga o si una manguera de repostaje en el aire está plegada o desplegada).

En una forma de realización ventajosa, la magnitud característica de sustentación del avión se calcula como parámetro de estado de vuelo según la fórmula

A = (nz)a ■ g ■ m

En esta, A es la magnitud característica de sustentación, (nz)a es un factor de carga en el eje de sustentación del avión, g es la aceleración terrestre y m es la masa total del avión.

El factor de carga (nz)a en el eje de sustentación del avión puede calcularse según la fórmula

(nz) a = —(nx) f ■ sen(a) (nz) f ■ cos(a)

en la que (nx)f es el factor de carga en el eje longitudinal del avión, (nz)f es el factor de carga en el eje vertical del avión y a es el ángulo de ataque (ángulo de ataque en el plano de simetría del avión entre la dirección del flujo incidente y el eje longitudinal del avión).

De manera ventajosa, la magnitud característica de motor se pone en relación con todos los motores del avión, por ejemplo, en forma de una magnitud característica general de motor o una magnitud característica de motor equivalente. En aviones de múltiples motores, por ejemplo, una magnitud característica de motor promedia puede calcularse a través de todas las magnitudes características de todos los motores. En otra forma de realización ventajosa, para la magnitud característica de motor para determinar el rendimiento de motores como parámetro de estado de vuelo se determina como parámetro de estado de vuelo el número de revoluciones del árbol de baja presión de al menos un motor del avión, de manera ventajosa, de todos los motores (por ejemplo, como magnitud característica).

Por ello, el número de revoluciones del árbol de baja de presión de un motor resulta especialmente adecuado como magnitud característica de motor, ya que correla muy bien con el rendimiento de motores, en particular, con el empuje de motor. Es que la determinación del rendimiento de motor o del empuje de motor durante el vuelo es posible solo de forma aproximada con procedimientos complicados. Los inventores encontraron que con la ayuda del número de revoluciones del árbol de baja presión como magnitud característica de motor se puede deducir aproximadamente también el rendimiento de motor que influye en el rendimiento de vuelo, que basta para la detección de una variación significativa del rendimiento de vuelo o un estado de engelamiento. Básicamente, para el presente procedimiento no son necesarios procedimientos de cálculo complejos y propensos a fallos y además computacionalmente intensos.

Esto ofrece la ventaja decisiva de que el presente procedimiento para el reconocimiento de un engelamiento puede realizarse por medio de las instalaciones de procesamiento electrónico de datos de a bordo, ya que no se requiere una capacidad computacional excesiva y los cálculos pueden realizarse también con los sistemas de aviónica de a bordo.

A continuación, se indican a título de ejemplo algunos parámetros que entran en consideración para el procedimiento. Para la altura como parámetro de estado de vuelo entran en consideración, por ejemplo, la altura barométrica (con o parcialmente con aceptaciones de ISA), la altura geométrica, la altura geopotencial, la altura elipsoidal o la altura ortométrica. Además, como parámetros de estado de vuelo que han de ser considerados, entran en consideración la densidad de aire, la temperatura así como la presión de aire. Para el empuje como parámetro de estado de vuelo entran en consideración empuje / "thrust" PLA ("Power Lever Angle" / ángulo de palanca de potencia) EPR ("Engine Pressure Ratio" / relación de presión de motor), N¹("Fan Speed" / velocidad de ventilador, "Low Pressure Core Speed" / velocidad de núcleo de baja presión), N²("Low Pressure Core Speed" / velocidad de núcleo de baja presión, "High Pressure Core Speed" / velocidad de núcleo de alta presión), N³("High Pressure Core Speed" / velocidad de núcleo de alta presión), Torque (posiblemente normalizado), N^p("Propeller Speed" / velocidad de hélice), N^h("High pressure turbine rotational speed" / velocidad de rotación de turbina de alta presión), N^l("Low pressure turbine rotational speed" / velocidad de rotación de turbina de baja presión), FF ("Fuel flow" / flujo de carburante), TT ("Turbine Temperature" / temperatura de turbina), EGT ("Exhust Gas Temperature" / Temperatura de gas de escape), temperatura de aceite, presión de aceite, "propeller pitch" / paso de hélice, "propeller loads" / cargas de hélice, "fan loads" / cargas de ventilador, "gear loads" / cargas de engranajes. Para la velocidad como parámetro de estado de vuelo entran en consideración: VIAS ("Indicated Airspeed" / velocidad de aire indicada), VCAS ("Calibrated Airspeed" / velocidad de aire calibrada), VTAS ("True Airspeed" / velocidad de aire real), VEAS ("Equivalent Airspeed" / velocidad de aire equivalente), Ma (número de Mach), Fr (número de Froude), Re (número de Reynolds). Para la sustentación total como parámetro de estado de vuelo entran en consideración: sustentación (es decir, en el sistema aerodinámico), fuerza Z (en el sistema de la aeronave) factor de carga, distribución de presión de perfil a lo largo de la envergadura.

Según la invención, el índice de rendimiento de vuelo actual es una variación de energía total a lo largo de un período de tiempo predefinido. La variación de energía total puede determinarse a partir de la velocidad de vuelo actual frente al aire (V^tas- "T rue Airspeed" / velocidad de aire real), la altura de vuelo barométrica actual así como la masa total del avión y las respectivas variaciones temporales de ello. De esta manera, pueden calcularse con medios muy sencillos el índice de rendimiento de vuelo y la representación relacionada con este del rendimiento de vuelo actual, sin perder de vista la precisión del procedimiento de detección.

De este modo, el índice de rendimiento de vuelo actual puede calcularse como variación de energía total según

Etot * (g ■ H ■ m) + (g ■ A ■ m)

(Vtas ■ VTAS ■ m) (2 ■ Vtas ^■m)

donde Etot es la variación de energía total a lo largo del período de tiempo predefinido, H es la altura de vuelo actual, H es la variación temporal de las alturas de vuelo a lo largo del periodo de tiempo predefinido, Vtas es la velocidad de vuelo actual con respecto al flujo de aire circundante, VTAS es la variación temporal de la velocidad de vuelo frente al flujo de aire circundante a lo largo del presente periodo de tiempo, m es la masa total actual del avión y m es la variación temporal de la masa total del avión a lo largo del periodo de tiempo predefinido y g es la aceleración terrestre. Dado que la variación temporal de la aceleración terrestre g generalmente es muy pequeña y su relevancia en la variación temporal de la energía total es muy reducida, se puede usar la forma aproximada representada anteriormente. Por ejemplo, el flujo de masa de carburante desde los depósitos del avión a los motores, habitualmente definida positivamente, puede entrar como variación de masa negativa -m.

A este respecto, cabe volver a mencionar que los índices de rendimiento de vuelo como variación de energía total pueden determinarse sin sensores adicionales, ya que los valores de los parámetros de estado de vuelo indicados, necesarios para el cálculo de la variación de energía total, son determinados y proporcionados continuamente por los sistemas de aviónica del avión o pueden deducirse de los valores determinados de diferentes parámetros de estado de vuelo.

En una forma de realización ventajosa a este respecto, el índice de referencia de rendimiento de vuelo asimismo se indica en forma de una variación de energía total, de manera que el índice de referencia de rendimiento nominal es una variación de energía total nominal a lo largo de un período de tiempo predefinido. El modelo de rendimiento de vuelo está realizado de tal forma que, a base del estado de vuelo actual y los valores correspondientes de los parámetros de estado de vuelo puede deducirse la variación nominal de la energía total para el estado de vuelo actual.

Por el hecho de que por el modelo de rendimiento de vuelo puede deducirse la variación nominal de energía total para el estado de vuelo actual y, además, la energía total se determina como índice de rendimiento de vuelo actual, los dos índices pueden compararse entre sí y se pueden detectar desviaciones correspondientes.

En una forma de realización ventajosa a este respecto, en función de la variación actual de la energía total como índice de rendimiento de vuelo actual y de la variación nominal de la energía total como índice de referencia de rendimiento de vuelo nominal se calcula un coeficiente de resistencia diferencial

A n Eref — Etot

A^w ~ ~_q — _{■ S}TT _■-T _V,_T -- _A - _S -

en la que Etot es la variación actual de la energía total, Eref la variación nominal de la energía total, V^tases la velocidad del avión frente al aire, q es la presión dinámica y S es la superficie de alas del avión. Este valor característico en forma de un coeficiente de resistencia diferencial resulta como diferencia entre el rendimiento de vuelo actual y el rendimiento de vuelo de referencia, y en caso de excederse un valor límite predefinido con respecto al coeficiente de resistencia diferencial se puede partir, por ejemplo, de un engelamiento del avión y se produce una detección de un engelamiento del avión.

La conversión como coeficiente sin dimensión ACw es especialmente ventajosa, ya que es un criterio muy sencillo (por ejemplo,valor umbral en 30% Cwo), que puede ser utilizado independientemente del estado de vuelo y del estado del avión así como independientemente del avión mismo. La escalada entre aviones muy pequeños y muy grandes o de estados de vuelo lentos a rápidos ya se ha tenido en cuenta en los términos que se usan en el cálculo de ACw.

Para conseguir también en este punto una robustez contra influjos exteriores, se encontró que resulta ventajoso un filtrado de la magnitud característica determinada, para poder compensar efectos altamente dinámicos y estacionarios, por ejemplo, el vuelo atravesando turbulencias, que pudiesen falsear temporalmente la magnitud característica del rendimiento de vuelo actual.

En otra forma de realización ventajosa se determinan además también valores de parámetros de estado del avión, a partir de los que se puede determinar un estado de vuelo con deriva En función de estos valores determinados de parámetros de estado de vuelo, a partir de los que puede determinarse un estado de vuelo con deriva, es calculado entonces un valor de compensación del índice de rendimiento de vuelo actual, de manera que el índice de rendimiento de vuelo actual se corrige por el valor de compensación. De esta manera, el estado de vuelo con deriva que puede falsear el cálculo del índice de rendimiento de vuelo actual, puede excluirse de la variación de energía total, reduciendo o evitando de esta manera eñ riesgo de detecciones erróneas durante un vuelo con deriva.

El valor de compensación puede ser un valor de compensación de resistencia que puede calcularse según la fórmula

■ g ■ sen p

-- _' -- _r<---------

en la que ACw,comp es el valor de compensación de resistencia, nyf es un factor de carga lateral, fijo al avión, m es la masa total del avión, g es la aceleración terrestre, p es el ángulo de deriva, q es la presión dinámica y S es la superficie de referencia del avión. El ángulo de deriva puede estimarse (sobre la base de otros datos e información), medirse y/o calcularse.

En otra forma de realización ventajosa se proporciona un módulo de rendimiento de vuelo reducido en forma de una tabla multidimensional, siendo reproducido cada parámetro de estado de vuelo, relevante para el modelo de rendimiento de vuelo, por una dimensión de tabla. Cada dimensión de tabla presenta para el respectivo parámetro de estado de vuelo una pluralidad de puntos de apoyo que reproducen los valores predefinidos de los respectivos parámetros de estado de vuelo de esta dimensión de tabla. Para cada par de puntos de apoyo a partir de valores de los diferentes parámetros de estado de vuelo de las distintas dimensiones de tala puede ser deducido entonces al menos un índice de referencia de rendimiento de vuelo nominal que está depositado en esta posición de tabla definida por el par de puntos de apoyo.

Ha resultado ser ventajoso si la velocidad de vuelo con respecto al flujo de aire circundante, una magnitud característica de sustentación de la sustentación del avión, una magnitud característica del rendimiento de motor, la altura de vuelo así como, dado el caso, una configuración del avión como parámetro de estado de vuelo, forman respectivamente una dimensión de tabla, de manera que, con la ayuda de valores concretos de estos parámetros de estado de vuelo puede ser determinado el índice de referencia de rendimiento de vuelo, por ejemplo, en forma de una variación de energía total nominal.

La ventaja de esta puesta a disposición tabular del modelo de rendimiento de vuelo consiste en que, sin esfuerzo de cálculo notable ( número reducido constante de operaciones de cálculo) puede determinarse el índice de referencia de rendimiento de vuelo a partir del modelo de rendimiento de vuelo, de manera que la detección total de un engelamiento de avión puede realizarse continuamente en tiempo real durante el vuelo. Por lo tanto, un engelamiento puede ser señalizado inmediatamente al piloto. Por lo tanto, no tiene que simularse un modelo dinámico completo que requiere un alto rendimiento de cálculo que precisamente en objetos de vuelo no tripulados no puede proporcionarse.

El objetivo se consigue también con el sistema de asistencia según la reivindicación 15 para la realización del procedimiento mencionado anteriormente. El sistema de asistencia presenta en particular una unidad de evaluación electrónica, para realizar los cálculos del índice de rendimiento de vuelo actual y del índice de referencia de rendimiento de vuelo nominal así como la detección del engelamiento mediante la comparación de los dos índices. Además, el sistema de asistencia presenta una memoria de datos o está comunicado con tal memoria de datos, estando depositado en la memoria de datos el modelo de rendimiento de vuelo digital.

A continuación, la invención se explica con la ayuda de las figuras adjuntas. Muestran:

la figura 1 - una representación esquemática de un dispositivo de asistencia;

la figura 2 - una representación esquemática de un modelo de rendimiento de vuelo tabular.

La figura 1 muestra esquemáticamente el sistema de asistencia 10 que puede ser por ejemplo una instalación de procesamiento electrónico de datos dentro de los sistemas de aviónica de un avión. También es posible que el sistema de asistencia 10 esté previsto fuera del avión, en cuyo caso debe existir una comunicación entre el sistema de asistencia, por una parte, y el avión, por otra parte, para poder transmitir los datos del estado de vuelo, necesarios para el cálculo y la detección, al sistema de asistencia 10 y poder transmitir una posible detección de engelamiento de vuelta al avión. También es posible la utilización como "análisis post-vuelo".

En otras realizaciones, sin embargo, se parte de que el sistema de asistencia 10 es parte integrante de un avión.

El sistema de asistencia 10 está conectado, a través de una interfaz 11, al bus de datos 12 de los sistemas de aviónica del avión, para poder detectar los parámetros de estado de vuelo necesarios para la detección. A través de este bus de datos 12, el sistema de asistencia 10 está conectado indirectamente a los sensores instalados en el avión por estándar y, por tanto, puede registrar los parámetros de estado de vuelo necesarios para la detección, que son medidos con la ayuda de los sensores durante el vuelo, y tomarlos del bus de datos 12 a través de la interfaz 11.

El sistema de asistencia 10 presenta además un a memoria de datos 13 digital, en la que el modelo de rendimiento de vuelo 14 está depositado en forma de una tabla multidimensional. Pero la tabla multidimensional ofrece la ventaja de que la determinación del índice de referencia de rendimiento de vuelo es posible sin un esfuerzo de cálculo especial, ya que resultan directamente de la tabla en función de los valores concretos de los parámetros de estado de vuelo del avión. Además, existe la posibilidad de interpolar entre índices de referencia de rendimiento de vuelo, si los valores de parámetro de estado de vuelo del estado de vuelo no reproducen directamente los puntos de apoyo correspondientes.

Tal como se muestra en la figura 2, una representación tabular de este tipo del modelo de rendimiento de vuelo digital puede componerse, por ejemplo, de cinco dimensiones, estando previstas respectivamente una dimensión para la velocidad de vuelo, una dimensión para una magnitud característica de sustentación, una magnitud característica de motor, la altura de vuelo, así como una configuración de avión de orden superior.

Volviendo a la figura 1, el sistema de asistencia 10 presenta además una unidad de evaluación 15 electrónica, que está realizada para la detección de un estado de engelamiento. Para ello, la unidad de evaluación 15 presenta un modelo de referencia 16 que está realizado para el cálculo o la determinación de un índice de referencia de rendimiento de vuelo. En el ejemplo de realización de la figura 1, el índice de referencia de rendimiento de vuelo es la variación de energía total Eref, que también está depositado en el modelo de rendimiento de vuelo según la figura 2 en la tabla.

El módulo de referencia 16 está conectado a la memoria de datos 13 digital, en la que está depositado el modelo de rendimiento de vuelo 14, para poder acceder a la tabla 14 depositada allí. Además, el módulo de referencia 16 está conectado en materia de señales al bus de datos 12, a través de la interfaz 11, para poder determinar los parámetros de estado de vuelo necesarios para el cálculo y la determinación de la variación de energía total Éref y sus valores actuales.

En el ejemplo de realización de la figura 1, el módulo de referencia 16 necesita al menos la velocidad de vuelo V^tasactual con respecto al flujo de aire circundante, la altura barométrica H actual, la masa total m actual, valores relativos al factor de carga (al menos en el eje de sustentación, de manera ventajosa, también en los ejes longitudinal y transversal), una magnitud característica de motor así como información relativa a la configuración del avión. La magnitud característica de motor puede ser, por ejemplo, el número de revoluciones del árbol de baja presión de los motores del avión (por ejemplo, como magnitud característica promediada a través de todos los motores). Si el avión presenta dos o más motores, es posible que el número de revoluciones del árbol de baja presión se promedie a través de los motores.

En cuanto a la configuración del avión, se transmite información que refleja la configuración actual del avión. Se trata de información relativa al tren de aterrizaje (desplegado, plegado) así como información relativa a medidas que varían la sustentación, como, por ejemplo, sistemas de alta sustentación, aletas de ranura, alerones de aterrizaje. Esta información es ventajosa, porque una variación de la configuración del avión interviene en la aerodinámica del avión y, por tanto, varía la resistencia total del avión. Para evitar que en caso de una variación de la configuración del avión y la variación resultante de la resistencia total no se deduzca una variación del rendimiento de vuelo basada en un engelamiento, se tienen en consideración en el modelo de rendimiento de vuelo las distintas configuraciones posibles del avión, de modo que para cada configuración del avión puede determinarse también un índice de referencia de rendimiento de vuelo nominal correcto.

Para la determinación de la variación de energía total nominal Éref , en primer lugar, se necesita una magnitud característica de sustentación A, que resulta según la fórmula

A = (nz)a ■ g ■ m.

El factor de carga (nz)a puede calcularse según la fórmula

(nz) a = - ( n x) f ■ sen(a) (nz) f ■ cos(a)

en la que el ángulo a es el ángulo de ataque.

Sobre la base de la configuración de avión actual se determina ahora la tabla multidimensional del modelo de rendimiento de vuelo 14 de la memoria de datos digital, adecuado para la configuración actual del avión. Entones, sobre la base de los valores de la altura de vuelo actual, la magnitud característica de sustentación, la velocidad de vuelo, así como la magnitud característica de motor de la tabla se determina entonces la variación de energía total nominal, temporal Éref y se almacena de forma intermedia en el módulo de referencia 16.

La variación de energía total nominal temporal Éref es una magnitud característica del rendimiento de vuelo del avión en el estado no helado y se puede entender por tanto como valor idealizado. El índice de referencia del rendimiento de vuelo puede estar previsto o bien para el tipo de avión del avión en general o bien adaptarse especialmente al avión, por ejemplo, si el avión ya es un poco más antiguo, con lo que resulta un rendimiento de vuelo alterado. De esta manera, el sistema total puede ser notablemente más claro.

Además, la unidad de evaluación 15 presenta un módulo de estado de vuelo 17 que asimismo está acoplado con la interfaz 11 al bus de datos 12 y, con la ayuda de parámetros de estado de vuelo correspondientes se puede calcular un índice de rendimiento de vuelo actual en forma de una variación de energía total Etotal. El módulo de estado de vuelo 17 recibe para ello al menos la velocidad de vuelo actual V^tas, la altura actual H, la masa total del avión m así como una variación temporal de la masa de avión total m como parámetro de estado de vuelo.

Sobre la base de estos valores, con la ayuda de la fórmula

Etot « (g ■ H ■ m) (g ■ H ■ m)

se puede determinar la variación de energía total temporal actual como magnitud característica de rendimiento de vuelo.

Para evitar detecciones erróneas por causas atmosféricas, de manera ventajosa, se parte de un estado casi estacionario de la atmósfera. La variación temporal de la norma del vector de velocidad de flujo incidente V^TAS pueden contener además de una parte de la variación de la velocidad de trayectoria (movimiento del avión en el campo de viento casi estacionario, homogéneo) adicionalmente una parte de la variación de viento temporal experimentada (vuelo por un campo de viento estacionario y/o inhomogéneo) con

^{V tas},^v , ^k

La parte está dominada decisivamente por las características del avión y contiene por tanto correspondientemente el rendimiento de vuelo. En cambio, la variación del flujo incidente resulta por una variación del V TAS y , y

viento desde la atmósfera inestacionaria, por la que se mueve el avión. Con las componentes estimadas del viento en el sistema de coordenadas por ejemplo geodésico (como de manera ventajosa se indica a continuación), estas dos partes pueden separarse de forma analítica. Es aplicable:

por lo que para la norma de resulta como variación escalada de la velocidad de vuelo

Dado que en el caso de viento casi estacionario han de tenerse en considerarse solo los términos que contengan una variación de la velocidad de trayectoria, pueden extraerse de la deducción analítica de la velocidad del flujo incidente. Por lo tanto, la variación de la velocidad de flujo incidente efectiva en el avión sin variación del viento resulta con

siendo ú kg, v kg, wkg las tres componentes del vector de aceleración de trayectoria (deducción temporal de las velocidades de trayectoria) en el sistema de coordenadas geodésico, ^{U a,g,Va,g,wa,g} las tres componentes del vector de

la velocidad de vuelo actual con respecto al aire, Vtas la velocidad del avión con respecto al aire y la variación de la velocidad de vuelo actual a causa de una variación de la velocidad de trayectoria.

v

Además, la parte ' " que resulta de la variación del viento, puede reunirse a partir de los términos restantes, ya que estos están marcados por el comportamiento inestacionario de la atmósfera:

siendo Úwg, Vw,g, Wwglas tres componentes del vector de la deducción temporal de las velocidades de viento en el sistema de coordenadas geodésico, ^{u a,g ,V a,g,w a,g} las tres componentes del vector de la velocidad de vuelo actual con

respecto al aire, Vtas la velocidad del avión con respecto al aire y ^ÉJ^d1A^sr' la variación de la velocidad de vuelo actual a causa de una variación de la velocidad de trayectoria

Por una parte, ahora, la deducción de tiempo ^^determ inada a partir de la velocidad de vuelo medida puede v_{i a s y} , _k

corregirse por las partes del comportamiento inestacionario de la atmósfera . Por otra parte, también se puede vrisf

determinar y usar la parte de la variación de la velocidad de trayectoria ,4ili en el campo de viento estacionario estimado, lo que es preferible a este respecto, ya que las aceleraciones de trayectoria pueden ser medidas y/o estimadas de manera fiable con una plataforma de navegación inercial y las magnitudes de flujo incidente necesarias. De esta manera, se evita el problema de la determinación de la deducción temporal de las componentes del vector de viento en la ecuación. Además, la deducción de tiempo numérica tendría que filtrarse por separado de V^tas, para impedir detecciones erróneas que pueden producirse por la deducción de ruidos superpuestos a la señal. La corrección

E _{g es,corregido} = É _SesVtas 'V _TAS.y■ m

de un valor Etot determinado solo a partir de magnitudes de medición, por las partes de la variación del viento, es posible correspondientemente, pero se considera demasiado complicada y no

lo suficientemente fiable frente al cálculo directo con

Con el vector '^TAS existente del flujo de aire incidente del viento estimado así como su norma ^^tas puede

determinarse la variación temporal de la velocidad de flujo de aire incidente ^V

TASJ , i- .

Por lo tanto, en una forma de realización ventajosa, el estado de rendimiento de vuelo actual para un caso de viento casi estacionario resulta directamente de

^{Eges = m} ^{• VTAS • VTAS¿ - ■ » > ■ VTAs} m - g - H ⁺m-g-H.

Los dos índice para el rendimiento de vuelo, es decir, la variación de energía total temporal nominal Eref así como la variación de energía total temporal actual Eges del módulo de referencia16 y del módulo de estado de vuelo17 se insertan entonces en un módulo de detección 18 que realiza entonces la detección de engelamiento correspondiente. Esto puede realizarse, por ejemplo, de tal forma que se calcula un coeficiente de resistencia de referencia que designa la diferencia de los coeficientes de resistencia a base de las dos variaciones de energía total. Para ello, se proporciona al módulo de detección18 además también la velocidad actual V^tas, la presión dinámica q así como la superficie de ala S actual.

Con la ayuda de la fórmula

se calcula entones el coeficiente de resistencia diferencial ACw , suponiéndose que existe un engelamiento cuando el coeficiente de resistencia diferencial ACw es superior a un valor umbral. Este valor umbral puede ascender por ejemplo a 30% del coeficiente de resistencia cero.

Para evitar falseamientos de la detección en un vuelo con deriva, está previsto además un módulo de vuelo con deriva 19 que calcula un valor de compensación de coeficiente de resistencia, para calcular a partir del coeficiente de resistencia diferencial en sí el estado falseado del vuelo con deriva.

El ángulo de deriva puede estimarse mediante

_^ ^B ^{= a rcs i} _\ ⁿ _Vt ^E _as ^M _'

El valor de compensación de coeficiente de resistencia diferencial ACw.comp se calcula entonces según la fórmula

y asimismo se proporciona al módulo de detección 18. El coeficiente de resistencia de referencia ACw se calcula entonces en función de la fórmula

A ^AC Uw ^— —-_ ^{^}

_q ^re

_'S ^f

_'VT ^{^}

_A ^t

_S ^{ot —} A ^A U ^C i Wfí,comp

habiendo sido eliminados aquí las partes correspondientes del vuelo con deriva por el valor de compensación de coeficiente de resistencia hCwp,comp. Finalmente, de manera ventajosa, puede estar previsto además un módulo de validez 20 que recibe parámetros de estado de vuelo para determinar un índice de validez. Dado que el modelo de rendimiento de vuelo es un modelo de rendimiento reducido, son posibles unos estados de vuelo, en los que se abandona el alcance de validez del modelo de referencia o para lo que el modelo de referencia presenta una precisión reducida. Esto puede ser, por ejemplo, la extensión de deflectores durante el vuelo, lo que varía fuertemente la aerodinámica del avión en su conjunto. Sin embargo, como se produce con relativamente poca frecuencia, generalmente no merece la pena crear para ello un modelo de rendimiento de vuelo ampliado o separado.

Si el módulo de validez 20 reconoce con la ayuda de los parámetros de estado de vuelo que se están abandonando los límites del modelo de rendimiento de vuelo 14, esto se señaliza al módulo de detección 18, para indicar así al módulo de detección 18 que ya no es posible una detección válida de una degradación de rendimiento de vuelo o un engelamiento del avión. En este caso, el módulo de detección ya no detectaría un engelamiento de avión posiblemente reconocido ni emitiría una advertencia correspondiente.

Lista de signos de referencia

10 - Sistema de asistencia

11 - interfaz

12 - Bus de datos

13 - Memoria de datos digital

14 - Módulo de rendimiento de vuelo

15 - Unidad de evaluación

16 - Módulo de referencia

17 - Módulo de estado de vuelo

18 - Módulo de detección

19 - Módulo de vuelo con deriva

20 - Módulo de validez

Ai/au

Claims

REIVINDICACIONES

1. Procedimiento para la detección de una degradación del rendimiento de vuelo de un avión en vuelo, provocada por un engelamiento, en el que se proporciona un modelo de rendimiento de vuelo digital para el tipo de avión correspondiente del avión en vuelo, que reproduce el rendimiento de vuelo nominal del avión en el estado de vuelo no degradado, con los pasos de:

a) la determinación de un estado de vuelo actual del avión en vuelo, incluyendo el estado de vuelo actual una pluralidad de valores de parámetros de estado de vuelo que influyen o caracterizan el rendimiento de vuelo del avión y que son captados al menos parcialmente por medio de sensores previstos en el avión,

d) el cálculo de un índice de rendimiento de vuelo actual a partir de uno o varios parámetros de estado de vuelo del estado de vuelo determinado actualmente, por medio de una unidad de evaluación (15) electrónica, c) la determinación de un índice de referencia de rendimiento de vuelo nominal a partir del modelo de rendimiento de vuelo proporcionado, en función de uno o varios parámetros de estado de vuelo del estado de vuelo determinado actualmente, por medio de la unidad de evaluación (15) electrónica, y

d) la detección de una degradación del rendimiento de vuelo del avión en vuelo en función de una comparación entre el índice de rendimiento de vuelo actual y el índice de rendimiento de vuelo nominal, si la desviación es superior a un valor límite predefinido, por medio de la unidad de evaluación (15) electrónica,

caracterizado por que, el índice de rendimiento de vuelo es una variación de energía total a lo largo de un período de tiempo predefinido.

2. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado por que como parámetro de estado de vuelo se determinan la velocidad de vuelo actual, una variación temporal de la velocidad de vuelo actual, la altura actual, una variación temporal de la velocidad de vuelo actual, la masa total actual del avión, una variación temporal de la masa total del avión, una magnitud característica de motores para la determinación del rendimiento de motor o del empuje de motor, un factor de carga, una magnitud característica de sustentación actual del avión, la presión dinámica actual y/o una configuración actual del avión.

3. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 2, caracterizado por que una fuerza de sustentación A como magnitud de sustentación actual del avión es calculada como parámetro de estado de vuelo según la fórmula

A = (nz)a ■ g ■ m

en la que A es la fuerza de sustentación, (nz)a es un factor de carga en el eje de sustentación del avión, g es la aceleración terrestre y m es la masa total del avión.

4. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 3, caracterizado por que el factor de carga (nz)a en el eje de sustentación del avión es calculado según la fórmula

(nz) a = - ( n x) f ■ sen(a) (nz) f ■ cos(a)

en la que (nx)f es el factor de carga en el eje longitudinal del avión, (nz)f es el factor de carga en el eje vertical del avión y a es el ángulo de ataque.

5. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones 2 a 4, caracterizado por que para la magnitud característica de motores para la determinación del rendimiento de motores como parámetro de estado de vuelo es determinado el número de revoluciones del árbol de baja presión de al menos un motor del avión.

6. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el índice de rendimiento de vuelo actual es calculado como variación de energía total según la fórmula

1 2

Etot = m ■ VTAS ■ VTAS -■ m ■ V-fAS m ■ g ■ H m ■ g ■ H

donde (Etot) es la variación de energía total a lo largo del período de tiempo predefinido, H es la altura de vuelo actual, (H) es la variación temporal de las alturas de vuelo a lo largo del periodo de tiempo predefinido, V^tases la velocidad de vuelo actual con respecto al flujo de aire circundante, VTAS es la variación temporal de la velocidad de vuelo frente al flujo de aire circundante a lo largo del período de tiempo predefinido, m es la masa total actual del avión, (m) es la variación temporal de la masa total del avión a lo largo del periodo de tiempo predefinido y g es la aceleración terrestre.

7. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el índice de referencia de rendimiento nominal es una variación de energía total nominal a lo largo de un período de tiempo predefinido, proporcionándose un modelo de rendimiento de vuelo, del que, sobre la base del estado de vuelo actual, puede deducirse la variación de energía total nominal para el estado de vuelo actual.

8. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 7, caracterizado por que, en función de la variación actual de la energía total como índice de rendimiento de vuelo actual y de la variación nominal de la energía total como índice de referencia de rendimiento de vuelo nominal se calcula un coeficiente de resistencia diferencial ACw según la fórmula

_AA_u n_w_ _—^re -f — _— Etot

q • S • VTAS

con (Etot) como variación de energía total actual, (Éref) como variación de energía total nominal, Vtas como velocidad del avión frente al aire, q como presión dinámica y S como superficie de referencia del avión, detectándose una degradación de rendimiento de vuelo, cuando el coeficiente de resistencia diferencial es superior al valor límite.

9. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el índice de rendimiento de vuelo actual es determinado además teniendo en consideración una variación de viento experimentada por el avión.

10. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 9, caracterizado por que una parte de viento de una variación temporal de la velocidad del avión con respecto al aire, es calculada, teniendo en consideración la variación de viento experimentada, según la fórmula

siendo Ük,g, Vk,g, Wk?g las tres componentes del vector de aceleración de trayectoria (deducción temporal de las velocidades de trayectoria) en el sistema de coordenadas geodésico, ^{u a,g ,V a ,g ,w a,g} las tres componentes del vector de V , la velocidad de vuelo actual con respecto al aire, Vtas la velocidad del avión con respecto al aire y TAS’Vk la variación de la velocidad de vuelo actual a causa de una variación de la velocidad de trayectoria, y el índice de rendimiento de vuelo actual como variación de energía total a lo largo de un período de tiempo predefinido, y según la fórmula

1 2

Etotm)VTAS • VTAS + ^ • m • VfAS m • g • H m • g • H

V -V ■

si ^■ end ^jo ^{TAS TAS V}

11. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que además son determinados valores de parámetros de estado de vuelo para la determinación de un estado de vuelo con deriva, y en función de estos valores determinados de parámetros de estado de vuelo, para la determinación del estado de vuelo con deriva, es calculado un valor de compensación del índice de rendimiento de vuelo actual y la comparación es realizada además en función del valor de compensación.

12. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 11, caracterizado por que el valor de compensación es un valor de compensación de resistencia, que es calculado según la fórmula

ny • m • g • sen j3

AEwp,COmp — ~_{q •} ñ _sF

en la que ACw,comp es el valor de compensación de resistencia, ny es un factor de carga lateral, m es la masa total del avión, g es la aceleración terrestre, p es el ángulo de deriva, q es la presión dinámica y S^fes la superficie de referencia del avión.

13. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que se proporciona un modelo de rendimiento de vuelo reducido en forma de una tabla multidimensional, siendo reproducido cada parámetro de estado de vuelo, relevante para el modelo de rendimiento de vuelo, por una dimensión de tabla, presentando cada dimensión de tabla una pluralidad de puntos de apoyo que son valores predefinidos de los respectivos parámetros de estado de vuelo, y estando depositado para cada par de puntos de apoyo de valores de los distintos parámetros de estado de vuelo respectivamente al menos un índice de referencia de rendimiento de vuelo nominal.

14. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 13, caracterizado por que los parámetros de estado de vuelo que forman las dimensiones de tabla son la velocidad de vuelo con respecto al flujo de aire circundante, una magnitud característica de sustentación de la sustentación del avión, una magnitud característica de motor del rendimiento de motor, la altura de vuelo y, dado el caso, una configuración del avión.

15. Sistema de asistencia (10) para la detección de una degradación del rendimiento de vuelo de un avión en vuelo, provocada por un engelamiento, estando realizado el sistema de asistencia (10) para la realización del procedimiento para la detección de la degradación de rendimiento de vuelo provocada por un engelamiento, según una de las reivindicaciones anteriores.

16. Avión con un sistema de asistencia (10) según la reivindicación 15.