Programa de límite de empuje modificado para el control de la asimetría de empuje.

Un método para limitar el empuje producido por un motor de un avión de múltiples motores que funciona con asimetría de empuje,

que comprende:

calcular primer, segundo y tercer programas de límite de empuje para el motor basados en al menos información acerca de la fase de vuelo, posición de los flaps y peso del avión;

determinar sucesivos primeros límites de empuje de motor en el tiempo como una función de dicho primer programa de límite de empuje y una presión dinámica variable;

calcular sucesivos coeficientes de momento de guiñada debidos a una asimetría de empuje variable; determinar sucesivos segundos límites de empuje de motor en el tiempo como una función del al menos dicho segundo programa de límite de empuje y valores absolutos de dichos sucesivos coeficientes de momento de guiñada calculados;

determinar sucesivos terceros límites de empuje de motor en el tiempo como una función de al menos dicho tercer programa de límite de empuje y dichos valores absolutos de dichos sucesivos coeficientes de momento de guiñada calculados;

para cada sucesivo conjunto de primer, segundo y tercer límites de empuje de motor correspondientes a un respectivo instante, seleccionar el uno de dicho primer, segundo y tercer límites de empuje de motor que tenga un valor medio, produciendo con ello sucesivos límites de empuje de motor seleccionados; y

controlar el motor de manera que el empuje producido por el motor no exceda los sucesivos límites de empuje de motor aplicados derivados de dichos sucesivos límites de empuje de motor seleccionados.

Programa de límite de empuje modificado para el control de la asimetría de empuje ANTECEDENTES La presente invención se refiere generalmente a mejorar el control automático de un avión de múltiples motores que experimenta asimetría de empuje de motor.

Los aviones grandes tienen una amplia gama de pesos de funcionamiento. Los motores están dimensionados para conseguir el rendimiento deseado con pesos pesados. Esto hace que el avión tenga mucha más potencia con pesos de funcionamiento bajos de la que es necesaria para conseguir el rendimiento deseado con aquellos pesos.

Las velocidades de aterrizaje están establecidas para ser mayores que una velocidad de elevación limitada de ala o una velocidad de control mínima con fallo de motor. Se requiere que la velocidad de elevación imitada sea al menos un 23 % mayor que la velocidad de pérdida de sustentación y, por tanto, sea directamente una función del peso del avión. Un avión grande con muy poca carga y combustible puede aterrizar a una velocidad mucho menor que el mismo avión con una carga grande. La velocidad de control mínima con fallo de motor está determinada como la velocidad del aire en la que un fallo de motor puede ser controlado con el empuje total sobre los motores que funcionan, deflexión de timón total y no más de 5 grados de ángulo de alabeo.

Esta velocidad no es en gran medida dependiente del peso sino que depende del empuje de motor máximo.

En algunos aviones, la combinación de motores de elevado empuje, la potencia de control direccional aerodinámica disponible sobre el avión y los pesos ligeros durante el aterrizaje pueden hacer que las velocidades de aterrizaje estén limitadas por las velocidades de control mínimas de empuje total en lugar de por las limitaciones de elevación de las alas.

La reducción de esta restricción de velocidad de control mínima permite que dicho avión aterrice a velocidades inferiores cuando trabaja con peso ligero. Los beneficios es esto son una distancia de aterrizaje más corta, menor tendencia a flotar antes o después del aterrizaje, menor desgaste de frenos, ruido de aproximación reducido y posición de cabeceo de aterrizaje mejorada.

Las soluciones existentes consisten en velocidad de aterrizaje incrementada, cola vertical y timón más grandes y empuje de motor reducido para todas las condiciones de aterrizaje y de aterrizaje frustrado.

La cola vertical y el timón más grandes tienen las desventajas de mayor peso y arrastre.

Loa motores con sistemas de control sofisticados pueden implementar programas de límite de empuje de motor separados para diferentes fases de vuelo. Por lo tanto, el empuje en aterrizaje frustrado se puede establecer para niveles de empuje inferiores que los utilizados en el despegue, ascenso o empuje continuo máximo. La reducción del programa de límite de empuje de motor para aterrizar y realizar aterrizaje frustrado se puede utilizar para reducir o eliminar la limitación de velocidad de aterrizaje impuesta por los requisitos de control con fallo de motor sin que afecte al rendimiento del avión en otras fases de vuelo. Sin embargo estos programas disminuyen el empuje en todo el rango de velocidades de funcionamiento. La reducción del empuje para conseguir las velocidades de control con fallo de motor deseadas para las velocidades de aterrizaje de peso ligero deseadas también podría significar empuje menor para condiciones de peso elevado en las que los requisitos de rendimiento de ascenso pueden dictar que esto no sería aceptable. El documento US 2008/243315 A1 que es considerado el más próximo a la técnica anterior, describe un método y un dispositivo para ayudar a la gestión del fallo de motor en un avión de múltiples motores. El empuje producido por un motor de avión de múltiples motores que funciona con una asimetría de empuje es limitado. Un primer programa de límite de empuje para el motor está calculado basado en al menos en la información de la fase de vuelo. El motor es controlado de manera que el empuje producido por el motor no excede el límite de empuje del motor.

Existe una necesidad de una solución que esté libre de las desventajas de las soluciones existentes.

SUMARIO Se expone en la presente un control de vuelo y una función de control de motor para un avión de múltiples motores que controla automáticamente el empuje máximo del motor en funcionamiento en un valor inferior al programa límite de empuje nominal en el caso de pérdida de empuje sobre otro motor.

La magnitud de una asimetría de empuje en un avión de múltiples motores está controlada en el caso de un fallo de motor de manera que la asimetría no será mayor que la que se puede controlar mediante los controles aerodinámicos en el rango de velocidades de aire, de manera que la mínima velocidad de aire para el control de una simetría de empuje se puede reducir. En particular, el máximo empuje de motor del motor en funcionamiento se controla (limita) de manera que la asimetría de empuje resultante se puede controlar a velocidades de aire inferiores a las que de otro modo sería el caso. La disminución en la velocidad de control mínima con fallo de motor puede

eliminar la restricción en velocidades de aterrizaje que de otro modo serían producidas por la velocidad de control mínima con fallo de motor.

De acuerdo con las realizaciones expuestas aquí, el empuje de motor se controla en el caso de una asimetría de empuje para reducir la velocidad de aire necesaria para controlar una asimetría de empuje. Esto se hace definiendo un programa de límite de empuje reducido que es menor que la capacidad de funcionamiento normal del motor (es decir, el programa de límite de empuje reducido controla el empuje máximo sobre el motor en funcionamiento en un valor inferior al del programa de límite de empuje nominal) .

Un programa de límite de empuje reducido de acuerdo con una realización preferida es una función de la velocidad de aire, asimetría de empuje detectada, fase de vuelo, condiciones del avión (tales como ángulo de flaps y peso del avión) que son significativas en la determinación de la velocidad de funcionamiento de avión mínima y velocidad de pérdida de sustentación del avión.

Mas concretamente, el programa de límite de empuje reducido puede ser una función de la asimetría de empuje medida o calculada, de manera que el programa reducido se utiliza sólo en condiciones de asimetría de empuje grande en donde el control con fallo de motor es una preocupación. Esto hace que todo el empuje de motor esté disponible para condiciones de empuje simétrico. Debido a que el programa de límite de empuje es una función de las condiciones del avión, el programa se puede hacer a medida de manera que cumpla con los requisitos de control con fallo de motor a la velocidad de funcionamiento para la condiciones dadas, pero no reduce el empuje más de lo necesario. El programa de límite de empuje es una función de la fase de vuelo de manera que el empuje se reduce de manera diferente para las fases de despegue y aterrizaje.

El programa de límite de empuje se puede ajustar en base al conocimiento de ensayo de vuelo de las características aerodinámicas del avión. Opcionalmente, puede haber otros cambios de programa menores para la mejor optimización en todas las condiciones de vuelo y maniobras que son evaluadas.

De acuerdo con un aspecto más, los límites de magnitud, límites de régimen y filtros son aplicados al programa de empuje reducido para proteger las entradas erróneas a los cálculos y filtrar las variaciones de alta frecuencia en los parámetros de entrada. Esto crea un comando de empuje de más baja frecuencia al que el motor es capaz de responder.

El programa de límite de empuje reducido, calculado en unidades de empuje, es convertido al parámetro de control de empuje utilizado por el controlador del motor, tal como N1, relación de presión de motor, par o presión de admisión. El controlador de motor compara el programa de límite de empuje reducido con el empuje o potencia ordenados actualmente y controla el motor en un valor más bajo del valor de programa de límite de empuje o la potencia o empuje ordenados actualmente.

La funcionalidad como se describe anteriormente reduce la velocidad de aire para la que el fallo de motor puede ser controlado sin que ser requiera ningún peso o arrastre si la misma velocidad de aire de capacidad de control fuera conseguida con controles aerodinámicos. Esta funcionalidad hace posible velocidades de aproximación más bajas para el mismo peso de avión y un peso vacío de funcionamiento reducido para mantener la misma velocidad de aproximación.

Esta sistema reduce el empuje máximo sólo siguiendo un fallo... [Seguir leyendo]

1. Un método para limitar el empuje producido por un motor de un avión de múltiples motores que funciona con asimetría de empuje, que comprende:

calcular primer, segundo y tercer programas de límite de empuje para el motor basados en al menos información acerca de la fase de vuelo, posición de los flaps y peso del avión; determinar sucesivos primeros límites de empuje de motor en el tiempo como una función de dicho primer programa de límite de empuje y una presión dinámica variable; calcular sucesivos coeficientes de momento de guiñada debidos a una asimetría de empuje variable; determinar sucesivos segundos límites de empuje de motor en el tiempo como una función del al menos dicho segundo programa de límite de empuje y valores absolutos de dichos sucesivos coeficientes de momento de guiñada calculados; determinar sucesivos terceros límites de empuje de motor en el tiempo como una función de al menos dicho tercer programa de límite de empuje y dichos valores absolutos de dichos sucesivos coeficientes de momento de guiñada calculados; para cada sucesivo conjunto de primer, segundo y tercer límites de empuje de motor correspondientes a un respectivo instante, seleccionar el uno de dicho primer, segundo y tercer límites de empuje de motor que tenga un valor medio, produciendo con ello sucesivos límites de empuje de motor seleccionados; y controlar el motor de manera que el empuje producido por el motor no exceda los sucesivos límites de empuje de motor aplicados derivados de dichos sucesivos límites de empuje de motor seleccionados.

2. El método como el enumerado en la reivindicación 1, en el que dichos límites de empuje de motor son seleccionados para condiciones de fallo de motor que producen una asimetría de empuje en un rango, , dichos segundos límites de empuje de motor están seleccionados para una transición desde una condición en la que ningún el motor tiene empuje limitado a una condición en la que un motor ha fallado y el otro empuje de motor está limitado, y dichos terceros límites de empuje de motor están seleccionados para condiciones de fallo de motor que producen una asimetría de empuje mayor que un límite superior de dicho rango.

3. El método como el enumerado en la reivindicación 1, que además comprende pasar dichos sucesivos límites de empuje de motor seleccionados sometidos a límites superior e inferior, siendo dicho límite superior un valor que excede ligeramente una capacidad de empuje del motor, y siendo dicho límite inferior un valor mínimo que es necesario para proporcionar la capacidad de control deseada, siendo el resultado de dicha etapa de pasar una señal de salida que representa sucesivos límites de empuje de motor no filtrados.

4. El método como el enumerado en la reivindicación 1, en el que dicha etapa de cálculo de dicho primer programa de límite de empuje comprende:

(a) calcular valores de coeficientes de momento de elevación y guiñada como una función de al menos la posición de los flaps de y la información de fase de vuelo; y

(b) calcular una presión dinámico como una función de al menos un valor de coeficiente de elevación calculado en la etapa (a) y un peso del avión.

5. El método como el enumerado en la reivindicación 1, en el que dicha etapa de calcular dicho segundo y tercer programas de límites de empuje comprende calcular un coeficiente de momento de guiñada debido a un empuje asimétrico.

6. El método como el enumerado en la reivindicación 1, en el que dicha etapa de controlar el motor comprende calcular valores de un parámetro de control de empuje que hará que el motor produzca empujes iguales a dichos límites de empuje de motor seleccionados utilizando información de datos de aire.

7. El método como el enumerado en la reivindicación 1, que comprende computar las señales lógicas que controlan el motor para producir un empuje no mayor que dichos límites de empuje de motor seleccionados cuando dichos límites de empuje seleccionados son menores que la capacidad de empuje del motor, dicho avión está en el aire y los sensores utilizados para proporcionar los datos para los cálculos son declarados válidos.

8. Un sistema para limitar el empuje producido por un motor de un avión de múltiples motores que funciona con asimetría de empuje, que comprende: un sistema de ordenador y un controlador de motor, en el que dicho sistema de ordenador está programado para ejecutar las siguientes operaciones:

calcular primer, segundo y tercer programas de límite de empuje para el motor basados en al menos información acerca de la fase de vuelo, posición de los flaps y peso del avión; determinar sucesivos primeros límites de empuje de motor en el tiempo como una función de dicho primer programa de límite de empuje y una presión dinámica variable; calcular sucesivos coeficientes de momento de guiñada debidos a una asimetría de empuje variable;

determinar sucesivos límites de empuje de motor en el tiempo como una función de al menos dicho segundo programa de límite de empuje y valores absolutos de dichos sucesivos coeficientes de momento de guiñada calculados; determinar sucesivos terceros límites de empuje de motor en el tiempo como una función de al menos dicho tercer programa de límite de empuje y dichos valores absolutos de dichos sucesivos coeficientes de momento de guiñada calculados; y para cada sucesivo conjunto de primer, segundo y tercer límites de empuje de motor correspondientes a un instante respectivo, seleccionar el uno de dicho primer, segundo y tercer límites de empuje de motor que tenga un valor intermedio, produciendo con ello sucesivos límites de empuje de motor seleccionados, y en donde dicho controlador de motor está programado para controlar el motor de manera que el empuje producido por el motor no exceda sucesivos límites de empuje de motor aplicados derivados de los sucesivos límites de empuje de motor seleccionados.

9. El sistema como el enumerado en la reivindicación 8, en el que dichos primeros límites de empuje de motor están seleccionados para condiciones de fallo de motor que produzcan una asimetría de empuje en un rango, dichos segundos límites de empuje están seleccionados para una transición desde una condición en la que ningún motor tiene empuje limitado a la condición en la que un motor ha fallado y el otro empuje de motor está limitado, y dichos terceros límites de empuje de motor son seleccionados para condiciones de fallo de motor que produzcan una asimetría de empuje mayor que el límite superior de dicho rango.

10. El sistema como el enumerado en la reivindicación 8, en el que dicho sistema de ordenador está además programado para pasar dichos sucesivos límites de empuje de motor seleccionados sometidos a límites superior e inferior, siendo dicho límite superior un valor que excede ligeramente de una capacidad de empuje del motor, y siendo dicho límite inferior un valor mínimo que es necesario para proporcionar la capacidad de control necesaria, siendo el resultado de dicha etapa de pasar, una señal de salida que presenta sucesivos límites de empuje de motor no filtrados.

11. El sistema como el enumerado en la reivindicación 8, en el que dicha etapa de calcular dicho primer programa de límite de empuje comprende:

(a) calcular los valores coeficientes de elevación y de momento de guiñada como una función de al menos la posición de los flaps de avión e información de fase de vuelo; y

(b) calcular una presión dinámica como una función de al menos un valor de coeficiente de elevación calculado en la etapa (a) y un peso del avión.

12. El sistema como el enumerado en la reivindicación 8, en el que dicha etapa de calcular dicho segundo y tercer programas de límite de empuje comprende calcular un coeficiente de momento de guiñada debido al empuje asimétrico.

13. El sistema como el enumerado en la reivindicación 8, en el que dicha etapa de controlar el motor comprende calcular valores de un parámetro de control de empuje que harán que el motor produzca empujes iguales a dichos límites de empuje de motor seleccionados utilizando información de datos del aire.

14. El sistema como el enumerado en la reivindicación 8, en el que dicho sistema de ordenador está además programado para computar las señales lógicas que controlan el motor para producir un empuje no mayor que dichos límites de empuje de motor seleccionados cuando dichos límites de empuje seleccionados son menores que la capacidad de empuje del motor, dicho avión, está en el aire y los sensores utilizados para proporcionar datos para los cálculos son declarados válidos.