INSTITUTO POLITECNICO NACIONAL ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERIA MECANICA Y

ELECTRICA UNIDAD PROFESIONAL TICOMAN

SEMINARIO: SISTEMAS DE AVIONICA

TESINA

ANÁLISIS DEL DESARROLLO DE LOS SISTEMAS DE CONTROL DE VUELO

EN AERONAVES MÁS ELÉCTRICAS CON ACTUADORES ELECTROHIDROSTÁTICOS

QUE PARA OBTENER EL TITULO DE: INGENIERO EN AERONAUTICA

PRESENTAN: TONATIUH ALVAREZ FLORES

RODRIGO RODRIGUEZ MUNGUIA

ASESOR: M. en I. RAYMUNDO HERNANDEZ BARCENAS

ENERO 2013

ii

CARTA DE ACEPTACION DE TESINA

iii

DEDICATORIA Y AGRADECIMIENTOS TONATIUH ALVAREZ FLORES

A todo ser humano le fueron concedidas dos cualidades: el poder y el don. El poder, dirige al hombre al encuentro con su destino, el don por su parte, lo obliga a compartir con los otros lo que hay de mejor en sí mismo; y es así que hoy uso esas dos cualidades que me fueron concedidas, pues el poder me ha dirigido a este destino que durante 18 años eh buscado: lograr concluir mis estudios satisfactoriamente, logrando obtener mi título como Ingeniero Aeronáutico; por otra parte el don que me fue concedido lo uso para compartir este logro con las personas que durante este largo tiempo han estado ahí, a mi lado, luchando, desvelándose, aguantando y animándome cuando más lo he necesitado, esas personas que me han sostenido e impulsado para llegar a donde hoy me encuentro. Sé que el camino ha sido difícil, que hemos atravesado muchas dificultades, problemas y angustias, pero hoy al fin eh llegado al comienzo de una nueva etapa, donde tendré nuevas metas, nuevos objetivo, más dificultades, problemas y angustias, pero al igual como ocurrió para llegar a esta etapa, se que tendré el apoyo incondicional de ustedes; mis padres. Sé que estarán ahí sufriendo y gozando conmigo; también sé que mis hermanos siempre estarán ahí apoyándome, ayudándome y haciéndome reír en esos momentos difíciles; Por supuesto sé que habrá alguien a mi lado durante el resto de esta nueva etapa compartiendo cada cosa que logre, cada decepción y cada alegría y esa persona es el amor de mi vida. Y no podría olvidar a todos aquellas personas que en algún momento de mi vida y de este camino se han cruzado para ser mis profesores, compañeros, amigos y colegas, a todos usted les agradezco en ayudarme ser esa persona que hoy soy. Quisiera hacer una mención especial a mi compañero y amigo que decidió realizar este trabajo conmigo Ing. Rodrigo Rodríguez Munguía No me queda más que agradecerles y dedicarles este trabajo. Gracias. Ing. Tonatiuh Álvarez Flores

iv

DEDICATORIAS RODRIGO RODRÍGUEZ MUNGUÍA

A Dios

Por darme una vida y darme salud para lograr mis objetivos, además de su infinita bondad y amor.

A mis padres

Artemio Rodríguez Reyes y mi madre Zenaida Munguia Pérez, por todo el apoyo

que me han brindado, consejos, compresión, gracias papás porque me han dado

todo lo que soy como persona, mis valores, mis principios, mi carácter, mi

empeño, mi perseverancia, mi coraje para conseguir mis metas, gracias por

confiar en mí y por demostrarme que todo se logra pese a la distancia, pese a

cada turbulencia que se me presento en mi trayectoria , y por el orgullo que

sienten por mí que fue el medio que me hizo llegar al final.

A mis hermanos

Israel, Maritza, Abisay por estar conmigo y apoyarme siempre, quienes han sido

mi motivación, inspiración y felicidad, los quiero mucho.

A todos mis primos (as) Quisiera nombrarlos a cada uno de ustedes pero son muchos, pero eso no quiere decir que no me acuerde de cada uno, a todos los quiero mucho. A mi familia Mi Abue Bernardina, mis tías Adelina, Barnabita, Daniela, Cristina, Lorena, mis tíos Eusebio, Noé, Pedro, Armando, Ramón, Esteban a mi prima Verónica Rodríguez y a todos quienes por el apoyo brindado para continuar. A todos los ángeles que se adelantaron en el camino y que han cuidado de mí a pesar de que no están aquí ahora en estos momentos conmigo, sé que sus almas si lo están yo les dedico con todo mi corazón mi tesina, Nunca los olvidaré… Va por todos ustedes familia Rodríguez Munguía, por que admiro su fortaleza.

Papás GRACIAS por haberme fomentando en mí el deseo de superación y anhelo

de triunfo en la vida, les agradezco con toda mi alma porque por todos ustedes, el

éxito profesional ha llegado a mí y ahora soy lo que soy gracias a su apoyo. Los

AMO!

Ing. Rodrigo Rodríguez Munguía

v

AGRADECIMIENTOS RODRIGO RODRÍGUEZ MUNGUÍA

Al más especial de todos, a ti Señor porque hiciste realidad este sueño, por todo el amor con el que me rodeas y por haberme dado la existencia y permitido llegar al final de mi carrera, esta tesina es para ti.

A mis maestros en especial mis profesoras Imelda Lavín Beltrán y Juana García

Cortes, gracias por no perder la fe puesta en mí y por sus consejos personales y

académicos.

A el Ing. Raymundo Hernández Bárcenas, por haber sido guía e impulsor que marcaron cada etapa de mi camino universitario, y que me ayudaron en asesorías y dudas presentadas, en la elaboración de esta tesina.

A la Lic. Alma Lilia Hernández Gutiérrez por estar al pendiente de mi éxito académico, por cada una de sus enseñanzas que han dejado en mi mente y alma, por ese ánimo infundido y la confianza en mí depositada.

A mis amigos

Que nos apoyamos mutuamente en nuestra formación profesional: Diana Huitron, Julio A. Fernández G., Daniel Iván Acosta M., Rafael Eduardo Cruz L., Luis Adrian Flores A., Martin Alejandro González B., muchas gracias por estar conmigo en todo este tiempo donde hemos compartido momentos agradables y momentos tristes, ya que por esos momentos son los que nos hacen crecer y valorar a las personas que nos rodean, gracias por ser mis amigos y recuerden que siempre los llevaré en mi corazón.

A Tonatiuh Álvarez Flores un amigo que decidió compartir conmigo sus

conocimientos, te agradezco por ser partícipe de este gran trabajo.

Gracias, eternamente gracias a todos.

Ing. Rodrigo Rodríguez Munguía

1

INDICE

CARTA DE ACEPTACION DE TESINA ............................................................................ ii

DEDICATORIA Y AGRADECIMIENTOS TONATIUH ALVAREZ FLORES..................... iii

DEDICATORIAS RODRIGO RODRÍGUEZ MUNGUÍA ..................................................... iv

AGRADECIMIENTOS RODRIGO RODRÍGUEZ MUNGUÍA .............................................. v

INDICE .............................................................................................................................. 1

ACRONIMOS .................................................................................................................... 5

GLOSARIO ....................................................................................................................... 7

LISTA DE FIGURAS ......................................................................................................... 8

LISTA DE TABLAS ........................................................................................................... 9

ABSTRACT ..................................................................................................................... 12

INTRODUCCIÓN: ............................................................................................................ 13

JUSTIFICACIÓN: ............................................................................................................ 16

OBJETIVO: ..................................................................................................................... 18

CAPÍTULO 1 ................................................................................................................... 19

SISTEMAS DE CONTROL DE VUELO ........................................................................... 19

1.1 PRINCIPIOS DE CONTROL DE VUELO ........................................................... 20

1.1.1 Introducción ................................................................................................................... 20

1.2 SISTEMAS DE CONTROL DE VUELO .................................................................. 21

1.2.1 Los mandos de vuelo y sus funciones ...................................................................... 21

1.2.2 Clasificación de los Sistemas de Control de Vuelo ................................................. 21

1.3 CONTROL DE VUELO PRIMARIO ........................................................................ 25

1.3.1 Mandos Primarios: Alerones, timones y elevadores ............................................... 25

1.3.2 Mandos Secundarios: Slats, flaps. ............................................................................ 26

1.3.3 Slats ................................................................................................................................ 27

1.3.4 Tipos de Slats................................................................................................................ 28

1.3.5 Variantes cinemáticas de extensión .......................................................................... 31

1.3.6 ¿Slats o flaps Krueger? ............................................................................................... 33

1.3.7 Spoilers .......................................................................................................................... 34

2

1.3.8 Spoilers con funciones en vuelo ................................................................................ 35

1.3.9 Prioridad de funciones de los spoilers....................................................................... 36

1.3.10 Elevón .......................................................................................................................... 36

1.3.11 Flaperón ....................................................................................................................... 37

1.3.12 Canard de Control ...................................................................................................... 37

1.4 STABILATOR Y ESTABILIZADOR MÓVIL ............................................................. 39

1.4.1 Stabilator ........................................................................................................................ 39

1.4.2 Estabilizador móvil........................................................................................................ 39

1.5 SISTEMA DE CONTROL DE VUELO CON MODO DE ACTUACIÓN MECÁNICO 41

1.5.1 Descripción y empleo ................................................................................................... 41

1.5.2 Componentes ................................................................................................................ 41

1.5.3 Cables para mandos de vuelo .................................................................................... 41

1.5.4 Tensores de cables ...................................................................................................... 43

1.5.5 Poleas ............................................................................................................................. 43

1.5.6 Barras de mando .......................................................................................................... 44

1.6 SISTEMAS DE CONTROL CON MODO DE ACTUACIÓN HIDRÁULICO .............. 44

1.7 SISTEMA DE CONTROL CON MODO DE ACTUACIÓN ELÉCTRICO ................. 45

1.8 PILOTAJE POR MANDO ELECTRICO (FLY BY WIRE) ......................................... 47

1.8.1 Sistema de pilotaje por mando eléctrico y control activo del avión ...................... 49

1.8.2 Fundamentos del sistema ........................................................................................... 50

1.8.3 Arquitectura del sistema Fly by Wire ......................................................................... 50

1.8.4 Ordenadores de control de vuelo ............................................................................... 51

1.8.5 Ordenadores primarios de control de vuelo ............................................................. 52

1.8.6 Ordenadores secundarios de control de vuelo ........................................................ 53

1.8.7 Ordenadores para dispositivos de hipersustentación ............................................. 53

1.8.8 Ordenadores auxiliares ................................................................................................ 53

1.8.9 Fuentes de alimentación ............................................................................................. 53

1.8.10 Criterios de seguridad del sistema Fly by Wire ..................................................... 54

1.9 OPERACIÓN E INDICACIÓN ................................................................................. 54

1.9.1 Operación de “Slats” y flaps de borde de ataque .................................................... 55

1.9.2 Indicación en aviones convencionales ...................................................................... 56

1.9.3 Controles e Indicación en aviones con sistemas CRT y LCD ............................... 58

3

CAPÍTULO 2 ................................................................................................................... 61

CONTROLES DE VUELO BOEING / AIRBUS ............................................................. 61

2.1 CONTROLES DE VUELO BOEING ...................................................................... 62

2.1.1BOEING 777: FLY-BY-WIRE FLIGHT CONTROL ................................................... 62

2.1.2 Descripción general del sistema ................................................................................ 62

2.1.3 Sistemas electrónicos .................................................................................................. 63

2.2 ACCIONAMIENTO DE LAS SUPERFICIES DE CONTROL ................................... 64

2.2.1 Accionamiento Fly-By-Wire ......................................................................................... 64

2.2.2 Modos de operación del sistema ............................................................................... 64

2.3 CONTROLES DE VUELO EN AIRBUS .................................................................. 66

2.3.1 Introducción ................................................................................................................... 66

2.3.2 Principios de Fly-by Wire ............................................................................................. 67

2.4 CARACTERISTICAS PRINCIPALES DEL SISTEMA ............................................. 70

2.4.1 Redundancia ................................................................................................................. 70

2.4.2 Disimilitud ....................................................................................................................... 71

2.4.3 Arreglo de los servo-control ........................................................................................ 71

2.4.4 Leyes de control de vuelo ........................................................................................... 72

2.4.5 Arquitectura de las computadoras ............................................................................. 73

2.5 PARTICULARES EN LA AERONAVE A340 ........................................................... 73

2.5.1 Sistema .......................................................................................................................... 73

2.5.2 Leyes de control............................................................................................................ 73

2.6 DISEÑO, DESARROLLO Y VALIDACION DE LOS PROCEDIMIENTOS. .............. 74

2.6.1 Antecedentes de la Certificación del sistema Fly-By-Wire .................................... 74

CAPÍTULO 3 ................................................................................................................... 76

INICIATIVAS TECNOLOGICAS ...................................................................................... 76

3.1 TENDENCIAS FUTURAS ...................................................................................... 77

3.2 AERONAVES MÁS ELÉCTRICAS ......................................................................... 77

3.3 MOTORES MÁS ELECTRICOS ............................................................................. 78

3.4 INTEGRACION DEL CONTROL DE VUELO Y PROPULSION .............................. 80

3.5 SISTEMA GESTION DEL VEHICULO .................................................................... 80

3.6 AERONAVES MÁS ELECTRICAS ......................................................................... 84

3.6.1 Extracciones de potencia del motor........................................................................... 84

4

3.7 BOIENG 787: SISTEMA MÁS ELECTRICO ........................................................... 86

3.8 SISTEMA HIDRAULICO MÁS ELECTRICO ........................................................... 89

3.9 MOTORES MÁS ELECTRICOS ............................................................................. 91

3.9.1 Características del motor convencional .................................................................... 92

3.9.2 Características del motor más eléctrico .................................................................... 92

CAPÍTULO 4 ................................................................................................................... 94

TECNOLOGIA DE LA AVIONICA ................................................................................... 94

4.1 TECNOLOGIA DE LA AVIONICA ........................................................................... 95

4.2 BUS DE INTEGRACION DE DATOS DE LOS SISTEMAS DE LA AERONAVE .... 97

4.3 BUSES DE DATOS DIGITALES ............................................................................ 97

4.4 PROGRAMA EXPERIMENTAL DE AERONAVE (EPA) ....................................... 100

4.5 AIRBUS A330/A340 ............................................................................................. 100

4.6 BOEING 777 ........................................................................................................ 101

4.7 ARQUITECATURA DE LA AVIONICA DEL A380 ................................................. 102

4.8 ARQUITECTURA DE LA AVIONICA DEL B787 ................................................... 104

4.9 BUSES DE FIBRA OPTICA.................................................................................. 104

4.10 INTEGRACION MODULAR DE LA AVIONICA ................................................... 105

CONCLUSIÓN ............................................................................................................... 106

APORTACIONES DE ESTE TRABAJO ........................................................................ 107

BIBLIOGRAFIA ............................................................................................................. 108

5

ACRONIMOS

ACE ACTUATOR CONTROL ELECTRONIC

ADIRU AIR DATA INERTIAL REFERENCE UNIT

AFDX AVIONICS FULL-DUPLEX SWITCHED ETHERNET

AIMS AIRPLANE INFORMATION MANAGEMENT SYSTEM

AMB ACTIVE MAGNETIC BEARINGS

APU AUXILIARY POWER UNIT

ARINC AERONAUTICAL RADIO INCORPORATED

CAS COMPUTER AIR SPEED

CCR COMMON COMPUTING RESOURCE

CF CONSTANT FREQUENCY

COTS COMMERCIAL-OFF-THE-SHELF

CSAS CONTROL AND STABILITY AUGMENTATION SYSTEM

DATAC DIGITAL AUTONOMUS TERMINAL ACCESS COMUNICATION

DC DIRECT CURRENT

EAP EXPERIMENTAL AIRCRAFT PROGRAMME

EBHA ELECTRICAL BACK-UP HYDRAULIC ACTUATOR,

EBHAS ELECTRIC BACKUP HYDROSTATIC ACTUATOR

ECAM ELECTRONIC CENTRALIZED AIRCRAFT MONITORING

ECS ENVIRONMENTAL CONTROL SYSTEM

EDPS ENGINE DRIVEN PUMPS

EFPMS ELECTRIC FUEL PUMP AND METERING SYSTEM

EHA ELECTRO HYDROSTATIC ACTUATOR

ELAC ELEVATOR AND AILERON COMPUTER

EMA ELECTRO MECANIC ACTUATOR

EMI ELECTRO MAGNETIC INTERFERENCE

FAA FEDERAL AVIATIION ADMINSTRATION

FADEC FULL AUTHORITY DIGITAL ENGINE CONTROL

FAR FEDERAL AVIATION REGULATION

FBW FLY BY WIRE

FCDC FLIGHT COMPUTER DATA CONCENTRATION

FCPC FLIGHT CONTROL PRIMARY COMPUTER

FCSC FLIGHT CONTROL SECONDARY COMPUTERS

FLE FATIGUE LIFE ENHANCEMENT

FMGC FLIGHT MANAGEMENT SYSTEM

GPWS GROUND PROXIMITY WARNING SYSTEM

HP HORSE POWER

HPSG HP STARTER GENERATOR

HZ HERZ

IDEA INTEGRATED DIGITAL ELECTRICAL AIRPLANE

IEEE INSTITUTE OF ELECTRICAL AND ELECTRONICS ENGINEERS

6

IFPC INTEGRATED FLIGHT AND PROPULSION CONTROL

IGV INLET-GUIDE VANES

IMA INTEGRATED MODULAR AVIONICS

JAA JOINT AVIATION AUTHORITIES

JAR JOIENT AVIATION REGULATIONS

KVA KILO VOLTS AMPERS

LAF LOAD ALLEVATION FUNTION

LGCIU UNIDAD DE INTERFACE CON EL CONTROL DE TREN DE ATERRIZAJE

LRUS LINE REPLACEMENT UNITS

MB MEGABITES

MHZ MEGA HERZ

OBOGS ON-BOARD OXYGEN GENERATING SYSTEM

PCU POWER CONTROL UNIT

PEM POWER ELECTRONICS MODULE

PFC PRIMARY FLIGHT CONTROLLS

PRIM ORDENADORES PRIMARIOS

RAT RAM AIR TURBINE

SDPE DISTRIBUTION SYSTEM POWER ELECTRIC

SEC SPOILER AND ELEVATOR COMPUTER

SFCC SLAT/FLAP CONTROL COMPUTERS

SMPS SYSTEMS MANAGEMENT PROCESSORS

SSPC SOLID STATE POWER CONTROLLER

THS TAILPLANE HORIZONTAL STABILISER

TOGA TAKE-OF AND GO AROUND

UMS UTILITIES MANAGEMENT SYSTEM

V VOLTS

VA VOLTS AMPERS

VCA VOLTAJE DE CORRIENTE ALTERNA

VCC VOLTAJE DE CORRIENTE CONTINUA

VF VARIABLE FREQUENCY

VMCG VELOCITY MINIMUM CONTROL GROUND

VMS VEHICLE MANAGEMENT SYSTEM

VSV VARIABLE STATOR VANES

7

GLOSARIO

Coeficiente de Levantamiento

Coeficiente de Levantamiento Máximo

Velocidad Mínima de Control en el Suelo

Mínimum Unstick Speed Alpha protection

Alpha floor

Alpha max Velocidad apha floor

Velocidad alpha max g Gravedad kt Nudos CAPT Capitán F/O First Oficial

8

LISTA DE FIGURAS

Fig. 1 Los sistemas de control de vuelo por mando mecánico .................................................. 22

Fig. 2 Diferencias entre los sistemas motorizados reversible e irreversible. ........................... 23

Fig. 3 Sistemas elementales de mando de vuelo (izquierda). A la derecha, efectos que

produce en el avión el desplazamiento de las superficies de control. ..................................... 26

Fig. 4 Slats y flaps de borde de ataque. ........................................................................................ 27

Fig. 5 Sistema de extensión de Slats. ........................................................................................... 28

Fig. 6 Flap Simple. ........................................................................................................................... 29

Fig. 6.1 Flap de intradós (flap partido). ........................................................................... 30

Fig. 6.2 Flap ranurado.................................................................................................... 30

Fig. 6.3 Flap Fowler. ...................................................................................................... 30

Fig. 6.4 Flap Fowler de dos y tres aletas. ....................................................................... 31

Fig. 7 Variantes cinemáticas para extensión de los flaps de borde de salida en aviones

comerciales. a) Extensión mediante carriles. .............................................................................. 31

Fig. 8 b) Extensión mediante barras articuladas. ........................................................................ 32

Fig. 9 c) Extensión mediante articulación de batimiento. ........................................................... 32

Fig. 10 Slat (arriba) y flap Krueger (abajo) .................................................................................... 33

Fig. 11 Dispositivos principales de control y sustentación en el avión comercial. ................. 34

Fig. 12 Extensión de los spoilers................................................................................................... 35

Fig. 13 Flaperón en el Boeing 777. ................................................................................................ 37

Fig. 14 Comparación de actuaciones del estabilizador móvil. La carga aerodinámica es la

misma en las posiciones inferior y superior de los gráficos. .................................................... 40

Fig. 15 Detalle de sistema mecánico de control de vuelo (Conjunto de mando de alerones).

........................................................................................................................................................... 42

Fig. 16 Esquema del sistema de control con modo de actuación eléctrico A Interruptor, B

Motor eléctrico, C Husillo; D Tuerca; E Superficie de control; F Corona dentada. .................. 46

Fig. 17 Comparación entre el sistema Fly by Wire (gráfico inferior) y el convencional de

mandos mecánicos (gráfico superior). ....................................................................................... 48

Fig. 18 Realimentación ................................................................................................................... 49

Fig. 19 Diagrama esquemático de sistema de pilotaje por mando eléctrico, con tres

ordenadores primarios y dos secundarios. ................................................................................. 51

Fig. 20 Captador magnético para determinación de posición de superficie de borde de

ataque, en este caso el Slat. ........................................................................................................... 57

Fig. 21 ............................................................................................................................................... 58

Fig. 22 Minipalancas para los puestos de comandante y piloto. En este caso disponen de un

pulsador de posesión a través del cual se establece la prioridad de mando. .......................... 59

9

Fig. 23 Las pantallas ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitoring) presentan

información de estado y de alarma en sistemas y motores. ...................................................... 60

Fig. 24 Sistemas de control primario de vuelo del Boeing 777. ................................................. 62

Fig. 25 Modos de operación del sistema. ..................................................................................... 65

Fig. 26 Controles de vuelo mecánico y eléctrico. ........................................................................ 67

Fig. 27 Leyes de control de vuelo. ................................................................................................. 68

Fig. 28 Arquitecturas de los sistemas de control de vuelo del A320 y A321. ........................... 69

Fig. 29 Arquitectura de los sistemas de control de vuelo del A330 y A340. ............................. 70

Fig. 30 Arquitectura de las computadoras de control y monitoreo ........................................... 71

Fig.31 Protección de la envolvente de vuelo del A320. ............................................................... 72

Fig. 32 EAP sistema de gestión de las unidades de control. ..................................................... 82

Fig. 33 Arquitectura Genérica del VMS. ........................................................................................ 83

Fig. 34 Comparación de extracción de potencia convencional y más eléctrica. ..................... 85

Fig. 35 Sistema Eléctrico (más eléctrico) B787. ........................................................................... 86

Fig. 36 Cargas eléctricas del B787. ............................................................................................... 88

Fig. 37 Comparación del sistema hidráulico convencional y más eléctrico. ............................ 90

Fig. 38 Comparación de motor eléctrico convencional y más eléctrico. ................................. 91

Fig. 39 Localización de los componentes del motor más eléctrico Trent 500 ......................... 92

Fig. 40 Principales desarrollos electrónicos en la aviación desde 1930. .................................. 95

Fig. 41 Evolución de los controles electrónicos del motor y de vuelo. .................................. 97

Fig. 42 Buses de datos digitales comúnmente usados en las aeronaves. ............................... 99

Fig. 43 B777 Sistemas de integración de la aeronave usando buses de datos ARIC629 ..... 101

Fig. 44 Arquitectura de la aviónica del A380. ............................................................................. 102

Fig. 45 Arquitectura de la aviónica del B787. ............................................................................. 104

Fig. 46 Comparación entre los paneles IMA y LRU ................................................................... 105

LISTA DE TABLAS

Tabla 1 Posiciones típicas del mando de Flaps (B.S.), combinado con Slats ........... 55

Tabla 2 Incrementos en la introducción de nuevas tecnologías ................................ 66

Tabla 3 Sistemas de control típicos en las aeronaves A330/A340 ........................... 101

10

RESUMEN

Actualmente, existe una fuerte tendencia en los nuevos diseños de aviones militares y civiles hacia el concepto de avión más eléctrico ó totalmente eléctrico. El desarrollo de un trabajo con estas características, surge de la necesidad de conocer el funcionamiento de las nuevas tendencias tecnológicas en los Sistemas de Control en Aeronaves más eléctricas en relación con los actuadores electrohidrostáticos que hoy en día sustituyen algunas a los sistemas mecánicos, neumáticos e hidráulicos por sistemas parcial o totalmente eléctricos a dichos actuadores. El concepto de avión más eléctrico presenta una serie de ventajas o mejoras frente a los aviones convencionales, desde el punto de vista de eficiencia, peso, volumen, impacto ambiental; en estos aviones los tradicionales sistemas de distribución de potencia eléctrica son un elemento clave debido, principalmente, a los nuevos requisitos de demanda de potencia y las funcionalidades requeridas. Esto ha provocado que los nuevos sistemas eléctricos hayan evolucionado hacia nuevas arquitecturas de distribución, basadas en sistemas distribuidos, donde los tradicionales niveles de tensión 28 VCC y 115 VCA, han sido sustituidos por niveles de 270 VCC, ±270 VCC y 230 VCA. En este trabajo podremos encontrar algunas formas de distribución de los nuevos

modelos de aviones civiles que están actualmente en el mercado como es el caso

del Airbus A380 y el Boeing 787, las nuevas tendencias en cuanto a sistemas de

distribución para estas mismas aeronaves así como la evolución que han tenido

desde que inicio la aviación comercial y militar. Podremos encontrar los modelos

de distribución de la familia de Airbus así como los modelos de distribución de las

aeronaves Boeing 767 y Boeing 777.

Con la aplicación de los nuevos modelos de distribución también se han aplicado e

implementado nuevos modelos de actuadores para todas las superficies de

control; y la tendencia que se viene mostrando en las nuevas aeronaves es hacia

actuadores que son cada vez más eléctricos, ya sea que estos sean totalmente

eléctricos, electromecánicos, electro hidráulicos o electrohidrostaticos.

En un conjunto tanto las formas de distribución como los actuadores nos dan una

forma de controlar las superficies de control de la aeronave, obteniendo diferentes

sistemas de control, los cuales son descritos en este trabajo, lo cual incluye su

evolución, desarrollo e implementación a través de los años y de las diferentes

aeronaves, hasta llegar a lo que actualmente está siendo usado por las dos

grandes compañías armadores de aeronaves: Boeing y Airbus.

11

De la misma manera, podremos encontrar en este trabajo las nuevas formas en la

que se está implementando la aviónica que se está desarrollando, así de cómo la

tecnología que actualmente se usa en la industria y en los hogares, está siendo

adaptada e implementada por Airbus y por Boeing, con el fin de estandarizar el

uso de los componentes electrónicos, logrando reducir costos de mantenimiento y

de fabricación.

12

ABSTRACT

Currently, there is a strong trend in new aircraft designs of more electric or fully electric concept to the military and civilian airplanes. The development of a work of these features arises from the need to know the functioning of the more electric new technological trends in Aircraft Control Systems in relation to the actuators electrohydrostatic which today some of them replace some mechanical systems, pneumatic and hidraulic by partially or fully electric systems such actuators. The concept of more electric aircraft presents a number of advantages and improvements over the conventional aircraft from the point of view of efficiency, weight, volume, environmental impact; in these aircrafts the traditional systems of electrical power distribution are the key, mainly, due to the new requirements of power demand and required functionalities. This has induced the new electrical systems to evolve into new distribution architectures based on distributed systems, where traditional voltage levels, 28 VCC and 115 VCA, have been replaced by levels of 270 VCC, ±270 VDC and 230 VCA. In this investigation we find some (ways/forms) of distribution of new civil aircraft models currently on the market such as the Airbus A380 and Boeing 787, new trends in distribution systems for these same aircraft and the developments have had since beginning of commercial and military aviation. We can find the distribution models of the Airbus family and distribution models of the Boeing 767 and Boeing 777. With the application of the new distribution models have also been applied and implemented new models of actuators for all control surfaces, and the trend that has been showing on the new aircraft is to actuators that are increasingly electric, whether these are all-electric, electromechanical, electro hydraulic or electrohydrostatic. In an aggregate such the distribution forms as actuators give us a way to control the control surfaces of the aircraft, getting different control systems, which are described in this paper, including its evolution, development and implementation through the years and the different aircrafts, up to what is currently being used by the owners of two large aircraft companies: Boeing and Airbus. In this work we find new ways in which it is implementing the avionics that is being developed and how the technology is currently used in industry and households, is being adapted and implemented by Airbus and Boeing, in order to standardize the use of electronic components, thus reducing maintenance costs and manufacturing.

13

INTRODUCCIÓN: En los nuevos diseños de aviones civiles y militares existe una notable tendencia hacia el incremento de la demanda de potencia eléctrica. Esto es debido principalmente a la substitución de los tradicionales sistemas mecánicos, neumáticos e hidráulicos por sistemas parcial o totalmente eléctricos, por lo que en los nuevos diseños de avión se utilizan: actuadores electro-hidrostáticos, electro mecánicos ó electrohidráulicos. Sumado a lo anterior, existe un continuo incremento en el número de equipos consumidores de potencia eléctrica dentro de los diferentes sistemas: comunicaciones, aviónica, etc., como pueden ser: cámaras infrarrojas, radios, radar, actuadores y computadores de control. Para hacer frente a este incremento de la demanda de potencia eléctrica, se empiezan a utilizar nuevos niveles de tensión y nuevas arquitecturas aplicadas dentro de los sistemas de distribución de potencia eléctrica embarcados. Como resultado de todos estos avances se crea el concepto de avión más eléctrico ó totalmente eléctrico, el cual presenta una serie de ventajas o mejoras frente a los aviones convencionales, que se enumeran a continuación:

Una reducción en el peso relativo de los equipos y componentes.

Simplificación en el mantenimiento de la aeronave.

Reducción en el consumo de combustible.

Una mayor tolerancia a los fallos del sistema de distribución eléctrico.

Un mejor control y monitorización del sistema de distribución eléctrico.

Disminución de los equipos de soporte en tierra.

Reducción de los niveles de ruido.

Sin olvidarnos del menor impacto medioambiental, que son consecuencia directa de los puntos anteriores.

Como se ha indicado, esta nueva tipología de avión cada vez presenta más equipos dependientes de la potencia eléctrica, que forman parte de los diferentes sistemas del avión. Este aumento en el número de equipos que demandan energía eléctrica ha provocado, que los tradicionales niveles de tensión de 28VCC y 115VCA hayan evolucionado hacia niveles de 270 VCC normalmente para aplicaciones militares; y tensiones de ±270 VCC ó 230 VCA para aplicaciones civiles. Una de las ventajas que se consiguen con estos nuevos niveles de tensión, es la reducción de los niveles de corriente en comparación con los tradicionales sistemas a más baja tensión; un sistema a 28 VCC no es conveniente que maneje corrientes superiores a 400 Amperios. Como consecuencia de la disminución de la corriente se puede disminuir la sección de los cables y por lo tanto el volumen y el peso del cableado asociado a los sistemas de distribución de potencia eléctrica. No obstante, al elevar el nivel de tensión se plantean algunos problemas de funcionamiento en algunos dispositivos, como pueden ser en las protecciones usadas hasta hoy en día. También se producen otros inconvenientes originados por los efectos físicos en los cables, debido a los nuevos niveles de tensión: efecto corona, fallo por arco, etc., que deben ser evitados en los nuevos sistemas eléctricos.

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Por otro lado, es importante indicar, que en estas nuevas arquitecturas eléctricas, tienen que convivir los nuevos niveles de tensión, con los niveles de tensión convencionales. Esto es consecuencia de la existencia de multitud de equipos instalados en los aviones ya existentes. Estos equipos tienen que ser conectados a estas nuevas arquitecturas, y por tanto se debe mantener los niveles convencionales de tensión. Como resultado se plantean arquitecturas en las que existen distintos niveles de tensión que requieren cada vez más de equipos de conversión. Todo esto supone un mayor grado de complejidad para las nuevas arquitecturas de distribución eléctrica. Recientes avances en áreas como la electrónica de potencia y el campo de los microprocesadores, han proporcionado las herramientas necesarias para el desarrollo de estas nuevas arquitecturas de distribución de potencia eléctrica embarcadas. De este modo, los aviones más eléctricos requirieren de un mayor número de convertidores (CC/CC), rectificadores (CA/CC), inversores (CC/CA), protecciones basadas en controladores de potencia de estado sólido, etc. Estos elementos son equipos electrónicos, que permiten hacer frente a las necesidades planteadas en las nuevas arquitecturas de los SDPE. De este modo, en los nuevos sistemas de distribución de potencia eléctrica los equipos basados en electrónica de potencia juegan un papel fundamental, ya que cada vatio es procesado del orden de hasta tres veces por elementos constituidos por esta tecnología, antes de ser utilizados en los equipos consumidores. Este es un dato importante, que se debe de tener en cuenta a la hora de diseñar los equipos y sistemas que formen parte de estas nuevas arquitecturas. Uno de los componentes claves que van a formar parte de los nuevos sistemas, como elemento de protección del cableado y control de las cargas eléctricas, es el controlador de potencia de estado sólido, dispositivo que será denominado en lo sucesivo por sus siglas en inglés SSPC (solid state power controller). El SSPC, sustituye a las protecciones convencionales, como son los circuitos magneto térmicos y a los elementos encargados de conmutar cargas, como son los relés, los cuales presentan problemas de funcionamiento en los nuevos SDPE debido principalmente a los cambios en los niveles de tensión. Así mismo, el SSPC tiene la capacidad de proteger al cableado y de realizar la conexión/desconexión de las cargas de un modo controlado. Además, este dispositivo presenta innumerables ventajas en comparación con los elementos mecánicos anteriormente mencionados, como pueden ser, menor peso, mayor fiabilidad, mejor monitorización, mejor control, etc. Gracias a esta funcionalidad añadida, el uso de estos dispositivos se está generalizando en las aplicaciones aeroespaciales y aeronáuticas, dentro de los sistemas de distribución de potencia embarcados. Teniendo en cuenta la complejidad de los nuevos SDPE embarcados, los modelos de los SSPC juegan un papel fundamental a la hora reproducir el funcionamiento

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de los componentes, mejorar su funcionalidad y de predecir posibles problemas de funcionamiento dentro de las nuevas arquitecturas. Uno de los problemas que presentan estos componentes está asociado a la conexión de determinadas cargas, como por ejemplo las cargas muy capacitivas. Otro de los problemas, es la aparición de interacciones entre los SSPC y los diferentes elementos, a los cuales se conectan, dentro de las nuevas arquitecturas embarcadas. No obstante los fabricantes de SSPC no proporcionan modelos de los dispositivos que permitan validar la funcionalidad con el resto del sistema. Así pues, es necesario el estudio y el desarrollo de modelos que reproduzcan el comportamiento de los nuevos componentes, como son los controladores de potencia que componen los SDPE [1], [2].

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JUSTIFICACIÓN:

Para el diseño de una aeronave eléctrica lleva consigo la selección de componentes y configuraciones con base en la información suministrada por los fabricantes y la teoría concerniente a los distintos ámbitos que se involucran, pero la unión de los sistemas conjuntamente con la estructura se torna en un sistema altamente complejo que relaciona la aerodinámica, condiciones climáticas, desgaste de componentes, perdidas de eficiencia en los sistemas por los motivos más diversos. Haciendo que la medición de las variables más influyentes en el desempeño de una aeronave antes y después de ser diseñada sean de gran utilidad y hacer que la información sea confiable, de fácil adquisición e integrada. Dos tecnologías recientemente introducidas en los sistemas de control de vuelo del avión son los actuadores de control de vuelo Fly-By-Wire (FBW) y electrohidrostático. Éstos han aumentado la dificultad de la estanquidad en estos sistemas. Las nuevas tecnologías hacen la estanquidad más difícil debido a la estabilidad artificial de los sistemas de control de vuelo; en los actuadores electrohidrostáticos (EHA), todos los componentes de un sistema hidráulico tradicional (depósito, motor, bomba, acumulador y colector), están en una unidad individual. El diseño de un sistema de estanquidad para el EHA, se convierte en un reto mayor que para los sistemas hidráulicos tradicionales. La especificación de diseño de la unidad compacta es pequeña, la temperatura y presiones altas, mientras que el movimiento dinámico es rápido en una carrera corta. Otros factores hacen también que la estanquidad en los aviones modernos sea más desafiante. La demanda de sistemas con una mayor eficiencia y mayor fiabilidad, con menos tiempo de inactividad, ha conllevado la necesidad de una vida de servicio enormemente incrementada para los actuadores hidráulicos. Éste se ha cuadruplicado de 12.000 horas de vuelo supuestas para el Boeing 737 producido en 1960, a 48.000 horas, representando cinco años y medio de trabajo continuo para el recientemente lanzado A380. Las presiones de trabajo de los sistemas hidráulicos han aumentado substancialmente para manejar cargas mayores a velocidades superiores; todo dentro de una especificación de diseño más pequeña para reducir el peso del sistema. Actualmente los 5.000 psi/35 MPa del A380 y del nuevo B787, parece ser el límite aceptado. Esto requiere demandas muy exigentes en el sistema de estanquidad, especialmente cuando se combina con el incremento en la velocidad de movimiento y alta frecuencia asociado con FBW. Otra cuestión es el acabado superficial de los vástagos. Los revestimientos de cromo duro están desde hace tiempo consolidados en la industria. Éstos han sido superados incluso por revestimientos de cerámica más duros, por motivos medioambientales y por la necesidad de alargar la vida de servicio de los vástagos. Para cumplir con las expectaciones de la vida de la juntas, éstas deben

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tener una resistencia al desgaste excepcional frente a las superficies de contacto duras. Al principio, los sistemas de estanquidad cambiaron de algo que se reemplazaba regularmente cuando se descubría una junta, a configuraciones de estanquidad más complejas que forman parte de los sistemas EH. Se espera que funcionen en un avión durante muchos años sin necesitar mantenimiento. Generalmente, el valor inicial de los sistemas de estanquidad instalados ha aumentado. Sin embargo, la necesidad de repuestos y las horas de servicio han disminuido, reduciendo el coste total de operación. [3], [4].

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OBJETIVO:

El objetivo planteado en esta tesina es, definir y analizar el desarrollo de los sistemas de control de vuelo con nuevas tendencias tecnológicas en aeronaves más eléctricas con actuadores electrohidrostáticos, que permitan disminuir el impacto de la navegación aérea a nivel ecológico, y validar la funcionalidad del desarrollo de aviones eléctricos, demostrando mejoras en la metodología de diseño de la electrónica de potencia para el avance de la nueva tecnología en la investigación aeroespacial actual.

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CAPÍTULO 1

SISTEMAS DE CONTROL DE VUELO

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1.1 PRINCIPIOS DE CONTROL DE VUELO

1.1.1 Introducción

Los Sistemas de Control de Vuelo han avanzado considerablemente a lo largo de los años. En un inicio con los biplanos fueron los pioneros esto se logró mediante la deformación de las alas y superficies de control por medio de cables conectados a los controles de vuelo en la cabina. Poco después el uso de cables y poleas para conectar las superficies de control de vuelo a los controles del piloto persistió durante muchos años hasta que los avances en el rendimiento del avión rindieron la técnica inadecuada para todos pero la más simple de las aeronaves.

Todas las aeronaves se rigen por los mismos principios básicos de control de vuelo, si el vehículo es el más sofisticado de alto rendimiento de combate o los aviones modelo más simple. El movimiento de una aeronave se define en relación con el movimiento de traslación y el movimiento de rotación alrededor de un conjunto fijo de ejes definidos.

He aquí la necesidad del diseño con métodos complejos y sofisticados, hizo evidente que si se requerían velocidades más altas como resultado se debe tener mayor carga en las superficies de control de vuelo de la aeronave; para superar las cargas más altas, accionado superficies se comenzó a utilizar actuadores accionados hidráulicamente,

La tecnología avanzó hasta el punto en que era posible eliminar la unión mecánica y depender totalmente de medios eléctricos y electrónicos para el control de la aeronave. El sistema de Aumento de Control y Estabilidad, por sus siglas en Ingles (CSAS Control and Stability Augmentation System) es un ejemplo de este tipo de sistema. Sin embargo el rápido desarrollo y madurez de la electrónica digital dio lugar a la digital es decir al Sistema “Fly-by-Wire”. Estos acontecimientos colocan una demanda considerable en los actuadores de control de vuelo primarios que tienen que ser capaces de acomodar múltiples entradas de canal y también poseer la lógica necesaria para detectar fallas y aislar dichas fallas.

En la actualidad tanto aeronaves de combate y de transporte civil más modernos, ha sido aplicada esta tecnología “Fly-by-Wire” obteniendo un ahorro de peso y mejoras considerables en el manejo altas velocidades, en efecto en algunos casos dichas aeronaves son totalmente inestables y de lo contrario no sería capaz de volar [5].

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1.2 SISTEMAS DE CONTROL DE VUELO

1.2.1 Los mandos de vuelo y sus funciones

El control de vuelo del avión se efectúa a través de tres superficies aerodinámicas de mando: timón de profundidad o elevador, timón de dirección y alerones. Todos los conjuntos funcionan según el mismo principio. Es la modificación de la fuerza aerodinámica que producen las superficies de control, cuando se giran un cierto ángulo en el viento relativo. De acuerdo con su función, los mandos de vuelo se clasifican en dos grandes grupos: primarios y secundarios.

Los mandos de vuelo primarios ejecutan las acciones básicas de control del avión; digamos que actúan las superficies de control básicas ya citadas.

Los mandos de vuelo secundarios son sistemas con funciones auxiliares a las básicas. A esta categoría pertenecen los flaps (de borde de ataque y de salida), spoilers, etc.

1.2.2 Clasificación de los Sistemas de Control de Vuelo

Como hemos señalado, los mandos de vuelo se clasifican en función de su actuación de vuelo, en primarios y secundarios.

Los sistemas de control, por el contrario, son la forma mecánica y eléctrica organizada de los mandos, de manera que su clasificación está referida a la propia arquitectura del sistema. Se sitúan en dos grandes grupos, según la forma en que se realiza la transmisión de las órdenes de mando del piloto (señales de entrada en el sistema):

Sistemas que transmiten las órdenes de mando por medios mecánicos.

Sistemas que transmiten las órdenes por medios electrónicos.

El primer grupo recibe el nombre de sistemas de control de vuelo por mando mecánico. Incluye los llamados “sistemas convencionales”, esto es:

a) Sistemas mecánicos simples b) Sistemas de accionamiento hidráulico c) Sistemas de accionamiento por motores eléctricos.

El segundo grupo se refiere a los sistemas de control de vuelo por mando eléctrico, conocidos también como sistemas Fly By Wire.

Existen en estos sistemas un conjunto de ordenadores situados entre la señal eléctrica de mando que hace el piloto y las superficies aerodinámicas de control de vuelo. Por supuesto el sistema Fly by Wire actúa finalmente sobre las superficies aerodinámicas por medios hidráulicos o electromecánicos; no hay otra forma de hacerlo. Pero lo distintivo del sistema es que, primero, la señal de mando es eléctrica y segundo que tal señal es interpretada por los ordenadores de a bordo antes de actuar las superficies de control de vuelo. Son enormes, entonces, las posibilidades de alterar la señal eléctrica de mando de la manera más convincente para la operación del avión.

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Esta posibilidad, bastante fácil en la práctica, es una nota distintiva del sistema Fly by Wire que debe señalarse desde el principio. Un avión con Fly by Wire representa una forma distinta de volar.

a) Clases de Sistemas de Control de Vuelo por mando Mecánico.

Las superficies aerodinámicas de control de vuelo de aviones de altas prestaciones, o de cierto peso, no se pueden desplazar directamente desde la cabina de mando, dada la fuerza necesaria de accionamiento. Para desplazar estas superficies en vuelo hay que vencer el momento que las fuerzas aerodinámicas ejercen respecto al eje de giro (charnela) de las citadas superficies. Para estos casos se emplean los sistemas reforzadores o de asistencia de mandos de vuelo.

Conforme al modo de accionamiento, los sistemas de control de vuelo por mando mecánico admiten la clasificación siguiente (Fig. 1):

Fig. 1 Los sistemas de control de vuelo por mando mecánico se clasifican en tres grupos, de acuerdo con el modo de accionamiento: a) Sistemas de accionamiento manual; b) Sistemas que refuerzan por medios aerodinámicos la acción de mando del piloto; c) Sistemas que ejecutan la acción completa de movimiento por medios motorizados.

Sistemas de accionamiento manual (conexión directa entre la palanca o volante de mando y las superficies aerodinámicas de control de vuelo, ver gráfico –a-).

Sistemas que refuerzan por medios aerodinámicos la acción de mando del piloto (ver gráfico –b-). Son los sistemas de compensación aerodinámica.

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Sistemas que ejecutan la acción completa de movimiento por medios motorizados. La fuente de potencia puede ser neumática, eléctrica o más frecuentemente hidráulica (ver gráfico –c). Salvo que señalemos otra cosa convenimos que son mecanismos hidráulicos los que transmiten la potencia a las superficies de mando.

Los sistemas motorizados se pueden dividir a su vez en dos tipos:

a. Sistemas reversibles, en los cuales existe la posibilidad de control manual en caso de avería o mal funcionamiento del sistema motorizado. Cuando un sistema de este tipo para a control manual, el piloto, en esencia, mueve el volante de mando para desplazar las válvulas del sistema hidráulico, a expensas de mayores fuerzas en el volante.

b. Sistemas irreversibles, en los cuales no está prevista la facultad de control manual. Estos sistemas, llamados también de mando total, se caracterizan por su redundancia y, por ello, tienen alta fiabilidad. La redundancia se explica por la presencia de hasta tres sistemas hidráulicos de apoyo, de tal manera que la probabilidad de experimentar a bordo una pérdida total de energía hidráulica es extremadamente

improbable 1 .

La Fig. 2 pone en manifiesto las diferencias existentes entre los sistemas reversibles e irreversibles, gráficos superior e inferior, respectivamente.

Fig. 2 Diferencias entre los sistemas motorizados reversible e irreversible.

Desde el punto de vista mecánico ambos sistemas se concibieron con la idea de aislar al piloto, parcial o totalmente, de los momentos aerodinámicos de charnela 1 Los sistemas de control de vuelo presentan probabilidad de fallo de , un valor excepcional que se denomina

extremadamente improbable. El siguiente orden es extremadamente remoto, o probabilidad de . En general, la

probabilidad de fallo catastrófico en el avión comercial es extremadamente remoto, de manera que nos movemos en cifras que rodean el número de horas transcurridas desde el nacimiento de Cristo. Dicho de otra forma, estaríamos en espera del fallo catastrófico del avión que hubiera iniciado su vuelo, interrumpido, en la fecha de nacimiento de Jesucristo.

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que se producen en las superficies de control. La variante está en el punto de conexión del vástago del martinete hidráulico actuador (C) al volante de mando.

Decimos que el sistema es motorizado reversible por que el vástago del cilindro (martinete) hidráulico C está conectado a una cierta distancia d del punto de pivotamiento del volante. El piloto debe vencer, además de las pequeñas fuerzas de desplazamiento del varillaje de las válvulas hidráulicas V, la reacción que se llega del propio martinete actuador, debida a la distancia d del punto de pivotamiento.

Por el contrario, en el sistema irreversible (ver gráfico inferior) el vástago del cilindro hidráulico está conectado en el mismo eje donde pivota el volante de mando; obsérvese que en este caso es d=0. El piloto sólo siente las fuerzas de desplazamiento del varillaje de las válvulas hidráulicas, pero en ningún caso reacción que provenga del martinete hidráulico2.

b) Clases de sistemas de control de vuelo por mando eléctrico

Los últimos aviones comerciales que llegan al mercado utilizan un sistema de control de vuelo sin conexiones mecánicas intermedias entre el volante de mando y los actuadores hidráulicos de las superficies de control de vuelo. Estos sistemas se denominan “sistemas de pilotaje por mando eléctrico”. También es muy frecuente, por su brevedad, la denominación Fly by Wire.

Con mayor precisión, se dice que un avión dispone de sistema de pilotaje por mando eléctrico cuando las instrucciones de mando dadas por el piloto, o que provienen del piloto automático, se envían a las superficies aerodinámicas de control de vuelo mediante señales eléctricas en lugar de conexiones mecánicas. Esta arquitectura reclama, en la práctica, la presencia en el sistema de uno o más ordenadores intermedios.

Es posible distinguir dos grandes líneas de empleo de órganos de mando para sistemas eléctricos de control de vuelo:

Sistemas que emplean minipalanca para introducir la señal de mando. Han aparecido en la aviación comercial con los sistemas eléctricos de control de vuelo de la firma Airbus. Estos modelos son los que ha establecido la norma de actuación práctica en este campo.

2 NOTA: El sistema motorizado reversible cayó en desuso por qué no se adaptaba a las actuaciones de los modernos

aviones, tanto comerciales como militares. Hace tiempo que no se concibe proyectar un avión con sistemas de mandos reversibles. Es poco adaptable a un campo amplio de velocidades de vuelo y, a veloces, es necesario realizar fuerzas considerables en los mandos de vuelo. EL Famoso caza F-86A Sabre, en la proximidad de Mach 1, esto es, en pleno vuelo transónico, debían ejercerse hasta 50 kilogramos en la palanca para mantener la posición de morro arriba, a pesar que el sistema de mandos proporcionaba una relación de multiplicación de fuerza de 40:1. Era muy difícil conseguir el desplazamiento total de las superficies de control. Todo ello contando con la ligereza de peso y la pequeña envergadura del Sabre. Estos detalles fueron el anticipo de los grandes problemas que se avecinaban en una aviación cada vez más rápida y de la que se solicitaba, en este caso, máxima agilidad en combate (máxima corner speed o velocidad máxima de viraje cerrado). El sistema motorizado reversible fue víctima de su incapacidad para adaptarse a una banda operativa de vuelo más amplia. Si el sistema se adaptaba para que las fuerzas en la palanca fueran bajas o modernas a pequeñas velocidades de vuelo sucedía que eran muy elevadas a alta velocidad; y a la inversa. El resultado final fue que el sistema de mando total ( o motorizado irreversible) se implantó como norma. De hecho, así venia ya el modelo F86E.

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Sistemas que mantienen la filosofía clásica de volante de mando, incluso con mecanismos de restitución de esfuerzos (sensación artificial) de tipo convencional. Por supuesto, la señal de mando de salida del volante es eléctrica, otra cosa es el apego del fabricante y muchos pilotos a un órgano de control tan antiguo como el propio avión. Es el caso de Boeing con su modelo Boeing 777.

1.3 CONTROL DE VUELO PRIMARIO

1.3.1 Mandos Primarios: Alerones, timones y elevadores

La Fig. 3 muestra de forma esquemática el sistema básico de control de vuelo de un avión. Los comentarios que siguen son elementales, pero necesarios. En el sistema básico el piloto está unido a las superficies de control de vuelo de forma directa. Para ello cuenta con dos elementos de actuación principales, el volante de mando (o palanca de mando) y los pedales del timón de dirección. El movimiento hacia adelante y hacia atrás del volante de mando desplaza el timón de profundidad, forzando el giro de la superficie alrededor de su eje. El eje de giro de la superficie aerodinámica de control se llama charnela. Veamos la cinemática de movimientos, que está regulada por normativa:

Si el volante de mando se desplaza hacia atrás el timón de profundidad gira hacia arriba (ilustración superior). Inversamente, si el volante de mando se lleva hacia delante, el timón de profundidad se desplaza hacia abajo.

Si el volante de mando se gira hacia la derecha se producen dos efectos (ver grafico intermedio): en primer lugar el alerón de la derecha sube; es decir, sube la superficie del lado que se inclina el volante. En segundo lugar, el alerón contrario baja. Así, pues, los alerones tienen movimientos contrarios (diferenciales).

Los pedales de dirección están situados en el piso de la cabina. Están unidos a una superficie aerodinámica vertical llamada timón de dirección. Cuando se presiona el pedal derecho (ver ilustración inferior) resulta que el timón de dirección se desplaza también hacia la derecha.

Es obvio indicar que todos los aviones en la actualidad deben responder de esta forma a los movimientos de los controles de vuelo. Históricamente no fue así, y durante el primer decenio del vuelo propulsado hubo verdaderos problemas de pilotaje, pues los mandos respondían de distinta forma en distintos aviones. Más adelante, sin embargo, el sentido de los movimientos pasó a ser requisito reglamentario y no un acuerdo de los fabricantes de aviones.

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Fig. 3 Sistemas elementales de mando de vuelo (izquierda). A la derecha, efectos que produce en el avión el desplazamiento de las superficies de control.

1.3.2 Mandos Secundarios: Slats, flaps.

Los mandos secundarios de vuelo cumplen funciones auxiliares de los principales, fundamentalmente de control de sustentación, bien en aumento o en disminución. La sustentación del ala se puede incrementar por tres caminos, que pueden combinarse en una ampliación particular: a) aumento del ángulo de ataque del ala, b) aumento de la curvatura del ala, esto es, cambiando la forma geométrica del perfil por medios mecánicos; c) aumento de la superficie alar. Los mecanismos que se efectúan estos cambios son los slats y los flaps. La función es la misma, pero su comportamiento y operación difieren. El slat opera al amparo del primer principio aerodinámico citado, pues permite el incremento del ángulo de ataque efectivo del ala. Los flaps operan según los principios de los apartados (b) y (c) anteriores. Reciben el nombre de hipersustentadores los mecanismos que permiten incrementar la sustentación del ala.

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1.3.3 Slats

La velocidad de pérdida para el ala se obtiene cuando el coeficiente de

sustentación es máximo , valor que se obtiene a altos ángulos de ataque. En operación con alto ángulo de ataque y con el ala limpia, es decir, el ala sin dispositivos de hipersustentación, no es posible reducir de forma importante la velocidad del aire por el problema de entrada en pérdida. La velocidad de aterrizaje o de despegue del avión, que dependen de la velocidad de entrada en pérdida, es entonces muy alta si se considera desde el objetivo de aterrizar en una pista de pequeña longitud, o simplemente por la conveniencia de facilitar el pilotaje de la aeronave, justo en una fase de vuelo que se realiza cerca del terreno. EL slat es una aleta situada en el borde de ataque del ala (ver Fig. 4) y puede coexistir, como es el caso de la figura, con otros dispositivos de hipersustentación en el mismo borde de ataque. La operación del slat permite la formación de una ranura entre la aleta y el ala, de manera que el aire puede pasar a su través. La Fig. 4 es el esquema del mecanismo.

Fig. 4 Slats y flaps de borde de ataque.

La aleta se despega del borde de ataque del ala cuando está extendida. El flujo de aire circula entonces por la ranura, de abajo arriba, entre la aleta y el perfil del ala. El aire que pasa por la ranura proviene de la parte inferior del plano, zona de alta presión estática. La corriente de aire baña la superficie superior del ala una

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vez que pasa por la ranura. El extradós del ala es una zona, recordemos, donde se inicia y desarrolla el desprendimiento de la capa limite. Los slats extendidos, pues, infiltran aire desde la zona inferior a la superior del ala. Es aire de mayor presión estática y de mayor energía cinética. La infiltración de aire de mayor presión estática y de mayor energía cinética. La infiltración de aire de mayor presión estática y de mayor energía cinética. La infiltración de aire de mayor energía cinética en el extradós del ala tiende a estabilizar la capa límite en dicha zona, a comunicar impulso a las partículas de aire de la capa, y en definitiva retrasar su punto de desprendimiento. Así, pues, si el ala admite mayor ángulo de ataque de operación sin la iniciación de la pérdida o desprendimiento de la

corriente, el coeficiente de sustentación aumenta.

Fig. 5 Sistema de extensión de Slats.

El slat es un “retardador” de la pérdida aerodinámica; un mecanismo que permite volar el avión a mayor ángulo de ataque y a menor velocidad.

1.3.4 Tipos de Slats

Los slats pueden ser de tres tipos: fijos, automáticos y controlables. Los slats fijos son aletas auxiliares que se sitúan a cierta distancia del borde de ataque. El slat fijo está siempre en posición extendida. Por consiguiente, cuando el avión vuela a la velocidad de crucero presenta una resistencia al avance excesiva. Es un tipo de slat poco frecuente. Los slats automáticos se extienden delante del borde de ataque cuando la succión (disminución de la presión estática) en el borde del ala alcanza un valor

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determinado. Puesto que la succión en el borde de ataque depende precisamente del ángulo de ataque del ala, los slats automáticos están calculados para que se extiendan cuando el coeficiente de sustentación se aproxima al valor crítico de pérdida. Los slats controlables permiten la extensión manual de los slats, normalmente por medio de un husillo que despliega las aletas como vimos en la Fig. 5

Flaps de borde de salida

Para vuelo de crucero se necesita el ala limpia, con un coeficiente de sustentación moderado, en vista de que la velocidad del aire es contribución suficiente para la sustentación total del avión. Para vuelo a baja velocidad, sin embargo, se necesitan cantidades importantes de sustentación procedente en este caso de Cl, puesto que ahora la velocidad del aire es pequeña.

Los flaps están constituidos por aletas aerodinámicas que se extienden en el borde de salida y/o borde de ataque del ala, durante el vuelo de baja velocidad.

El flap es una aleta de cierta importancia considerada desde el punto de vista geométrico. La longitud de la cuerda de los flaps de borde de salida suele ser de un 30% aproximadamente, de la cuerda alar. Nótese, pues, que estamos en presencia de una superficie aerodinámica cuyo movimiento y cinemática representa un problema mecánico importante.

Los flaps incrementan la sustentación de ala a través de dos variables, que pueden estar presentes a la vez en un mismo tipo de flap:

- Por el aumento de la curvatura del ala. Con la extensión del flap aumenta la curvatura del perfil y hay más succión (sustentación) en el extradós del ala.

- Por el aumento de la superficie alar, consecuencia de la extensión y exposición al flujo de aire de superficie aerodinámica adicional.

Tipo de flaps de borde de salida

Se denomina así porque están situados en el borde de salida del ala. Los tipos más importantes se muestran en la tabla adjunta.

a) Flap Simple: Flap plano de amplio empleo e n aviación general.

Fig. 6 Flap Simple.

b) Flap de intradós (flap partido): Similar al flap simple. Solo se mueve la parte inferior del flap. En relación con el flap simple: a) produce más

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resistencia aerodinámica; b) produce menor cabeceo (picado) del avión en extensión que el flap simple. Hoy día se usa muy poco.

Fig. 6.1 Flap de intradós (flap partido).

c) Flap ranurado: Es un flap simple que tiene una ranura entre el ala y el flap. La función de la ranura es permitir que el aire de la parte inferior del ala pase a la parte superior con el fin de estabilizar la capa límite del extradós.

Fig. 6.2 Flap ranurado.

d) Flap Fowler: El flap por excelencia. hay gran variedad en el tipo fowler.

se asemejan a los flaps ranurados, pero la/s aleta/s está diseñada de manera que puede extenderse hacia atrás, bien sobre articulaciones, o a través de guías y carriles que permiten el desplazamiento. Al extenderse hacia atrás aumentan la curvatura del ala y la superficie alar.

Fig. 6.3 Flap Fowler.

e) Flap Fowler de dos y tres aletas: Mejoran aún más la sustentación.

El inconveniente de este flap es que los mecanismos de accionamiento son costosos en mantenimiento y complicados. [5], [6]

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Fig. 6.4 Flap Fowler de dos y tres aletas.

1.3.5 Variantes cinemáticas de extensión

Se muestra las variantes para extensión de flaps de borde de salida:

a) Extensión mediante carriles

Es una cinemática muy utilizada sobre todo en los flaps de tipo Flower. Entre sus ventajas cabe señalar las posibilidades que el guiado por medio de carriles concede al movimiento del flap. Permite este tipo de extensión conseguir la geometría y posición adecuadas de las aletas, tanto por ajustes de despegue como de aterrizaje. Esta característica da lugar a un flap de buen rendimiento aerodinámico. L a desventaja es la complicación y peso del mecanismo, al que hay que añadir el propio peso del soporte estructural en el ala que necesita.

Fig. 7 Variantes cinemáticas para extensión de los flaps de borde de salida en aviones

comerciales. a) Extensión mediante carriles.

b) Extensión mediante barras articuladas.

Corresponde a la Fig. 8 (b). Es una cinemática de menos complejidad que la anterior, pero también con mayor número de restricciones y menos libertad de movimientos. Por esta razón se suele emplear con flaps simples.

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Fig. 8 b) Extensión mediante barras articuladas.

c) Extensión mediante articulación de batimiento

Es la cinemática más simple y, por tanto, de menor libertad de movimientos. A su favor está la sencillez y menor peso del conjunto. La cinemática del flap está limitada al giro en su punto de fijación.

Fig. 9 c) Extensión mediante articulación de batimiento.

Nota.- es frecuente que los flaps que tienen dos o más aletas hagan uso de distintos tipos de extensión. Así, por ejemplo, se puede emplear la extensión por carril para la primera aleta del flap, más la extensión de barras articuladas para la segunda.

Flaps de borde de ataque

Están situados en el borde de ataque del ala.

Los tipos más importantes son los siguientes:

Flap simple de borde de ataque: Es una aleta articulada en el borde anterior del ala, que se despliega hacia abajo para aumentar la curvatura. Está superado por el flap Krueger.

Flap Krueger: Inventado por W. Krueger, en Gottingen, 1944, es un flap que aumenta la curvatura del borde de ataque (ver la figura 10 donde se compara el flap Krueger con el slat clásico). El flap Krueger actúa físicamente como un tabique que fuerza el aire hacia la parte superior del ala, mejorando el coeficiente de sustentación.

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A continuación se compara las cualidades de “Slats o flaps Krueger”, de los dos dispositivos de borde de ataque.

1.3.6 ¿Slats o flaps Krueger?

Los modernos aviones comerciales emplean slats y flaps Krueger como dispositivos hipersustentadores de borde de ataque. La firma Airbus emplea slats en todos sus aviones, mientras que los modelos de Boeing es usual encontrar ambos tipos de dispositivos. La gran ventaja del flap Krueger sobre el slat es de carácter aerodinámico. El flap Krueger permite a los especialistas en aerodinámica diseñar un borde de ataque del ala casi ideal para las condiciones de vuelo de crucero. Ello es así por dos razones: en primer lugar por la poca interferencia que el flap hace con la zona superior del ala: segundo, por su plegamiento casi perfecto en la zona inferior formando el cierre del borde de ataque del ala. Así, pues, se puede afirmar que

asociado al empleo del flap Krueger está siempre un incremento de y de la relación de L/D o rendimiento aerodinámico del avión.

Fig. 10 Slat (arriba) y flap Krueger (abajo)

Los slats, por lo contrario, son mecanismos de extensión sobre el ala y no de plegamiento. Quiere decirse que producen siempre más interferencia aerodinámica que el flap Krueger, Además, el diseño aerodinámico de la propia aleta es más complicado y está sujeto a más restricciones. En efecto, sobre la forma del perfil de la parte superior del slat poco se puede hacer porque todo el extradós del ala (y el slat forma parte de ella) está optimizado para el vuelo de crucero. La geometría de la parte superior del slat viene entonces dictada de antemano por los requisitos del ala para vuelo de crucero. De este modo, sólo la parte inferior del slat se puede optimizar para el vuelo de baja velocidad. Así las cosas, se explica que haya cierta pérdida de rendimiento aerodinámico del ala que monta slats si se compara con la que se emplea flaps Krueger.

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La firma Airbus emplea slats en todos sus modelos y acepta una cierta pérdida de rendimiento aerodinámico del ala. Bien entendido, desde el punto de vista operativo global, los aviones Airbus compensan la reducción de la eficiciencia aerodinámica del ala con una estructura de menor peso y menor complejidad que la requerida por el ala con flap Krueger. No obstante, con miras a las nuevas y exigentes tendencias en los aviones comerciales para mantener el flujo de aire laminar sobre la mayor parte del ala (reducir resistencia aerodinámica) las ventajas están del lado del flap Krueger. Ello es así porque las ranuras del slat y sus bordes de retracción producen siempre una discontinuidad geométrica en una parte muy sensible del ala, donde la capa limite encuentra grandes dificultades para mantenerse adherida a la superficie del perfil. Hay, en fin, más interferencia aerodinámica en los bordes del slat de manera que la transición de la capa limite de laminar a turbulencia, en la zona de la unión, es mediana.

1.3.7 Spoilers

Los spoilers son superficies aerodinámicas situadas en el extradós del ala, delante de los flaps. Su posición normal es de plegadas, formando parte del contorno aerodinámico del ala. Un sistema de accionamiento hidráulico permite su despliegue y exposición al viento relativo. Los spoilers están situados normalmente detrás del punto de máximo espesor del ala. La Fig. 11 reúne en un mismo gráfico dispositivos típicos de control y de sustentación en el avión comercial.

Fig. 11 Dispositivos principales de control y sustentación en el avión comercial.

Cuando los spoilers se exponen al viento relativo obtienen efectos combinados de disminución muy importante de la sustentación y aumento de la resistencia aerodinámica. En los aviones comerciales se emplean con tres fines:

Función de mando de balanceo, con el fin de ejecutar o reforzar el mando.

Función de aerofreno (para reducir la velocidad en el aire, aumentando el régimen de descenso, etc.)

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Función de aterrizaje: para reducir la carrera de aterrizaje.

Fig. 12 Extensión de los spoilers.

En el último caso, la extensión de los spoilers, Fig. 12, provoca la rotura de la capa limite en la zona superior del ala donde están instalados. Se consiguen dos efectos favorables para recortar la carrera del aterrizaje del avión; a) Las ruedas se apoyan firmemente contra el suelo al existir muy poca sustentación residual en los planos; b) Aumenta la fuerza de reacción en las patas amortiguadoras y por tanto la fuerza de frenada. El ángulo de extensión de los spoilers en la función de aterrizaje incluye todo su recorrido (50°-60° aproximadamente, según los casos).

1.3.8 Spoilers con funciones en vuelo

Señalamos tres funciones:

a) Función de mando de balanceo Se emplea en combinación con el mando de alerones a través de un sistema mezclador de funciones. Si el volante de mando se gira más allá de un determinado valor, en solicitación de un viraje más ceñido, los spoilers del ala baja se extienden automáticamente y rompen la capa limite del extradós del ala. Disminuye la sustentación de dicho plano y se refuerza la acción de mando de balanceo. Se trata por tanto de una función automática de reforzamiento en balanceo, cuando la señal de mando (giro del volante) supera un determinado valor.

b) Función de aerofreno La desaceleración del avión en el aire se puede efectuar con los spoilers en función aerofreno. Esta maniobra tiene su origen en distintos factores, bien de control de tráfico aéreo, bien de ajuste de altitud sobre el punto

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determinado, o simplemente porque hay que descender más aprisa de lo previsto inicialmente. En estos casos los aerofrenos se extienden sobre el ala y producen un aumento instantáneo e importante de la resistencia al avance, que disminuye la velocidad del avión. El ángulo de extensión de los aerofrenos en esta función es mucho menor que cuando actúa en la carrera de aterrizaje. En los sistemas mecánicos, la palanca de control de los aerofrenos impide con un tope mecánico el despliegue de los spoilers en vuelo más allá de las posiciones límites, normalmente 30°-35°.

c) Función de control de la carga de maniobra Es una función presente solo en los sistemas de pilotaje por mando eléctrico.

1.3.9 Prioridad de funciones de los spoilers

Hemos visto que los spoilers tienen funciones diversas, de tal modo que pueden coincidir, a un mismo tiempo y para una misma aleta, demandas de operación distintas. Los sistemas de control tienen implementada una lógica de prioridad de funciones, que normalmente es la siguiente:

La demanda de balanceo tiene prioridad sobre la función de aerofreno.

Cualquier demanda que implica incremento de la sustentación tiene prioridad sobre la función de aerofreno.

Si una aleta no se extiende por avería del sistema se inhibe la demanda que existe para la simétrica.

1.3.10 Elevón

Elevón es una superficie de control de vuelo situada en el borde de salida del ala, que funciona tanto como alerón (mando de balanceo) como timón de profundidad o elevador (mando de cabeceo). Empezaremos a utilizarse en los aviones de ala en delta. Como es sabido estos aviones no tienen empenaje horizontal, de manera que no se pueden acomodar las superficies aerodinámicas de control normales situadas en esta parte del avión. Elevones se emplean o emplearon en el BAC Corde, Corvair B-58, Corvair F-106 Delta Dart, F-16, etc. En su aplicación típica al avión de ala en delta, los Elevones se desplazan de dos formas distintas: a) de forma simétrica para conseguir los movimientos de cabeceo necesarios; b) de forma asimétrica para conseguir los movimientos de balanceo del avión. Nótese que el avión típico de ala en delta no tiene flaps y por tanto aterriza con ángulo de ataque muy alto para conseguir la sustentación necesaria. La forma de entrar en contacto con la pista explica la gran altura que tiene el tren

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de aterrizaje de estos aviones, precisamente para evitar la colisión de la cola con el suelo.

1.3.11 Flaperón

Hay aviones que tiene superficies de control de vuelo en las que están combinadas las funciones de alerón y flap de borde de salida. Una configuración de este tipo se llama flaperón.

Fig. 13 Flaperón en el Boeing 777.

En función de flap, los flaperones se desplazan de forma simétrica. Cuando funcionan como alerones se desplazan de forma asimétrica. El avión de asalto A-6 y el caza ligero F-16 son ejemplos de aviones que emplean flaperón. En el campo civil Boeing 777, ver Fig. 13.

1.3.12 Canard de Control

Los hermanos Wright decidieron emplear un timón horizontal en la parte delantera de su primer avión, una vez que probaron otras posiciones en la cola sin fortuna. Observaron que la posición adelantada de este plano permitía mejor control del aparato y, sobre todo, impedía la entrada en picados muy pronunciados. Estos picados eran el motivo de no pocos accidentes en la época. La configuración del timón horizontal en la parte delantera del aparato se llama “canard”, un término que se acuño desde sus orígenes por el parecido que tenia este tipo de avión con la forma de un pato en vuelo. Bien entendido que en la práctica se pueden identificar hasta tres configuraciones canards, que son:

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Canard de control de vuelo

Canard de sustentación

Ala en tándem Breve comentario de actuación de estas superficies es la siguiente:

a) Respecto al canard de control de vuelo En el avión con canard de control de vuelo (v.g. el de los hermanos Wright) el canard se emplea del mismo modo que el timón de profundidad normal en cola. El ala de este avión aporta la parte fundamental de la sustentación y el canard de control introduce los momentos necesarios de mando en el cabeceo. En configuración moderna se emplean para combinar el ángulo del ala y compensar los momentos en cabeceo, por ejemplo el que aparece con la extensión del flap.

b) Respecto al canard de sustentación El avión con canard de sustentación reparte el peso entre el ala y el canard. El avión con canard de sustentación es normalmente más eficiente, desde el punto de vista aerodinámico, que le de geometría convencional de empenaje en cola. Hay dos motivos para ello: 1. Disminuye la resistencia inducida del ala (el ala es más pequeña puesto

que hay otra superficie sustentadora principal) 2. Elimina la carga vertical hacia debajo de la cola clásica, presente

muchas veces. Inconvenientes a tener en cuenta. El ala principal del avión con canard de sustentación está en posición muy retrasada respecto a la convencional. Por tanto, la extensión de los flaps del ala produce un gran momento de cabeceo del avión. Es frecuente por ello que el avión con canard de sustentación cuente con flaps simples, pequeña hipersustentación, para introducir también el mínimo momento de cabeceo posible.

La sustentación que se pierde a baja velocidad por el empleo de flaps de diseño tan simple debe compensarse con mayor aporte de sustentación del ala. En todo caso, la práctica ha enseñado que es posible el empleo de flaps muy sofisticados, pero éstos tienen que ser de geometría variable, como en el Beech Starship, lo que aumenta peso y complejidad.

c) Respecto al ala en tándem Como podía esperarse, el mayor beneficio del ala en tándem es la disminución drástica de la resistencia inducida. La magnitud de esta resistencia, recordamos, es función del cuadrado de la sustentación que se produce. Por tanto, si el peso del avión se reparte entre las dos alas, cada uno aporta en este caso un cuarto de la resistencia inducida en relación con

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el ala sola. La realidad se aparta de la teoría simple citada por que el ala posterior funciona en la estela y turbulencia originada por la delantera. El avión con ala tándem es una extensión del tipo canard sustentador. En este caso la sustentación que precisa el avión se reparte, casi por la mitad, entre las dos superficies alares.

1.4 STABILATOR Y ESTABILIZADOR MÓVIL

Con anterioridad se mencionó que la potencia de mando de una superficie de control depende de la cuerda de la superficie aerodinámica, entre otros factores. Una forma de aumentar la potencia de mando según esta dirección es llegar al caso limite de extensión de la cuerda, esto es, cuando toda la superficie aerodinámica es móvil. A esta idea responden los estabilizadores móviles. Los estabilizadores móviles se dividen en dos categorías: los llamados “stabilators” y los estabilizadores móviles propiamente dichos.

1.4.1 Stabilator

El stabilators se distingue de las superficies normales de mando en profundidad por que el cambio de sustentación se efectúa a través del ángulo de ataque, en lugar de cambiar la curvatura de la superficie, como sucede con el giro del timo de profundidad. La gran ventaja del stabilator es que se puede mantener lejos de la condición de pérdida aerodinámica, mediante el ajuste de la incidencia de toda la superficie horizontal. De esta forma se mejora la potencia de mando en condiciones extremas de ángulo de ataque del avión. Así sucede en operaciones fundamentales de vuelo de los aviones de combate3, o en vuelo de alta velocidad donde las perturbaciones de flujo en la cola son considerables.

1.4.2 Estabilizador móvil

El estabilizador móvil, propiamente dicho, es otro concepto de control del avión en profundidad. La fuerza aerodinámica de cola, que es básica como sabemos en el campo de la estabilidad del avión se produce en las superficies horizontales convencionales mediante el ajuste del ángulo del elevador o timón de profundidad. La fuerza aerodinámica de cola, que es básica como sabemos en el campo de la estabilidad del avión, se produce en las superficies horizontales convencionales mediante el ajuste del ángulo del elevador o timón de profundidad. Para los aviones cuya velocidad de vuelo es moderada no hay grandes problemas en aceptar la mayor resistencia aerodinámica que produce el desplazamiento del timón de profundidad en el viento relativo, hacia un lado y otro de su posición

3 El piloto de caza quiere entrar en combate a corner speed, para obtener la velocidad máxima de viraje cerrado, es decir,

máxima agilidad del avión. Esta situación de máxima energía potencial del avión obliga a mantener un ángulo de ataque muy alto y el avión con máximo factor de carga posible.

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neutra. Sin embargo, a la alta velocidad de vuelo de crucero, propia de los reactores comerciales, la resistencia aerodinámica de compensación (trim drag) que produce el timón de profundidad convencional es excesiva. Es posible, pues, variar la incidencia del estabilizador (móvil) a lo largo de un cierto recorrido angular. El cambio de la incidencia de estabilizador horizontal supone la variación del ángulo de ataque y, por tanto, la fuerza de compensación de la cola. El estabilizador móvil dispone de timón de profundidad, como en el sistema convencional, pero los ajustes de compensación en largas rutas se efectúan cambiando la incidencia de estabilizador, mejor que con el desplazamiento del timón de profundidad. Es menor la resistencia aerodinámica de compensación. La fig. 14 es un cuadro descriptivo de actuaciones del estabilizador móvil. La parte (a) del gráfico muestra dos posiciones de estabilizador horizontal móvil que produce la misma fuerza aerodinámica (en este caso hacia arriba). En el ejemplo se trata de compensar una posición del avión el peso actúa detrás del centro aerodinámico. Nótese que las dos opciones, arriba y abajo del gráfico (a), proporcionan la misma fuerza aerodinámica, bien con la posición del estabilizador móvil a 0° y el timón de profundidad 15° abajo, bien con el timón de profundidad alineado con el estabilizador horizontal a -6° de incidencia. La última posición es ventajosa desde el punto de vista aerodinámico. Es una posición de compensación de menor resistencia aerodinámica. Las otras posiciones, (b) y (c) de la figura, se explican con argumentos similares. La resistencia aerodinámica del conjunto es siempre menor cuando el timón de profundidad está alineado con la superficie horizontal.

Fig. 14 Comparación de actuaciones del estabilizador móvil. La carga aerodinámica es la misma en las posiciones inferior y superior de los gráficos.

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1.5 SISTEMA DE CONTROL DE VUELO CON MODO DE ACTUACIÓN

MECÁNICO

Las superficies de control de vuelo, tanto primarias como secundarias, se pueden controlar mediante sistemas mecánicos, hidráulicos, eléctricos y los modernos sistemas Fly by Wire (pilotaje por mando eléctrico). Nos enfocaremos en primer lugar con los sistemas de control que desplazan las superficies mediante elementos mecánicos (modo de actuación mecánica). Hay que tener en cuenta que los componentes mecánicos que estudiamos a continuación suelen estar presentes también en sistemas con otros modos de accionamiento. Ello se debe, por una parte, a la existencia en estos últimos de subconjuntos de respaldo o de emergencia, que son de naturaleza principal mecánica. De otra parte, en todos los sistemas se requieren elementos mecánicos para producir finalmente el movimiento deseado de la superficie de control.

1.5.1 Descripción y empleo

En su forma elemental, los sistemas de mando de aviones ligeros se apoyan exclusivamente en elementos mecánicos de actuación, tales como cables que se deslizan sobre poleas, barras de mando que transmiten el movimiento, tubos acodados que transforman el movimiento lineal en otro de giro, etcétera. Así, pues, de una forma u otra, el elemento mecánico, está presente en todos los sistemas de control. La diferencia es que el modo de actuación mecánico tanto la señal de mando (señal de entrada que realiza el piloto en el sistema) como la respuesta del mismo (señal de salida que proporciona el sistema) son puramente mecánicas. La salida típica de estos sistemas es el movimiento que se produce en una bieleta o en una barra de mando que actúa directamente sobre la superficie aerodinámica de control, produciendo el desplazamiento deseado.

1.5.2 Componentes

En la Fig. 15 se muestra los elementos típicos que componen el sistema de mando de balanceo de un avión. (Estos elementos también están presentes en los conjuntos de mando del timón de profundidad y del timón de dirección) Los sistemas mecánicos se componen de los siguientes elementos principales: cables, poleas, tensores y barras de mando.

1.5.3 Cables para mandos de vuelo

El cable para mando de vuelo transmite la acción de control desde el volante de mando a la superficie de control, o a los mecanismos intermedios encargados de su movimiento. Los cables se fabrican en dos tipos de material: acero al carbono y aceros inoxidables resistentes a la corrosión.

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Los cables están hechos de cordones de alambres trenzados. Esta forma de construcción de origen a los distintos tipos de cables existentes, que se clasifican, en primer lugar, por el número de cordones que tiene el cable y, después por el número de alambres que tiene cada cordón. En aviación no se emplea cable para mandos de vuelo de diámetro inferior a 3mm. En los extremos de los cables se instalan terminales especiales en forma de horquillas. Los terminales constituyen los elementos de unión de cable completo con otros subconjuntos del sistema de mandos. Antiguamente se aceptaba el empleo de terminales soldados o embobinados al cable, pero hoy día son practicas no aceptables. El único medio admitido de unión de cable con su correspondiente terminal es el grapado de terminal al cable, bien con maquinas automáticas o manuales. El grapado de cable es una operación que se realiza en frio y consiste en introducir el cable en el agujero interno que tiene el terminal. Entonces, el terminal se fija al cable mediante la presión mecánica que un juego de matrices hace sobre el terminal y el cable. Si la operación es correcta, el grapado entre el terminal y el cable tiene una eficiencia del 100%, de manera que el cable equipado, esto es, con sus terminales en los extremos, presenta resistencia a la rotura igual a la del cable original no equipado. No hay deslizamiento entre el terminal y el cable. Los cables para mandos de vuelo en los aviones presurizados pasan por los mamparos a través de tapones de sellado.

Fig. 15 Detalle de sistema mecánico de control de vuelo (Conjunto de mando de alerones).

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El tapón es de material plástico o elastómero, de tal manera que por su interior taladrado puede pasar el cable con absoluta libertad, pero con ajuste muy preciso. El tapón de sellado se monta luego en alojamientos practicados en los tabiques de la cabina presurizada. De esta manera las fugas de aire en el interior de la cabina presurizada se mantienen al mínimo.

1.5.4 Tensores de cables

Los tensores de cables sirven para ajustar y mantener la tensión de los cables, una vez instalados en el avión. El ajuste y la tensión de los cables esencial para que los mandos de vuelo funcionen de forma correcta. En efecto, las superficies de control se deben desplazar el arco de recorrido que se corresponde con el movimiento del volante de mando. No solo se debe existir proporcionalidad entre la acción de mando en el volante y la superficie de control, sino que además el movimiento de ésta debe estar sincronizado a los movimientos de control que hace el piloto. No obstante, cierta histéresis en el mecanismo es inevitable porque, entre otras cosas, el avión no es un cuerpo rígido y experimenta deformaciones en vuelo que alteran, de alguna forma, las distancias que existen entre los distintos puntos del avión respecto a la situación estática. El tensor consiste en un cuerpo cilíndrico, normalmente de latón, que tiene sus extremos roscados internamente, un extremo con rosca a izquierda y el otro con rosca a derecha. Los extremos de los terminales roscados de los cables se roscan al tensor, cada uno en un extremo, de tal manera que la longitud de rosca introducida en el tensor es aproximadamente la misma y se corresponde con la tensión que debe tener el cable en operación normal. Los tensores se protegen la posibilidad de aflojarse y soltar el cable mediante el llamado “frenado del tensor”. Consiste en pasar un alambre fino (“freno”) por taladros hechos en el cuerpo del tensor. El mecánico que efectúa estas operaciones hace varias lazadas alrededor del cuerpo, a través de los taladros de fijación que tiene el propio tensor. Las lazadas son tales que tienden siempre al apriete de la rosca del tensor y no al contrario. La forma de realizar está normalizada en los talleres aeronáuticos, para mayor seguridad.

1.5.5 Poleas

Siempre que el cable cambia de dirección a lo largo de su ruta en el avión es necesario instalar una polea cuya garganta se ajusta al cable. Las poleas para cables de mando se fabrican en materiales plásticos y metálicos. Las poleas están provistas normalmente de guarda cables, de manera que impiden la posible salida del cable de la garganta de la polea cuando está flojo.

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1.5.6 Barras de mando

Las barras de mando (llamadas también barras push-pull) se emplean fundamentalmente como elementos empujadores de bieletas y tubos acodados, que son los mecanismos que transforman los movimientos lineales y de giro. Las barras de mando que enlazan conjuntos de precisión, como por ejemplo la que se emplea en la transmisión de movimientos de mando de gases, disponen de cojinetes oscilantes en los extremos de cogida. Pueden admitir entonces cierta desalimentación con los conjuntos que empalman sin alterar la precisión del movimiento.

1.6 SISTEMAS DE CONTROL CON MODO DE ACTUACIÓN HIDRÁULICO

Como sabemos el desplazamiento se las superficies de control por medios hidráulicos, se emplea la presión hidráulica como medio de accionamiento de las superficies de control todo esto se realiza en un sistema presurizado con fluido especial (fluido hidráulico) y con la ayuda de los conjuntos siguientes:

Órgano de control para producir la señal de entrada (orden de mando del piloto) en petición de actuación del sistema.

Válvula de control de flujo hidráulico (selectora), que determina la dirección que sigue el fluido a presión en el sistema.

Unidad de Control de Potencia, cuyo elemento más representativo es el martinete hidráulico que impulsa la superficie de control.

La presión hidráulica nominal de los sistemas hidráulicos en aviones comerciales

es de orden de

, equivalentes a 3.000 psi (libras por pulgada

cuadrada). No obstante existen múltiples variantes en cuanto a presión del sistema. Hay sistemas hidráulicos de mandos de vuelo en los cuales cabe distinguir dos tipos de presiones “nominales”, llamadas presiones de máxima y presión estándar de operación. La primera se emplea en situaciones de prestaciones máximas del sistema, como despegue y aterrizaje, y la segunda en condiciones de vuelo estabilizado, cuando los requisitos de servicios hidráulicos son pequeños o momentáneos. El sistema completo consta de tres sistemas hidráulicos independientes, en este caso denominados sistemas Verde, Azul y Amarillo. Existen cuatro bombas de presión hidráulica que están impulsadas por los motores del avión. El sistema Verde, que es el sistema principal, se presuriza en condiciones normales de funcionamiento con fluido hidráulico procedente de las bombas de los motores n°1 y n°2. Además, cada sistema hidráulico se dispone de bomba eléctrica de respaldo. También está disponible una bomba manual para presurizar el sistema Amarillo en caso de fallo de la bomba eléctrica. La lógica de funcionamiento de los tres sistemas en caso de anomalías es el siguiente:

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Parada del motor n°1 del avión La bomba eléctrica del sistema Verde se pone en funcionamiento de forma automática con el fin de mantener la presión del fluido hidráulico hasta que la bomba del motor que permanece operativo se hace cargo de la nueva situación.

Parad del motor n°2 La bomba eléctrica del sistema Amarillo se pone en funcionamiento automáticamente.

Parada de ambos motores Se produce la extensión automática de la Turbina de aire de impacto RAT (Ram Air Turbine) para presurizar el sistema Verde.

1.7 SISTEMA DE CONTROL CON MODO DE ACTUACIÓN ELÉCTRICO En la aviación en general, e incluso en algunos aviones comerciales, las pequeñas superficies de mando de vuelo, como flaps, tabs de compensación o auxiliares de control, se desplazan con motores eléctricos. Son los llamados mandos de vuelo de accionamiento eléctrico, o mejor de accionamiento electromecánico. Se puede decir que hoy día es un sistema en desuso como medio principal de accionamiento de pequeñas superficies de control, en lo que se refiere a su aplicación a la aviación comercial. No obstante suele estar presente como unidad de respaldo para casos de avería del sistema principal hidráulico. El sistema como modo de actuación eléctrico es simple y consta de cuatro elementos fundamentales:

Interruptor de mando de cabina.

Motor eléctrico de impulsión.

Caja de engranes o eje roscado (husillo de potencia) que transforma el movimiento de rotación del motor eléctrico en movimientos longitudinales de las barras de mando conectadas a las superficies aerodinámicas.

Barras de mando de accionamiento de las superficies de control. La Fig. 16 muestra el esquema simple de control. El motor eléctrico B impulsa el eje roscado C (husillo). El movimiento del husillo C y su tuerca D admite dos posibilidades, según se aprecia en la parte inferior de la ilustración. En algunas aplicaciones, el motor eléctrico transmite el movimiento de rotación a la corona dentada F del husillo roscado y éste gira en sus cojinetes. La posición axial del husillo se mantiene fija, en los alojamientos de los extremos. La tuerca del husillo entonces se desplaza a izquierda o derecha según el sentido de rotación del husillo. El movimiento lineal de la tuerca es el que se transmite a la barra de mando de la superficie de control, En otras aplicaciones es la tuerca la que se mantiene fija en una posición axial mientras gira impulsada por el motor. En este caso es el husillo el que se desplaza lateralmente, como se refleja en la parte inferior de la ilustración.

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El accionamiento electromecánico de las superficies de control de vuelo tiene algunas ventajas sobre el hidráulico, pero no neutralizan los inconvenientes de aplicación.

a) Ventajas Coste del sistema. El sistema de accionamiento electromecánico es mucho más económico que el hidráulico. La energía eléctrica no requiere la presencia de líneas de fluido hidráulico de muy alta presión, que siempre es una fuente potencial de problemas. En pequeñas aeronaves, el mantenimiento de todos los sistemas eléctricos es más fácil por lo general que el hidráulico. Sin embargo, la tendencia de esta cualidad a invertirse en grandes aviones es una experiencia constatada desde hace tiempo, hasta constituir una desventaja.

b) Desventaja La gran desventaja del sistema de accionamiento eléctrico es la capacidad limitada de potencial disponible, en relación con el peso del motor de impulsión. De ahí su aplicación en el movimiento de pequeños conjuntos. Hoy día, como hemos dicho, está superado en aviación comercial en favor de los motores hidráulicos. En primer lugar por la mayor velocidad de desplazamiento de las superficies de control impulsadas por medios hidráulicos; en segundo lugar por su mayor relación potencia de accionamiento/peso, muy superior al equipo electromecánico.

Fig. 16 Esquema del sistema de control con modo de actuación eléctrico A Interruptor, B Motor eléctrico, C Husillo; D Tuerca; E Superficie de control; F Corona dentada.

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1.8 PILOTAJE POR MANDO ELECTRICO (FLY BY WIRE)

Los últimos aviones comerciales que llegan al mercado utilizan un sistema de control de vuelo en el que desaparecen todas las conexiones mecánicas intermedias que hay entre el volante de mando y los martinetes hidráulicos de las superficies aerodinámicas. Estos sistemas se denominan de pilotaje por mando eléctrico, o sistemas Fly By Wire. Con mayor precisión, se dice que un avión dispone de sistema de pilotaje por mando eléctrico cuando las instrucciones de mando dadas por el piloto, o que provienen del piloto automático, se envían a las superficies aerodinámicas de control mediante señales eléctricas, en lugar de conexiones mecánicas. La tecnología Fly by Wire consiste, en su plano dinámico, en remplazar los sistemas mecánicos de control por sistemas eléctricos. Las acciones de mando del piloto producen desplazamientos de las superficies de control de vuelo mediante señales eléctricas. Las señales eléctricas de mando se envían a las válvulas selectoras de los martinetes hidráulicos que impulsan las superficies aerodinámicas de control. Allí donde había cables, poleas y otros mecanismos, con la introducción del sistema de pilotaje por mando eléctrico sólo hay un mazo de cableado eléctrico. El término Fly by Wire incluye la facultad adicional de realimentación. La expresión realimentación indica que el sistema hace un seguimiento continuo de los movimientos del avión. Los resultados de este seguimiento se comparan constantemente con las señales de entrada de mando del piloto. Se computa de esta forma la señal error resultante, si existe, entre orden de mando y movimiento obtenido. La señal error se envía a los martinetes de las superficies de control del avión para establecer la condición de vuelo deseada. El cuadro de texto “Realimentación” introduce gráficamente el concepto. La Fig. 20 muestra las diferencias entre el sistema Fly by Wire y el convencional de mandos mecánicos. La simplicidad conceptual del sistema Fly by Wire es notable. Las señales eléctricas de mando se transmiten por cable, eliminando así toda una serie de conexiones mecánicas entre el volante de mando y los actuadores que accionan las superficies aerodinámicas de control de vuelo. Cada uno de los circuitos eléctricos se llama “Canal”.

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Fig. 17 Comparación entre el sistema Fly by Wire (gráfico inferior) y el convencional de mandos mecánicos (gráfico superior).

En la terminología del control automático de vuelo del avión se llama Canal al soporte físico y lógico de control de un sistema redundante. El dibujo inferior de la Fig. 18 muestras que las superficies de control del avión disponen de cuatro canales independientes A, B, C y D, con objeto de alcanzar la fiabilidad necesaria en caso de fallo de uno de los circuitos. Se trata entonces de un sistema cuádruple redundante, similar al empleado en la caza F-16. Los cuatro canales son independientes, de modo que la acción de mando del piloto, o señales de los detectores inerciales, se originan en forma de cuatro señales independientes, para los canales A, B, C y D. Cada canal se procesa de forma independiente en el ordenador de control de vuelo. El ordenador contiene, en su lógica de software, funciones que pueden modificar las señales de entrada en el caso de que precisen algún ajuste o “protección” (limitación). Una vez que las señales han sido ajustadas y amplificadas se envían a cada servoactuador para el accionamiento de la superficie de control correspondiente. Se llama realimentación el proceso de generación de una señal que es función de la respuesta de salida que proporciona el sistema. La señal de realimentación puede ser comparada con la de entrada para ejercer las acciones subsiguientes como ejemplo, se aplica en la ilustración la realimentación para controlar el movimiento del flap. La señal de posición del flap se compara de forma constante con la señal de entrada para detener el movimiento de la superficie cuando se alcanza la posición deseada. La detención de la superficie aerodinámica en el punto preciso, en este caso el flap, es posible por las señales de realimentación que recibe el ordenador de control de vuelo, tanto de la respuesta que proporciona el flap como del estado de posición en que se encuentra el martinete hidráulico impulsor.

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Fig. 18 Realimentación

Es importante mencionar que este paralelismo, que en los sistemas de control de vuelo manual es el propio piloto quien ejecuta las acciones de realimentación, cuando hace seguimiento de la actitud del avión y la trayectoria de vuelo de acuerdo con las señales de mando que ha introducido.

1.8.1 Sistema de pilotaje por mando eléctrico y control activo del avión

El sistema de mando de pilotaje por mando eléctrico constituye tan solo uno de los elementos de la tecnología de control automático, mucho más amplia, que recibe el nombre de Control Activo o Control Automático Generalizado. La tecnología de Control activo se basa en los progresos en el campo de la electrónica digital, que han hecho posible el empleo a bordo de un conjunto de sistemas automáticos de control de vuelo con múltiples funciones. Se dice que una aeronave tiene control activo cuando se transmiten a las superficies de control de vuelo órdenes de mando, ajenas a la acción del piloto, con el fin de mejorar la actuación de la aeronave. Un ejemplo puede aclarar el concepto. La tecnología de Control activo admite el proyecto de aeronaves con superficies de cola más pequeñas que las necesarias para conseguir la estabilidad del avión. ¿Por qué? La razón es que, admitiendo tal configuración en la fase de diseño del avión, el volumen de cola de la aeronave es menor por que disminuye el tamaño de las superficies estabilizadoras. Por tanto, disminuye el peso de dicho conjunto y aumenta el rendimiento aerodinámico del avión (menor volumen de cola equivale a menor resistencias aerodinámica). La contrapartida es que el avión exhibe cualidades de vuelo inestable, se permite entonces, según el concepto de Control activo, que un sistema automático estabilice “artificialmente” el avión en la medida que sea necesario. No es correcto identificar la técnica Fly by Wire con el concepto de control activo. Control Activo es mucho más amplio e incluye funciones adicionales. Así, pues, podemos tomar nota de lo siguiente: El término Control Activo identifica la presencia de fuerzas control de vuelo que se inician por medios ajenos a la acción del piloto. La presencia de un sistema Fly by Wire en el avión es un requisito previo en muchas de las funciones, pero no todas, del Control Activo.

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1.8.2 Fundamentos del sistema

La arquitectura del sistema de pilotaje por mando eléctrico en los aviones comerciales se apoya en los siguientes principios:

El control de las superficies aerodinámicas de mando de vuelo se efectúa por medios eléctricos y se ejecuta por medios hidráulicos.

Se emplean minipalancas, o volantes de mando de estilo convencional, para volar el avión. Ambos órganos disponen de transductores que convierten el desplazamiento en señales eléctricas de control.

Las señales eléctricas, que son proporcionales a los desplazamientos que el piloto efectúa en las minipalancas, son interpretadas por los ordenadores de control de vuelo. La interpretación se efectúa por rutinas de código escritas en el programa que controla los ordenadores (Leyes de pilotaje, que se estudian a continuación). Los ordenadores proporcionan señales de salida a los mecanismos hidráulicos para desplazar las superficies de control de vuelo y obtener la trayectoria de vuelo deseada.

Con independencia de las señales de entrada que puede realizar el piloto, los ordenadores de control de vuelo previenen de la salida del avión de su envolvente de vuelo (funciones de protección del avión).

Existe en la práctica actual la posibilidad de control mecánico del avión en caso de fallo completo de todas las fuentes de energía eléctrica (sistema de respaldo mecánico que cuenta con la siguiente actuación: compensador como control de profundidad y pedales para control lateral).

1.8.3 Arquitectura del sistema Fly by Wire

El sistema Fly by Wire, Ver Fig. 19, en su caso más general, consta de dos unidades fundamentales.

Órgano de mando cuya función es la elaboración de la señal de mando, es decir, la señal de entrada en el sistema. Es una señal eléctrica.

Ordenadores de a bordo, que se divide normalmente en tres grupos: ordenadores de control de vuelo, de control de dispositivos de hipersustentación y ordenadores auxiliares.

Además de las señales de mando de minipalanca, pedales y mando de aerofrenos, los ordenadores primarios de control de vuelo reciben la información siguiente:

1. Unidad de referencia inercial de datos aerodinámicos (ADIRU). 2. Ordenadores de control de Slats/Flaps (SFCC). 3. Sistema de gestión de vuelo (FMGC). 4. Unidad de interface con el control de tren de aterrizaje (LGCIU). 5. Señales de acelerómetros de proa y cola para la función de anti-turbulencia

(función de Control activo de la aeronave). 6. Señales de giroscopios para amortiguamiento de guiñada.

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Los ordenadores producen las señales de mando para los martinetes de las superficies de control de vuelo, una vez procesadas las señales de mando e información. THS es el estabilizador móvil. La información de los ordenadores también se suministra al ordenador de concentración de Datos de Vuelo (FCDC), que genera la señal para indicación en el sistema electrónico de instrumentos.

Nota. La terminología exacta de componentes de un sistema en particular puede cambiar respecto a la aquí señalada, pero en todos los casos mantendrá la arquitectura que hemos citado.

Fig. 19 Diagrama esquemático de sistema de pilotaje por mando eléctrico, con tres ordenadores primarios y dos secundarios.

1.8.4 Ordenadores de control de vuelo

Se clasifican en dos grupos: primarios y secundarios.

1. Los ordenadores primarios poseen capacidad para ejecutar todas las leyes de pilotaje del avión.

2. Los ordenadores secundarios sólo poseen capacidad para procesar la ley de control Directo.

Debe citarse que suele haber dos ordenadores primarios y tres secundarios para aviones de corto y medio radio de acción. Sin embargo, sucede lo contrario en aviones de gran radio de acción, donde suele haber tres ordenadores primarios y dos secundarios.

El mayor número de ordenadores primarios en la categoría de gran radio de acción se debe a dos causas principales:

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1) Necesidad de procesar un mayor número de sistemas; 2) Mejorar la despachabilidad del avión (aumento de la fiabilidad por mayor

redundancia), sobre todo aplicable en aeropuertos muy distantes de la base.

Los ordenadores de control de dispositivos hipersustentadores están dedicados al control de dispositivos de hipersustentación (control de slats y flaps).

El conjunto típico de ordenadores de control de slats y flaps está formado por dos ordenadores.

Los ordenadores auxiliares cumplen funciones auxiliares a las de vuelo (ordenadores de proceso de datos, con acceso a las salidas de otros ordenadores, para presentar información en la cabina, para almacenar datos de registro para mantenimiento del avión, etc.)

1.8.5 Ordenadores primarios de control de vuelo

Reciben este nombre el conjunto de ordenadores del sistema que posee capacidad para procesar todas las leyes de pilotaje disponibles (ley de control Normal, Alternativo y Directo).

Del conjunto de ordenadores primarios, llamados PRIM es la ilustración, uno de ellos se selecciona automáticamente como principal (MASTER). El ordenador MASTER es el que procesa todas las órdenes de entrada del piloto, o piloto automático, y proporciona señales de control al resto de ordenadores. Para cumplir esta función el ordenador MASTER envía las señales necesarias tanto a los dos ordenadores primarios restantes (PRIM2 y PRIM3) como al conjunto de ordenadores secundarios (SEC1 y SEC2). Unos y otros ejecutan las acciones de mando en sus respectivos canales.

El ordenador MASTER es el encargado de comprobar que sus órdenes de control se han ejecutado correctamente.

Para ello emplea la realimentación (seguimiento de ejecución de las órdenes enviadas por el resto de los ordenadores).

Las señales que recibe el seguimiento efectuado permiten al MASTER ejecutar dos acciones: a) En primer lugar, verificar que sus órdenes se están ejecutando correctamente y que coinciden con las que él mismo ha programado; b) En segundo lugar, este proceso de comparación es a la vez un procedimiento de auto-comprobación, capaz de detectar fallos de cascada en él, y en el resto de los ordenadores. 4

4 Como dato de información para los lectores aficionados a la informática señalamos que los tres ordenadores primarios de

control de vuelo del Boeing 777 emplean microprocesadores de 32 bits: Motorola 68040, Intel 40486 y AMD 29050. Entre los lenguajes de programación está ADA. En este contexto, no pase desapercibido al lector uno de los criterios de seguridad del sistema, que comentaremos de forma genérica más adelante, en el sentido de emplear distinta marca de microprocesador en cada uno de los ordenadores.

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1.8.6 Ordenadores secundarios de control de vuelo

Son ordenadores que elaboran también órdenes de mando para las superficies principales de control de vuelo, pero sólo a través de leyes del tipo de control Directo. Por consiguiente, no pueden procesar rutinas de control que pertenecen a las leyes de control Normal o de control Alternativo. Uno de los ordenadores secundarios (SEC) actuará como MASTER en el caso de producirse un fallo completo en los ordenadores primarios (PRIMA).

Observe, pues, que cada uno de los ordenadores SEC está programado para hacerse cargo completo del control del avión, bien entendido que sólo con las facultades que el diseñador del sistema ha establecido para la ley de control Directo.

1.8.7 Ordenadores para dispositivos de hipersustentación

Como se ha dicho, están dedicados al control de los dispositivos de hipersustentación (slats y flaps). La señal de mando del piloto es procesada pro estos ordenadores, normalmente dos, que actúan en las superficies de hipersustentación de borde de ataque o de salida. La realimentación o seguimiento continuo del recorrido de las superficies es enviada a los ordenadores para salvaguardar, en todo caso, de la extensión asimétrica de estas superficies por cualquier causa.

1.8.8 Ordenadores auxiliares

Cumplen funciones auxiliares a las de vuelo. Por brevedad, nos referimos aquí únicamente a los ordenadores de adquisición y presentación de datos para tripulación de vuelo, y al ordenador central de Mantenimiento.

Los ordenadores de adquisición de datos tienen acceso a las salidas de los otros ordenadores. Su función es elaborar la presentación de información en la cabina de mando. Están conectados asimismo al ordenador generador de avisos y de alarmas.

El ordenador central de mantenimiento tiene la función general de identificar las averías presentes en el sistema con el fin de facilitar las tareas de los técnicos de mantenimiento. Dicha función se ejerce normalmente en una doble dirección:

Función de elaboración de mensajes de Mantenimiento. Describen, en expresiones estandarizadas, los fallos presentes en el sistema y los componentes que pueden estar afectados por las(s) avería(s).

Función de comprobación de Mantenimiento en tierra. Como su nombre indica es el chequeo del sistema con el fin de detectar el estado del sistema y la posible presencia de fallos latentes.

1.8.9 Fuentes de alimentación

Los ordenadores de a bordo se alimentan de distintas barras de corriente continua, para máxima fiabilidad.

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Como objetivo práctico de proyecto del sistema se establece que al menos dos ordenadores de control de vuelo permanezcan disponibles en casos de averías mayores en las fuentes de alimentación.

Ejemplo de avería mayor es el fallo de los dos sistemas eléctricos principales del avión.

1.8.10 Criterios de seguridad del sistema Fly by Wire

Se pueden dividir en dos clases: generales para el sistema y para los ordenadores de abordo.

Criterios generales para el sistema

Los criterios generales de seguridad del sistema Fly by Wire son los siguientes:

1. Pérdida de control en cabeceo: extremadamente improbable . 2. Pérdida de mando en elevadores: extremadamente remota . 3. Pérdida de mando en balanceo: extremadamente improbable. 4. Pérdida permanente de estabilizador móvil: extremadamente improbable. 5. Pérdida de mando en timón de dirección: extremadamente improbable.

Este cuadro de seguridad se consigue con provisión de mando mecánico adicional para el estabilizador móvil y timón.

Criterios para los ordenadores de abordo

Son los siguientes:

1. Alto nivel de redundancia, hasta cinco ordenadores. 2. Tipos distintos de ordenadores: tres (o dos) primarios y dos (o tres)

secundarios. 3. Distintos fabricantes de ordenadores y tipos distintos de microprocesador

en el conjunto del sistema (Intel, Motorola, AMD. 4. Cada ordenador está dividido en dos unidades: una que ejerce las

funciones de control y otra la de comprobación (monitor). 5. Empleo de tecnología punta, pero muy experimentada. 6. Tipo de software distinto (programas y lenguajes de programación). Los

programadores se dividen en equipos independientes. 7. Software de tipo determinista. Este tipo de software se caracteriza por que

los programas acceden a los datos exteriores que proporcionan los detectores del avión, pero en ningún caso los datos adquiridos pueden modificar el código de programación.

1.9 OPERACIÓN E INDICACIÓN

Se presenta el sistema típico de indicación convencional de extensión de slat y flaps de borde de ataque. Más tarde acordaremos la indicación en cabina de aviones equipados con sistema Fly by Wire. Téngase presente la gran variedad que existe en este campo entre distintos fabricantes y modelos de aviones.

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El sistema de hipersustentación del ala está compuesto de slat (posición externa del ala) y flaps de borde de ataque (posición interna).

Cada uno de los slats dispone de martinete hidráulico de extensión y retracción, con tres posiciones posibles de recorrido: extendido, semiextendido y plegado.

El martinete hidráulico del slat dispone de mecanismo de blocaje (arriba, o posición plegada), un microinterruptor de posición de la superficie aerodinámica para el sistema de indicación, y dos válvulas hidráulicas de bloqueo.

Cuando el slat está plegado se engancha el mecanismo de retención y de bloqueo de posición.

El flap de borde de ataque es el tipo Krueger. Tiene sólo dos posiciones, extendiendo o replegado.

Cuando el mando de flaps de borde de salida se baja un cierto número de grados, digamos cinco unidades, los flaps de borde de ataque automáticamente se situan en posición de extensión y los slats en la posición media. El siguiente recorrido del mando del flaps, de 5 a 10 unidades, es suficiente para extender completamente los slats. En caso de avería del sistema normal hidráulica la extensión de slats se hace con el sistema hidráulico de reserva. Sin embargo, con este sistema es posible la extensión, pero no la retracción.

1.9.1 Operación de “Slats” y flaps de borde de ataque

Con anterioridad al despegue los hipersustentadores de borde de ataque se extienden a posición de despegue, de acuerdo con la posición de la palanca de flaps de borde de salida (ver posiciones típicas en la Tabla adjunta, para un avión con slats y flaps de borde de salida).

Posición Slats Flaps Aplicación

0 0° 0° Crucero Espera

0° Espera

1 18° --------------- --------------- --------------- ---------------

- - -

10° Despegue

2 22° 15° Despegue Aproximación

3 22° 20° Despegue Aterrizaje Aproximación

FULL 27° 35° Aterrizaje

Tabla 1 Posiciones típicas de del mando Flaps (B.S.), combinado con Slats

Se comprueba en el sistema de indicación que la luz verde de flaps de borde de ataque extendidos está encendida (LE FLAPS EXT).

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Normalmente, la posición típica de flaps de borde de salida durante el aterrizaje está situado en torno a 35°, de tal manera que todo el sistema de hipersustentación de borde de ataque está extendido.

Algunos aviones están dotados de Auto-Slat. En estos sistemas, la extensión slat desde su posición media a la completa se produce por el efecto de succión aerodinámica, cuando el ala del avión supera un cierto ángulo de ataque.

Los dispositivos de hipersustentación de borde de ataque se pueden extender también con el sistema hidráulico alternativo, para caso de fallo en la línea principal de presión hidráulica. Unos interruptores de accionamiento envían corriente a la bomba hidráulica del sistema de reserva. Tanto los slats como los flaps de borde de ataque se extienden a posiciones máximas. Normalmente, el tiempo de extensión es relativamente largo con esta modalidad.

1.9.2 Indicación en aviones convencionales

Es necesario que la tripulación disponga de información en cabina de la posición de los dispositivos hipersustentadores.

Todos los sistemas de este tipo funcionan según el mismo principio. Están basados en detectores de proximidad de las superficies aerodinámicas. Las señales eléctricas que envían los detectores son acondicionadas para activar las luces o panales luminosos en cabina.

Los aviones más antiguos tienen un microinterruptor eléctrico en el martinente de accionamiento de estas superficies, a través del cual es posible detectar si el Slat, o el flaps, están retraídos y blocados.

Más recientemente se tiende a situar los detectores de posiciones en partes fijas de la estructura, debido a los numerosos fallos que han dado los detectores instalados en los martinetes.

De esta forma, la posición de estas superficies se detecta por micros externos, fijos, tal como muestra la Fig. 20. Los micro interruptores están instalados en la parte interna del borde de ataque del ala. El slat o flap tiene un captador magnético que está situado en posiciones coincidentes con la del micro interruptor. El captador cierra los contactos del micro interruptor cuando la superficie aerodinámica esta retraída y bloqueada. Igualmente hay detectores para posiciones intermedias y de extensión total.

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Fig. 20 Captador magnético para determinación de posición de superficie de borde de ataque, en este caso el Slat.

Las señales eléctricas de los detectores de proximidad se envían a los panales luminosos de cabina a través de módulos de accionamiento de la señal.

Normalmente hay dos paneles de indicación de situación: el tablero de señalización y el tablero principal de señales luminosas Master lights.

a) Tablero de señalización

El tablero de señalización muestra esquemáticamente el conjunto de slats y flaps de borde de ataque.

Cada panel dispone de señal luminosa ámbar, si la superficie está en tránsito, y verde si se encuentra desplegada.

Según el número de posiciones posibles cada panel de slat cuenta con una luz ámbar para tránsito, y dos o tres verdes para posiciones intermedias. En el caso del flap de borde de ataque, con dos posiciones posibles, hay una luz ámbar para tránsito y verde para posición extendida.

b) Tablero de “Master Lights”

El tablero principal de señales luminosas de los dispositivos de hipersustentación de borde de ataque es para lectura rápida.

Es una indicación muy rápida del estado general del sistema.

La filosofía que siguen estas señales luminosas del tablero es la siguiente:

La luz ámbar del tablero Master Light se ilumina si uno cualquiera de los dispositivos de borde de ataque mantiene una posición que no es coincidente con la programada, de acuerdo con el ajuste de la palanca de flaps adoptado.

La luz verde del tablero Master Light se ilumina si todos los dispositivos de borde de ataque que se encuentra en la posición de extensión,

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coincidente con la programada, para el ajuste de la palanca de flaps adoptado.

No hay señales luminosas cuando todos los dispositivos están en la posición de retracción, siempre que exista coincidencia con el ajuste de la palanca de flaps.

1.9.3 Controles e Indicación en aviones con sistemas CRT y LCD

La Fig. 21 muestra el panel de control y de información de un moderno avión con sistema digital de presentación de datos.

Fig. 21

El conjunto de controles e indicadores de cabina se puede agrupar en seis paneles diferenciados.

a) Panel superior de cabina

Contiene los interruptores para conectar y desconectar los ordenadores de control de vuelo primarios y secundarios. Asimismo tiene indicadores locales de alarma. Obsérvese la disposición de los interruptores. Con los interruptores del lado izquierdo se accede a los ordenadores número uno primario y secundario, mientras que en el lado derecho están los interruptores para los ordenadores números dos y tres primarios, y número dos secundario.

b) Panel Frontal

Destacan en este panel las luces de prioridad, que señalan cual de las dos minipalancas tiene la posesión de mando.

c) Paneles laterales

En los paneles laterales están situadas las minipalancas para los puestos de comandante y piloto (Fig. 22). En este caso, las minipalancas disponen de un

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botón de posesión, a través del cual se establece la prioridad de mando. Recuerde que en los aviones Airbus de control por mando eléctrico no hay conexión entre las palancas de ambos pilotos.

Fig. 22 Minipalancas para los puestos de comandante y piloto. En este caso disponen de un pulsador de posesión a través del cual se establece la prioridad de mando.

d) Pedestal central

Contiene los siguientes elementos:

Mando de control de los frenos aerodinámicos.

Mando de compensación del timón. Existe indicación local de la posición local de la posición de compensación, aunque ésta se refleja también en la pantalla ECAM de presentación de datos. Las pantallas ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitoring) presentan información de estado y de alarmas en sistemas y motores. ECAM está instalado en los aviones Airbus.

Palanca de control de flaps y mando de compensación en cabeceo.

e) Panel principal de instrumentos

Destacan las pantallas de presentación de datos primarios de vuelo de comandante (PFD CAPT) y piloto (PFD F/O).

La información permanentemente de situación de slats y flaps se encuentra en la pantalla ECAM del motor.

La Fig. 23 contiene la información general disponible.

f) Pedales del timón

Los pedales del timón están interconectados y permiten el control en quiñada mediante modo de actuación mecánico.

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Fig. 23 Las pantallas ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitoring) presentan información de estado y de alarma en sistemas y motores.

En la parte superior del GBY en verde indica presión hidráulica normal en los tres sistemas hidráulicos del avión, Verde, Azul y Amarillo.

La señal es ámbar si existe baja presión en alguno de los sistemas.

El sector de flechas triangulares dibujado más bajo señala la posición de los spoilers. La flecha en su totalidad indica que los spoilers están desplegados más allá de un cierto ángulo. Si no se muestra el triángulo en su totalidad es indicación de que están retraídos, como se muestra en el lado derecho.

En la parte central se muestra el estado de los ordenadores primarios y secundarios de control de vuelo (PRIM1, 2 Y 3 y SEC1 y 2), normalmente en verde.

A la izquierda y derecha está indicación de posición de los alerones izquierdo y derecho, con índices para posición neutra.

En la parte central se muestra también información de la compensación en cabeceo. A uno y otro lado está la indicación de posición de elevador izquierdo y derecho. Las iniciales de los sistemas hidráulicos que impulsan el elevador, en este caso Blue y Green a la izquierda y Green y Yellow en la derecha, se muestra en verde en condiciones normales de operación. Se tornan a color ámbar en caso de baja presión hidráulica. Finalmente, en la parte inferior se muestra la indicación de control de guiñada.

En aviones con sistema Fly by Wire se dispone de instrumentos electromecánicos básicos de control de vuelo y navegación para continuar la operación en el caso improbable de avería en las pantallas primarias de vuelo o en los ordenadores que controlan el grafismo y simbología de pantalla [5], [6], [8].

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CAPÍTULO 2

CONTROLES DE VUELO BOEING / AIRBUS

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2.1 CONTROLES DE VUELO BOEING

2.1.1BOEING 777: FLY-BY-WIRE FLIGHT CONTROL

Los controles primarios de vuelo Fly-By-Wire han sido utilizados en aviones militares por muchos años, aunque han tenido un desarrollo reciente para ser utilizados en las aeronaves comerciales. El Boeing 777 es el primer avión comercial manufacturado que emplea controles primarios de vuelo Fly-By-Wire (FBW).

Un sistema de control de vuelo FBW tiene varias ventajas sobre los sistemas mecánicos, tales como:

- Reducción de peso en el fuselaje. - Integración de varios sistemas federados en un solo sistema. - Características superiores de manipulación de la aeronave. - Fácil mantenimiento. - Fácil manufactura. - Mayor flexibilidad para la inclusión de nuevas funcionalidades o cambios

después del diseño inicial y de la producción.

Los sistemas de control primario de vuelo del Boeing 777 se muestran en la siguiente figura:

Fig. 24 Sistemas de control primario de vuelo del Boeing 777.

2.1.2 Descripción general del sistema

Los sistemas convencionales de control de vuelo primario usan actuadores hidráulicos y válvulas de control que son manipuladas por medio de cables que están impulsadas por los controles del piloto. Los cables pasan a través del fuselaje desde la cabina de vuelo hasta las superficies de control. Este uso de sistemas de cables tiene una desventaja en cuanto al peso, debido a las grandes cantidades de cable, poleas, soportes y apoyos que utilizan. El sistema también requiere un mantenimiento periódico, como lo es la lubricación y ajustamiento,

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debido al estiramiento de los cables. Además de que hay otros sistemas de control que requieren accionamientos más complejos y que tienen más componentes, incrementando aun más el peso de la aeronave.

En los sistemas de control de vuelo FBW, los cables que controlan las superficies de control de vuelo primario han sido removidos, ahora los actuadores son controlados eléctricamente. El sistema FBW tiene como cerebro las computadoras electrónicas. La función de las computadoras es convertir la señal eléctrica enviada desde la posición del piloto hacia los actuadores.

Debido a estos cambios en los sistemas de control de vuelo primario, las características que se mencionan a continuación han sido posibles:

- Todo el tiempo las superficies de control utilizan las leyes de control avanzadas. La aerodinámica de las superficies en el B-777 han sido diseñadas y dimensionadas para permitir una buena respuesta durante una condición crítica de vuelo. Ya que el tiempo de reacción en las leyes de control es mucho más rápido, el tamaño de las superficies de control podrían ser de menor tamaño que los requeridos para un avión convencional. Esto nos da como resultado una reducción en el peso del sistema.

- La retención de las características deseables de control de un sistema convencional y la eliminación de las características no deseables.

- La integración de funciones como el regulador de guiñada en las superficies de control básicas. Esto permite que varios de los componentes utilizados normalmente para esta función, puedan ser removidos.

- Mejora la confiabilidad y mantenibilidad del sistema.

2.1.3 Sistemas electrónicos

Hay dos tipos de computadoras electrónicas usadas en el sistema de control de vuelo del B-777: el Actuador de Control Electrónica (ACE, por sus siglas en ingles), que es principalmente un dispositivo análogo y la computadora primaria de vuelo (PFC, por sus siglas en ingles) que utiliza tecnología digital. Hay cuatro ACEs y tres PFCs empleados en este sistema. La función de los ACEs es la interface con los transductores de control del piloto y el control que acciona los controles de vuelo primarios a través de los bucles de los servo análogos. El papel de la PFC es el cálculo de las leyes de control mediante la posición del control del piloto en los comandos de accionamiento, quienes transmiten la señal a la ACE. La PFC también contiene funciones auxiliares, como el sistema de monitoreo, anuncios en cabina y todas las capacidades de mantenimiento del sistema de control de vuelo primario.

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2.2 ACCIONAMIENTO DE LAS SUPERFICIES DE CONTROL

2.2.1 Accionamiento Fly-By-Wire

El control de las superficies en las alas y empenaje del B-777 son controladas hidráulicamente, con actuadores de señal eléctrica. Los elevadores, alerones y flaps están controlados por dos actuadores por cada superficie y el timón de dirección por tres. Cada spoiler es controlado por un solo actuador. El estabilizador horizontal in posicionado mediante dos motores hidráulicos paralelos.

El accionamiento de las diferentes superficies (elevadores, alerones, flaps y timón de dirección) tienen varios modos de funcionamiento. Los modos, y las superficies a las que aplican cada uno se definen a continuación:

Activo: Normalmente todos los actuadores de las superficies de control reciben comandos de sus respectivos ACEs y a consecuencia la posición de las superficies. Los actuadores permanecerán en el modo activo hasta que sea ordenado otro modo por los ACEs

Anulado: En este modo el actuador no responde a los comandos enviados por las ACEs. El actuador se mueve libremente, de modo que el actuador redundante en una superficie dada puede posicionar la superficie sin pérdida de autoridad. El actuador en modo activo no domina al actuador en modo anulado. Este modo se presenta en los actuadores de los alerones, flaps y timón de dirección

Amortiguado: En este modo, el actuador no responde a los comandos de las ACEs. El actuador se sigue moviendo, pero a un ritmo limitado que proporciona amortiguación a la superficie. Este modo permite a los otros actuadores en las superficies continuar operando la superficie a una velocidad suficiente para control de la aeronave.

Bloqueado: En este modo, el actuador no responde a los comandos de las ACEs, y no se les permite moverse. Cuando ambos actuadores en una superficie (cuando es controlada por dos actuadores) tienen falla, esos actuadores entran en modo bloqueado. Esto proporciona un bloqueo hidráulico en la superficie. Este modo está presente en los actuadores de los elevadores y alerones.

2.2.2 Modos de operación del sistema

En el B-777 el sistema de control de vuelo primario FBW tiene tres modos de operación: normal, secundario y directo, los cuales se describen a continuación.

Normal: En el modo normal, los PFCs (controladores primarios de vuelo) suministran el comando de posición del actuador a las ACEs, que a su vez convierten ese comando en un comando análogo para el servo. La funcionalidad es proporcionada, incluyendo una protección envolvente y una buena calidad.

Secundario: En el modo secundario, los PFCs suministran el comando de posición del actuador a las ACEs, justo como en el modo normal. Sin embargo, la funcionalidad del sistema es reducida. Los PFCs entran en este modo

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automáticamente desde el modo normal cuando hay suficiente fallas en el sistema o la interconexión del modo normal ya no se admite. La aeronave es capaz de volar por bastante tiempo en el modo secundario

Directo: En el modo directo, los ACEs no procesan los comandos enviados por PFCs. En lugar de eso, cada ACE decodifica los comandos del piloto directamente desde los controles del piloto y usa esa información para cerrar el bucle de control del servo de los actuadores. Este modo puede entrar automáticamente cuando hay falla de los tres PFCs, falla interna en los ACEs, perdida de datos de los controles de vuelo en ARINC 629 o combinaciones de estas fallas. Este modo también puede ser seleccionado manualmente vía los PFC, desconectando el switch en el panel superior en la cabina de vuelo. Las características de vuelo en este modo llegan a coincidir o a parecerse a las del modo secundario [6].

Fig. 25 Modos de operación del sistema.

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2.3 CONTROLES DE VUELO EN AIRBUS

2.3.1 Introducción

El primer sistema de control de vuelo eléctrico para una aeronave civil fue diseñado por Aerospatiale y fue instalada en el Concorde. Las posiciones de control de mando de las superficies son directamente proporcionales a las entradas de la barra. Un sistema mecánico de respaldo está provisto en los tres ejes.

La primera generación de sistemas de control de vuelo eléctricos con tecnología digital apareció en varias aeronaves civiles en los 1980s con el programa Airbus A310, con sistemas de control de slats, flaps, y spoilers. Estos sistemas fueron diseñados con rigurosos requerimientos de seguridad (superficie de control fuera de control improbable), para evitar la pérdida de estas funciones, resulto en un incremento de carga de trabajo para las tripulaciones, aunque es posible perder el sistema en algunas circunstancias.

El Airbus A320 (certificado a principios de 1988) es el primer ejemplo de la segunda generación de controles de vuelo eléctricos en aeronaves civiles, siguiendo con el A340 (certificado a finales de 1992). Estas aeronaves se beneficiaron de forma significante de la experiencia ganada por Aérospatiale en la tecnología usada para un sistema Fly-By-Wire (FBW) (ver tabla 2). El rasgo distintivo de estas aeronaves es que todas las superficies de control están controladas eléctricamente y que los sistemas están diseñados para estar disponibles bajo cualquier circunstancia.

Tabla 2 Incrementos en la introducción de nuevas tecnologías

Este sistema fue diseñado y construido con un apego muy estricto a los requerimientos de confiabilidad, tanto en términos de seguridad (el sistema no puede generar señales erróneas) y disponibilidad (la perdida completa del sistema es casi improbable).

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La fiabilidad del sistema de la aeronave FBW se basa en la configuración del ordenador, en la tolerancia del sistema tanto hardware y software a las fallas, el suministro de energía hacia los servos de control, el monitoreo de fallas y el sistema de protección contra agresiones externas. Todo esto el sistema lo hace sin olvidar las leyes de control de vuelo que reducen al mínimo la carga de trabajo de la tripulación.

La seguridad de las aeronaves es demostrada usando las valoraciones tanto cuantitativas como cualitativas; este enfoque es coherente con la normatividad de aeronavegabilidad. Las evaluaciones cualitativas son aquellas que son usadas en los casos en que se presentan fallas de diseño o incluso en fallas donde interactúan tanto el mantenimiento que se les da a las aeronaves como la tripulación, así como los defectos y peligros que se presentan en el medio ambiente. Para casos de fallas físicas o de “hardware” ambas evaluaciones tanto cuantitativas como cualitativas son usadas. Las evaluaciones cuantitativas cubren los requerimientos que se mencionan en el FAR/JAR 25.1309 y dan la clasificación de las condiciones de falla (desde menor hasta catastrófico) y la probabilidad de que se cumplan.

2.3.2 Principios de Fly-by Wire

En las aeronaves como el A300 o el A310, el piloto transmite las ordenes a los servo-controladores a través de arreglos de componentes mecánicos como los son los cables, poleas y barras. A demás tienen computadoras y enlaces específicos que accionan los actuadores de tal manera que reproducen los movimientos que el piloto hace, esto en el caso del piloto automático. (Ver figura 26)

Fig. 26 Controles de vuelo mecánico y eléctrico.

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El termino Fly-By-Wire (FBW) ha sido adoptado para describir el uso de señales eléctricas en vez de señales mecánicas de los comandos del piloto hacia los actuadores de control de vuelo.

Los sistemas FBW simplemente proporcionan una señal eléctrica a los controles de los servo actuadores que es directamente proporcional al desplazamiento de los controles del piloto, sin ninguna forma de mejora.

El diseño de los sistemas de control de vuelo de las aeronaves Airbus A320, A321, A330 y A340 toma ventaja de los potenciales del FBW para la incorporación de las leyes de control de vuelo que proveen extensivo aumento de estabilidad y limitando la envolvente de vuelo. En este tipo de aeronaves, el posicionamiento de las superficies de control ya no es un simple reflejo de las entradas de control del piloto y viceversa ya que las características naturales de la aerodinámica de la aeronave no son alimentadas directamente por el piloto. (Ver figura 27)

Fig. 27 Leyes de control de vuelo.

En el caso de los diseños de las cabinas de pilotos en las aeronaves Airbus antes mencionadas, el mando de control es considerado como el asunto natural del FBW, desde que las transmisiones mecánicas con poleas, cables y conexiones fueron suprimidas debido a su juego y fricción.

Las características del balanceo inducido en el timón de dirección proporcionan una maniobrabilidad suficiente con el respaldo de un diseño mecánico en el timón, solo para un control lateral. Esto permite la retención de las ventajas presentadas en el diseño del mando de control, para ahora deshacerse de los altos esfuerzos requeridos para los enlaces mecánicos hacia las superficies.

La búsqueda de reducir la resistencia al avance nos lleva a minimizar la sustentación del estabilizador horizontal y por consecuencia a disminuir también la estabilidad longitudinal de la aeronave. Esto fue estimado por la familia Airbus y se encontró que no podría esperarse ninguna ganancia significa con el centro de gravedad posicionado a un cierto límite. Esto permitió diseñar un sistema con un respaldo mecánico que no requiriera un estabilizador artificial adicional.

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Esta opción fue muy fundamental para establecer lo que ahora son los clásicos sistemas FBW de Airbus (ver 28 y 29) Es decir un conjunto de 5 computadoras con toda la autoridad digital para controlar los tres ejes inclinación, guiñada y el alabeo y completados por un respaldo mecánico en el estabilizador horizontal y en el timón. (Además de dos computadoras adicionales como parte del sistema de piloto automático que están a cargo del control del timón en el caso de las aeronaves A320 y A321).

Por supuesto, un sistema FBW se basa en el sistema de energía de energización de los actuadores de control para mover las superficies y en los sistemas de computadoras para transmitir el control que el piloto mande. La energía usada para el accionamiento de los servo-actuadores es provista por un set de tres circuitos hidráulicos, aunque con uno de estos es suficiente para el control de la aeronave. Uno de estos tres sistemas puede ser accionado por el sistema conocido como Ram Air Turbine (RAT por sus siglas en ingles) que se extiende o despliega automáticamente en caso de algún corte total de suministro de energía

La energía eléctrica que se utiliza en las aeronaves es normalmente suministrada por dos redes separadas o buses, cada una es alimentada por uno o dos generadores, dependiendo del número de motores con que cuente la aeronave. En caso de pérdida de la generación normal de electricidad, un generador de emergencia suministra energía para un número limitado de computadoras del FBW (entre otras ajenas al sistema FBW), aunque estas computadoras, también pueden ser alimentadas por dos baterías.

Fig. 28 Arquitecturas de los sistemas de control de vuelo del A320 y A321.

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Fig. 29 Arquitectura de los sistemas de control de vuelo del A330 y A340.

2.4 CARACTERISTICAS PRINCIPALES DEL SISTEMA

2.4.1 Redundancia

Las cinco computadoras del sistema FBW están simultáneamente activas. Estas computadoras están a cargo del monitoreo de las leyes de control en función de las entradas que reciban por parte del piloto, así como el control individual de los actuadores. Este tipo de sistema incorpora suficientes redundancias para proveer un rendimiento nominal y un nivel de seguridad aceptable con la falla de una computadora, haciendo que se pueda volar la aeronave con una sola computadora activa.

Debido a que una superficie fuera de control puede afectar la seguridad de la aeronave (en particular los elevadores), cada computadora es dividida en dos canales separados físicamente (ver figura 30). La primera, el canal de control, es permanentemente monitoreada por la segunda, el canal monitor. En caso de discrepancia entre el control y el monitor, la computadora afectada se detiene, mientras que la computadora con la prioridad más alta toma el control. El reparto de computadoras, servo-actuadores, circuitos hidráulicos y barras eléctricas y prioridades entre las computadoras son determinados por el análisis de seguridad, incluyendo el análisis de explosión del motor.

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Fig. 30 Arquitectura de las computadoras de control y monitoreo

2.4.2 Disimilitud

Es fundamental que las cinco computadoras estén listas para proveer lo que es común en caso de estar en modo de falla. Estas fallas podrían ocasionar la pérdida total de electricidad en el sistema de control de vuelo.

Consecuentemente dos tipos de computadora pueden ser distinguidas:

1) 2 ELAC (elevator and aileron computer por sus siglas en ingles) y 3 SEC (spoiler and elevator computer por sus siglas en ingles). Esto para el caso de las aeronaves A320 y A321

2) 3 FCPC (flight control primary computer por sus siglas en ingles) y 2 FCSC (flight control secondary computers). Esto para el caso de las aeronaves A330 y A340.

2.4.3 Arreglo de los servo-control

Alerones y elevadores pueden ser posicionados por dos servo-controles en paralelo. Como con esto es posible perder el control de una superficie, un modo de amortiguación fue integrado dentro de cada servo-control para prevenir aleteo en caso de una falla. Generalmente, un servo-control es activado y el otro es amortiguado. En caso de pérdida de control eléctrico, el actuador del elevador esta centrado por un retroalimentación mecánica para incrementar la eficiencia del estabilizador horizontal.

El timón y el control del estabilizador horizontal están diseñados para recibir ambos entradas mecánicas y eléctricas. Un servo-control por spoiler es suficiente.

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Los servo-control del spoiler están posicionados en una posición retractada en caso de pérdida del control eléctrico.

2.4.4 Leyes de control de vuelo

El objetivo general de las leyes de control de vuelo integradas en el sistema FBW es el proveer la calidad natural de vuelo de la aeronave, en particular en los campos de estabilidad, control y dominio de la protección de vuelo. En un sistema FBW, las computadoras pueden facilitar el proceso de anemométrico e información inercial así como cualquier información que este describiendo el estado de la aeronave. Consecuentemente, las leyes de control correspondientes para los objetivos de control pueden ser diseñadas. Las entradas provenientes del mando de control son transformadas por las computadoras dentro del control del piloto que está comparando el estado actual de las aeronaves mediante los sensores inerciales y anemométricos.

La argumentación de estabilidad proveniente por las leyes de control de vuelo provee de calidad a los vuelos y contribuye a la seguridad de la aeronave. Como un problema de hecho, la aeronave permanece estable en caso de perturbaciones tales como ráfagas de viento muy fuertes o falla de algún motor debido a fuertes ráfagas de viento. El control de la aeronave a través de objetivos, reduce significativamente la carga de trabajo de la tripulación. Los sistemas FBW actúan como parte del sistema de piloto automático.

Finalmente, las protecciones prohibidas de vuelo potencialmente peligrosas fuera del dominio normal de vuelo pueden ser integradas en el sistema. (Ver figura 31). La principal ventaja de tales protecciones es para permitir al piloto reaccionar rápidamente.

Fig.31 Protección de la envolvente de vuelo del A320.

73

2.4.5 Arquitectura de las computadoras

Cada computadora puede ser considerada como dos diferentes e independientes computadoras colocadas lado a lado. Estas dos sub-computadoras tienen diferentes funciones y están puestas adyacentemente una de la otra para facilitar el mantenimiento de las mismas. Ambas monitorean y comandan los canales de las computadoras que están simultáneamente activas o pasivas, listas para tomar el control en cualquier momento.

Cada computadora incluye uno o más procesadores, sus respectivas memorias, circuitos de entradas y salidas, una unidad suministradora de energía y un software específico. Cuando los resultados de estas dos canales difieren significativamente, la conexión entre las computadoras y el mundo exterior son cortadas por el o los canales que detectaron la falla. El sistema está diseñado para que las salidas de la computadora estén en un estado confiable (interrupción de la señal vía Relays). El método de detección de fallas es permanentemente monitoreado por el programa de secuencias y el programa de ejecución correcta.

2.5 PARTICULARES EN LA AERONAVE A340

El objetivo general del diseño relativos al sistema FBW de la aeronave A340 fue la reproducción de la arquitectura y principios escogidos para la aeronave A320 tanto como sea posible para el bien común y eficiente, tomando en cuenta las particularidades del A340 ( rango largo por sus cuatro motores).

2.5.1 Sistema

Como es común ahora para cada nuevo programa, la densidad funcional de la computadora fue incrementada entre los programas del A320 y A330/A340; el número de equipos se redujo para realizar más funciones y controlar un incremente en el numero de superficies de control.

2.5.2 Leyes de control

El concepto general de las leyes de control de vuelo del A320 se mantuvo, se adapto a las características de la aeronave y se uso para optimizar el rendimiento de la aeronave de la siguiente manera:

1) La protección del ángulo de ataque fue reforzada para acoplarse mejor a las características aerodinámicas de la aeronave.

2) El sistema de amortiguación holandés fue diseñado para sobrevivir a un bloque del comando del timón de dirección, gracias a un nuevo periodo de amortiguación a través de los alerones.

3) En rendimiento en el despegue pudo ser optimizado por el diseño de una ley específica que controla la inclinación de la aeronave durante la rotación.

4) La flexibilidad del FBW fue usada para optimizar el control mínimo de velocidad en tierra (VMCG por sus siglas en ingles) la eficiencia del timón de dirección se incremento en tierra por completa y asimétricamente para desplegar los alerones interiores y exteriores como parte de la acción del pedal en función del recorrido del timón de dirección.

74

5) Un primer paso en la dirección del control del modo estructural a través del FBW fue hecha en el programa del A340 mediante el llamado “función de amortiguado de turbulencia” destinado para proveer a las pasajeros confort.

2.6 DISEÑO, DESARROLLO Y VALIDACION DE LOS PROCEDIMIENTOS.

2.6.1 Antecedentes de la Certificación del sistema Fly-By-Wire

Una aerolínea puede volar una aeronave únicamente si esta aeronave tiene un certificado emitido por las autoridades de la aviación del país de dicha aerolínea. Para cada país, este tipo de certificados se concede cuando la demostración de que la aeronave cumple con las regulaciones del país y como consecuencia de un alto nivel de seguridad hay sido aceptada por la organización apropiada (FAA en los Estados Unidos, y JAA en los diferentes países europeos). Cada país tiene su propio conjunto de normatividades regulatorias.

Los materiales de regulación en la aviación han estado evolucionando constantemente para permitir el cambio a las nuevas tecnologías ( como el caso de los sistemas FBW). Esto se realiza a través de condiciones específicas dirigidas a problemas específicos de una aeronave determinada y posteriormente con la modificación de los materiales regulatorios generales. En el caso de FBW para las aeronaves A320/A330/A340 los siguientes temas fueron agregados para la certificación (nota: algunos de los siguientes temas fueron agregados en los sistemas de otras aeronaves):

Protección de la envolvente de vuelo

Control Side-sitick

Estabilidad estática

Interacción del sistema y la estructura

Valoración del sistema de seguridad

Efecto de iluminación indirecta e interferencia electromagnética

Integridad de transmisión de las señales de control

Generador eléctrico

Software de verificación y documentación, generación de código automático

Sistema de validación

Circuitos integrados de aplicación especifica.

Hay que destacar que la integración de los materiales regulatorios que se está en marcha es un conjunto de cuatro documentos:

Un documento en sistemas de diseño, verificación y validación, manejo de la configuración y aseguramiento de la calidad [ARP 4754,1994].

Un documento en diseño de software, verificación, manejo de la configuración, aseguramiento de la calidad [DO178, B1992].

75

Un documento en diseño de hardware, verificación, manejo de la configuración, aseguramiento de la calidad [DO254, 2000].

Un documento en procesos de aseguramiento de los sistemas de seguridad [ARP 4761,1994] [7].

76

CAPÍTULO 3

INICIATIVAS TECNOLOGICAS

77

3.1 TENDENCIAS FUTURAS

El desarrollo de los sistemas FBW de los programas A320, A321, A340 y A330 ahora constituyen un estándar en la industria para aplicaciones comerciales y están siendo adaptadas para el futuro transporte militar, gracias a la solidez del sistema y a las capacidades de reconfiguración. ¿Qué está haciendo posible la evolución de los sistemas? Entre otras cosas lo siguiente:

1) Nuevos conceptos de actuadores están surgiendo. En particular, sistemas que usan ambos tipos de energía, eléctrica e hidráulica dentro de un solo actuador que se han desarrollado y probado con éxito en la aeronave A320. Este es llamado el respaldo eléctrico del actuador hidráulico o EBHA (Electrical Back-up Hydraulic Actuator, por sus siglas en ingles). Este actuador puede ser usado para diseñar los sistemas de control de vuelo que permitan controlar la aeronave en caso de pérdida total de energía hidráulica.

2) La disimilitud del hardware del sistema de computadoras del FBW y la experiencia con el transporte aéreo del A320 y A340 probablemente facilitara la supresión de los controles mecánicos del timón y el estabilizador horizontal de las aeronaves del futuro.

3) La integración de nuevas funciones, tales como un modo de control estructural, que pueden conducir a un aumento de los requerimientos de confiabilidad, en particular si la perdida de estas funciones no está permitida.

4) Finalmente, los futuros sistemas de control de vuelo pueden ser influenciados por la estandarización hecha a través del concepto de la Integración Modular de la Aviónica (Integrated Modular Avionics, IMA por sus siglas en ingles) y por el “elegante” concepto donde la electrónica destinada al control y monitoreo del actuador se encuentra cerca del propio actuador.

3.2 AERONAVES MÁS ELÉCTRICAS

Por varios años el concepto de aeronaves totalmente eléctricas ha sido expuesto y

trato en varios lados y por varias personas. A mediados de los años 1950´s el

concepto no acababa de ponerse del todo claro de lo que significaría, aunque

durante varios años ha habido un debate en relación a las ventajas de la

electricidad contra otras formas de energía secundaria, tales como los sistemas

hidráulicos o los sistemas de purga de aire de alta presión. En los años 80´s la

NASA financio una serie de estudios relacionados con una Integración Digital de

Aeronaves Eléctricas (IDEA por sus siglas en ingles). El estudio del concepto

IDEA han hecho adoptar una serie de tecnologías que podrían mejorar la

eficiencia de un remplazo de plazas de 250-300. Las áreas que se cubrieron

fueron:

78

- Tecnologías de control de vuelo: Con un aumento en la estabilidad, que

trae como consecuencia una reducción a la resistencia al avance, con una

reducción en el tamaño del empenaje y un ahorro de combustible.

- Tecnología de ala: Usando modos de ráfaga de alivio de los sistemas de

control de vuelo para mejorar el consumo de combustible y alcance y

reducir los momentos de flexión del ala.

- Extracción de potencia del motor: Reduciendo las pérdidas de potencia del

motor, minimizando el uso de aire de purga de alta presión, así como la

potencia del sistema hidráulico y maximizando el uso de técnicas más

eficientes para la extracción de la potencia proveniente del motor.

- Actuadores de control de vuelo: El uso de sistemas de actuadores electro-

mecánicos en lugar de sistemas de actuadores hidromecánicos.

- Sistemas avanzados de energía eléctrica: El desarrollo de nuevos

sistemas para generar y distribuir energía eléctrica como un complemento

para la extracción de la potencia del motor.

Los sistemas de control de vuelo y los actuadores de control de vuelo

desarrollados están ahora en marcha y están siendo incorporados en los

proyectos de Boeing y Airbus para aeronaves civiles tal y como está siendo

demostrado en el B787 y A380. Estas dos aeronaves también utilizan novedosas

características del concepto más eléctrico.

3.3 MOTORES MÁS ELECTRICOS

Los motores también se benefician con la adopción de la tecnología utilizada en

las aeronaves más eléctricas para abordar las cuestiones problemáticas

siguientes:

- Reducción en la extracción de purga de aire: Con el aumento de las

desviaciones de potencia del motor para la purga de aire, también

incrementa la carga sobre el motor, provocando que se reduzca la

eficiencia del motor y aumentando el consumo de combustible. La

reducción de los HP por el motor para la extracción de aire y el uso de

técnicas más eléctricas tienen un efecto de mejoría considerable sobre

estos efectos adversos.

- La eliminación de la caja de accesorios del motor: Las cajas de accesorios

del motor son cada vez más complejas tanto en número de unidades como

en potencia derivada en sus engranes.

- Menos aceite en el motor: El sistema de aceite para el motor es muy

complejo en muchos motores, usualmente están comprendidos por bombas

de aceite, conjuntos de filtros, enfriadores. Las pérdidas de la

generación/conversión desde los generadores eléctricos de la aeronave,

79

rechazan el calor en el motor. Grandes ahorros podrían hacerse si el

sistema de aceite pudiera ser remplazado con una forma alternativa de

soporte en los conjuntos de rotación del motor. Tecnologías de cojinetes

electromagnéticos se han probado tanto en América como en Europa, sin

embargo para llegar a ser totalmente prácticos, las tecnologías adicionales

desarrolladas tienen que permitir la eliminación de la caja de accesorios y

sus derivaciones de alimentación asociadas al motor. La tecnología de

cojinetes magnéticos activos (AMB Active Magnetic Bearings, por sus

siglas en ingles), la tecnología aun no es capaz de soportar los cojinetes de

los ventiladores grandes del motor durante las condiciones que tienen que

ser mostradas para la certificación correspondiente.

- Control IGV/VSV: Varios motores usan alabes con entradas de guía

variables (VIGVs Variable Inlet-Guide Vanes por sus siglas en ingles) y

alavés en el estator variable (VSVs Variable Stator Vanes por sus siglas en

ingles), para controlar el flujo de aire que entra al motor. Estos pueden ser

accionados de diversas formas como son hidráulicamente, neumáticamente

o por medio de la presión de combustible que pasa hacia la cámara de

combustión. Actualmente hay programas que están en marcha para

examinar la viabilidad de utilizar técnicas de accionamiento eléctrico, esto

con el fin de sustituir los medios de energía a través de fluidos.

- Control de distribución del motor: Es llevada a cabo por medio de la total

autoridad digital del control del motor (FADEC, Full Authority Digital Engine

Control por sus siglas en ingles) la cual normalmente se localiza en la

carcasa de ventilación del motor. Sin embargo, hay muchas características

relacionadas al control del motor que se encuentran distribuidos alrededor

del mismo.

- Control eléctrico de las bombas de combustible: El combustible que se usa

para el motor es presurizado a través de un eje de alta presión por medio

de una bomba. La alta presión que produce la bomba de combustible es

típicamente para el arranque del motor y cuando es accionado por el mismo

motor a través de una caja de engranajes de reducción de velocidad, la

operación de esta bomba a altas velocidades de rotación del motor,

produce un flujo excesivo de combustible que tiene que ser devuelto a la

entrada de la bomba de combustible. Esto, con el aumento en la altitud de

la aeronave se va agravando ya que el combustible usado a estas altitudes

es hasta cinco veces menor que el que es requerido al iniciar el motor,

provocando que la potencia que se le quita al motor para el accionamiento

de estas bombas sea desperdiciada. En un motor más eléctrico, el

accionamiento de la bomba de alta presión del combustible seria accionada

80

a través de la electricidad, en lugar de que la accione el motor, siendo así

que tenga siempre la velocidad correcta para cada condición de operación.

3.4 INTEGRACION DEL CONTROL DE VUELO Y PROPULSION

La tecnología de la aviónica se ha esta desarrollado durante los últimos años, y

esta se ha convertido en algo común para el control de los principales sistemas

que recae en las implementaciones electrónicas; tales como aquellos sistemas

que previamente habían sido controlados únicamente de forma mecánica o

electromecánica. Por otra parte, la disponibilidad y la madurez que presentan las

tecnologías que son necesarias para satisfacer la integración de los sistemas de

aviónica, han demostrado ser igualmente atractivas para satisfacer los requisitos

de los sistemas más básicos de la aeronave.

Los beneficios que ha traído el control electrónico digital de los sistemas

mecánicos son evidentes al demostrar una mayor precisión y una mayor

capacidad de medir o predecir la degradación del rendimiento y fallo incipiente.

Algunos ejemplos de estos beneficios son las implementaciones digitales del

control de vuelo, el FBW y el control digital del motor o FADEC. También hay un

beneficio sustancial en la mejora de los beneficios en el rendimiento y confiabilidad

que son realizados, ejemplo de esto son; la reducción de peso y otras mejoras en

los sistemas de integración y flujo de datos, por lo que el nivel de integración de

los sistemas se convierte proporcionalmente más ambicioso.

Por lo tanto, esto es una progresión lógica que han demostrado los beneficios del

control digital de vuelo y los sistemas de control del motor que han impulsado

programas de desarrollo que están examinando el siguiente nivel de integración

como lo es la integración del control de vuelo y propulsión (IFPC Integreted Flight

and Propulsion Control por sus siglas en ingles). La IFPC está siendo activamente

desarrollada en los estados unidos.

3.5 SISTEMA GESTION DEL VEHICULO

La integración del control de vuelo y propulsión (IFPC), es una integración de dos

sistemas principales de control de la aeronave en uno solo. El sistema de Gestión

del Vehículo (VMS Vehicle Management System por sus siglas en ingles) se

relaciona con un mayor nivel de los sistemas de integración, que es la

combinación del control de vuelo, control de propulsión, y gestión de la energía.

Una de las razones para la combinación de estos sistemas en un VMS es que el

rendimiento de la aeronave exige una mejora en la integración de los sistemas

principales.

81

Los sistemas FBW de las aeronaves ahorrar peso y en gran medida también

pueden facilitar o limitar la carga estructural mediante la reducción de demandas

en caso necesario. Esto ha sido posible gracias a los avances en la

microelectrónica y en las técnicas de actuación de los actuadores. Este tipo de

técnicas se ha convertido en la acción de cambio de la aplicación de control de

vuelo, tal y como lo demuestra el amplio uso de este tipo de sistemas en las

nuevas generaciones de aeronaves.

Varios sistemas de las aeronaves, como lo es la gestión de las utilidades y la

gestión de la energía, requieren de un mejor control para satisfacer los problemas

más exigentes que se puedan presentar. Los sistemas como el de combustible,

hidráulica, energía secundaria, control ambiental y sistemas eléctricos principales

están siendo mejorados por el uso de técnicas de control digital. El programa

experimental de aeronaves (EAP Experimental Aircraft Programme por sus siglas

en ingles) en el Reino Unido emplea un sistema de gestión de utilidades (UMS

Utilities Management System por sus siglas en ingles) que integra totalmente

varias de estas funciones de control en cuatro unidades dedicadas para este fin,

como se muestra en la Figura 32.

82

Fig. 32 EAP sistema de gestión de las unidades de control.

El concepto VMS busca integrar todos estos sistemas principales en un solo

sistema para controlar el vehículo aéreo o aeronave. Todos los sistemas utilizan

una computadora de control digital y guías de datos que les permiten comunicarse

unos con otros y con los sistemas restantes de la aeronave. Esto conduce a la

posibilidad de integrar los VMS utilizando una serie de comunicación de datos tal

como se muestra en la arquitectura de la figura 33.

83

Fig. 33 Arquitectura Genérica del VMS.

Esta arquitectura genérica muestra un número de unidades de control asociadas

con el control de vuelo, el control del motor y la gestión de la energía y utilidades.

Esto permite que las unidades sean estrechamente ligadas entre si con los

sensores y actuadores asociados con la tarea de control. En este esquema

algunas computadoras tienen la responsabilidad para la conexión del VMS como

un todo para los sistemas de aviónica y para el piloto. Este tipo de control

estrechamente acoplado permite modos de operación que llegarían a ser mucho

más difíciles si los sistemas no estuvieran integrados en un VMS.

84

3.6 AERONAVES MÁS ELECTRICAS

3.6.1 Extracciones de potencia del motor

Durante las últimas décadas, la forma en que se extrae potencia del motor no ha

cambiado mucho, los tres métodos principales para la realización de dicho trabajo

son:

- Energía eléctrica a través de un generador accionado por la caja de

accesorios.

- Energía hidráulica a través de bombas accionadas por el motor (EDPs

Engine Driven Pumps por sus siglas en ingles) también proveniente de la

caja de accesorios, pero también pueden ser accionados por medios

eléctricos o por el aire.

- Potencia neumática lograda por la purga de aire del compresor intermedio o

el de alta presión para proporcionar energía para el sistema de control de

ambiente, presurización de cabina y sistema anti hielo en las alas. En aire

de alta presión también puede ser proporcionado por el motor que esta

arrancando con el aire tomado en tierra, el APU o por el otro motor que ya

está corriendo.

Podemos decir entonces que el motor de las aeronaves es un generador de gas

altamente efectivo y optimizado, aunque existen penalizaciones en la extracción

de la purga de aire en comparación con la energía que se extrae. Esto se ha ido

agudizando a medida que aumenta la derivación de relación: los turboventiladores

originales tenían una tasa de derivación relativamente baja de 1.4 bypass a 1

motor central, mientras que los motores más recientes tienen una relación de 4:1.

Los motores modernos tienen relación de presión de 30 35:1 y son más sensibles

a la extracción de purga de aire procedente de un motor cada vez más pequeño.

Para tener una ventaja en los beneficios de la tecnología de los motores, un medio

diferente y más eficiente de extracción de potencio y energía para los sistemas de

la aeronave deber ser necesario. La extracción de la energía para la aeronave sin

afectar adversamente el rendimiento del núcleo del motor y motor en su conjunto

se convierte en una razón imperativa para el cambio de la arquitectura y

tecnologías utilizadas. La figura 45.5 ilustra las diferencias entre la extracción de

energía convencional con aire de purga, frente a una versión más eléctrica. Esta

arquitectura en general representa la diferencia entre el B767 (izquierda) y su

sucesor el B787 (derecha), las principales diferencias entre las configuraciones

más eléctricas y convencionales son:

- Extracción de purga de aire reducida: La única extracción de purga de aire

en el B787 es para la parte de anti hielo del motor.

85

- Aumento de la generación de energía eléctrica: El sistema del B787 genera

500KVA por cada canal en lugar de 120 KVA del B767. Esta energía

eléctrica es requerida principalmente para proporcionar energía a los

sistemas que ya no son alimentados por el método de purga de aire.

- Arranque de motor eléctrico: El B787 utiliza un arranque de motor eléctrico,

debido a que la purga de aire ya no está disponible para este propósito.

- Fig. 34 Comparación de extracción de potencia convencional y más eléctrica.

86

3.7 BOIENG 787: SISTEMA MÁS ELECTRICO

El sistema de energía eléctrica del B787 se muestra en la parte superior de la

figura 46. Una característica nueva de este sistema es la adopción de un sistema

trifásico de 230 VA de energía, en comparación con el sistema trifásico

convencional de 115 VA la cual había sido una solución adoptada por toda la

industria hasta antes de esta aeronave. El aumento de la tensión eléctrica en un

2:1 disminuye las pérdidas de conexión en el sistema de distribución eléctrica y

permite una reducción significativa del peso por cables.

Fig. 35 Sistema Eléctrico (más eléctrico) B787.

87

Las principales características del sistema eléctrico de la aeronave B787 son:

- Dos generadores/arrancadores de 250 KVA por motor, lo que resulta en

500 KVA de potencia generada por canal. Los generadores son de

frecuencia variable (VF Variable Frequency, por sus siglas en ingles) que

son un reflejo de las últimas tendencias en comparación con las

convencionales de frecuencia constante (CF Constant Frequency por sus

siglas en ingles) de 400Hz.

- Dos UPA (Unidad de Potencia Auxiliar) de arranque/generadores 225 KVA,

cada arrancador/generador da inicio al motor y luego actúa como un

generador durante el funcionamiento normal.

- Cada generador principal alimenta a su propio bus principal con 230 V de

corriente alterna y también puede convertir la potencia eléctrica en 115 V de

corriente directa al igual que 28 V para aquellos subsistemas que requieran

este tipo de corriente convencional.

Las principales cargas eléctricas de la aeronave B787 se dan en la figura

47. Como la purga de aire ya no es utilizada en la aeronave, ya no hay que

alimentar ningún sistema de control de ambiente, al sistema de

presurización, sistema de anti hielo en las alas, así como diferentes

sistemas neumáticos. La única purga de aire toma desde el motor es de

baja presión y es utilizada para el sistema anti hielo del propio motor.

88

Fig. 36 Cargas eléctricas del B787.

Las principales cargas eléctricas en el B787 son:

- Sistema de control ambiental (ECS Environmental Control System, por sus

siglas en ingles) y presurización: La eliminación de la purga de aire significa

que el aire para el ECS y para los sistemas de presurización, deben de ser

presurizados por medios eléctricos, en el B787 cuatro compresores son

requeridos.

- El sistema anti hielo de las alas: La falta de disponibilidad de purga de aire

obliga a que la calefacción del sistema anti hielo de las alas sea a través de

esteras eléctricas incrustadas en el borde de ataque del ala. Este sistema

anti hielo del ala necesita alrededor de 100 KVA.

- Bombas de motor eléctrico: Algunas bombas de motor hidráulico de la

aeronave (EDPs Engine Driven Pumps, por sus siglas en ingles) son

89

sustituidas por bombas eléctricas. Las cuatro nuevas bombas de motor

eléctrico requieren alrededor de 100 KVA cada una para una carga total de

400KVA.

3.8 SISTEMA HIDRAULICO MÁS ELECTRICO

Los efectos del concepto de sistemas hidráulicos mas eléctricos puede verse

comparado las configuraciones de los sistemas convencionales del B767 contra

los sistemas más eléctricos del B787, tal y como se muestra en la figura 48.

Boeing utiliza sistemas hidráulicos centralizados más conservadores en el B787

en comparación con el uso de un mayor número de sistemas descentralizados en

el Airbus A380, Boeing también utiliza accionamiento hidráulico convencional, en

general, mientras que Airbus A380 hace un uso considerable de Actuadores

Electro Hidrostáticos (EHA Electro Hydrostatic Actuator, por sus siglas en ingles) y

de Actuadores Electro hidrostáticos de respaldo (EBHAs Electric Backup

Hydrostatic Actuator, por sus siglas en ingles), para los controles primarios de

vuelo.

La filosofía de tres canales en el sistema hidráulico es más conservadora en

comparación con la filosofía “2H + 2E” adoptada en el Airbus A380. En el A380 el

canal de sistema hidráulico Azul efectivamente fue reemplazado por un canal que

usa distribución eléctrica con EHA y EBHAs.

90

Fig. 37 Comparación del sistema hidráulico convencional y más eléctrico.

91

3.9 MOTORES MÁS ELECTRICOS

En la siguiente figura 38 podremos observar una comparación entre un motor

convencional y un motor más eléctrico:

Fig. 38 Comparación de motor eléctrico convencional y más eléctrico.

92

3.9.1 Características del motor convencional

En un motor convencional, la purga de aire es utilizada para los siguientes

propósitos:

o El sistema anti hielo del motor.

o El sistema anti hielo de las alas.

o El control ambiental y presurización de la cabina.

La extracción de potencia del motor es llevada a cabo por la caja de

accesorios que se encuentra montada en la parte inferior de la carcasa del

motor. Los generadores eléctricos y las bombas hidráulicas de la aeronave

suministran energía a los sistemas centralizados.

3.9.2 Características del motor más eléctrico

Fig. 39 Localización de los componentes del motor más eléctrico Trent 500

En un motor más eléctrico el ventilador de purga de aire es utilizado para el

sistema anti hielo del propio motor, la purga de aire no alimenta a ningún otro

93

sistema de la aeronave, tal y como lo describimos anteriormente. Un ejemplo de

esto es el motor más eléctrico Trent 500 que se muestra en la figura 39. El motor

tiene las siguientes características:

El generador arrancador de HP (HPSG HP Starter Generator, por sus siglas en

ingles) que proporciona 150 KVA con un imán permanente.

Un modulo de energía electrónica (PEM Power Electronics Module, por sus siglas

en ingles) que proporciona 350 V DC, el PEM se encuentra localizado en la caja

del ventilador del motor.

Bomba eléctrica de combustible y sistemas de medición (EFPMS Electric Fuel

Pump and Metering System, por sus siglas en ingles) que comprende un motor

eléctrico, una bomba y un circuito electrónico, este nuevo concepto permite una

medición del flujo de combustible extremadamente precisa, en comparación con

los sistemas convencionales, y aun más importante la bomba solo proporciona el

flujo de combustible requerido, por lo que no desperdicia potencia en el bombeo

de combustible:

Bomba de aceite eléctrica.

Actuadores eléctricos para una amplia gama de aplicaciones.

Alavés Variables del Estator (VSVs Variable Stator Vanes, por sus siglas en

ingles) El uso de actuadores de accionamiento EMA, remplazan a los

actuadores de accionamiento por el flujo de combustible, usando dos

actuadores físicamente idénticos en un sistema redundante y en

configuración Maestro/Esclavo.

Actuadores de inversión de empuje: actuadores lineales tipo tornillo, ejes

flexibles de transmisión, el A380 es pionero en el accionamiento electro-

mecánico del las reversas de empuje.

Rumbo magnético activo (AMB Active Magnetic Bearing, por sus siglas en

ingles).

Red eléctrica de 350V de DC.[5]

94

CAPÍTULO 4 TECNOLOGIA DE LA AVIONICA

95

4.1 TECNOLOGIA DE LA AVIONICA

El primer impulso para el uso de la tecnología electrónica en la aviación ocurrió

durante la segunda guerra mundial. Las comunicaciones fueron madurando y se

desarrollo el radar aéreo utilizando el magnetrón y toda la tecnología asociada se

produjo a un ritmo vertiginoso durante todo el tiempo que duro el conflicto. [1]

A esto le siguieron los transistores durante la décadas de 1950 y 1960 y

sustituyeron a las válvulas termo iónicas en muchas aplicaciones. La mejora en la

rentabilidad de los transistores ha llevado al desarrollo de sistemas de aeronaves

digitales a lo largo de las décadas de 1960 y 1970, donde fueron utilizados

inicialmente en aeronaves de uso militar para los sistemas de navegación y de

ataque como lo muestra la figura 40

Fig. 40 Principales desarrollos electrónicos en la aviación desde 1930.

Por varios años la aplicación de la electrónica para los sistemas de a bordo, se

limita a los dispositivos analógicos y sistemas con niveles de señal y voltaje que

generalmente que están relacionadas de alguna manera lineal predictiva. Este tipo

de sistema fue generalmente propenso a los efectos de calentamiento, la deriva y

a otras linealidades.

La primera aeronave que se desarrollo en los Estados Unidos con uso de

tecnología digital fue el vigilante A-5 que entro en operación en 1960. El primer

avión del Reino Unido que se desarrollo con la intención de utilizar técnicas

digitales en una escala significativa fue el mal logrado TSR 2, que fue cancelado

por el gobierno en 1965. La tecnología empleada por el TSR 2 se baso en gran

medida en transistores de estado sólido.

96

Desde finales de la década de 1970 y principios de la década de 1980, la

tecnología digital ha sido cada vez más utilizada en el control de los sistemas de

las aeronaves. Un factor clave en esta aplicación ha sido la disponibilidad de

costo-beneficio de los buses digitales, tales como el ARINC 429, el MIL-STD

1553B y el ARINC 629. Esta tecnología, junto con la disponibilidad de

microprocesadores baratos y más avances en el desarrollo de herramientas de

software, ha dado lugar a la aplicación generalizada de la tecnología de la aviónica

en toda la aeronave.

La evolución y el aumento del uso de la tecnología de la aviónica para aplicaciones civiles de los controles del motor y los controles de vuelo desde la década de 1950 se muestran en la figura 41. Los controles del motor analógico fueron introducidos por Ultra en la década de 1950 que comprendía un acelerador eléctrico de señalización. El control del motor de total autoridad digital (FADEC) empezó a ser utilizada comúnmente en la década de 1980. El control digital de vuelo primario con un respaldo mecánico ha sido utilizado por la familia Airbus A320, el A330 y el A340 utilizando un side-stick y por el B777 usando un control convencional. Aviones como el A380 y B787 parecen estar adoptando el control de vuelo sin ningún respaldo mecánico sino con respaldos de señales eléctricas. Hoy en día la tecnología de la aviónica está firmemente integrada en el control de prácticamente de todos los sistemas de la aeronave. Por lo tanto la comprensión de la naturaleza de la tecnología de a la aviónica es fundamental en la comprensión de cómo el control de los sistemas de la aeronave se logra.

97

Fig. 41 Evolución de los controles electrónicos del motor y de vuelo.

4.2 BUS DE INTEGRACION DE DATOS DE LOS SISTEMAS DE LA

AERONAVE

El aumento de la rentabilidad que los sistemas de integración de uso de buses de datos digitales y de la tecnología de los procesadores micro electrónicos ofrecen ha dado lugar a una rápida migración de la tecnología en el control de los sistemas de la aeronave. Algunos ejemplos se describen a continuación:

• MIL-STD-1553B –EAP Sistema de Gestión de Utilidades • A429 – Sistemas de las aeronaves Airbus A330/340 • A629 – Sistema de la aeronave B777 • Ruggedised Ethernet 10BaseT –Jets Ejecutivos • AFDX – Airbus A380 • IEEE 1394b – F-35 Lightning II

4.3 BUSES DE DATOS DIGITALES

La llegada de los buses de datos digital estándar se inicio en año de 1974 con la especificación de la fuerza aérea de los Estados Unidos de MIL-STD-1553. El bus de datos ARINC 429 se convirtió en el primer bus de datos estándar que se utilizo en aeronaves civiles, siendo ampliamente utilizado en las aeronaves B757 y B767

98

y en el A300 y A310 a finales de la década de 1970. A principios de la década de 1980 Boeing desarrollo un bus de datos digitales de mayor capacidad denominado Acceso de Comunicación Digital de Terminal Autónoma (DATAC Digital Autonomus Terminal Access Comunication, por sus siglas en ingles) que después se convirtió en un ARINC estándar como lo es el A629; el Boeing 777 es el primero y el único en la actualidad que utiliza el DATAC. El mayor impacto de la microelectrónica en los sistemas de aviónica ha sido la introducción para la estandarización de los buses digitales de datos para mejorar en gran medida la intercomunicación entre los sistemas de la aeronave. Anteriormente eran necesarios grandes cantidades de cables para la intercomunicación entre los equipos en las aeronaves, los sistemas se empezaron a hacer más complejos y el problema del cableado se agravo. Con las técnicas digitales de transmisión de datos ahora se utilizan enlaces que envían flujos de datos digitales entre los equipos. Estos enlaces de datos comprenden solo dos o cuatro cables torcidos, por lo que el cableado se ha reducido significativamente. El uso de los buses de datos digitales para la integración de los sistemas de la aeronave si ha ido incrementando enormemente en los últimos años. Un gran impulso es el resultado de la introducción de la tecnología de plataforma comercial, son la adopción de estos buses que son utilizados en las industrias de la informática y de las telecomunicaciones. Esta tecnología ha sido adoptada por razones de coste, velocidad, obsolescencia de los componentes y disponibilidad. La figura 53 enumera la mayoría, sino es que todos los buses de datos utilizados en las aeronaves hoy en día, en orden ascendente de transmisión de datos.

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Fig. 42 Buses de datos digitales comúnmente usados en las aeronaves.

Los siguientes buses son los que representan más comúnmente los buses utilizados en la integración de los sistemas de la aeronave:

• ARINC 429 • MIL-STD-1553B

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• ARINC 629 • AFDX/ARINC 664 • IEEE 1394b

4.4 PROGRAMA EXPERIMENTAL DE AERONAVE (EPA)

La primera aeronave que utilizo el MIL-STD 1553B para la integración de la aeronave en contraposición para los sistemas de aviónica fue el EPA. Este sistema se cree que es el primer sistema integrado de su tipo; dada puramente a la integración de los sistemas de suministro de aeronaves. El sistema abarca las siguientes funciones:

Control del motor e indicación de interfaz

Inicio de motor

Gestión del combustible y medición del combustible

Sistema de control hidráulico y de indicación, indicación de tren de aterrizaje y monitoreo de los frenos de las ruedas

Sistema de control ambiental, control de la temperatura de cabina y un sistema de generación de oxigeno abordo (OBOGS On-Board Oxygen Generating System, por sus siglas en ingles)

Sistema de alimentación secundarias

Generación eléctrica y control de la batería y la unidad de energía de emergencia.

El sistema consta de cuatro LRUs (Line Replacement Units), el sistema de gestión de los procesos (SMPs Systems Management Processors, por sus siglas en ingles) que también alberga la potencia de los dispositivos asociados con la operación de válvulas motorizadas, válvulas de solenoide, etc. Estas cuatro unidades comprenden un set de módulos comunes o construcción de bloques que remplazan un total de 20-25 controladores dedicados. El sistema comprende varias características novedosas, que ofrece un nivel de integración que no ha sido igualado hasta la fecha.

4.5 AIRBUS A330/A340

Los dos motores del A330 y los cuatro del A340 hacen un amplio uso del ARINC 429 y de los buses de datos para integrar las unidades de los sistemas de control de la aeronave con la aviónica y con las pantallas. La tabla 3 muestra algunos de los principales subsistemas y unidades de control.

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Tabla 3 Sistemas de control típicos en las aeronaves A330/A340

4.6 BOEING 777

Fig. 43 B777 Sistemas de integración de la aeronave usando buses de datos ARIC629

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El B777 hace un amplio uso del bus de datos digital ARINC 629 para integrar el equipo de aviónica, controles de vuelo y sistemas de vuelo la figura 54 muestra una versión simplificada de un numero de sistemas de la aeronave B777 que se integran usando el ARINC 629. La mayoría de los equipos están conectados a los buses del lado derecho y del lado izquierdo, pero algunos otros están conectados a un bus central.

4.7 ARQUITECATURA DE LA AVIONICA DEL A380

El A380 es la primera aeronave civil que hace uso a gran escala de la tecnología COTS (Commercial-off-the-Shelf, por sus siglas en ingles) para la integración de la aviónica y los sistemas de las aeronaves. El A380 utiliza los 100Mb por segundo AFDX como la columna central de comunicaciones. La arquitectura del A380 se divide en un número de dominios funcionales que apoyan el conjunto de pantallas, ver la figura 44.

Fig. 44 Arquitectura de la aviónica del A380.

Las funciones de los sistemas de la aeronave están alojadas en los ámbitos siguientes:

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• Dominio de la Cabina:

- Sistema de detección de sobrecalentamiento.

- Sistema de refrigeración suplementario.

- Sistema de purga de aire del motor.

- Sistema de distribución neumática.

- Sistema de control de ventilación.

- Sistema de control de ventilación de la aviónica.

- Sistema de control de presurización de cabina.

- Sistema de control de temperatura.

• Dominio de la energía:

- Sistema de control hidráulico.

- Monitorio hidráulico.

- Potencia eléctrica primaria.

- Potencia eléctrica secundaria.

• Dominio de las utilidades:

- Sistema de indicación de cantidad de combustible.

- Gestión del combustible.

- Sistema de monitoreo del tren de aterrizaje.

- Sistema de extensión y retracción del tren de aterrizaje.

- Sistema de control de freno.

- Sistema de control de dirección.

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4.8 ARQUITECTURA DE LA AVIONICA DEL B787

El avión B787, es una continuación de la familia del B757 y B767 y también ha

adoptado el ARINC 664 como el medio de transmisión de datos para “la columna

vertebral” de la aviónica de la aeronave. Aunque es similar al del A380 en términos

de selección de un bus de datos derivado del COTS, Boeing ha escogido una

arquitectura diferente para proporcionar la integración de la aviónica y las

funciones de la aeronave.

La arquitectura del B787 se muestra en la figura 45. El sistema principal de

aviónica y las tareas de cálculo se realizan por dos CCR (Common Computing

Resource, por sus siglas en ingles. La interfaz con la cabina de mando y el resto

de la aviónica y sistemas de la aeronave y las funciones son llevadas a cabo por el

sistema de gestión de información de la aeronave (AIMS Airplane Information

Management System en el Boeing 777. Cada uno contiene cuatro módulos de

procesamiento general, conmutadores de red y dos módulos de fibra óptica.

Fig. 45 Arquitectura de la aviónica del B787.

4.9 BUSES DE FIBRA OPTICA

La interconexión de fibra óptica ofrece una alternativa para los buses de

señalización eléctrica ya que es mucho más rápido y más robusta en términos de

interferencia electromagnética (EMI Electro Magnetic Interference, por sus siglas

en ingles). Las técnicas de fibra óptica se usan ampliamente en la industria de las

telecomunicaciones y en las redes de cable para servicios domésticos y

típicamente pueden funcionar alrededor de los 50 a 100 MHz.

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Un problema importante con la comunicación de fibra óptica es que es

unidireccional. Eso quiere decir que la comunicación es para un solo lado, si se

requiere comunicación bidireccional son necesarias dos fibras ópticas. Tampoco

hay unión en T en la fibra óptica y la comunicación en redes tiene que estar

formada por uniones en Y o topologías de anillo. Un ejemplo de la topología de

anillo se muestra en la figura 45. Esta red tiene la propiedad de que la

comunicación entre las unidades se mantiene, aun si alguna terminal de la fibra

óptica falla.

4.10 INTEGRACION MODULAR DE LA AVIONICA

La integración modular de la aviónica (IMA Integrated Modular Avionics, por sus

siglas en ingles) es una técnica de embalaje nuevo que puede moverse más allá

del embalaje electrónico del ARINC 600. El avance hacia una solución más

integrada, busca que la tecnología de la aviónica sea cada vez más pequeña y los

beneficios que han de alcanzarse mediante una mayor integración se han vuelto

muy atractivos. Por lo tanto, la llegada de la IMA sustituye un mayor número de

unidades que las utilizadas en el ARINC 600 para los LRU.

El concepto IMA se muestra en la figura 57. El diagrama muestra como la funcionalidad de las siete ARINC 600 LRUs [7]

Fig. 46 Comparación entre los paneles IMA y LRU

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CONCLUSIÓN

El presente trabajo de tesina se ha centrado en el análisis del desarrollo de los

sistemas de control de vuelo en aeronaves más eléctricas con actuadores

electrohidrostaticos, así como en las tendencias futuras de los diferentes

componentes y arquitecturas de la aviónica, que están adoptando los fabricantes

de las aeronaves para satisfacer las nuevas demandas de corriente y de sistemas

en las mismas.

Para ello, se ha realizado un detallado trabajo de investigación de las arquitecturas

convencionales de distribución eléctrica en las aeronaves actuales. Así mismo se

ha presentado las nuevas arquitecturas que se están desarrollando en las

aeronaves más modernas como es el caso del Airbus A380 y el Boeing 787.

También se ha hecho un análisis de los componentes electrónicos que se están

usando, así como sus posibles sucesores en un futuro cercano.

Un punto más que se ha analizado son las diferentes ventajas en cuanto a

generación de corriente a través de los motores como también el análisis de los

motores que están llegando al mercado y sus ventajas contra los motores que se

usan en las aeronaves actuales.

Con la realización y termino de este trabajo encontramos que las nuevas

aeronaves tanto de Boeing y de Airbus, contribuyen con una disminución en

cuanto a gastos de mantenimiento y fabricación de las aeronaves, ya que al

utilizar componentes que son más estandarizados y usados en todas las industrias

de cualquier índole, hacen que la fabricación de las aeronaves resulte más

costeable, reduciendo tiempos de realización, y no solamente disminuyen el

costos si no que también ayudan al medio ambiente, pues reducen peso en la

aeronave y con los nuevos motores más eléctricos el gasto de combustible es

mucho menor, teniendo una mayor eficiencia y durabilidad.

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APORTACIONES DE ESTE TRABAJO

La aportación más relevante que hace este trabajo, es la de dar un panorama más

amplio para las futuras generaciones, de lo que pronto serán las nuevas

aeronaves, sus sistemas de generación y distribución de corriente, sus superficies

de control de vuelo y los actuadores que están utilizan para realizar dichos

movimientos.

Así mismo este trabajo da una pequeña comparación de las características de los

sistemas de distribución, las arquitecturas de las mismas y de los sistemas de las

superficies de control de vuelo, tanto de las aeronaves actuales como de las

futuras (A380 y B787), obteniendo las ventajas y desventajas que ambos

fabricantes de aviones tienen, así como la evolución que dichos sistemas han

tenido a través de los años y las mejoras que han tenido.

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BIBLIOGRAFIA [1] Aircraft power systems: technology, state of the art, and future trends‖.

Aerospace and Electronic Systems Magazine, IEEE Volume 15, Issue 1, Jan. 2000. Page(s): 28 - 32.

[2] Izquierdo Gil Daniel, Estrategias avanzadas de control, modelado, diseño e implementación de controladores de potencia de estado sólido (sspc) para su aplicación en sistemas de distribución de potencia eléctrica embarcados, tesis doctoral, Universidad Carlos III de Madrid, 22 de Diciembre de 2010.

[3] A. Barrado, C. Raga, M. Sanz, P. Zumel, A. Lázaro. ―Protection devices for aircraft electrical power distribution systems: a Survey‖ Industrial Electronics Society, 2008. IECON 2008. 35th Annual Conference of IEEE. Orlando November 11-13, 2008.

[4] M. David Kankam ―A survey of Power Electronics applications in Aerospace Technologies‖. 36th Intersociety Energy Conversion Engineering Conference cosponsored by the ASME, IEEE, AIChE, ANS, SAE, and AIAA Savannah, Georgia, July 29–August 2, 2001. [5] Aircraft Systems: Mechanical, electrical, and avionics subsystems integration, Third Edition. Ian Moir and Allan Seabridge|© 2008 John Wiley & Sons, Ltd. ISBN: 978-0-470-05996-8. Page (s): 1 - 48. [6] Conocimientos Del Avión|Quinta Edición IThomson Paraninfo|© Antonio Esteban Oñate |ISBN: 84-283-2902-8 |Page (s): 689-779. [7] Spitzer, Cary R, Avionics: elements, software and functions, EUA, Taylor and

Francis Group, Digital Avionics Handbook, 2007, Segunda edición, I-10 p.p.

[8] Microelectronics in Aircraft Systems. E.H.J. Pallet. 1988 Paraninfo S.A.Madrid España). Introducción-Desarrollo de la microelectrónica, pág. 9,13-15