ES2945109T3 - Dispositivo electrónico de vigilancia de al menos una señal de radionavegación en fase de aproximación a una pista de aterrizaje, procedimiento de vigilancia y programa informático asociados - Google Patents
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Abstract
Este dispositivo electrónico de monitorización (30) está configurado para monitorizar al menos una señal de radionavegación en fase de aproximación a una pista de aterrizaje (12), procedente cada señal de radionavegación de una cadena de recepción embarcada (32) a bordo de una aeronave (10). El dispositivo (30) comprende un módulo de cálculo (34) para calcular un valor de desplazamiento angular en un plano de referencia, un módulo de comparación (36) para comparar el valor de desplazamiento angular con la señal de radionavegación correspondiente, y un módulo de alerta (38) para generar una señal de alerta basada en la comparación entre el valor de desplazamiento angular y la señal de radionavegación correspondiente. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)
Description
DESCRIPCIÓN
Dispositivo electrónico de vigilancia de al menos una señal de radionavegación en fase de aproximación a una pista de aterrizaje, procedimiento de vigilancia y programa informático asociados
[0001] La presente invención se refiere a un dispositivo electrónico de vigilancia de al menos una señal de radionavegación en fase de aproximación a una pista de aterrizaje, tal que cada señal de radionavegación se obtiene de una cadena de recepción situada a bordo de una aeronave.
[0002] El dispositivo de vigilancia comprende un módulo de cálculo configurado para calcular un valor angular de desplazamiento en un plano de referencia; un módulo de comparación configurado para comparar el valor angular de desplazamiento calculado con la señal de radionavegación correspondiente; y un módulo de alerta configurado para generar una señal de alerta en función del resultado de la comparación entre el valor angular de desplazamiento calculado y la señal de radionavegación correspondiente.
[0003] La invención se refiere también a un procedimiento de vigilancia de al menos una señal de radionavegación en fase de aproximación a la pista de aterrizaje.
[0004] La invención se refiere también a un programa informático que incluye instrucciones de software que, cuando son ejecutadas por un ordenador, implementan dicho procedimiento de vigilancia.
[0005] La invención se refiere al campo de la vigilancia de una aeronave durante su fase de aproximación hacia una pista de aterrizaje, en particular de la vigilancia de señales de radionavegación para el pilotaje automático de alto nivel de seguridad, requerido para las operaciones de aproximación y de aterrizaje en condiciones de visibilidad reducida, por ejemplo, en categoría IIIB según el anexo 10 del volumen 1 de la OACI. Estos sistemas de pilotaje automático usan también informaciones de medida de velocidad suministradas por un equipo IRS (del inglés Inertial Reference System).
[0006] Las señales de radionavegación vigiladas son, por ejemplo, señales ILS (del inglés Instrument Landing System), señales MLS (del inglés Microwave Landing System) o señales GLS (del inglés GBAS Landing System, es decir, Ground-Based Augmentation System Landing System).
[0007] Por el documento US 8,630,756 B2 se conoce un dispositivo electrónico de vigilancia del tipo citado anteriormente. Este dispositivo de vigilancia de señales ILS comprende un módulo de cálculo configurado para calcular un valor angular de desplazamiento de la aeronave en un plano de referencia, a partir de una información de posición de una baliza en tierra capaz de emitir la señal ILS y de informaciones de posición de la aeronave obtenidas de un receptor GPS situado a bordo de la aeronave.
[0008] Este dispositivo de vigilancia de señales ILS comprende además un módulo de comparación del valor angular de desplazamiento calculado a partir de la posición de la baliza, con la señal de radionavegación correspondiente, y un módulo de alerta para generar una señal de alerta en función del resultado de dicha comparación.
[0009] Sin embargo, dicho dispositivo de vigilancia debe conocer con exactitud la posición de la baliza en tierra capaz de emitir la señal ILS a través de un acoplamiento con una base de datos de información de navegación, así como una posición suficientemente precisa de la aeronave suministrada por el receptor GPS,
[0010] El objeto de la invención es así proponer un dispositivo electrónico de vigilancia que sea más fácil de implementar, y no recurra ni a la posición de la aeronave suministrada por el receptor GPS, ni a la posición de la baliza en tierra.
[0011] Para este fin, la invención tiene por objeto un dispositivo electrónico de vigilancia según la reivindicación 1.
[0012] La invención tiene además por objeto un dispositivo electrónico de vigilancia según la reivindicación 2.
[0013] Según otros aspectos ventajosos de la invención, el dispositivo electrónico de vigilancia es según cualquiera de las reivindicaciones 3 a 7.
[0014] La invención tiene igualmente por objeto un procedimiento de vigilancia según la reivindicación 8.
[0015] La invención tiene igualmente por objeto un procedimiento de vigilancia según la reivindicación 9.
[0016] La invención tiene igualmente por objeto un programa informático según la reivindicación 10.
[0017] Estas características y ventajas de la invención se entenderán más claramente a partir de la lectura de la descripción que se ofrece a continuación, proporcionada únicamente a modo de ejemplo no limitativo, y hecha con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:
- la figura 1 es una representación esquemática de una aeronave durante la fase de aproximación hacia una pista de aterrizaje, comprendiendo la aeronave varios sistemas de aviónica y un dispositivo electrónico de vigilancia de al menos una señal de radionavegación;
- la figura 2 es una representación más detallada del dispositivo de vigilancia de la figura 1;
- la figura 3 es una representación esquemática de un desplazamiento lateral de la aeronave en un plano horizontal;
- la figura 4 es una representación esquemática de un desplazamiento vertical de la aeronave en un plano vertical;
- la figura 5 es un organigrama de un procedimiento de vigilancia según la invención, en el caso del cálculo de un valor angular de desplazamiento lateral en el plano horizontal;
- la figura 6 es una vista análoga a la de la figura 5, en el caso del cálculo de un valor angular de desplazamiento vertical en el plano vertical;
- la figura 7 es una representación esquemática de una arquitectura redundante del estado de la técnica, que incluye varios sistemas de aviónica;
- la figura 8 es una representación esquemática de una arquitectura redundante según la invención, que incluye varios sistemas de aviónica y el dispositivo de vigilancia de la figura 1, según una primera configuración; y
- la figura 9 es una vista análoga a la de la figura 8, según una segunda configuración.
[0018] De forma convencional en la presente solicitud, la expresión «sustancialmente igual a» expresará una relación de igualdad con más o menos el 10%, más preferentemente una relación de igualdad con más o menos el 5%.
[0019] En lo que sigue de la descripción, 1 Ft (del inglés Feet) designará 1 pie, igual a 0,3048 metros, 1 Nm (del inglés Nautical mile) designará 1 milla náutica, igual a 1.852 metros, y 1 Kt (del inglés Knot) designará 1 nudo, igual a 1.852 m/h, es decir, 0,514 m.s-1.
[0020] En la figura 1, una aeronave 10 está en fase de aproximación hacia una pista de aterrizaje 12, y es capaz de desplazarse a lo largo de un eje predeterminado 14 de aproximación hacia la pista de aterrizaje 12.
[0021] La aeronave 10 es preferentemente un avión. Como variante, la aeronave 10 es un helicóptero, o un dron pilotado a distancia por un piloto.
[0022] La aeronave 10 presenta, con respecto al sistema de referencia terrestre, una posición actual P, también denominada posición instantánea, así como una velocidad actual V, también denominada velocidad instantánea.
[0023] La aeronave 10 comprende parte o la totalidad de los sistemas siguientes para suministrar los parámetros propios de la aeronave:
- un sistema 16 de gestión del vuelo de la aeronave, también denominado FMS (del inglés Flight Management System), - un sistema 18 de navegación por satélite, también denominado GNSS (del inglés Global Navigation Satellite System), tal como un sistema GPS (del inglés Global Positioning System);
- un sistema de referencia inercial 20, también denominado sistema IRS (del inglés Inertial référence System), que está acoplado o no al sistema GPS;
- un sistema de ayuda al aterrizaje ILS 22 (del inglés Instrument Landing System)
- un sistema de ayuda al aterrizaje MLS 24 (del inglés Microwave Landing System);
- un sistema de ayuda al aterrizaje GLS 26 (del inglés GBAS Landing System en el que GBAS significa Ground-Based Augmentation System);
- un sistema de medida de la altura de la aeronave con respecto en tierra, de tipo radioaltímetro RADALT 27;
- un sistema de posicionamiento radioeléctrico 28, también denominado sistema VOR (del inglés VHF Omnidirectional Range), que funciona con las frecuencias VHF; y
- una base de datos 29 que contiene especialmente datos relativos a las diferentes pistas con respecto a determinados aeropuertos de una o varias regiones.
[0024] El experto en la materia observará que la aeronave 10 comprende, en determinadas configuraciones, varios duplicados de algunos de los sistemas citados anteriormente por motivos de redundancia, tal como se describirá más en detalle en relación con las figuras 8 y 9.
[0025] Según la invención, la aeronave 10 comprende también un dispositivo electrónico 30 de vigilancia de al menos una señal de radionavegación en fase de aproximación a la pista de aterrizaje 12, tal que cada señal de radionavegación se obtiene de una cadena de recepción 32 situada a bordo de la aeronave 10.
[0026] La pista de aterrizaje 12 es sustancialmente plana, y define un plano horizontal de referencia A. La pista de aterrizaje 12 incluye un punto característico Pc, con respecto al cual se determina principalmente la distancia entre la aeronave 10 y la pista de aterrizaje 12.
[0027] El eje predeterminado de aproximación 14 presenta un ángulo a con respecto al plano de referencia A de la pista de aterrizaje. El valor del ángulo a es, por ejemplo, igual a 3 grados, y está incluido, por ejemplo, en la base de datos 29 que contiene informaciones sobre las pistas de los aeropuertos.
[0028] Los diferentes sistemas de aviónica, en concreto, los sistemas FMS 16, GNSS 18, IRS 20, ILS 22, MLS 24, GLS 26 y VOR 28, son conocidos de por sí y son capaces de suministrar diversos parámetros de aviónica al dispositivo de vigilancia 30.
[0029] Los parámetros de aviónica incluyen principalmente:
- la distancia de la aeronave 10 al umbral de pista Pc, suministrada por los sistemas FMS 16 y/o GNSS 18;
- la velocidad instantánea V de la aeronave 10, suministrada por los sistemas GNSS 18 y/o IRS 20, en particular la velocidad con respecto a tierra instantánea denotada por GSpeed;
- la trayectoria de vuelo instantánea FPA de la aeronave 10 (del inglés Flight Path Angle), también denominada trayectoria de vuelo actual, y suministrada por los sistemas IRS 20 y/o GNSS 18;
- una altura instantánea H de la aeronave 10, también denominada altura actual sobre la pista, y suministrada por los sistemas RADALT 27 y/o FMS 16 y/o GNSS 18;
- un rumbo instantáneo de la aeronave 10, también denominado rumbo actual, y suministrado por los sistemas GNSS 18 y/o IRS 20;
- una desviación angular lateral actual de la aeronave 10, o señal LOC (del inglés Localizer deviation) con respecto al eje predeterminado 14 de aproximación hacia la pista de aterrizaje 12, suministrada por los sistemas ILS 22 y/o MLS 24 y/o GLS 26; y
- una desviación angular vertical actual de la aeronave 10, o señal GLIDE (del inglés Glide deviation) con respecto al eje predeterminado 14 de aproximación hacia la pista de aterrizaje 12, suministrada por los sistemas ILS 22 y/o MLS 24 y/o GLS 26.
[0030] El dispositivo electrónico 30 de vigilancia de al menos una señal de radionavegación incluye un módulo de cálculo 34 configurado para calcular un valor angular de desplazamiento en un plano de referencia, un primer módulo de comparación 36 configurado para comparar el valor angular de desplazamiento calculado con la señal de radionavegación correspondiente y un módulo de alerta 38 configurado para generar una señal de alerta en función del resultado de la comparación entre el valor angular de desplazamiento calculado y la señal de radionavegación correspondiente.
[0031] Como complemento facultativo, el módulo de cálculo 34 está configurado además para efectuar un filtrado de valores sucesivos de una señal de radionavegación vigilada.
[0032] Según este complemento facultativo, el dispositivo de vigilancia 30 incluye además un segundo módulo
de comparación 40 configurado para comparar el valor medio resultante de dicho filtrado de los valores de la señal de radionavegación vigilada con una magnitud prevista hacia el eje de la pista, entre un rumbo previsto y una trayectoria de vuelo prevista según la señal de radionavegación vigilada. El segundo módulo de comparación 40 está configurado también para comparar la sensibilidad medida de las variaciones medidas con respecto a la sensibilidad prevista según la señal de radionavegación vigilada. Dichas magnitudes previstas se obtienen de la base de datos 29 situada a bordo de la aeronave 10 y que suministran los valores teóricos de las magnitudes vigiladas.
[0033] En el ejemplo de la figura 1, el dispositivo de vigilancia 30 incluye una unidad de tratamiento de informaciones 42 formada, por ejemplo, por una memoria 44 asociada a un procesador 46.
[0034] La cadena de recepción 32 incluye al menos un sistema entre los sistemas de ayuda al aterrizaje citados anteriormente, en concreto, el sistema de ayuda al aterrizaje ILS 22, el sistema de ayuda al aterrizaje MLS 24 y el sistema de ayuda al aterrizaje GLS 26.
[0035] En el ejemplo de la figura 1, el módulo de cálculo 34, el primer módulo de comparación 36, el módulo de alerta 38, así como, como complemento facultativo, el segundo módulo de comparación 40, están hechos cada uno en forma de un software ejecutable por el procesador 46. La memoria 44 del dispositivo de vigilancia 30 es capaz así de almacenar un software de cálculo configurado para calcular un valor angular de desplazamiento en el plano de referencia, un primer software de comparación configurado para comparar el valor angular de desplazamiento calculado con la señal de radionavegación correspondiente y un software de alerta configurado para generar la señal de alerta en función del resultado de la comparación entre el valor angular de desplazamiento calculado y la señal de radionavegación correspondiente, así como, como complemento facultativo, un segundo software de comparación configurado para comparar el valor medio resultante de dicho filtrado de los valores de la señal de radionavegación vigilada con una magnitud prevista hacia el eje de la pista, entre un rumbo previsto y una trayectoria de vuelo prevista según la señal de radionavegación vigilada. El procesador 46 de la unidad de tratamiento de informaciones 42 es así capaz de ejecutar el software de cálculo, el primer software de comparación, el software de alerta, así como, como complemento facultativo, el segundo software de comparación.
[0036] Como variante no representada, el módulo de cálculo 34, el primer módulo de comparación 36, el módulo de alerta 38, así como, como complemento facultativo, el segundo módulo de comparación 40, están hechos cada uno en forma de un componente lógico programable, tal como un FPGA (del inglés Field Programmable Gate Array), o en forma de un circuito integrado dedicado, tal como un ASIC (del inglés Application Spécifie Integrated Circuit).
[0037] Según la invención, el módulo de cálculo 34 está configurado para calcular el valor angular de desplazamiento en función de una magnitud relativa a la aeronave entre un rumbo y una trayectoria de vuelo, según la señal de radionavegación vigilada, tal que dicha magnitud relativa a la aeronave se obtiene de un equipo de aviónica distinto de la cadena de recepción 32, tal como el sistema GNSS 18 o IRS 20.
[0038] El módulo de cálculo 34 está configurado así para calcular el valor angular de desplazamiento independientemente de una información de posición de una baliza en tierra capaz de emitir la señal de radionavegación, tal como una baliza LOC capaz de emitir una señal LOC o una baliza GLIDE capaz de emitir una señal GLIDE.
[0039] Cuando la señal de radionavegación vigilada es una señal LOC, el módulo de cálculo 34 está configurado para
calcular, en función del rumbo instantáneo de la aeronave 10, un desplazamiento angular lateral A, también denominado valor angular de desplazamiento lateral, a una y otra parte de una dirección media de aproximación hacia la pista en un
plano horizontal, de manera que la dirección media también es calculada por el módulo de cálculo 34, como se representa en la figura 3.
[0040] Cuando la señal de radionavegación vigilada es una señal GLIDE, el módulo de cálculo 34 está configurado para calcular, en función de la trayectoria de vuelo instantánea FPA de la aeronave 10, un valor angular de desplazamiento vertical, a una y otra parte de una trayectoria de vuelo media de descenso hacia la pista en un plano vertical, tal que la trayectoria de vuelo media de descenso es calculada también por el módulo de cálculo 34, como se representa en la figura 4.
[0041] Como complemento, el valor angular de desplazamiento calculado se expresa preferentemente en DDM, y el módulo de cálculo 34 está configurado para calcular una desviación lineal a partir de una variable dependiente de la señal de radionavegación vigilada y de la magnitud entre el rumbo y la trayectoria de vuelo, y después para convertir la desviación lineal en el valor angular de desplazamiento expresado en DDM. La variable dependiente de la señal de radionavegación vigilada es, por ejemplo, un valor medio resultante de dicho filtrado de
los valores de la señal de radionavegación vigilada.
[0042] Según este complemento, el módulo de cálculo 34 está configurado, por ejemplo, para calcular la desviación lineal en función además de una integración de la velocidad instantánea V de la aeronave 10 proyectada en la dirección media de aproximación o la trayectoria de vuelo media de descenso en el plano de referencia correspondiente.
[0043] A continuación se describirá más en detalle el funcionamiento del dispositivo electrónico de vigilancia 30, y en particular del módulo de cálculo 34, con respecto a las figuras 5 y 6, que representan un organigrama del procedimiento de vigilancia según la invención, en el caso de la vigilancia de la señal LOC con cálculo del valor angular de desplazamiento lateral en el plano horizontal (figura 5), y respectivamente un organigrama del procedimiento de vigilancia según la invención, en el caso de la vigilancia de la señal GLIDE con cálculo del valor angular de desplazamiento vertical en el plano vertical (figura 6).
[0044] En el caso de la vigilancia de la señal LOC, durante una etapa inicial 100, el módulo de cálculo 34 empieza por detectar si la aeronave 10 está alineada o no con respecto al eje de la pista 12 en el plano de referencia correspondiente, es decir, en el plano horizontal en el caso de la señal LOC.
[0045] Para efectuar esta detección de una alineación horizontal de la aeronave 10, es decir, de una alineación de la aeronave 10 en el plano horizontal, el módulo de cálculo 34 determina, por ejemplo, si los valores recibidos sucesivamente de la señal LOC no varían más allá de un umbral predefinido durante un tiempo predefinido. A modo de ejemplo, el módulo de cálculo 34 verifica que las variaciones son inferiores a 0,01 DDM entre los valores recibidos sucesivamente de la señal LOC durante un tiempo al menos igual a 10 segundos.
[0046] Cuando las variaciones de la señal LOC recibida no superan el umbral predefinido durante el tiempo predefinido, el módulo de cálculo 34 concluye que ha detectado una alineación horizontal de la aeronave 10, y pasa a la etapa siguiente 110.
[0047] En el caso contrario, el módulo de cálculo 34 determina que la aeronave 10 no está alineada en el plano horizontal, y no pasa a la etapa siguiente 110. El módulo de cálculo 34 permanece entonces en esta etapa inicial 100 hasta que se detecte una alineación horizontal.
[0048] Durante la etapa siguiente 110, el módulo de cálculo 34 efectúa un filtrado de los valores sucesivos de la señal que permiten la vigilancia de la señal de radionavegación considerada, en este caso la señal LOC, para identificar la dirección de aproximación de la aeronave 10. Dicho de otro modo, el módulo de cálculo 34 identifica entonces por filtrado la dirección de la señal LOC a partir del rumbo instantáneo de la aeronave 10, suministrado, por ejemplo, por los sistemas GNSS 18 o IRS 20.
[0049] El filtrado efectuado por el módulo de cálculo 34 es, por ejemplo, un filtrado de paso bajo con una constante de tiempo superior o igual a 30 segundos.
[0050] El filtrado efectuado se implementa, por ejemplo, a través de una media deslizante sobre los valores recibidos sucesivamente de rumbo actual a partir del momento en que la señal LOC se estabiliza. El filtrado implementado por el módulo de cálculo 34 verifica entonces, por ejemplo, las ecuaciones siguientes:
TrackRWYN = ((N-1) TrackRWYN + Track(T)) / N (1)
TrackRWY(T) = TrackRWYN (2)
en las que N es un índice entero cuyo valor se incrementa una unidad para cada nuevo valor de la señal LOC; TrackRWYN representa el valor de índice N del rumbo medio suministrado por el sistema IRS y/o GNSS, que define la dirección media de aproximación hacia la pista, suponiendo que es, por ejemplo, el eje de pista 12;
Track(T) representa el rumbo instantáneo de la aeronave 10 en el instante T; y
TrackRWY(T) representa el valor así filtrado de la señal LOC en el instante T.
[0051] Como complemento facultativo, la etapa de filtrado 110 para identificar la dirección de aproximación de la aeronave 10 se implementa mientras la altitud instantánea H de la aeronave 10, suministrada, por ejemplo, por los sistemas GNSS 18 o IRS 20, es superior a un valor umbral predefinido, siendo este valor umbral, por ejemplo, inferior o igual a 300 Ft.
[0052] El módulo de cálculo 34 calcula a continuación, durante una etapa 120, un valor angular de desplazamiento en el plano de referencia correspondiente, en este caso una desviación angular de rumbo en el plano
horizontal.
[0053] La desviación angular de rumbo se expresa preferentemente en DDM, y el módulo de cálculo 34 calcula entonces una desviación lineal de rumbo a partir de una variable dependiente de la señal de radionavegación vigilada y del rumbo, y después convierte la desviación lineal de rumbo en la desviación angular de rumbo expresada en DDM. En el ejemplo descrito, la variable dependiente de la señal de radionavegación vigilada es el valor medio resultante de dicho filtrado de los valores del rumbo actual, efectuado durante la etapa 120 anterior.
[0054] Como complemento facultativo, la etapa de cálculo de desviación 120 se implementa a partir del momento en que la altitud instantánea H de la aeronave 10, suministrada, por ejemplo, por los sistemas GNSS 18 o IRS 20, es inferior a un valor umbral predefinido, teniendo este valor umbral preferentemente el mismo valor que el valor umbral de altitud citado anteriormente, y siendo, por ejemplo, inferior o igual a 300 Ft.
[0055] Para el cálculo de la desviación lineal de rumbo, el módulo de cálculo 34 calcula, por ejemplo, un desplazamiento lateral de la aeronave 10 en el eje horizontal con respecto al eje de la pista 12 por integración de la velocidad con respecto a tierra de la aeronave 10 proyectada lateralmente con la desviación de rumbo, a partir del momento en que se ha identificado la dirección de aproximación a la pista 12 por la aeronave 10 durante la etapa anterior.
[0056] El cálculo del desplazamiento lateral de la aeronave 10, implementado por el módulo de cálculo 34, verifica entonces, por ejemplo, la ecuación siguiente:
Ecart_track(T) = Track(T) - TrackRWY (T) (3)
en la que Track(T) representa el rumbo instantáneo de la aeronave 10 en el instante T;
TrackRWY(T) representa el valor filtrado de la señal LOC en el instante T, obtenido durante la etapa anterior 110; y Ecart_track(T) representa la desviación lateral de la aeronave 10 en el instante T.
[0057] La integración de la velocidad con respecto a tierra de la aeronave 10 proyectada lateralmente con la desviación de rumbo en el plano horizontal verifica entonces, por ejemplo, las ecuaciones siguientes:
DeμLLat(T) = GSpeed(T)*sen(Ecart_track(T))*Tech (4)
CumuLdeμl_lat(T) = CumuLdeμLlat(T)+Dep_Lat(T) (5)
en las que GSpeed(T) representa la velocidad con respecto a tierra instantánea de la aeronave 10, suministrada, por ejemplo, por los sistemas GNSS 18 o IRS 20;
Ecart_track(T) representa la desviación lateral de la aeronave 10 calculada con ayuda de la ecuación (3);
Tech representa un periodo de muestreo; y
CumuLdeμl_lat(T) representa el desplazamiento lateral de la aeronave 10, así calculado por integración de la velocidad con respecto a tierra de la aeronave 10.
[0058] Durante la etapa 120, el desplazamiento lateral de la aeronave 10, o desviación lineal de rumbo lateral calculada, se convierte a continuación, por medio del módulo de cálculo 34, en desviación angular de rumbo expresada en DDM.
[0059] Esta conversión angular del desplazamiento lateral de la aeronave 10 en DDM horizontal se efectúa, por ejemplo, a partir de una medida de la distancia de la aeronave al umbral de la pista 12, aumentada en el valor o valores simulados de posición de una baliza LOC, y en un valor de referencia de un factor de escala que permite pasar de un valor angular a un valor DDM para una desviación de señal LOC, estando este valor de referencia contenido, por ejemplo, en la base de datos 29.
[0060] La conversión angular del desplazamiento lateral de la aeronave 10 en DDM horizontal verifica entonces, por ejemplo, las ecuaciones siguientes:
LOC_IRS_Deg(T) = Atan(CumuLdeμlJat(T)/(Dist(T)+LocDist)) (6)
LocAmp = Atan(THLoc/2/LocDist) (7)
LOC_IRS_ddm(T) = LOC_IRS_Deg(T)*0,155/LocAmp (8)
en las que CumuLdeμLlat(T) representa el desplazamiento lateral de la aeronave 10, calculado anteriormente con ayuda de la ecuación (5);
Dist(T) representa la distancia de la aeronave al umbral de la pista de aterrizaje 12;
LocDist representa un valor simulado de posición de una baliza LOC, estando este valor predefinido contenido, por ejemplo, en la base de datos 29;
LOC_IRS_Deg(T) representa la desviación angular de rumbo en el instante T;
LocAmp es un factor de escala que permite pasar de un valor angular a un valor DDM para una desviación de señal LOC; y
LOC_IRS ddm(T) representa la desviación angular de rumbo expresada en DDM en el instante T.
[0061] Durante la etapa siguiente 130, el módulo de comparación 36 compara entonces el valor angular de desplazamiento calculado por el módulo de cálculo 34, tal como la desviación angular de rumbo expresada en DDM LOC_IRS ddm(T), con la señal de radionavegación correspondiente, tal como la señal LOC expresada en DDM en el instante T, denotada por LOC(T), obtenida de la cadena de recepción 32. Esto permite así detectar un posible error de medida en la cadena de recepción 32 de la señal LOC.
[0062] El módulo de alerta 38 genera entonces, durante la etapa 140, una señal de alerta en función del resultado de la comparación entre el valor angular de desplazamiento calculado LOC_IRS ddm(T) y la señal de radionavegación correspondiente LOC(T), que ha sido efectuada durante la etapa anterior 130 por el módulo de comparación 36. Más en concreto, el módulo de alerta 38 genera una señal de alerta en caso de detección de un error de medida en la cadena de recepción 32.
[0063] La señal de alerta se genera, por ejemplo, a partir del momento en que el valor absoluto de la desviación entre el valor angular de desplazamiento calculado LOC_IRS ddm(T) y la señal de radionavegación correspondiente LOC(T) es superior a un umbral predefinido durante al menos un tiempo mínimo predefinido, siendo este tiempo mínimo predefinido, por ejemplo, sustancialmente igual a dos segundos.
[0064] Como complemento facultativo, el segundo módulo de comparación 40 compara el valor medio resultante del filtrado de los valores del rumbo actual, efectuado durante la etapa 110, con un rumbo previsto hacia el eje de la pista de aterrizaje 12. Esto permite así detectar además una posible anomalía de bloqueo de la señal LOC, emitida por la baliza LOC dispuesta en tierra cerca de la pista de aterrizaje 12. El rumbo previsto hacia el eje de la pista de aterrizaje 12 está contenido, por ejemplo, en la base de datos 29 situada a bordo de la aeronave 10.
[0065] También como complemento facultativo, el segundo módulo de comparación 40 compara la desviación de sensibilidad resultante de la observación de la diferencia, en el curso de sus evoluciones, entre las señales LOC(T) y LOC_IRS ddm(T) calculadas durante la etapa 120. Esto permite así detectar además una posible anomalía de sensibilidad de la señal LOC, emitida por la baliza LOC dispuesta en tierra, cerca de la pista de aterrizaje 12.
[0066] En el caso de la vigilancia de la señal GLIDE, representada con el organigrama de la figura 6, durante una etapa inicial 200, el módulo de cálculo 34 empieza por detectar si la aeronave 10 está alineada o no con respecto al eje de la pista 12 en el plano de referencia correspondiente, es decir, en el plano vertical en el caso de la señal GLIDE.
[0067] Para efectuar esta detección de una alineación vertical de la aeronave 10, es decir, de una alineación de la aeronave 10 en el plano vertical, el módulo de cálculo 34 determina, por ejemplo, si los valores recibidos sucesivamente de la señal GLIDE no varían más allá de un umbral predefinido durante un tiempo predefinido. A modo de ejemplo, el módulo de cálculo 34 verifica que las variaciones son inferiores a 0,01 DDM entre los valores recibidos sucesivamente de la señal GLIDE durante un tiempo superior o igual a 20 segundos.
[0068] Cuando las variaciones de la señal GLIDE recibida no superan el umbral predefinido durante el tiempo predefinido, el módulo de cálculo 34 concluye que ha detectado una alineación vertical de la aeronave 10, y pasa a la etapa siguiente 210.
[0069] En el caso contrario, el módulo de cálculo 34 determina que la aeronave 10 no está alineada en el plano vertical, y no pasa a la etapa siguiente 210. El módulo de cálculo 34 permanece entonces en esta etapa inicial 200 hasta que se detecte una alineación vertical.
[0070] Durante la etapa siguiente 210, el módulo de cálculo 34 efectúa un filtrado de los valores sucesivos de la señal de vigilancia de la señal de radionavegación considerada, en este caso la señal GLIDE, para identificar la trayectoria de vuelo de aproximación de la aeronave 10. Dicho de otro modo, el módulo de cálculo 34 identifica entonces por filtrado la trayectoria de vuelo de la señal GLIDE a partir de la trayectoria de vuelo instantánea FPA(T) de la aeronave 10, suministrada, por ejemplo, por los sistemas GNSS 18 o IRS 20.
[0071] El filtrado efectuado por el módulo de cálculo 34 es, por ejemplo, un filtrado de paso bajo con una constante de tiempo sustancialmente igual a 30 segundos.
[0072] El filtrado efectuado se implementa, por ejemplo, a través de una media deslizante sobre los valores recibidos sucesivamente de la trayectoria de vuelo actual a partir del momento en que la señal GLIDE se estabiliza. El filtrado implementado por el módulo de cálculo 34 verifica entonces, por ejemplo, las ecuaciones siguientes:
FPARWYn = ((N-1) FPARWYn + FPA(T))/N (9)
FPARWY(T) = FPARWYn (10)
en las que N es un índice entero cuyo valor se incrementa una unidad para cada nuevo valor de la señal GLIDE;
FPARWYn representa el valor de índice N de la señal de trayectoria de vuelo media;
FPA(T) representa la trayectoria de vuelo instantánea de la aeronave 10 en el instante T; y FPARWY(T) representa el valor así filtrado de la señal de trayectoria de vuelo media en el instante T.
[0073] Como complemento facultativo, la etapa de filtrado 210 para identificar la trayectoria de vuelo de aproximación de la aeronave 10 se implementa mientras la altitud instantánea H de la aeronave 10, suministrada, por ejemplo, por los sistemas GNSS 18 o RADALT 27, es superior a un valor umbral predefinido, siendo este valor umbral, por ejemplo, inferior o igual a 300 Ft.
[0074] El módulo de cálculo 34 calcula a continuación, durante una etapa 220, un valor angular de desplazamiento con respecto a la trayectoria de vuelo media de descenso en el plano de referencia correspondiente, en este caso una desviación angular de trayectoria de vuelo en el plano vertical.
[0075] La desviación angular de trayectoria de vuelo se expresa preferentemente en DDM, y el módulo de cálculo 34 calcula entonces una desviación lineal de trayectoria de vuelo a partir de una variable dependiente de la señal de radionavegación vigilada y de la trayectoria de vuelo actual, y después convierte la desviación lineal de trayectoria de vuelo en la desviación angular de trayectoria de vuelo expresada en DDM. En el ejemplo descrito, la variable dependiente de la señal de radionavegación vigilada es el valor medio resultante de dicho filtrado de los valores de la señal de trayectoria de vuelo actual, efectuado durante la etapa 220 anterior.
[0076] Como complemento facultativo, la etapa de cálculo de desviación 220 se implementa a partir del momento en que la altitud instantánea H de la aeronave 10, suministrada, por ejemplo, por los sistemas GNSS 18 o IRS 20, es inferior a un valor umbral predefinido, teniendo este valor umbral preferentemente el mismo valor que el valor umbral de altitud citado anteriormente, y siendo, por ejemplo, inferior o igual a 300 Ft.
[0077] Para el cálculo de la desviación lineal de trayectoria de vuelo, el módulo de cálculo 34 calcula, por ejemplo, un desplazamiento vertical de la aeronave 10 en el eje vertical, transversal con respecto al eje de descenso hacia la pista 12, por integración de la velocidad con respecto a tierra de la aeronave 10 proyectada verticalmente con la desviación de trayectoria de vuelo, a partir del momento en que se ha identificado la trayectoria de vuelo de aproximación a la pista 12 por la aeronave 10 durante la etapa anterior.
[0078] El cálculo del desplazamiento vertical de la aeronave 10, implementado por el módulo de cálculo 34, verifica entonces, por ejemplo, la ecuación siguiente:
Ecart_FPA(T) = FPA(T) - FPARWY (T) (11)
en la que FPA(T) representa la trayectoria de vuelo instantánea de la aeronave 10 en el instante T;
FPARWY (T) representa el valor filtrado de la señal GLIDE en el instante T, obtenido durante la etapa anterior 210; y Ecart_FPA(T) representa una desviación vertical de la aeronave 10 en el instante T.
[0079] La integración de la velocidad con respecto a tierra de la aeronave 10 proyectada verticalmente con la desviación de trayectoria de vuelo en el plano vertical verifica entonces, por ejemplo, las ecuaciones siguientes:
DeμLVert(T) = GSpeed(T)*sen(FPA(T))*sen(Ecart_FPA(T))*Tech (12)
Cumul_deμl_vert(T) = CumuLdeμl_vert(T)+Dep_vert(T) (13)
en las que GSpeed(T) representa la velocidad con respecto a tierra instantánea de la aeronave 10, suministrada, por ejemplo, por los sistemas GNSS 18 o IRS 20;
Ecart_FPA(T) representa la desviación vertical de la aeronave 10 calculada con ayuda de la ecuación (11); Tech representa un periodo de muestreo; y
CumuLdeμLvert(T) representa el desplazamiento vertical de la aeronave 10, así calculado por integración de la velocidad con respecto a tierra de la aeronave 10.
[0080] Durante la etapa 220, el desplazamiento vertical de la aeronave 10, o desviación lineal de trayectoria de vuelo vertical calculada, es convertido a continuación, por el módulo de cálculo 34, en desviación angular de trayectoria de vuelo expresada en DDM.
[0081] Esta conversión angular del desplazamiento vertical de la aeronave 10 en DDM vertical se efectúa, por ejemplo, a partir de una medida de la distancia de la aeronave al umbral de la pista 12, aumentada en un valor o valores simulados de la posición de una baliza GLIDE, y en un valor de referencia de un factor de escala que permite pasar de un valor angular a un valor DDM para una desviación de señal GLIDE, estando este valor de referencia contenido, por ejemplo, en la base de datos 29.
[0082] La conversión angular del desplazamiento vertical de la aeronave 10 en DDM vertical verifica entonces, por ejemplo, las ecuaciones siguientes:
GS_IRS_Deg(T) = Atan(CumuLdeμl_vert(T)/(Dist(T)+GSDist)) (14)
GSAmp = 0,75*FPAREF (15)
GS_IRS_ddm(T) = GS_IRS_Deg(T)*0,175/GSAmp (16)
en las que CumuLdeμl_vert(T) representa el desplazamiento vertical de la aeronave 10, calculado anteriormente con ayuda de la ecuación (5);
Dist(T) representa la distancia de la aeronave al umbral de la pista de aterrizaje 12;
GSDist representa un valor simulado de posición de una baliza GLIDE, estando este valor predefinido contenido, por ejemplo, en la base de datos 29;
GS_IRS_Deg(T) representa la desviación angular de trayectoria de vuelo en el instante T;
GSAmp es un factor de escala que permite pasar de un valor angular a un valor DDM para una desviación de señal GLIDE; y
GS_IRS ddm(T) representa la desviación angular de trayectoria de vuelo expresada en DDM en el instante T.
[0083] Durante la etapa siguiente 230, el módulo de comparación 36 compara entonces el valor angular de desplazamiento calculado por el módulo de cálculo 34, tal como la desviación angular de trayectoria de vuelo expresada en DDM GS_IRS ddm(T), con la señal de radionavegación correspondiente, tal como la señal GLIDE expresada en DDM en el instante T, denotada por GS(T), obtenida de la cadena de recepción 32, con el fin de detectar
un posible error de medida en la cadena de recepción 32 de la señal GLIDE.
[0084] El módulo de alerta 38 genera entonces, durante la etapa 240, una señal de alerta en función del resultado de la comparación entre el valor angular de desplazamiento calculado GS_IRS ddm(T) y la señal de radionavegación correspondiente GS(T), comparación que ha sido efectuada durante la etapa anterior 230 por el módulo de comparación 36. Más en concreto, el módulo de alerta 38 genera una señal de alerta en caso de detección de un error de medida en la cadena de recepción 32.
[0085] La señal de alerta se genera, por ejemplo, a partir del momento en que el valor absoluto de la desviación entre el valor angular de desplazamiento calculado GS_IRS_ddm(T) y la señal de radionavegación correspondiente GS(T) es superior a un umbral predefinido durante al menos un tiempo mínimo predefinido, siendo este tiempo mínimo predefinido, por ejemplo, sustancialmente igual a dos segundos.
[0086] Como complemento facultativo, el segundo módulo de comparación 40 compara el valor medio resultante del filtrado de los valores de la señal GLIDE, efectuado durante la etapa 210, con una trayectoria de vuelo prevista hacia el eje de la pista de aterrizaje 12. Esto permite así detectar además una posible anomalía de bloqueo de la señal GLIDE, emitida por la baliza GLIDE dispuesta en tierra cerca de la pista de aterrizaje 12. La trayectoria de vuelo prevista hacia el eje de la pista de aterrizaje 12 está contenida, por ejemplo, en la base de datos 29 situada a bordo de la aeronave 10.
[0087] También como complemento facultativo, el segundo módulo de comparación 40 compara la desviación de sensibilidad resultante de la observación de la diferencia, en el curso de sus evoluciones, entre las señales GLIDE(T) y GLIDE_IRS ddm(T) calculadas durante la etapa 120. Esto permite así detectar además una posible anomalía de sensibilidad de la señal GLIDE, emitida por la baliza GLIDE dispuesta en tierra, cerca de la pista de aterrizaje 12.
[0088] El dispositivo de vigilancia 30 según la invención se aprovecha así del hecho de que la aproximación final a la pista de aterrizaje 12 por la aeronave 10 se desarrolla a una velocidad aproximadamente constante de la aeronave 10. En estas condiciones, los errores de medidas suministradas por un sistema de navegación inercial IRS o de navegación por satélite GNSS se mantienen aproximadamente constantes durante el tiempo limitado de la aproximación.
[0089] Durante esta fase de aproximación, el sistema de navegación inercial IRS o de navegación por satélite GNSS permite entonces observar con precisión la dirección y la trayectoria de vuelo de descenso seguida por la aeronave 10, en su caso con un sesgo.
[0090] El dispositivo de vigilancia 30 según la invención usa entonces las variaciones en torno a la dirección media seguida por la aeronave 10, y respectivamente las variaciones en torno a la trayectoria de vuelo media, para vigilar la señal de radionavegación recibida correspondiente, en concreto, la señal LOC, y respectivamente la señal GLIDE, y detectar posibles errores de medidas en las cadenas simples que suministran las señales de radionavegación horizontales LOC y verticales GLIDE.
[0091] Como complemento facultativo, cuando el segundo módulo de comparación 40 compara las observaciones de dirección y la trayectoria de vuelo media de guiado, así como las evoluciones en torno a los valores observados, con los valores teóricos
esperados para una aproximación guiada por el sistema ILS, MLS o GLS considerado hacia una pista de aterrizaje 12 dada, el dispositivo de vigilancia 30 según la invención permite además verificar que la señal de entrada del dispositivo de vigilancia 30 según la invención está de acuerdo con la señal prevista correspondiente, es decir, con lo que debería ser. El dispositivo de vigilancia 30 permite así el uso de una señal de guiado ILS, MLS y/o GLS en condiciones más restrictivas que aquellas para las cuales está cualificado, en particular autorizar el descenso de la aeronave 10 hasta mínimos más bajos cuando se usa en combinación con sistemas de tipo SVGS (del inglés Synthesis Vision Guidance System).
[0092] Además, el dispositivo de vigilancia 30 según la invención permite vigilar las señales de radionavegación recibidas en fase de aproximación a la pista de aterrizaje, tales como las señales LOC y/o GLIDE recibidas, y detectar un error de medida en una cadena de recepción correspondiente en su caso, y reducir las redundancias de material requeridas en las arquitecturas que permitan la implementación de las operaciones de aproximación y aterrizajes más restrictivas.
[0093] El dispositivo de vigilancia 30 según la invención permite así, además, reducir a dos cadenas simples ILS, MLS o GLS 32 la necesidad de redundancia para soportar las exigencias ligadas a la capacidad de poder seguir funcionando con un nivel de integridad suficiente después de la detección de una avería en una de las cadenas redundantes. En caso de fallo de una de las dos cadenas simples ILS, MLS o GLS 32, el dispositivo de vigilancia 30 correspondiente permite entonces identificar la cadena ILS, MLS o GLS 32 en fallo, y asegurar la vigilancia de la
cadena ILS, MLS o GLS 32 que sigue estando operativa. El o los dispositivos de vigilancia 30 según la invención permiten entonces consolidar los parámetros ILS, MLS y/o GLS que pueden implementarse en diferentes componentes de la arquitectura.
[0094] El dispositivo electrónico 30 de vigilancia de al menos una señal de radionavegación en fase de aproximación permite así simplificar la complejidad material de las soluciones de arquitectura implementadas para satisfacer las exigencias de integridad y de continuidad requeridas para los aterrizajes en las condiciones de visibilidad más restrictivas, como se explicará a continuación en relación con las figuras 7 a 9, en las que la figura 7 es una representación esquemática de una arquitectura redundante del estado de la técnica, mientras que las figuras 8 y 9 son representaciones esquemáticas de arquitecturas redundantes según la invención, según una primera configuración y respectivamente una segunda configuración.
[0095] Para garantizar el nivel de integridad y de continuidad requerido para soportar las operaciones de aterrizaje y de rodamiento en las condiciones de visibilidad más reducidas, condición llamada de categoría IIIB, no basta con una simple cadena material de guiado, y entonces es necesario tener una redundancia de determinados sistemas de aviónica. La exigencia que dimensiona el diseño de los sistemas para soportar el aterrizaje y el rodamiento es la capacidad de poder seguir funcionando con un nivel de integridad suficiente después de la detección de una avería en una de las cadenas redundantes, en cuyo caso estos sistemas se llaman de tipo FAIL OPERATIONAL.
[0096] Una aeronave 10 que permite un aterrizaje en condiciones de categoría IIIB implementa entonces generalmente para el suministro de las informaciones de guiado ILS, MLS y/o GLS, una arquitectura material de tipo dual COM/MON a través de duplicados de equipos de recepción multimodo, también denominados equipos MMR (del inglés Multi- Mode Receiver), cuya arquitectura interna es redundante.
[0097] La figura 7 ilustra una arquitectura de aviónica del estado de la técnica que usa conjuntos MMR que permiten soportar operaciones de aproximación y de aterrizaje hasta en condiciones de categoría IIIB.
[0098] En esta figura aparecen principalmente los conjuntos MMR, pero también los sistemas IRS y de pilotaje automático AFCS 56 (del inglés Aircraft Flight Control System) que son necesarios en la construcción de un sistema de pilotaje automático de tipo FAIL OPERATIONAL, requerido para soportar las operaciones de aproximación y de aterrizaje en condiciones de muy baja visibilidad (categoría IIIB).
[0099] La arquitectura es dual COM/MON con respecto al conjunto MMR para el suministro de las desviaciones LOC y GLIDE en ILS o GLS, y con respecto al sistema de pilotaje automático AFCS 56 para el cálculo de órdenes de timones y de órdenes de motores, con el uso de puertas lógicas Y 52, o puertas lógicas AND, y después de una puerta lógica O 54, o puerta lógica OR. La arquitectura es triple con respecto al suministro de las informaciones inerciales usadas por el sistema de pilotaje automático AFCS 56 para la estabilización de la aeronave 10. El conjunto MMR incluye también como complemento un sistema VDB 50 para la transmisión de datos VHF.
[0100] El experto en la materia observará que la función del conjunto MMR no se limita al suministro de las informaciones ILS o GLS durante la fase de aproximación a la pista de aterrizaje 12. De hecho, el suministro de las informaciones ILS necesita la implementación de módulos de recepción radioeléctricos de tipo VHF, y cuando no se usan en modo ILS, estos módulos de recepción radioeléctricos de tipo VHF pueden usarse para suministrar medidas VOR para una navegación convencional, o datos datalink usados por el sistema GLS 26. El suministro de las informaciones GLS necesita la implementación de sistemas GNSS 18.
[0101] La figura 8 ilustra una arquitectura de aviónica según la invención, según una primera configuración con un conjunto MMR simplificado. En lugar de duplicar en el conjunto MMR, las cadenas de tratamientos ILS y GPS, se duplica simplemente el dispositivo de vigilancia 30 según la invención en cada una de las cadenas simples ILS y GLS, por ejemplo, en forma de un algoritmo de vigilancia ejecutado por una unidad de tratamiento de informaciones 42 de un dispositivo electrónico existente o en forma de un dispositivo electrónico dedicado. El dispositivo de vigilancia 30 asociado a la cadena simple ILS realiza a partir de datos de entrada inerciales de rumbo, de trayectoria de vuelo y de distancia al umbral de pista, la vigilancia de la cadena simple GLS en modo de aproximación GLS. Recíprocamente, el dispositivo de vigilancia 30 asociado a la cadena simple GLS realiza a partir de datos de entrada inerciales de rumbo, de trayectoria de vuelo y de distancia al umbral de pista, la vigilancia de la cadena simple ILS en modo de aproximación ILS. Con respecto a un conjunto MMR del estado de la técnica que incluye una cadena doble ILS y una cadena doble GLS, la ganancia es entonces de dos unidades de cálculo en el conjunto MMR simplificado según la invención. Las ventajas asociadas son así una simplificación del diseño y una reducción significativa del coste con una funcionalidad equivalente. Además es posible usar el conjunto MMR simplificado en arquitecturas de aviónica destinadas a aeronaves que no tienen necesidad de capacidad de tipo FAIL OPERATIONAL.
[0102] La figura 9 ilustra una arquitectura de aviónica según la invención, según una segunda configuración, que usa cadenas simples separadas ILS y GPS, que suministran desviaciones de guiado ILS y GLS, para la cual la capacidad de tipo FAIL OPERATIONAL se añade implementando dispositivos de vigilancia 30 según la invención, para vigilar las señales ILS o GLS recibidas, especialmente para los diferentes sistemas de pilotaje automático AFCS
56, que deben suministrar necesariamente una capacidad de tipo FAIL OPERATIONAL. La ventaja asociada es así especialmente la capacidad de ofrecer una arquitectura alternativa al conjunto MMR, reutilizando sistemas GPS 18 o ILS 22 que se usan también en arquitecturas de aeronaves no destinadas a la capacidad de tipo FAIL OPERATIONAL.
Claims (10)
1. Dispositivo electrónico (30) de vigilancia de al menos una señal de radionavegación (LOC) en fase de aproximación a una pista de aterrizaje (12), tal que cada señal de radionavegación (LOC) se obtiene de una cadena de recepción (32) situada a bordo de una aeronave (10),
comprendiendo el dispositivo (30):
- un módulo de cálculo (34) configurado para calcular un valor angular de desplazamiento en un plano de referencia,
- un módulo de comparación (36) configurado para comparar el valor angular de desplazamiento calculado con la señal de radionavegación correspondiente, y
- un módulo de alerta (38) configurado para generar una señal de alerta en función del resultado de la comparación entre el valor angular de desplazamiento calculado y la señal de radionavegación correspondiente,
caracterizado porque el módulo de cálculo (34) está configurado para calcular el valor angular de desplazamiento en función de una magnitud relativa a la aeronave (10) entre un rumbo y una trayectoria de vuelo, según la señal de radionavegación vigilada, de manera que dicha magnitud relativa a la aeronave (10) se obtiene de un equipo de aviónica (18, 20) distinto de la cadena de recepción (32),
siendo la señal de radionavegación vigilada una señal LOC, y estando así el módulo de cálculo (34) configurado para calcular un valor angular de desplazamiento lateral en un plano horizontal en función de un rumbo instantáneo de la aeronave (10).
2. Dispositivo electrónico (30) de vigilancia de al menos una señal de radionavegación (GLIDE) en fase de aproximación a una pista de aterrizaje (12), tal que cada señal de radionavegación (GLIDE) se obtiene de una cadena de recepción (32) situada a bordo de una aeronave (10),
comprendiendo el dispositivo (30):
- un módulo de cálculo (34) configurado para calcular un valor angular de desplazamiento en un plano de referencia,
- un módulo de comparación (36) configurado para comparar el valor angular de desplazamiento calculado con la señal de radionavegación correspondiente, y
- un módulo de alerta (38) configurado para generar una señal de alerta en función del resultado de la comparación entre el valor angular de desplazamiento calculado y la señal de radionavegación correspondiente,
caracterizado porque el módulo de cálculo (34) está configurado para calcular el valor angular de desplazamiento en función de una magnitud relativa a la aeronave (10) entre un rumbo y una trayectoria de vuelo, según la señal de radionavegación vigilada, de manera que dicha magnitud relativa a la aeronave (10) se obtiene de un equipo de aviónica (18, 20) distinto de la cadena de recepción (32),
siendo la señal de radionavegación vigilada una señal GLIDE, y estando así el módulo de cálculo (34) configurado para calcular un valor angular de desplazamiento vertical en un plano vertical en función de una trayectoria de vuelo instantánea de la aeronave (10).
3. Dispositivo (30) según la reivindicación 1 o 2, en el que el módulo de cálculo (34) está configurado para calcular el valor angular de desplazamiento independientemente de una información de posición de una baliza en tierra capaz de emitir la señal de radionavegación.
4. Dispositivo (30) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el valor angular de desplazamiento se expresa en DDM, y el módulo de cálculo (34) está configurado para calcular una desviación lineal a partir de una variable dependiente de la señal de radionavegación vigilada y de la magnitud entre el rumbo y la trayectoria de vuelo, y después para convertir la desviación lineal en el valor angular de desplazamiento expresado en DDM.
5. Dispositivo (30) según la reivindicación 4, en el que el módulo de cálculo (34) está configurado para efectuar un filtrado de valores sucesivos de la señal de radionavegación vigilada, y la variable dependiente de la señal de radionavegación vigilada es un valor medio resultante de dicho filtrado de los valores de la señal de radionavegación
vigilada.
6. Dispositivo (30) según la reivindicación 5, en el que el dispositivo (30) comprende además un segundo módulo de comparación (40) configurado para comparar el valor medio resultante de dicho filtrado de los valores de la señal de radionavegación vigilada con una magnitud prevista hacia el eje de la pista, entre un rumbo previsto y una trayectoria de vuelo prevista según la señal de radionavegación vigilada, de manera que dicha magnitud prevista se obtiene de una base de datos situada a bordo de la aeronave (10) y suministra los valores teóricos de las magnitudes vigiladas.
7. Dispositivo (30) según cualquiera de las reivindicaciones 4 a 6, en el que el módulo de cálculo (34) está configurado para calcular la desviación lineal en función además de una integración de una velocidad con respecto a tierra de la aeronave (10) proyectada sobre el plano de referencia.
8. Procedimiento de vigilancia de al menos una señal de radionavegación (LOC) en fase de aproximación a una pista de aterrizaje (12), tal que cada señal de radionavegación (LOC) se obtiene de una cadena de recepción (32) situada a bordo de una aeronave (10),
de manera que el procedimiento es implementado por un dispositivo electrónico de vigilancia (30), y comprende: - el cálculo (100, 110, 120; 200, 210, 220) de un valor angular de desplazamiento en un plano de referencia, - la comparación (130; 230) del valor angular de desplazamiento calculado con la señal de radionavegación correspondiente, y
- la generación (140; 240) de una señal de alerta en función del resultado de la comparación entre el valor angular de desplazamiento calculado y la señal de radionavegación correspondiente,
caracterizado porque el cálculo (100, 110, 120; 200, 210, 220) del valor angular de desplazamiento se efectúa en función de una magnitud relativa a la aeronave (10) entre un rumbo y una trayectoria de vuelo, según la señal de radionavegación vigilada, de manera que dicha magnitud relativa a la aeronave (10) se obtiene de un equipo de aviónica (18, 20) distinto de la cadena de recepción (32),
siendo la señal de radionavegación vigilada una señal LOC, y durante el cálculo (100, 110, 120; 200, 210, 220), se calcula un valor angular de desplazamiento lateral en un plano horizontal en función de un rumbo instantáneo de la aeronave (10).
9. Procedimiento de vigilancia de al menos una señal de radionavegación (GLIDE) en fase de aproximación a una pista de aterrizaje (12), tal que cada señal de radionavegación (GLIDE) se obtiene de una cadena de recepción (32) situada a bordo de una aeronave (10),
de manera que el procedimiento es implementado por un dispositivo electrónico de vigilancia (30), y comprende: - el cálculo (100, 110, 120; 200, 210, 220) de un valor angular de desplazamiento en un plano de referencia, - la comparación (130; 230) del valor angular de desplazamiento calculado con la señal de radionavegación correspondiente, y
- la generación (140; 240) de una señal de alerta en función del resultado de la comparación entre el valor angular de desplazamiento calculado y la señal de radionavegación correspondiente,
caracterizado porque el cálculo (100, 110, 120; 200, 210, 220) del valor angular de desplazamiento se efectúa en función de una magnitud relativa a la aeronave (10) entre un rumbo y una trayectoria de vuelo, según la señal de radionavegación vigilada, de manera que dicha magnitud relativa a la aeronave (10) se obtiene de un equipo de aviónica (18, 20) distinto de la cadena de recepción (32),
siendo la señal de radionavegación vigilada una señal GLIDE, y durante el cálculo (100, 110, 120; 200, 210, 220), se calcula un valor angular de desplazamiento vertical en un plano vertical en función de una trayectoria de vuelo instantánea de la aeronave (10).
10. Programa informático que incluye instrucciones de software que, cuando son ejecutadas por un ordenador, implementan un procedimiento según la reivindicación 8 o 9.
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