MÉTODO Y APARATO PARA MEJORAR LA VIDA DE FATIGA DE LA BARRA DE ARTICULACIÓN DEL ROTOR PRINCIPAL
BREVE DESCRIPCIÓN DE LA INVENCIÓN Se conoce en la industria de aeronaves de alas giratorias que el aleteo excesivo de los rotores, tales como los rotores usados en un sistema de vigas flexibles, puede acortar severamente la vida de la barra de articulación del rotor. Aunque se requiere de una flexión de doblez en los rotores para un control de vuelo optimizado, es deseable alcanzar tal control sin acortar innecesariamente la vida de la barra de articulación, ya que las barras de articulación son componentes extremadamente costosos de reemplazar. Como se muestra en la Figura 1, se ha determinado que las reducciones pequeñas en las cargas oscilatorias de la barra de articulación, pueden conducir a incrementos profundos en la vida de la barra de articulación. Esto es, el efecto de la carga oscilatoria acumulada sobre la vida de la barra de articulación es una función logarítmica. Así, incluso una disminución del 10% en promedio en la carga de la barra de articulación load incrementaría la vida de la barra de articulación en aproximadamente cinco veces . La presente invención parte de un reconocimiento de que el mayor daño a la barra de articulación sucede durante las
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maniobras, al contrario de durante un vuelo en equilibrio con un factor de carga normal load de 1. Og donde típicamente no se incurre en daño por fatiga a la barra de articulación, en particular, la mayor parte del daño sucede durante las maniobras de arranque de la aeronave donde el factor de carga se incrementa arriba de l.Og, ya que tales tipos de maniobras del piloto involucran típicamente las aplicaciones de carga de doblez más frecuentes y más importantes sobre el rotor. La Tabla 1 presenta el espectro de uso para un ejemplo de aeronaves de alas giratorias. Como se observa en la tabla, las maniobras de arranque por 100 horas de vuelo superan ampliamente a las maniobras de descenso. Si la aeronave de alas giratorias del ejemplo tiene un factor de carga de límite positivo de 3.5g y un factor de carga de límite negativo de -0.5g, el número de maniobras de arranque que resulta en un factor de carga normal de aproximadamente 2.0g, o un incremento de l.Og, sería de 150 por 100 horas de vuelo. Aunque el número de maniobras de descenso resulta en O.Og, o una disminución de l.Og, es menos que uno por 100 horas de vuelo. Para un sistema dado del rotor con una barra de articulación compuesta, hay típicamente un rango de ángulos de aleteo que el rotor puede sostener con una vida de fatiga ilimitada. Este límite de resistencia a la fatiga aplica a la magnitud del aleteo del rotor y no a su dirección u
orientación. El aleteo longitudinal es normalmente un contribuyente mayor al aleteo global en un sistema del rotor del helicóptero en el vuelo hacia delante. Sin embargo, dependiendo de la condición de vuelo y la ubicación del centro de gravedad del helicóptero, el aleteo puede estar en la dirección delantera o del extremo posterior. En casos donde el helicóptero se equilibra con el aleteo del extremo posterior (borde frontal de las aletas del rotor hacia arriba) , el efecto de una maniobra de arranque es el más severo. Esto es, cuando el helicóptero se equilibra con el aleteo del rotor del extremo posterior, el sistema del rotor ya está operando en un estado que se inclina hacia el límite de resistencia a la fatiga del aleteo del extremo posterior. Cuando luego se ejecuta una maniobra de arranque con el rotor inclinado en la dirección de aleteo del extremo posterior, las cargas del aleteo del rotor se vuelven severamente per udiciales ya que el aleteo supera el límite de resistencia a la fatiga. En contraste, con el rotor inclinado hacia el límite de resistencia a la fatiga de aleteo delantero para la misma condición de equilibrio de partida, la misma maniobra de arranque generará cargas mucho menores en la barra de articulación como se muestra en la Figura 2. La inclinación del aleteo del rotor hacia el límite de resistencia a la fatiga delantero, proporciona un colchón para que el aleteo
del rotor migre en la dirección del extremo posterior durante la maniobra de arranque antes de aproximarse o excederse en el límite de resistencia a la fatiga de aleteo debido al aleteo del extremo posterior generado por la maniobra. Como resultado, la cantidad de tiempo que gasta el rotor operando dentro de los límites de resistencia a la fatiga de la barra de articulación se incrementa dramáticamente y los excesos en los límites de resistencia a la fatiga se reducen ampliamente en magnitud y frecuencia. La posición de control cíclica longitudinal, posición de cabeceo, y el estado de aleteo del rotor para condiciones de vuelo equilibradas, 1-g, varían dependiendo del peso, centro de gravedad, altitud y velocidad en el aire de las aeronaves de alas giratorias. Como un ejemplo, puede existir la tendencia para que una aeronave se equilibre con una posición de vuelo indeseable de nariz alta cuando el centro de gravedad de la aeronave está cerca de la porción del extremo posterior de su rango permisible. La presente invención ventajosamente permite que se equilibre automáticamente el helicóptero hacia la misma posición de equilibrio deseada. En una modalidad, el aleteo del rotor de un helicóptero se equilibra automáticamente hacia el límite de resistencia a la fatiga de aleteo delantero con objeto de disminuir las cargas perjudiciales a
la barra de articulación durante las maniobras de arranque e incrementar la vida total de la barra de articulación. El equilibrio automático se logra al ajustar el ángulo de incidencia del elevador con base en una retroalimentación de los parámetros medidos de la aeronave. Los parámetros medidos de la aeronave son indicadores del estado de aleteo del rotor y se comparan con los valores objetivo que proporcionarán una estado óptimo de aleteo del rotor.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS La Figura 1 es una gráfica que muestra el efecto de la carga del rotor sobre la vida de fatiga del rotor. La Figura 2 es una gráfica que gráfica la carga de la barra de articulación en el rotor contra la fuerza "g" para diversas maniobras, para el aleteo nominal del rotor y con el rotor inclinado hacia el aleteo delantero. La Figura 3 es una representación esquemática del método y sistema empleado de acuerdo con una modalidad de la presente invención. La Tabla 1 presenta el espectro de uso para una aeronave de alas giratorias del ejemplo.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN Se apreciará que una medición eficiente y confiable del estado de aleteo de un rotor es difícil de lograr. Sin
embargo, se sabe que el aleteo del rotor comprende dos componentes. El primer componente es una función del coeficiente de empuje, Ct, y la relación de avance, µ, del rotor. Ct es una función de la posición de control colectiva del rotor, y µ es una función de la velocidad en el aire del el helicóptero. El segundo componente de aleteo es una función de la entrada cíclica de control al rotor, principalmente longitudinal cíclica. Por lo tanto, el aleteo total del rotor se puede aproximar con precisión al usar la entrada cíclica longitudinal, la posición colectiva, y la velocidad en el aire (verdadera) medida. Ventajosamente, estos tres parámetros están fácilmente disponibles que se miden en la mayoría de las aeronaves de alas giratorias . En una modalidad, se usan transductores o codificadores para medir las posiciones de control longitudinal cíclicas y colectivas. Además, se puede usar un transductor de velocidad en el aire para medir la velocidad en el aire del helicóptero. Así, el estado de aleteo se puede determinar y controlar por estos parámetros. Con base en el algoritmo empleado de acuerdo con la presente invención, la incidencia del elevador se controla de acuerdo con el diagrama de la ley de control en la Figura 3. La posición colectiva medida de la palanca de mando (1) y la velocidad en el aire verdadera (2) se aplican a una función de búsqueda en una tabla 2-D (5) . La posición colectiva
medida de la palanca de mando (1) , la cual se controla/posiciona por el piloto, se mide con un potenciómetro (u otro dispositivo similar) para proporcionar una señal eléctrica a la computadora de control de vuelo que es proporcional al desplazamiento de la palanca de mando colectivo. La posición colectiva medida de la palanca de mando es una medida del empuje de la aeronave (el coeficiente de empuje) . La velocidad en el aire verdadera (2) , la cual (como se conoce en la técnica) es la velocidad relativa entre la aeronave y el aire, se mide como una señal de los transductores de la velocidad en el aire (tal como un sistema estático con un tubo pitot, computadora LAADS, u otro dispositivo similar) que procese el cálculo de la velocidad aérea verdadera para uso en la computadora de control del vuelo. Con objeto de controlar y/o reducir el aleteo del rotor, es deseable medir primero tal aleteo. Sin embargo, la medición directa del aleteo del rotor ha probado ser problemática, imprecisa, costosa y así impráctica. De acuerdo con un aspecto de la presente invención, los inventores han reconocido que existe una relación física entre el aleteo del rotor, la entrada cíclica longitudinal, la entrada colectiva de control, y la velocidad en el aire verdadera, como se describirá. El aleteo del rotor se constituye esencialmente de dos
componentes. Un componente del aleteo del rotor se debe a la entrada colectiva al rotor y la velocidad en el aire de la aeronave y se determina por la condición de vuelo de las aeronaves de alas giratorias . Este componente se puede determinar por análisis y verificarse a través de los datos de pruebas de vuelo. El segundo componente del aleteo se debe a las entradas cíclicas de control al rotor. La suma de los dos componentes define el estado total de aleteo del rotor. Un aspecto de esta invención es controlar el aleteo total del rotor, el cual es un valor conocido. Ya que el componente de aleteo debido a la posición colectiva y la velocidad en el aire se determina por la condición de vuelo de las aeronaves de alas giratorias, el componente de aleteo debido a la entrada cíclica longitudinal al rotor se puede determinar esencialmente de manera que la suma de los dos componentes equivale al valor de aleteo objetivo. La posición cíclica longitudinalmente dirigida resultante, se puede determinar para todas las combinaciones de la posición colectiva y la velocidad en el aire. En efecto, la posición longitudinal cíclica dirigida se puede determinar de manera que el valor de aleteo objetivo se satisfaga para todas las condiciones ed vuelo. Como resultado, la entrada cíclica longitudinal real al rotor se puede forzar para coincidir con la posición longitudinal de la palanca de mando dirigida (X) al aleteo del rotor de control.
Así, la posición colectiva de la palanca de mando (1) y la velocidad en el aire verdadera (2) se pueden usar para determinar la posición longitudinal de la palanca de mando dirigida, y así usarse en combinación con la posición longitudinal real de la palanca de mando (Y) para medir indirectamente el aleteo del rotor. Más específicamente, de acuerdo con un aspecto de la invención, se utiliza una función de búsqueda en una tabla 2-D (5) para derivar una posición longitudinal cíclica de la palanca de mando dirigida (X) , con base en las señales de entrada representativas de la posición colectiva de la palanca de mando (1) y la velocidad en el aire verdadera (2) . La posición longitudinal cíclica de la palanca de mando dirigida (X) se puede considerar una posición longitudinal de la palanca de mando ideal o deseada, para alcanzar simultáneamente tanto el aleteo objetivo y la estabilidad estática alta. La tabla de búsqueda 2-D (5) comprende datos que se establecen por la simulación y análisis de pruebas de vuelo, mapeo de los datos de pruebas de vuelo, y verificación. La posición longitudinal cíclica de la palanca de mando real medida (3), la cual se controla/posiciona por el piloto, y el sistema longitudinal de aumento del control y la estabilidad (SCAS), el cual es una entrada al rotor (4) por el sistema de control de vuelo, se aplican a una unidad de suma (8) para determinar la entrada cíclica longitudinal
total o real al rotor de la aeronave. La posición longitudinal cíclica de la palanca de mando medida (3) se mide con un potenciómetro (u otro dispositivo similar) para cambiar una señal eléctrica a la computadora de control de vuelo que es proporcional al desplazamiento de la palanca de mando longitudinal cíclico. La entrada cíclica longitudinal al SCAS se mide con un potenciómetro (u otro dispositivo similar) para cambiar una señal eléctrica a la computadora de control de vuelo que sea proporcional al desplazamiento de los accionadores cíclicos longitudinales del SCAS. La señal de salida de la unidad de suma (8) y la salida de la función de búsqueda de la tabla 2-D (5) luego se aplican a una unidad de sustracción (6). La salida de señal de la unidad de sustracción (6) es el error (Z) entre la posición longitudinal cíclica dirigida y la entrada cíclica longitudinal real. Este error de señal (Z) en la posición longitudinal de la palanca de mando se aplica a un multiplicador de la señal (7) , el cual proporciona una ganancia sobre el error. La efectividad aerodinámica del elevador es directamente proporcional a la velocidad en el aire. Cuando se incrementa la velocidad en el aire, el elevador se vuelve más efectivo y requiere de menos cambio de incidencia para eliminar un error dado en posición longitudinal cíclica. Por lo tanto, la velocidad en el aire verdadera medida (2) se aplica a la función de búsqueda en
la tabla 1-D (9) . La salida de la función de búsqueda en la tabla 1-D (9) representa una ganancia o factor de escalamiento a aplicarse al error longitudinal cíclico por medio del multiplicador de la señal (7) . La magnitud de la ganancia disminuye con la velocidad creciente en el aire, la cual resulta en una proporción reducida del elevador a velocidades superiores para un error dado de posición cíclico longitudinal . La salida del multiplicador de la señal (7) se puede considerar la proporción deseada del movimiento elevador. Esta salida del multiplicador de la señal (7) se proporciona a un limitador de la señal (10) para controlar o limitar la relación de movimiento del elevador y así evitar una perturbación superior de la aeronave. La salida del limitador de la señal (10) se suministra a un integrador (11) . El integrador (11) continúa integrando el comando y mueve el elevador hasta que el error (Z) en la posición longitudinal cíclica de la palanca de mando se reduce suficientemente (por ejemplo, alcanza cero o sustancialmente cero). En otras palabras, la incidencia del elevador se ajusta hasta que se elimina el error longitudinal cíclico y se alcanza el estado deseado de aleteo del rotor. La salida del integrador (11) es un ángulo dirigido de incidencia del elevador (12). Esta metodología proporciona la capacidad para desviar el aleteo del rotor hacia el límite de
resistencia a la fatiga delantero para permitir el aleteo del extremo posterior durante las maniobras de arranque con poco o ningún daño a la barra de articulación . En una modalidad diferente, el helicóptero se equilibra automáticamente hasta una posición de vuelo en equilibrio diferente. Por ejemplo, el helicóptero se puede equilibrar automáticamente de manera que la posición de cabeceo del helicóptero siempre está en nivel. Para hacer esto, el error longitudinal cíclico se reemplaza por el error de la posición de cabeceo, o la diferencia entre la posición de cabeceo real de la aeronave y la posición de cabeceo deseada. En otra modalidad, el helicóptero se puede equilibrar automáticamente de manera que el helicóptero está siempre den una posición de cabeceo selecta (por ejemplo, siempre 5o con la nariz abajo) para mayor visibilidad de determinadas funciones del helicóptero (por ejemplo, funciones de ataque), en otra modalidad, una inclinación de mástil o del timón a proa de las aeronaves de alas giratorias se puede usar para ajustar el momento de cabeceo de la aeronave para lograr el aleteo del rotor o posición de cabeceo deseados . La presente invención logra los beneficios antes
señalados, mientras que al mismo tiempo proporciona la capacidad para definir explícitamente la estabilidad estática longitudinal de la aeronave. El algoritmo de control implementado en esta invención determina la posición longitudinal cíclica deseada como una función de la posición de control colectiva y la velocidad del aire. Como resultado, el algoritmo define el gradiente cíclico longitudinal contra la velocidad en el aire para un parámetro colectivo dado, lo cual es la definición de la estabilidad longitudinal estática. Se puede realizar este beneficio mientras se mantiene la estabilidad positiva de la posición de vuelo de la aeronave.
Tabla 1
Se hace constar que con relación a esta fecha, el mejor método conocido por la solicitante para llevar a la práctica la citada invención, es el que resulta claro de al presente descripción de la invención.