Modos de control de vuelo - Enciclopedia
Un modo de control de vuelo o una ley de control de vuelo es un algoritmo de software de computadora que transforma los movimientos del manillar o joystick realizados por el piloto de un avión en movimientos de las superficies de control del avión. Los movimientos de las superficies de control dependen de cuál de varios modos esté activo el computador de vuelo. En aviones en los que el sistema de control de vuelo es por cable (fly-by-wire), los movimientos que el piloto realiza en el manillar o joystick en la cabina, para controlar el vuelo, se convierten en señales electrónicas, que se transmiten a los computadores de control de vuelo que determinan cómo mover cada superficie de control para proporcionar el movimiento del avión ordenado por el piloto.
Una reducción del control de vuelo electrónico puede ser causada por el fallo de un dispositivo de cómputo, como el computador de control de vuelo o un dispositivo de información proporcionador, como la Unidad de Referencia Inercial de Datos Aéreos (ADIRU).
Los sistemas de control de vuelo electrónico (EFCS) también proporcionan aumento en vuelo normal, como mayor protección del avión contra el sobrecarga o proporcionar un vuelo más cómodo para los pasajeros al reconocer y corregir la turbulencia y proporcionar amortiguamiento de deriva.
Dos fabricantes de aviones producen aviones comerciales de pasajeros con computadores de vuelo primarios que pueden funcionar bajo diferentes modos de control de vuelo. El más conocido es el sistema de leyes normales, alternativas, directas y de control alternativo mecánico del Airbus A320-A380. El otro es el sistema de cableado de vuelo de Boeing, utilizado en el Boeing 777, Boeing 787 Dreamliner y Boeing 747-8.
Estos aviones más nuevos utilizan sistemas de control electrónico para aumentar la seguridad y el rendimiento mientras ahorran peso del avión. Estos sistemas electrónicos son más ligeros que los sistemas mecánicos antiguos y también pueden proteger el avión contra situaciones de sobrecarga, permitiendo a los diseñadores reducir componentes sobredimensionados, lo que reduce aún más el peso del avión.
Leyes de control de vuelo (Airbus)
Los diseños de aviones Airbus posteriores al A300/A310 están prácticamente completamente controlados por equipo por cable (fly-by-wire). Estos aviones más nuevos, incluyendo el A320, A330, A340, A350 y A380, operan bajo las leyes de control de vuelo de Airbus. Los controles del Airbus A330, por ejemplo, están completamente controlados electrónicamente y activados hidráulicamente. Algunas superficies, como el timón, también pueden ser controladas mecánicamente. En vuelo normal, los computadores actúan para evitar fuerzas excesivas en el alabeo y el roll.
El avión se controla por tres computadores de control primarios (del comandante, del primer oficial y de reserva) y dos computadores de control secundarios (del comandante y del primer oficial). Además, hay dos computadores de datos de control de vuelo (FCDC) que leen información de los sensores, como los datos aéreos (velocidad del viento, altitud). Esta información se alimenta junto con los datos de GPS a tres unidades de procesamiento redundantes conocidas como unidades de referencia inercial de datos aéreos (ADIRU) que actúan tanto como referencia de datos aéreos como referencia inercial. Los ADIRU son parte del sistema de referencia inercial de datos aéreos, que en el Airbus está conectado a ocho módulos de datos aéreos: tres están conectados a tubos pitot y cinco están conectados a fuentes estáticas. La información de los ADIRU se alimenta a uno de varios computadores de control de vuelo (primario y secundario de control de vuelo). Los computadores también reciben información de las superficies de control del avión y de los dispositivos de control del avión y del piloto, así como del piloto automático. La información de estos computadores se envía tanto al panel de visualización principal del piloto como también a las superficies de control.
Hay cuatro leyes de control de vuelo nombradas, sin embargo, la ley alternativa consta de dos modos, alternativa 1 y alternativa 2. Cada uno de estos modos tiene diferentes submodos: modo de suelo, modo de vuelo y ascenso final, además de un control mecánico de respaldo.
= Ley normal =
La ley normal difiere según la etapa del vuelo. Estos incluyen:
Estacionario en el gate
Taxi desde el gate a una pista o desde una pista de regreso al gate
Inicio de la rodada de despegue
Ascenso inicial
Ascenso de crucero y vuelo de crucero a altitud
Descenso final, ascenso final y aterrizaje.
Durante la transición desde el despegue al crucero hay una transición de 5 segundos, desde el descenso al ascenso final hay una transición de 2 segundos y desde el ascenso final al suelo hay otra transición de 2 segundos en la ley normal.
Modo de suelo
El avión se comporta como en el modo directo: la función de autotrim se desactiva y hay una respuesta directa de los alerones a las entradas del palo lateral. El estabilizador horizontal se ajusta a 4° hacia arriba, pero los ajustes manuales (por ejemplo, para el centro de gravedad) anulan este ajuste. Después de que las ruedas dejan el suelo, ocurre una transición de 5 segundos donde la ley normal – modo de vuelo toma el control del modo de suelo.
Modo de vuelo
El modo de vuelo de la ley normal proporciona cinco tipos de protección: ángulo de ataque, limitaciones de factor de carga, alta velocidad, alta AOA y ángulo de deriva. El modo de vuelo es operativo desde el despegue hasta poco antes de que el avión aterrice, alrededor de 100 pies sobre el nivel del suelo. Puede perderse prematuramente como resultado de comandos del piloto o fallos del sistema. La pérdida de la ley normal como resultado de un fallo del sistema resulta en la ley alternativa 1 o 2.
A diferencia de los controles convencionales, en la ley normal el movimiento lateral del palo lateral se corresponde con un factor de carga proporcional a la deflexión del palo que es independiente de la velocidad del avión. Cuando el palo está neutro y el factor de carga es 1g, el avión permanece en vuelo nivelado sin que el piloto cambie el ajuste del alerón. El movimiento lateral del palo lateral comandado un ángulo de deriva, y el avión mantiene un ángulo de ataque adecuado una vez que se ha establecido una virada, hasta 33° de deriva. El sistema previene un ajuste adicional cuando el ángulo de ataque es excesivo, el factor de carga excede 1.3g o cuando el ángulo de deriva excede 33°.
La protección contra el ángulo de ataque (α-Prot) previene el estallido y protege contra los efectos del viento shear. La protección se activa cuando el ángulo de ataque está entre α-Prot y α-Max y limita el ángulo de ataque comandado por el palo lateral del piloto o, si el piloto automático está activado, desconecta el piloto automático.
La protección contra la alta velocidad recupera automáticamente de una velocidad excesiva. Hay dos limitaciones de velocidad para los aviones de alta altitud, VMO (velocidad operativa máxima) y MMO (velocidad operativa máxima en Mach), las dos velocidades son las mismas a aproximadamente 31,000 pies, por debajo de las cuales la velocidad excesiva se determina por VMO y por encima de las cuales por MMO.
Modo de ascenso final
Este modo se activa automáticamente cuando el altímetro de radar indica 100 pies sobre el suelo. A 50 pies el avión ajusta ligeramente el morro hacia abajo. Durante el ascenso final de aterrizaje, la ley normal proporciona protección contra ángulo de ataque alto y protección contra ángulo de deriva. El factor de carga se permite que varíe de 2.5g a −1g, o de 2.0g a 0g cuando se extienden las aletas. El ángulo de ataque se limita de −15° a +30°, y el límite superior se reduce a +25° a medida que el avión se ralentiza.
= Ley alternativa =
Hay cuatro modos de reconfiguración para los aviones Airbus por cable (fly-by-wire): ley alternativa 1, ley alternativa 2, ley directa y ley mecánica. Los modos de suelo y ascenso final de la ley alternativa son idénticos a los modos de suelo y ascenso final de la ley normal.
La ley alternativa 1 (ALT1) combina un modo lateral de ley normal con la protección del factor de carga y el ángulo de deriva. Puede perderse la protección contra el ángulo de ataque alto y se pierde la protección contra bajo nivel de energía (estallido en vuelo nivelado). La protección contra alta velocidad y el ángulo de ataque alto entran en el modo de ley alternativa.
ALT1 puede ingresarse si hay fallos en el estabilizador horizontal, un alerón, la actuación del amortiguador de deriva, un sensor de aleta o de flap, o un solo fallo de referencia de datos aéreos.
La ley alternativa 2 (ALT2) pierde el modo lateral de ley normal (reemplazado por el modo de roll directo y el modo de deriva alternativa) junto con la protección del ángulo de ataque, la protección del ángulo de deriva y la protección contra bajo nivel de energía. Se mantiene la protección del factor de carga. La protección contra el ángulo de ataque y la protección contra alta velocidad se mantienen a menos que la razón para el modo de ley alternativa 2 sea el fallo de dos referencias de datos aéreos o si las dos referencias de datos aéreos restantes no coinciden.
ALT2 se ingresa cuando dos motores se apagan (en aviones de doble motor), fallos en dos referencias inerciales o de datos aéreos, con la pérdida del piloto automático, excepto con un desacuerdo de ADR. Este modo también puede ingresarse con un fallo total de todos los spoilers, ciertos fallos de alerones o fallos de transductores de pedal.
= Ley directa =
La ley directa (DIR) introduce una relación directa palo-a-superficie de control: el movimiento de la superficie de control está directamente relacionado con el movimiento del palo lateral y los pedales de timón. El estabilizador horizontal ajustable solo puede controlarse con la rueda de ajuste manual. Se pierden todas las protecciones y la deflexión máxima de los alerones se limita para cada configuración como una función del centro de gravedad actual del avión. Esto tiene como objetivo crear un compromiso entre un control adecuado del alabeo con un centro de gravedad hacia adelante y un control no demasiado sensible con un centro de gravedad hacia atrás.
DIR se ingresa si hay un fallo de tres unidades de referencia inercial o de los computadores de vuelo primarios, fallos en dos alerones, o el apagado de dos motores (en un avión de dos motores) cuando el computador de vuelo primario del comandante también está inoperable.
= Control mecánico =
En el modo de respaldo de control mecánico, el alabeo se controla por el sistema de ajuste mecánico y la dirección lateral se controla por los pedales de timón que operan el timón mecánicamente.
Sistema de control de vuelo primario del Boeing 777
El sistema de control de vuelo electrónico por cable del Boeing 777 difiere del EFCS de Airbus. El principio de diseño es proporcionar un sistema que reaccione de manera similar a un sistema controlado mecánicamente. Debido a que el sistema se controla electrónicamente, el sistema de control de vuelo puede proporcionar protección del margen de vuelo.
El sistema electrónico se subdivide en dos niveles, los cuatro electrónica de control de actuador (ACE) y los tres computadores de vuelo primarios (PFC). Los ACE controlan los actuadores (desde aquellos en los controles del piloto hasta los controles de superficie y los PFC). El papel de los PFC es calcular las leyes de control y proporcionar fuerzas de retroalimentación, información del piloto y advertencias.
= Protecciones y aumentos estándar =
El sistema de control de vuelo del 777 se diseña para restringir la autoridad de control más allá de ciertos rangos al aumentar la presión de retroalimentación una vez que se alcanza el límite deseado. Esto se hace mediante actuadores de retroalimentación controlados electrónicamente (controlados por ACE). Las protecciones y aumentos son: protección del ángulo de deriva, compensación de virada, protección contra el estallido, protección contra la velocidad excesiva, control del alabeo, aumento de estabilidad y compensación de asimetría de empuje. La filosofía de diseño es: "informar al piloto de que el comando que se está dando pondría al avión fuera de su margen de vuelo normal, pero no se prohíbe la capacidad de hacerlo."
= Modo normal =
En el modo normal, los PFC transmiten comandos de actuador a los ACE, que los convierten en comandos analógicos de servo. Se proporciona funcionalidad completa, incluyendo todas las características de rendimiento mejorado, protección del margen de vuelo y calidad del viaje.
= Modo secundario =
El modo secundario de Boeing es comparable al modo de ley alternativa de Airbus, con los PFC que proporcionan comandos a los ACE. Sin embargo, la funcionalidad del EFCS se reduce, incluyendo la pérdida de la protección del margen de vuelo. Al igual que el sistema de Airbus, este estado se ingresa cuando ocurren varios fallos en el EFCS o en los sistemas de interfaz (por ejemplo, ADIRU o SAARU). Además, en caso de un fallo completo de todos los PFC y ACE, los alerones y los spoilers de roll seleccionados se conectan a los controles del piloto por cable, permitiendo un control mecánico temporal.
Ver también
Índice de artículos de aviación
Control dual (aviación)
Referencias