Fly-by-wire ( FBW ) es un sistema que reemplaza los controles de vuelo manuales convencionales de una aeronave con una interfaz electrónica. Los movimientos de los controles de vuelo se convierten en señales electrónicas y las computadoras de control de vuelo determinan cómo mover los actuadores en cada superficie de control para proporcionar la respuesta ordenada. Las implementaciones utilizan sistemas de respaldo de control de vuelo mecánicos o son completamente electrónicos. [1]
Los sistemas fly-by-wire mejorados interpretan las entradas de control del piloto como un resultado deseado y calculan las posiciones de las superficies de control necesarias para lograr ese resultado; esto da como resultado varias combinaciones de timón , elevador , alerones , flaps y controles del motor en diferentes situaciones utilizando un bucle de retroalimentación cerrado . El piloto puede no ser completamente consciente de todas las salidas de control que actúan para afectar el resultado, solo de que la aeronave está reaccionando como se espera. Las computadoras fly-by-wire actúan para estabilizar la aeronave y ajustar las características de vuelo sin la participación del piloto, y para evitar que el piloto opere fuera del rango de rendimiento seguro de la aeronave . [2] [3]
Los sistemas de control de vuelo mecánicos e hidromecánicos son relativamente pesados y requieren un tendido cuidadoso de los cables de control de vuelo a través de la aeronave mediante sistemas de poleas, manivelas, cables de tensión y tuberías hidráulicas. Ambos sistemas a menudo requieren un respaldo redundante para lidiar con fallas, lo que aumenta el peso. Ambos tienen una capacidad limitada para compensar las condiciones aerodinámicas cambiantes . Las características peligrosas como el estancamiento , el trompo y la oscilación inducida por el piloto (PIO), que dependen principalmente de la estabilidad y la estructura de la aeronave en lugar del sistema de control en sí, dependen de las acciones del piloto. [4]
El término "fly-by-wire" implica un sistema de control puramente eléctrico. Se utiliza en el sentido general de controles configurados por computadora, donde un sistema informático se interpone entre el operador y los actuadores o superficies de control finales. Este modifica las entradas manuales del piloto de acuerdo con los parámetros de control. [2]
Se pueden utilizar palancas laterales o yugos de control de vuelo convencionales para volar aviones fly-by-wire. [5]
Un avión con control por cable puede ser más ligero que un diseño similar con controles convencionales. Esto se debe en parte al menor peso total de los componentes del sistema y en parte a que la estabilidad natural del avión se puede relajar (ligeramente para un avión de transporte; más para un caza maniobrable), lo que significa que las superficies de estabilidad que forman parte de la estructura del avión se pueden hacer más pequeñas. Estas incluyen los estabilizadores verticales y horizontales (aleta y plano de cola ) que están (normalmente) en la parte trasera del fuselaje . Si se puede reducir el tamaño de estas estructuras, se reduce el peso del fuselaje. Las ventajas de los controles por cable fueron explotadas primero por el ejército y luego en el mercado de las aerolíneas comerciales. La serie de aviones de pasajeros Airbus utilizó controles por cable de autoridad total comenzando con su serie A320, véase control de vuelo A320 (aunque existían algunas funciones limitadas de control por cable en los aviones A310). [6] Boeing siguió con su 777 y diseños posteriores. [ cita requerida ]
Un piloto ordena a la computadora de control de vuelo que haga que la aeronave realice una determinada acción, como inclinarla hacia arriba o volcarla hacia un lado, moviendo la columna de control o la palanca lateral . Luego, la computadora de control de vuelo calcula qué movimientos de la superficie de control harán que el avión realice esa acción y envía esos comandos a los controladores electrónicos de cada superficie. [1] Los controladores de cada superficie reciben estos comandos y luego mueven los actuadores conectados a la superficie de control hasta que se haya movido al lugar donde la computadora de control de vuelo le ordenó que lo hiciera. Los controladores miden la posición de la superficie de control de vuelo con sensores como los LVDT . [7]
Los sistemas de control fly-by-wire permiten que las computadoras de las aeronaves realicen tareas sin la intervención del piloto. Los sistemas automáticos de estabilidad funcionan de esta manera. Los giroscopios y sensores como los acelerómetros se montan en una aeronave para detectar la rotación en los ejes de cabeceo, balanceo y guiñada . Cualquier movimiento (de un vuelo recto y nivelado, por ejemplo) da como resultado señales para la computadora, que puede mover automáticamente los actuadores de control para estabilizar la aeronave. [3]
Aunque los sistemas de control mecánicos o hidráulicos tradicionales suelen fallar gradualmente, la pérdida de todos los ordenadores de control de vuelo hace que la aeronave quede inmediatamente incontrolable. Por este motivo, la mayoría de los sistemas fly-by-wire incorporan ordenadores redundantes (triplex, quadruplex, etc.), algún tipo de respaldo mecánico o hidráulico o una combinación de ambos. Un sistema de control "mixto" con respaldo mecánico envía cualquier elevación del timón directamente al piloto y, por lo tanto, hace que los sistemas de bucle cerrado (retroalimentación) no tengan sentido. [1]
Los sistemas de las aeronaves pueden cuadruplicarse (cuatro canales independientes) para evitar la pérdida de señales en caso de falla de uno o incluso dos canales. Las aeronaves de alto rendimiento que tienen controles fly-by-wire (también llamados CCV o vehículos configurados por control) pueden estar diseñadas deliberadamente para tener una estabilidad baja o incluso negativa en algunos regímenes de vuelo; los controles CCV de reacción rápida pueden estabilizar electrónicamente la falta de estabilidad natural. [3]
Las comprobaciones de seguridad previas al vuelo de un sistema fly-by-wire suelen realizarse mediante equipos de prueba integrados (BITE). Se pueden realizar automáticamente varios pasos de movimiento de control, lo que reduce la carga de trabajo del piloto o de la tripulación de tierra y acelera las comprobaciones de vuelo. [ cita requerida ]
Algunas aeronaves, como el Panavia Tornado por ejemplo, conservan un sistema de respaldo hidromecánico muy básico para una capacidad limitada de control de vuelo en caso de pérdida de energía eléctrica; en el caso del Tornado esto permite un control rudimentario de los estabilizadores solo para los movimientos de los ejes de cabeceo y balanceo. [8]
Las superficies de control operadas servoeléctricamente se probaron por primera vez en la década de 1930 en el Tupolev ANT-20 soviético . [9] Los largos tramos de conexiones mecánicas e hidráulicas se reemplazaron por cables y servos eléctricos.
En 1934, Karl Otto Altvater presentó una patente sobre el sistema automático-electrónico que hacía que el avión enderezara sus alas cuando estaba cerca del suelo. [10]
En 1941, Karl Otto Altvater, que era ingeniero de Siemens , desarrolló y probó el primer sistema fly-by-wire para el Heinkel He 111 , en el que el avión estaba totalmente controlado por impulsos electrónicos. [11] [ ¿ fuente poco confiable? ]
El primer avión no experimental que fue diseñado y volado (en 1958) con un sistema de control de vuelo fly-by-wire fue el Avro Canada CF-105 Arrow , [12] [13] una hazaña que no se repitió con un avión de producción (aunque el Arrow fue cancelado con cinco construidos) hasta el Concorde en 1969, que se convirtió en el primer avión de pasajeros fly-by-wire. Este sistema también incluía componentes de estado sólido y redundancia del sistema, fue diseñado para ser integrado con un radar de navegación computarizado y de búsqueda y seguimiento automáticos, era volable desde el control de tierra con enlace ascendente y descendente de datos, y proporcionaba una sensación artificial (retroalimentación) al piloto. [13]
El primer banco de pruebas electrónico fly-by-wire operado por la Fuerza Aérea de los EE. UU. fue un Boeing B-47E Stratojet (número de serie 53-2280) [14].
El primer avión con sistema fly-by-wire puramente electrónico sin respaldo mecánico o hidráulico fue el Apollo Lunar Landing Training Vehicle (LLTV), que voló por primera vez en 1968. [15] Este fue precedido en 1964 por el Lunar Landing Research Vehicle (LLRV), que fue pionero en el vuelo fly-by-wire sin respaldo mecánico. [16] El control se realizaba a través de una computadora digital con tres canales analógicos redundantes. En la URSS, también voló el Sukhoi T-4 . Casi al mismo tiempo, en el Reino Unido, se modificó una variante de entrenamiento del caza británico Hawker Hunter en el British Royal Aircraft Establishment con controles de vuelo fly-by-wire [17] para el piloto del asiento derecho.
En el Reino Unido, el biplaza Avro 707 C voló con un sistema Fairey con respaldo mecánico [18] a principios y mediados de los años 60. El programa se interrumpió cuando la estructura del avión se quedó sin tiempo de vuelo. [17]
En 1972, el primer avión de ala fija digital fly-by-wire sin respaldo mecánico [19] que voló fue un F-8 Crusader , que había sido modificado electrónicamente por la NASA de los Estados Unidos como avión de prueba ; el F-8 usaba el hardware de guía, navegación y control del Apolo . [20]
El Airbus A320 comenzó a operar en 1988 como el primer avión de pasajeros producido en serie con controles digitales fly-by-wire. En junio de 2024, más de 11.000 aviones de la familia A320, incluidas sus variantes, están operativos en todo el mundo, lo que lo convierte en uno de los aviones comerciales más vendidos. [21] [22]
Boeing eligió los controles de vuelo fly-by-wire para el 777 en 1994, alejándose de los sistemas tradicionales de cables y poleas. Además de supervisar el control de vuelo de la aeronave, el FBW ofrecía " protección de envolvente ", que garantizaba que el sistema intervendría para evitar un mal manejo accidental, pérdidas de sustentación o una tensión estructural excesiva en la aeronave. El 777 utilizó buses ARINC 629 para conectar las computadoras de vuelo primarias (PFC) con las unidades electrónicas de control de actuadores (ACE). Cada PFC albergaba tres microprocesadores de 32 bits, incluidos un Motorola 68040 , un Intel 80486 y un AMD 29050 , todos programados en el lenguaje de programación Ada . [23]
Todos los sistemas de control de vuelo fly-by-wire eliminan la complejidad, la fragilidad y el peso del circuito mecánico de los sistemas de control de vuelo hidromecánicos o electromecánicos, que se sustituyen por circuitos electrónicos. Los mecanismos de control de la cabina de mando hacen funcionar ahora transductores de señales que, a su vez, generan los comandos adecuados, que luego son procesados por un controlador electrónico, ya sea analógico o (más moderno) digital . Los pilotos automáticos de aeronaves y naves espaciales forman ahora parte del controlador electrónico. [ cita requerida ]
Los circuitos hidráulicos son similares, excepto que las servoválvulas mecánicas se reemplazan por servoválvulas controladas eléctricamente, operadas por el controlador electrónico. Esta es la configuración más simple y antigua de un sistema de control de vuelo analógico fly-by-wire. En esta configuración, los sistemas de control de vuelo deben simular la "sensación". El controlador electrónico controla los dispositivos eléctricos que proporcionan las fuerzas de "sensación" adecuadas en los controles manuales. Esto se utilizó en el Concorde , el primer avión de pasajeros fly-by-wire de producción. [a]
Un sistema de control de vuelo digital fly-by-wire puede ampliarse a partir de su contraparte analógica. El procesamiento de señales digitales puede recibir e interpretar la información de varios sensores simultáneamente (como los altímetros y los tubos de Pitot ) y ajustar los controles en tiempo real. Las computadoras detectan la posición y la fuerza de los controles del piloto y los sensores de la aeronave. Luego resuelven ecuaciones diferenciales relacionadas con las ecuaciones de movimiento de la aeronave para determinar las señales de comando adecuadas para que los controles de vuelo ejecuten las intenciones del piloto. [25]
La programación de las computadoras digitales permite la protección de la envolvente de vuelo . Estas protecciones se adaptan a las características de manejo de una aeronave para mantenerse dentro de las limitaciones aerodinámicas y estructurales de la aeronave. Por ejemplo, la computadora en modo de protección de la envolvente de vuelo puede tratar de evitar que la aeronave sea manejada de manera peligrosa al evitar que los pilotos excedan los límites preestablecidos en la envolvente de control de vuelo de la aeronave, como los que evitan pérdidas de sustentación y giros, y los que limitan las velocidades aerodinámicas y las fuerzas g en el avión. También se puede incluir software que estabilice las entradas de control de vuelo para evitar oscilaciones inducidas por el piloto . [26]
Dado que las computadoras de control de vuelo envían continuamente información sobre el entorno, se puede reducir la carga de trabajo del piloto. [26] Esto también permite que los aviones militares tengan una estabilidad relajada . El beneficio principal de estos aviones es una mayor maniobrabilidad durante los vuelos de combate y entrenamiento, y el llamado "manejo sin preocupaciones", ya que las computadoras evitan automáticamente el estancamiento, el trompo y otros comportamientos indeseables. Los sistemas de control de vuelo digitales (DFCS) permiten que los aviones de combate inherentemente inestables, como el Lockheed F-117 Nighthawk y el ala volante Northrop Grumman B-2 Spirit , vuelen de manera utilizable y segura. [25]
La Administración Federal de Aviación de los Estados Unidos (FAA) ha adoptado la norma RTCA / DO-178C , titulada "Consideraciones de software en la certificación de sistemas y equipos a bordo", como estándar de certificación para el software de aviación. Cualquier componente crítico para la seguridad en un sistema de control electrónico digital, incluidas las aplicaciones de las leyes de la aeronáutica y los sistemas operativos informáticos , deberá estar certificado según la norma DO-178C Nivel A o B, según la clase de aeronave, que sea aplicable para prevenir posibles fallos catastróficos. [27]
Sin embargo, la principal preocupación de los sistemas digitales de control por cable y computarizados es la fiabilidad, incluso más que la de los sistemas de control electrónico analógicos. Esto se debe a que los ordenadores digitales que ejecutan el software suelen ser la única vía de control entre el piloto y las superficies de control de vuelo del avión . Si el software del ordenador falla por cualquier motivo, el piloto puede quedar incapacitado para controlar el avión. Por tanto, prácticamente todos los sistemas de control de vuelo por cable tienen una redundancia triple o cuádruple en sus ordenadores y componentes electrónicos . Estos tienen tres o cuatro ordenadores de control de vuelo que funcionan en paralelo y tres o cuatro buses de datos independientes que los conectan con cada superficie de control. [ cita requerida ]
Los múltiples ordenadores de control de vuelo redundantes monitorean continuamente los resultados de cada uno. Si un ordenador comienza a dar resultados aberrantes por cualquier razón, incluyendo potencialmente fallas de software o hardware o datos de entrada erróneos, entonces el sistema combinado está diseñado para excluir los resultados de ese ordenador al decidir las acciones apropiadas para los controles de vuelo. Dependiendo de los detalles específicos del sistema, puede existir la posibilidad de reiniciar un ordenador de control de vuelo aberrante, o reincorporar sus entradas si vuelven a coincidir. Existe una lógica compleja para lidiar con múltiples fallas, lo que puede hacer que el sistema vuelva a modos de respaldo más simples. [25] [26]
Además, la mayoría de los primeros aviones digitales con control por cable también tenían un sistema de control de vuelo de respaldo analógico, eléctrico, mecánico o hidráulico. El transbordador espacial tenía, además de su conjunto redundante de cuatro computadoras digitales que ejecutaban su software de control de vuelo principal, una quinta computadora de respaldo que ejecutaba un sistema de control de vuelo de software de funciones reducidas desarrollado por separado, uno al que se le podía ordenar que asumiera el control en caso de que una falla afectara a las otras cuatro computadoras. Este sistema de respaldo servía para reducir el riesgo de que alguna vez se produjera un fallo total del sistema de control de vuelo debido a una falla de software de vuelo de propósito general que no se hubiera detectado en las otras cuatro computadoras. [1] [25]
En el caso de los aviones comerciales, la redundancia de control de vuelo mejora su seguridad, pero los sistemas de control fly-by-wire, que son físicamente más ligeros y tienen menores demandas de mantenimiento que los controles convencionales, también mejoran la economía, tanto en términos de costo de propiedad como de economía en vuelo. En ciertos diseños con estabilidad relajada limitada en el eje de cabeceo, por ejemplo el Boeing 777, el sistema de control de vuelo puede permitir que la aeronave vuele en un ángulo de ataque aerodinámicamente más eficiente que un diseño convencionalmente estable. Los aviones comerciales modernos también cuentan comúnmente con sistemas computarizados de control digital de motor de autoridad total ( FADEC ) que controlan sus motores, entradas de aire, sistema de almacenamiento y distribución de combustible, de manera similar a la forma en que el FBW controla las superficies de control de vuelo. Esto permite que la salida del motor varíe continuamente para el uso más eficiente posible. [28]
La segunda generación de la familia Embraer E-Jet obtuvo una mejora de eficiencia del 1,5% con respecto a la primera generación gracias al sistema fly-by-wire, que permitió una reducción de 280 pies cuadrados a 250 pies cuadrados para el estabilizador horizontal en las variantes E190/195. [29]
Airbus y Boeing difieren en sus enfoques para implementar sistemas fly-by-wire en aviones comerciales. Desde el Airbus A320 , los sistemas de control de envolvente de vuelo de Airbus siempre conservan el control de vuelo final cuando vuelan bajo la ley normal y no permitirán que los pilotos violen los límites de rendimiento de la aeronave a menos que elijan volar bajo la ley alternativa. [30] Esta estrategia se ha continuado en los aviones de pasajeros Airbus posteriores. [31] [32] Sin embargo, en caso de múltiples fallas de computadoras redundantes, el A320 tiene un sistema de respaldo mecánico para su ajuste de cabeceo y su timón, el Airbus A340 tiene un sistema de control de timón de respaldo puramente eléctrico (no electrónico) y, a partir del A380, todos los sistemas de control de vuelo tienen sistemas de respaldo que son puramente eléctricos a través del uso de un "módulo de control de respaldo de tres ejes" (BCM). [33]
Los aviones de pasajeros Boeing, como el Boeing 777 , permiten a los pilotos anular completamente el sistema de control de vuelo computarizado, lo que permite que el avión vuele fuera de su entorno de control de vuelo habitual.
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La llegada de los motores FADEC (Full Authority Digital Engine Control) permite que el funcionamiento de los sistemas de control de vuelo y de los aceleradores automáticos de los motores esté totalmente integrado. En los aviones militares modernos, otros sistemas, como la autoestabilización, la navegación, el radar y el sistema de armas, están integrados con los sistemas de control de vuelo. El FADEC permite obtener el máximo rendimiento de la aeronave sin temor a un mal funcionamiento del motor, a daños en la aeronave o a una gran carga de trabajo para el piloto. [39]
En el ámbito civil, la integración aumenta la seguridad y la economía del vuelo. Los aviones Airbus fly-by-wire están protegidos de situaciones peligrosas, como la pérdida de sustentación a baja velocidad o el exceso de esfuerzo, mediante la protección de la envolvente de vuelo . Como resultado, en tales condiciones, los sistemas de control de vuelo ordenan a los motores que aumenten el empuje sin la intervención del piloto. En los modos de crucero económico, los sistemas de control de vuelo ajustan con precisión los aceleradores y las selecciones del tanque de combustible. El FADEC reduce la resistencia del timón necesaria para compensar el vuelo lateral debido al empuje desequilibrado del motor. En la familia A330/A340, el combustible se transfiere entre los tanques principales (ala y fuselaje central) y un tanque de combustible en el estabilizador horizontal, para optimizar el centro de gravedad del avión durante el vuelo de crucero. Los controles de gestión de combustible mantienen el centro de gravedad del avión ajustado con precisión con el peso del combustible, en lugar de ajustes aerodinámicos que inducen resistencia en los elevadores. [ cita requerida ]
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En ocasiones se utiliza el sistema fly-by-optics en lugar del fly-by-wire porque ofrece una mayor tasa de transferencia de datos, inmunidad a las interferencias electromagnéticas y un peso más ligero. En la mayoría de los casos, los cables simplemente se cambian de cables eléctricos a cables de fibra óptica . A veces se lo denomina "fly-by-light" debido al uso de fibra óptica. [40] Los datos generados por el software e interpretados por el controlador siguen siendo los mismos. El fly-by-light tiene el efecto de reducir las perturbaciones electromagnéticas en los sensores en comparación con los sistemas de control fly-by-wire más comunes. El Kawasaki P-1 es el primer avión de producción en el mundo equipado con un sistema de control de vuelo de este tipo. [41]
Una vez eliminados los circuitos de transmisión mecánica en los sistemas de control de vuelo fly-by-wire, el siguiente paso es eliminar los voluminosos y pesados circuitos hidráulicos. El circuito hidráulico se sustituye por un circuito de alimentación eléctrica. Los circuitos de alimentación alimentan actuadores eléctricos o electrohidráulicos autónomos que son controlados por las computadoras de control de vuelo digitales. Se conservan todos los beneficios del fly-by-wire digital, ya que los componentes del sistema de alimentación por cable son estrictamente complementarios a los componentes del fly-by-wire.
Las mayores ventajas son el ahorro de peso, la posibilidad de contar con circuitos de alimentación redundantes y una integración más estrecha entre los sistemas de control de vuelo del avión y sus sistemas de aviónica. La ausencia de hidráulica reduce enormemente los costes de mantenimiento. Este sistema se utiliza en los controles de vuelo de reserva del Lockheed Martin F-35 Lightning II y del Airbus A380 . El Boeing 787 y el Airbus A350 también incorporan controles de vuelo de reserva alimentados eléctricamente que siguen operativos incluso en caso de pérdida total de la energía hidráulica. [42]
El cableado añade una cantidad considerable de peso a una aeronave; por lo tanto, los investigadores están explorando la implementación de soluciones fly-by-wire. Los sistemas fly-by-wire son muy similares a los sistemas fly-by-wire, sin embargo, en lugar de utilizar un protocolo cableado para la capa física se emplea un protocolo inalámbrico. [ cita requerida ]
Además de reducir el peso, la implementación de una solución inalámbrica tiene el potencial de reducir los costos a lo largo del ciclo de vida de una aeronave. Por ejemplo, se eliminarán muchos puntos clave de falla asociados con cables y conectores, por lo que se reducirán las horas dedicadas a solucionar problemas con cables y conectores. Además, los costos de ingeniería podrían disminuir potencialmente porque se dedicaría menos tiempo a diseñar instalaciones de cableado, sería más fácil gestionar los cambios de último momento en el diseño de una aeronave, etc. [43]
Un sistema de control de vuelo más nuevo, llamado sistema de control de vuelo inteligente (IFCS), es una extensión de los modernos sistemas de control de vuelo fly-by-wire digitales. El objetivo es compensar de forma inteligente los daños y fallos de la aeronave durante el vuelo, como el uso automático del empuje del motor y otros componentes aviónicos para compensar fallos graves como la pérdida de la hidráulica, la pérdida del timón, la pérdida de alerones, la pérdida de un motor, etc. Se realizaron varias demostraciones en un simulador de vuelo en el que un piloto de aviones pequeños entrenado por Cessna aterrizó con éxito un jet conceptual de tamaño completo muy dañado, sin experiencia previa con aviones a reacción de fuselaje grande. Este desarrollo está siendo encabezado por el Centro de Investigación de Vuelo Dryden de la NASA . [44] Se informa que las mejoras son en su mayoría actualizaciones de software a los sistemas de control de vuelo fly-by-wire digitales totalmente informatizados existentes. Los aviones comerciales Dassault Falcon 7X y Embraer Legacy 500 tienen computadoras de vuelo que pueden compensar parcialmente los escenarios de motor fuera de servicio ajustando los niveles de empuje y las entradas de control, pero aún requieren que los pilotos respondan de forma adecuada. [45]
