FLIGHT CONTROL SYSTEM

IMPLEMENTACION DE ACTUADORES AVAZADOS

Los actuadores descritos hasta el momento han sido mecánicos o electro hidráulicos , los cuales para su funcionamiento utilizan servos , pero en la actualidad se han venido implementando otros tipos de actuadores como lo son :

-ACTUADOR DE TRASMISION DIRECTA (Direct Drive Actuation )

En este tipo de actuadores el principal objetivo es usar una trasmisión eléctrica con la energía suficiente , capaz de suplir la necesidad de utilizar un servomecanismo. Se conoce como trasmisión directa porque la energía principal es trasmitida por el torque de los motores que requieren una mayor señal de corriente eléctrica.

Tornado requirements and operation with 8 000psi hydraulic systemshas been investigated by Fairey Hydraulics see reference [9]. This paper alsoaddresses the direct digital control of aircraft flight control actuators.

http://www.woodward.com/DirectDriveServovalves.aspx

-ACTUADOR FLY BY WIRE

Este tipo de actuadores fueron introducidos con el avión Airbus A320 , y surgieron debido a la necesidad de una relación más sofisticada entre el FCS y las respuestas de actuación, iicialmente sus principales modos de actuación eran:

-Full FBW Mode : Garantizaba la operación normal

-Direct Electrical Link Mode : Este tipo de actuador transmitía señales rudimentarias o señales de corriente directa que se activaban en caso de que el modo FBW no estuviera disponible

-Mechanical Reversion Mode: Este actuador proporcionaba un manejo aún menor de superficies de control de la aeronave y se accionaba en caso de falla de los dos anteriores.

Posteriormente se implementa este tipo de actuadores con un ACE (Control Eléctrico de actuadores) y un LVDT (Transductor diferencial variable lineal ), donde ACE se encarga de cerrar el lazo automáticamente, lo cual mejorar el control de vuelo , y el LVDT que alimenta la señal dirigida al ACE.

ACTUADOR FLY BY WIRE

-ACTUADOR ELECTRO HYDROSTATICO (EHA)

La forma convencional de accionamiento de los actuadores, es estar continuamente en funcionamiento, sea o no sea requerido su uso y como es sabido las exigencias para estos durante gran parte del vuelo son mínimas, lo que conlleva a un mayor gasto de energía.

Los EHA, alimentan más eficientemente a los actuadores, ya que únicamente lo hacen cuando un control así lo requiere, de lo contrario en el resto de vuelo el actuador está completamente quieto.

Para su funcionamiento emplea corriente trifásica, que alimenta una unidad de potencia eléctrica mientras también proporciona energía a una bomba hidráulica con una velocidad variable y un desplazamiento constante.

El Airbus A380 y el Lockheed Martin F-35 usan este tipo de actuadores en sus controles de vuelo, adicionalmente también han sido implementados en aeronaves no tripuladas.

En caso de una aeronave como el A380 con un sistema convencional trifásico de 115 VAC, el actuador usa un convertidor incorporado para pasar esta energía de AC a 270 VDC.

-ACTUADOR ELECTRO MECANICO (EMA)

El concepto del EMA es exactamente idéntico al del EHA con la excepción con la excepción de que la energía eléctrica es conducida por un motor DC que opera con una caja reductora que aplica movimiento rotatorio al Jack ram para que se extienda o se retraiga dependiendo de las demandas requeridas.

- IMPLEMENTACIONES EN LOS SISTEMAS DE CONTROL DE AVIACION CIVIL

Las mejoras a los sistemas de control han evolucionado no solo en respuesta a las necesidades nacientes, sino también a diversas tecnologías implementadas por Airbus y Boeing quienes están en constante evolución, para superar día tras día sus diseños.

Ejemplo – los actuadores Fly be wire fueron implementados en Airbus y en respuesta a esto Boeing los adopto proponiendo configuraciones distintas.

PRINCIPALES ASPECTOS COMPARATIVOS

La integridad e importancia de los controles de vuelo, radica en su función de monitoreo y aseguramiento de la operación, que generalmente opera como un control cerrado, por esta razón generalmente se requiere redundancia en este tipo de sistemas. Para entender estos aspectos de una mejor manera se mostrara un ejemplo comparativo de los sistemas de Boeing y Airbus.

En el caso de Boeing, el sistema se compone de tres computadores primarios de vuelo (PFCs) , los tres tienen líneas similares y están compuestos por un hardware distinto pero por el mismo software, las cuatro unidades de control eléctrico de actuadores (ACE) se conectan por medio de un bus de datos de control múltiple A629, además también se cuenta con tres computadoras de vuelo de piloto automático (AFDCs) , interactuando con las tres redundancias del bus

de control de vuelo A629 . La información es proveída por el ADIRU (Air data inertial reference unit- velocidad , angulo de ataque y altitud ) , el SAHRU (Secondary Attitude Air data Reference Unit) y los datos de aire son dados por el ADMs (Air data Modules ), también posee tres CDUs ( Control displays units ) y a la izquierda y la derecha cuenta con AIMS (Aircraft Information Management System) que proporcionan información con la cubierta de vuelo. En total hay 76 ARINC (Air Radio Inc ) , 629 acopladores al bus de control de vuelo.

https://books.google.com.co/books?id=8XFwAAAAQBAJ&pg=SA8-PA100&lpg=SA8-PA100&dq=multiple+A629&source=bl&ots=BU9PQhuGYZ&sig=fRcDGs_LL8sis4ffKcgXd1_yBto&hl=es-419&sa=X&ved=0CCIQ6AEwAWoVChMIxL6X6_GsyAIVytUeCh0k0AAT#v=onepage&q=multiple%20A629&f=true

El sistema de control de vuelo primario se comprende de las siguientes superficies de control, las cuales cuentan con actuadores

-4 elevadores : izq, der, interno y externo

-2 sensores en el elevador : izq – der

-Dos ruders : superior e inferior

-4 alerones : Iz- derecha interno y ext

-4 flaps :Izq –Dere, Interior , exterior

-14 spoilers :