Un modo de control de vuelo o ley de control de vuelo es un algoritmo de software informático que transforma el movimiento del yugo o joystick , realizado por el piloto de una aeronave, en movimientos de las superficies de control de la aeronave. Los movimientos de la superficie de control dependen de en cuál de los varios modos se encuentra la computadora de vuelo. En aeronaves en las que el sistema de control de vuelo es fly-by-wire , los movimientos que el piloto realiza en el yugo o joystick en la cabina , para controlar el vuelo, se convierten en señales electrónicas, que se transmiten a las computadoras de control de vuelo que determinan cómo mover cada superficie de control para proporcionar el movimiento de la aeronave que ordenó el piloto. [1] [2] [3] [4]
Una reducción del control electrónico de vuelo puede deberse a la falla de un dispositivo computacional, como la computadora de control de vuelo o un dispositivo que proporciona información, como la Unidad de referencia inercial de datos aéreos (ADIRU). [5]
Los sistemas electrónicos de control de vuelo (EFCS) también brindan aumento en vuelo normal, como una mayor protección de la aeronave contra el estrés excesivo o proporcionar un vuelo más cómodo para los pasajeros al reconocer y corregir las turbulencias y proporcionar amortiguación de guiñada . [ cita necesaria ]
Dos fabricantes de aviones producen aviones comerciales de pasajeros con computadoras de vuelo primarias que pueden funcionar en diferentes modos de control de vuelo. El más conocido es el sistema de leyes normales , alternas , directas y leyes de control mecánico alternativo del Airbus A320 - A380 . [3] El otro es el sistema fly-by-wire de Boeing , utilizado en el Boeing 777 , el Boeing 787 Dreamliner y el Boeing 747-8 . [4] [6]
Estos aviones más nuevos utilizan sistemas de control electrónico para aumentar la seguridad y el rendimiento y, al mismo tiempo, ahorrar peso. Estos sistemas electrónicos son más livianos que los antiguos sistemas mecánicos y también pueden proteger la aeronave de situaciones de estrés excesivo, lo que permite a los diseñadores reducir los componentes sobrediseñados, lo que reduce aún más el peso de la aeronave. [ cita necesaria ]
Los diseños de aviones Airbus posteriores al A300 / A310 están controlados casi en su totalidad por equipos fly-by-wire. Estos aviones más nuevos, incluidos el A320 , A330 , A340 , A350 y A380, operan según las leyes de control de vuelo de Airbus. [7] Los controles de vuelo del Airbus A330, por ejemplo, están todos controlados electrónicamente y activados hidráulicamente. Algunas superficies, como el timón, también se pueden controlar mecánicamente. En vuelo normal, las computadoras actúan para evitar fuerzas excesivas en cabeceo y balanceo. [7]
La aeronave está controlada por tres computadoras de control primario (la del capitán, la del primer oficial y la de reserva) y dos computadoras de control secundarias (la del capitán y la del primer oficial). Además, hay dos computadoras de datos de control de vuelo (FCDC) que leen información de los sensores, como datos del aire (velocidad, altitud). Esto se alimenta, junto con los datos del GPS, a tres unidades de procesamiento redundantes conocidas como unidades de referencia inercial de datos aéreos (ADIRU), que actúan como referencia de datos aéreos y como referencia inercial. Los ADIRU forman parte del sistema de referencia inercial de datos aéreos que, en el Airbus, está vinculado a ocho módulos de datos aéreos : tres están vinculados a tubos Pitot y cinco a fuentes estáticas. La información del ADIRU se introduce en una de varias computadoras de control de vuelo (control de vuelo primario y secundario). Las computadoras también reciben información de las superficies de control de la aeronave y de los dispositivos de control de la aeronave y del piloto automático. La información de estas computadoras se envía tanto a la pantalla de vuelo principal del piloto como a las superficies de control. [ cita necesaria ]
Hay cuatro leyes de control de vuelo con nombre; sin embargo, la ley alternativa consta de dos modos, la ley alternativa 1 y la ley alternativa 2 . Cada uno de estos modos tiene diferentes submodos: modo tierra, modo vuelo y modo bengala, además de un control mecánico de respaldo . [7]
La ley normal difiere según la etapa del vuelo. Estos incluyen: [ cita necesaria ]
Durante la transición del despegue al crucero hay una transición de 5 segundos, del descenso al enderezamiento hay una transición de dos segundos y del enderezamiento al suelo hay otra transición de 2 segundos en la ley normal . [7]
El avión se comporta como en modo directo: la función de compensación automática está desactivada y hay una respuesta directa de los elevadores a las acciones de la palanca lateral. El estabilizador horizontal está configurado a 4° hacia arriba, pero los ajustes manuales (por ejemplo, para el centro de gravedad) anulan este ajuste. Después de que las ruedas dejan el suelo, se produce una transición de 5 segundos en la que, según la ley normal, el modo vuelo reemplaza al modo tierra . [7]
El modo de vuelo de ley normal proporciona cinco tipos de protección: actitud de cabeceo, limitaciones del factor de carga, alta velocidad, alto AOA y ángulo de inclinación . El modo de vuelo está operativo desde el despegue hasta poco antes de que el avión aterrice, a unos 100 pies sobre el nivel del suelo. Puede perderse prematuramente como resultado de comandos piloto o fallas del sistema. La pérdida de la ley normal como resultado de una falla del sistema da como resultado la ley alternativa 1 o 2 . [8]
A diferencia de los controles convencionales, en la ley normal el movimiento vertical de la palanca lateral corresponde a un factor de carga proporcional a la deflexión de la palanca independiente de la velocidad del avión. Cuando la palanca está en punto muerto y el factor de carga es 1 g, la aeronave permanece en vuelo nivelado sin que el piloto cambie el ajuste del elevador. El movimiento horizontal de la palanca lateral controla una velocidad de balanceo y la aeronave mantiene un ángulo de cabeceo adecuado una vez que se ha establecido un giro, hasta 33° de inclinación. El sistema evita un mayor trimado cuando el ángulo de ataque es excesivo, el factor de carga supera los 1,3 g o cuando el ángulo de inclinación supera los 33°. [ cita necesaria ]
La protección alfa (α-Prot) evita la entrada en pérdida y protege contra los efectos del viento. La protección se activa cuando el ángulo de ataque está entre α-Prot y α-Max y limita el ángulo de ataque comandado por la palanca lateral del piloto o, si el piloto automático está activado, lo desactiva. [ cita necesaria ]
La protección de alta velocidad se recuperará automáticamente en caso de exceso de velocidad. Hay dos limitaciones de velocidad para aviones de gran altitud, V MO (velocidad operativa máxima) y M MO (Mach operativo máximo). Las dos velocidades son las mismas a aproximadamente 31 000 pies, por debajo de la cual la sobrevelocidad está determinada por V MO y por encima de M MO . . [ cita necesaria ]
Este modo se activa automáticamente cuando el altímetro del radar indica 100 pies sobre el suelo. A 50 pies, el avión inclina el morro ligeramente hacia abajo. Durante el aterrizaje , la ley normal proporciona protección de alto ángulo de ataque y protección de ángulo de inclinación. Se permite que el factor de carga sea de 2,5 ga −1 go, de 2,0 ga 0 g cuando las lamas están extendidas. La actitud de cabeceo está limitada de -15° a +30°, y el límite superior se reduce aún más a +25° a medida que el avión reduce la velocidad. [7]
Hay cuatro modos de reconfiguración para el avión fly-by-wire de Airbus: ley alternativa 1 , ley alternativa 2 , ley directa y ley mecánica . El modo terrestre y los modos de llamarada para la ley alternativa son idénticos a los modos para la ley normal .
El modo de ley alternativa 1 (ALT1) combina un modo lateral de ley normal con el factor de carga, manteniendo las protecciones del ángulo de inclinación. Se puede perder la protección de alto ángulo de ataque y la protección de baja energía (pérdida de vuelo nivelada). Las protecciones de alta velocidad y alto ángulo de ataque entran en modo de ley alternativa. [8]
Se puede ingresar ALT1 si hay fallas en el estabilizador horizontal, un elevador, la actuación del amortiguador de guiñada, el sensor de listones o aletas, o una sola falla de referencia de datos de aire. [7]
La ley alternativa 2 (ALT2) pierde el modo lateral de ley normal (reemplazado por el modo directo de balanceo y el modo alternativo de guiñada) junto con la protección de actitud de cabeceo, protección de ángulo de inclinación y protección de baja energía. Se mantiene la protección del factor de carga. Se conservan las protecciones de alto ángulo de ataque y alta velocidad a menos que el motivo del modo de ley alternativa 2 sea la falla de dos referencias de datos aéreos o si las dos referencias de datos aéreos restantes no están de acuerdo. [8]
Se ingresa al modo ALT2 cuando 2 motores se apagan (en aviones bimotor), fallas en dos referencias de datos inerciales o de aire, con pérdida del piloto automático, excepto con un desacuerdo ADR. También se puede ingresar a este modo con una falla en todos los spoilers, falla en ciertos alerones o falla en los transductores de los pedales. [7]
La ley directa (DIR) introduce una relación directa entre la palanca y las superficies de control: [7] el movimiento de la superficie de control está directamente relacionado con el movimiento de la palanca lateral y del pedal del timón. [3] El estabilizador horizontal ajustable solo puede controlarse mediante la rueda de ajuste manual. Se pierden todas las protecciones, y la deflexión máxima de los elevadores se limita para cada configuración en función del centro de gravedad actual de la aeronave. Esto tiene como objetivo crear un compromiso entre un control de cabeceo adecuado con un CG delantero y un control no demasiado sensible con un CG trasero [9]
Se ingresa DIR si hay falla en tres unidades de referencia inercial o en las computadoras de vuelo primarias, fallas en dos elevadores o falla en dos motores (en un avión bimotor) cuando la computadora de vuelo primaria del capitán también está inoperable. [7]
En el modo de respaldo de control mecánico , el cabeceo se controla mediante el sistema de compensación mecánico y la dirección lateral se controla mediante los pedales del timón que operan el timón mecánicamente. [3]
El sistema de control de vuelo electrónico fly-by-wire del Boeing 777 se diferencia del Airbus EFCS. El principio de diseño es proporcionar un sistema que responda de manera similar a un sistema controlado mecánicamente. [10] Debido a que el sistema está controlado electrónicamente, el sistema de control de vuelo puede proporcionar protección de la envolvente de vuelo .
El sistema electrónico se subdivide en dos niveles, los cuatro componentes electrónicos de control de actuadores (ACE) y las tres computadoras de vuelo primarias (PFC). Los ACE controlan los actuadores (desde los de los controles piloto hasta los controles de superficie de control y el PFC). La función del PFC es calcular las leyes de control y proporcionar fuerzas de retroalimentación, información al piloto y advertencias. [10]
El sistema de control de vuelo del 777 está diseñado para restringir la autoridad de control más allá de cierto rango aumentando la contrapresión una vez que se alcanza el límite deseado. Esto se hace mediante actuadores de retroceso controlados electrónicamente (controlados por ACE). Las protecciones y aumentos son: protección del ángulo de inclinación, compensación de giro, protección de pérdida, protección de exceso de velocidad, control de cabeceo, aumento de estabilidad y compensación de asimetría de empuje. La filosofía de diseño es: "informar al piloto que la orden dada pondría a la aeronave fuera de su envolvente operativa normal, pero no se excluye la capacidad de hacerlo". [10]
En modo normal , los PFC transmiten comandos del actuador a los ACE, que los convierten en servocomandos analógicos. Se proporciona funcionalidad completa, incluyendo todas las funciones mejoradas de rendimiento, protección envolvente y calidad de conducción. [ cita necesaria ]
El modo secundario de Boeing es comparable a la ley alternativa de Airbus , en la que los PFC suministran comandos a los ACE. Sin embargo, la funcionalidad EFCS se reduce, incluida la pérdida de protección de la envolvente de vuelo. Al igual que el sistema Airbus, se ingresa a este estado cuando ocurren una serie de fallas en el EFCS o en los sistemas de interfaz (por ejemplo, ADIRU o SAARU ). Además, en caso de una falla total de todos los PFC y ACE, los alerones y los spoilers de balanceo seleccionados se conectan a los controles piloto mediante un cable de control, lo que permite el control mecánico de forma temporal. [5] [4]