Un método para estimar un ángulo de ataque y un ángulo de resbalamiento de una aeronave.

Un método para estimar un ángulo de ataque (a) y un ángulo de resbalamiento (b) de una aeronave (2) que tiene una pluralidad de superficies de control (10,

12, 14) ajustables cada una con respecto a una superficie de referencia asociada, comprendiendo el método las etapas de:

- medir cantidades (d1, d2, d3) representativas del ángulo formado por cada superficie de control (10, 12, 14) con respecto a la superficie de referencia asociada;

- medir la velocidad de alabeo efectiva (pE), la velocidad de cabeceo efectiva (qE) y la velocidad de guiñada efectiva (rE) de la aeronave (2);

- definir un modelo linealizado de un observador de estado de acuerdo con el siguiente sistema de ecuaciones:

donde u es un vector que contiene los valores de dichas cantidades (d1, d2, d3) de cada superficie de control (10, 12, 14), x es un vector que comprende un ángulo de ataque estimado (aS), un ángulo de resbalamiento estimado (bS), una velocidad de alabeo estimada (pS), una velocidad de cabeceo estimada (qS) y una velocidad de guiñada estimada (rS), dy es un vector de error que comprende los errores entre las velocidades medidas y las velocidades estimadas respectivas, y es un vector de medición que comprende los valores de las velocidades medidas, A, B, C, D son matrices representativas del comportamiento de la aeronave (2) en un movimiento sin perturbar y L es una matriz de realimentación que comprende las ganancias de un filtro de control numérico predeterminado;

- obtener a partir del modelo el ángulo de ataque estimado (aS) y el ángulo de resbalamiento estimado (bS) para utilizarlos respectivamente como ángulo de ataque (a) y ángulo de resbalamiento (b) de la aeronave (2).

Un método para estimar un ángulo de ataque y un ángulo de resbalamiento de una aeronave La presente invención se refiere a un método para estimar el ángulo de ataque y el ángulo de resbalamiento de una aeronave.

Más específicamente, la invención se refiere a un método para estimar el ángulo de incidencia o ataque y el ángulo de resbalamiento de una aeronave.

El ángulo de incidencia o ataque y el ángulo de resbalamiento son dos cantidades que definen parámetros del movimiento de una aeronave que deben ser monitorizados y controlados constantemente para garantizar la seguridad de la aeronave.

La figura 1 muestra una sección a través de una aeronave 2 que se está desplazando a lo largo de una dirección de movimiento representada por un primer vector 4. Un segundo vector 6 representa la dirección de un flujo de aire que golpea la aeronave 2 longitudinalmente y es el ángulo de incidencia o ataque formado por la intersección del primer vector 4 y el segundo vector 6.

La figura 2 es una vista de la aeronave 2 desde arriba; la aeronave 2 se está desplazando lo largo de la dirección de movimiento representada por el primer vector 4. Un tercer vector 8 representa la dirección de un flujo de aire que golpea la aeronave 2 lateralmente y ß es el ángulo de resbalamiento formado por intersección de dicho primer vector 4 y tercer vector 8.

El ángulo de ataque y el ángulo de resbalamiento ß deben tener siempre valores por debajo de valores máximos respectivos, por ejemplo, de 10° para el ángulo de ataque y 5° para el ángulo de resbalamiento para una aeronave de transporte civil ya que, si estos valores se superan, pueden conducir a la inestabilidad de la aeronave 2 que es un estado prácticamente irrecuperable.

Los valores del ángulo de ataque y el ángulo de resbalamiento ß se calculan convencionalmente mediante técnicas conocidas basándose en mediciones de presión del aire fuera de la aeronave 2. Estas mediciones de presión se toman mediante sensores dispuestos en la superficie externa de la aeronave 2. Los sensores de presión convencionales se conocen comúnmente como "tubos de Pitot".

Alternativamente, los valores del ángulo de ataque y el ángulo de resbalamiento ß se miden mediante "aletas" movibles que se dispone en la superficie externa de la aeronave 2 y se orientan en la dirección en la que sopla el viento.

En sensores basados en "tubos de Pitot" cualquier sobrecalentamiento u obstrucción del sensor es detectado por señales de control; en los sensores del tipo de "aletas", sin embargo, es mucho más difícil detectar un fallo ya que, por ejemplo, si una "aleta" se deforma o se inclina no hay sistemas de medición o realimentación que puedan detectar la deformación o el desplazamiento.

Para superar los problemas descritos anteriormente, se colocan más sensores de presión de los estrictamente 45 necesarios para tomar las mediciones, esto es, típicamente alrededor de 4 a 5 unidades, ya que es necesario un cierto grado de redundancia con el fin de realizar una operación de promediado de las mediciones de presión detectadas por los sensores individuales y/o para compensar cualquier fallo de un sensor. Esto conduce a un aumento en los costes globales de la aeronave 2. Además, debido al gran número de sensores y al hecho de que se disponen proyectándose desde la superficie de la aeronave 2, son fácilmente visibles por radares de detección y por 50 lo tanto no son adecuados para su uso en aeronaves militares.

Son conocidos diversos métodos para estimar el ángulo de ataque y el ángulo de resbalamiento de los documentos EP 1480043, US 6273370 y US 2003/130768.

El objeto de la presente invención es por lo tanto proponer un método para estimar el ángulo de ataque y el ángulo de resbalamiento que no requiera el uso de mediciones de presión y, por lo tanto, de sensores de presión dispuestos sobre la superficie externa de la aeronave.

Este y otros objetos se consiguen mediante un método de estimación cuyas características se definen en la 60 reivindicación 1.

Modos de realización particulares son el objeto de las reivindicaciones dependientes cuyo contenido se debe entender como parte integral e integrante de la presente descripción.

Características y ventajas adicionales de la invención serán más claras de la siguiente descripción detallada que se

ofrece meramente a modo de ejemplo no limitativo, con referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales:

la figura 1, que ya se ha descrito, es una vista en sección de una aeronave y del ángulo de ataque , la figura 2, que ya se ha descrito, es una vista en sección de una aeronave y del ángulo de resbalamiento ß, la figura 3 es un diagrama de flujo de las etapas del método de acuerdo con la invención, y la figura 4 es un diagrama de bloques de un sistema dispuesto para llevar a cabo el método de acuerdo con la 10 invención.

Brevemente, el método consiste en calcular un modelo de la aeronave 2 alimentado con órdenes de vuelo medidas, utilizándose el modelo para realizar una estimación de bucle abierto del estado del sistema.

Sin embargo, el rendimiento de un estimador u observador de estado de bucle abierto no es adecuado para obtener datos fiables debido a perturbaciones, indeterminaciones paramétricas, y variables no modeladas tales como la velocidad del viento.

El estimador de bucle abierto se corrige por lo tanto insertando un bucle de control, en particular un filtro de control numérico que garantiza la convergencia de las variables del modelo con valores reales medidos por sensores de la aeronave 2, rechazando perturbaciones externas.

La convergencia de los valores de las variables del modelo con valores medidos a bordo de la aeronave 2 se garantiza ya que el filtro de control está diseñado de modo que haga que el sistema sea estable globalmente.

Las ecuaciones del observador de estado de bucle abierto se corrigen así por medio del bucle de control, en una cantidad que es inversamente proporcional al error dado por la diferencia entre los valores de las variables del modelo y los valores medidos a bordo de la aeronave 2.

Se ha encontrado que, si el conjunto de mediciones reales disponibles es lo suficientemente representativo, incluso cantidades para las que no hay medición directa convergen con los valores verdaderos. En particular, la medición de las velocidades angulares de una aeronave es suficiente para reconstruir los ángulos de ataque y resbalamiento que no han sido medidos por sensores convencionales.

La figura 3 es un diagrama de flujo de las etapas del método de acuerdo con la invención.

La aeronave 2 comprende una pluralidad de superficies de control tales como, por ejemplo, alerones 10 dispuestos en las alas de la aeronave 2 (véanse las figuras 1 y 2) , elevadores 12 dispuestos en la cola, y el timón 14. En condiciones de reposo, estas superficies están alineadas con superficies de referencia respectivas, en particular, el alerón con el ala, los elevadores con el plano de cola horizontal, y el timón con el plano de cola vertical. Los ángulos formados por cada superficie de control con respecto a la superficie de referencia asociada se denominan en lo que sigue por el término genérico de "desviaciones".

En la etapa 50 se miden cantidades indicativas de la desviación de cada superficie de control, esto es, la desviación 45 d1 de los alerones, la desviación d2 de los elevadores y la desviación d3 del timón. La desviación de las aletas dispuestas en las alas se mide igualmente de modo ventajoso. Las desviaciones se miden, por ejemplo, mediante sensores situados en la proximidad de cada superficie de control y que envían señales representativas de los valores de esos ángulos.

En la etapa 52, se miden, de modo conocido, las velocidades inerciales, es decir, la velocidad de alabeo efectiva pE, la velocidad de cabeceo efectiva qE, y la velocidad de guiñada efectiva rE. Estas velocidades representan el giro de la aeronave 2 alrededor de sus propios ejes principales x, y y z (véanse las figuras 1 y 2) .

En la etapa 54, se crea, de modo conocido, un modelo dinámico de la aeronave 2 en movimiento en el espacio (un 55 modelo con seis grados de libertad) , basándose en datos de pruebas (túnel de viento) y mediante la derivación de otros valores conocidos por medio de estimaciones basadas en criterios conocidos.

En la etapa 56 se deriva un modelo linealizado de dicho modelo dinámico de un modo conocido y se utiliza como estimador de bucle abierto.

El modelo linealizado de bucle abierto del observador de estado comprende las siguientes ecuaciones:

** (Ver fórmula) **

donde A, B, D y... [Seguir leyendo]

1. Un método para estimar un ángulo de ataque () y un ángulo de resbalamiento (ß) de una aeronave (2) que tiene una pluralidad de superficies de control (10, 12, 14) ajustables cada una con respecto a una superficie de referencia asociada, comprendiendo el método las etapas de:

- medir cantidades (d1, d2, d3) representativas del ángulo formado por cada superficie de control (10, 12, 14) con respecto a la superficie de referencia asociada;

- medir la velocidad de alabeo efectiva (pE) , la velocidad de cabeceo efectiva (qE) y la velocidad de guiñada efectiva (rE) de la aeronave (2) ;

- definir un modelo linealizado de un observador de estado de acuerdo con el siguiente sistema de ecuaciones:

** (Ver fórmula) **

donde u es un vector que contiene los valores de dichas cantidades (d1, d2, d3) de cada superficie de control (10, 12, 14) , x es un vector que comprende un ángulo de ataque estimado (S) , un ángulo de resbalamiento estimado (ßS) , una velocidad de alabeo estimada (pS) , una velocidad de cabeceo estimada (qS) y una velocidad de guiñada estimada (rS) , y es un vector de error que comprende los errores entre las velocidades medidas y las velocidades estimadas respectivas, y es un vector de medición que comprende los valores de las velocidades medidas, A, B, C, D son matrices representativas del comportamiento de la aeronave (2) en un movimiento sin perturbar y L es una matriz de realimentación que comprende las ganancias de un filtro de control numérico predeterminado;

-obtener a partir del modelo el ángulo de ataque estimado (S) y el ángulo de resbalamiento estimado (ßS) para utilizarlos respectivamente como ángulo de ataque () y ángulo de resbalamiento (ß) de la aeronave (2) .

2. El método de acuerdo con la reivindicación 1, en el que dicho filtro de control numérico se lleva a cabo por medio de técnicas de optimización de Kalman sobre una estructura de filtro de Luenberg.

3. El método de acuerdo con la reivindicación 1 o 2, en el que las superficies de control comprenden alerones (10) situados en las alas de la aeronave (2) , elevadores (12) situados en la cola de la aeronave (2) y un timón (14) .

4. El método de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 2, en el que el vector de error (y) comprende un

primer componente igual a la diferencia entre la velocidad de alabeo efectiva (pE) y velocidad de alabeo estimada (pS) , el segundo componente es igual a la diferencia entre la velocidad de cabeceo efectiva (qE) y la velocidad de cabeceo estimada (qS) , el tercer componente es igual a la diferencia entre la velocidad de guiñada efectiva (rE) y velocidad de guiñada estimada (rS) .

5. Sistema para estimar el ángulo de ataque () y el ángulo de resbalamiento (ß) de una aeronave (2) que tiene una pluralidad de superficies de control (10, 12, 14) ajustables cada una con respecto a una superficie de referencia asociada, comprendiendo el sistema:

- medios dispuestos para medir cantidades (d1, d2, d3) representativas de un ángulo formado por cada superficie de 45 control (10, 12, 14) con respecto a la superficie de referencia asociada;

- medios dispuestos para medir la velocidad de alabeo efectiva (pE) , la velocidad de cabeceo efectiva (qE) y velocidad de guiñada efectiva (rE) de la aeronave (2) ;

- una unidad de control (102) dispuesta para definir un modelo linealizado de un observador de estado de acuerdo con el siguiente sistema de ecuaciones:

** (Ver fórmula) **

donde u es un vector que contiene los valores de dichas cantidades (d1, d2, d3) de cada superficie de control (10, 12, 14) , x es un vector que comprende un ángulo de ataque estimado (S) , un ángulo de resbalamiento estimado (ßS) , una velocidad de alabeo estimada (pS) , una velocidad de cabeceo estimada (qS) y una velocidad de guiñada estimada (rS) , y es un vector de error que comprende los errores entre las velocidades medidas y las velocidades estimadas respectivas, y es un vector de medición que comprenden los valores de las velocidades medidas, A, B, C, D son matrices representativas del comportamiento de la aeronave (2) en un movimiento sin perturbar y L es una 6

matriz de realimentación que comprende las ganancias de un filtro de control numérico predeterminado; estando dispuesta además dicha unidad de control (102) para reunir, a partir del modelo linealizado, los valores del ángulo de ataque estimado (S) y del ángulo de resbalamiento estimado (ßS) para utilizarlos respectivamente como ángulo de ataque () y ángulo de resbalamiento (ß) de la aeronave (2) .

6. Sistema de acuerdo con la reivindicación 5, en el que dicha unidad de control (102) comprende:

- un módulo de bucle abierto (100) dispuesto para recibir dichas cantidades (d1, d2, d3) y proporcionar en una salida en una rama directa (101) la velocidad de alabeo estimada (pS) , la velocidad de cabeceo estimada (qS) y velocidad de guiñada estimada (rS) ;

- un módulo de sustracción (104) dispuesto para proporcionar el vector de error (y) ;

- un módulo de realimentación (102) , situado en una rama de realimentación (102) y dispuesto para crear un bucle 15 cerrado, estando dispuesto dicho módulo de realimentación (106) para llevar a cabo un filtro de control numérico.