ES2331432T3 - Procedimiento y dispositivo para el mando a distancia y la estabilizacion de aeronaves no tripuladas. - Google Patents

Abstract

Procedimiento para el control de un aerodino no tripulado, mandado a distancia y capaz de vuelo estacionario, donde por parte de un piloto se forma una señal de mando mediante un elemento transductor (1), donde para el restablecimiento automático, al menos parcial, de la posición horizontal del aerodino al neutralizar el elemento transductor (1) se forma por lo menos una señal de giro (12, 40, 41) a partir de una velocidad de giro de por lo menos una inclinación de cabeceo o una inclinación de balanceo, se integra en el tiempo mediante un integrador (5, 5'''') y se utiliza la integral (8, 8'''') dentro del marco de una regulación de valor real/valor de consigna como valor real de un ángulo de inclinación, utilizando la señal de valor como señal de consigna de un ángulo de inclinación y se conduce la diferencia entre el valor real y el valor de consigna como valor de ajuste a un elemento de ajuste que controle la inclinación de vuelo, estando limitado en el tiempo el tiempo de integración del integrador (5, 5'''') de acuerdo con una constante de tiempo definida o de acuerdo con una ventana de tiempo definida.

Description

Procedimiento y dispositivo para el mando a distancia y la estabilización de aeronaves no tripuladas.

La invención se refiere a un procedimiento y a un dispositivo para facilitar el control y en particular para estabilizar aeronaves no tripuladas, en particular modelos o maquetas de helicópteros que se dirigen desde el suelo, o también otros giroplanos, pequeños aviones radiocontrolados y aeromodelos.

El mando de esta clase de aerodinos es difícil por diversos motivos y sólo es posible para pilotos con experiencia. En particular es necesario que cualquier posición de vuelo no neutra adoptada para el mando o también adoptada casualmente, por ejemplo una inclinación de balanceo o de cabeceo ha de volver a ser enderezada por el piloto ya que en caso contrario cualquier inclinación que se mantuviera se convertiría en una trayectoria de vuelo cuya velocidad aumentaría constantemente. El enderezamiento se realiza generalmente mediante un mando de corrección continuo por parte del piloto. Pero para ello se necesita entrenamiento y constante contacto visual. Unas distancias visuales mayores dificultan adicionalmente el mando. Si un helicóptero se encuentra por ejemplo en la vertical encima del piloto es incluso imposible mantenerlo en suspensión, ya que únicamente se perciben visualmente aquellas inclinaciones que sean de importancia. Para resolver el problema se emplean a veces estabilizadores de posición, pero que generalmente adolecen de falta de precisión o son caros debido a los instrumentos de medida.

Los documentos DE 69502379-9.08, JP 10328427 y US 5.738.300 describen sistemas de autopiloto que para helicópteros tripulados contienen entre otros un palpador de medida giroscópico y otros medios para integrar señales.

También se conocen dispositivos para regular la posición mediante la medición óptica de la inclinación sirviéndose del ángulo de incidencia de la luz o de los rayos infrarrojos, pero cuyo inconveniente es que dependen de un horizonte óptico.

Igualmente se conocen estabilizadores giroscópicos para movimientos alrededor del eje vertical, que contienen un codificador rotatorio giroscópico. En este caso se forma una diferencia entre valor real y valor teórico, entre el valor medido que es proporcional a la velocidad de giro y un valor teórico originado por el piloto, y se conduce esta diferencia al correspondiente servomecanismo a través de un bucle de regulación, p.ej. un bucle de regulación PID que puede contener un integrador. Si se fueran a prever tales estabilizaciones para los ejes de inclinación, es decir para el eje de balanceo o el eje de cabeceo, se podría obtener una estabilización frente a desviaciones mecánicas y aerodinámicas, y sustituir por lo tanto las estabilizaciones mecánicas de la cabeza del rotor, pero en cambio no es posible neutralizar automáticamente una inclinación ya existente. Por otra parte, incluso las mínimas derivas de la señal de medición se integran también forzosamente y se suman para dar lugar a errores que corresponden a una posición inclinada defectuosa.

De la Revista ROTOR 7/2002 se conoce un sistema de estabilización "VR-Stabi" con giróscopos electrónicos previstos para los ejes de balanceo y de cabeceo, donde se simula electrónicamente la barra de paleta/barra estabilizadora mecánica usual. Para ello se mezcla para los ejes de control de balanceo y cabeceo con el valor de ajuste emitido una señal de medición de velocidad de giro integrada, mezclándose la señal de mando del piloto por una parte de forma directa y por otra parte en la entrada del integrador. Sin embargo no está previsto aquí el enderezamiento de una posición inclinada ya adoptada.

El documento DE 103 04 209 A1 describe un dispositivo de corrección que integra señales de control, procedentes por ejemplo de una palanca de mando, y genera a partir de ello un valor de ajuste neutro, con lo cual no procede la compensación manual para volver a una posición neutra. Sin embargo el piloto ha de seguir dirigiendo contra-activamente toda posición inclinada que aparezca, incluso después de cada posición inclinada iniciada intencionadamente tendría que volver a enderezar la inclinación con una desviación contraria debidamente dosificada, ya que solamente puede controlar la velocidad de variación de la inclinación (velocidad de balanceo o cabeceo).

El documento EP 0 752 634 describe un dispositivo para regular la inclinación de un helicóptero controlado a distancia donde se integra dentro del marco de una rama PID una señal de medición de velocidad de giro, en cuyo caso la integral se representa como valor de medida del ángulo de inclinación.

El documento DE 102 58 545 A1 describe un sistema de estabilización que comprende la regulación de una inclinación de la trayectoria de vuelo y para ello propone como valor de medición de la inclinación una integral en el tiempo de una señal de giro proporcional a la velocidad angular de la inclinación. Como contramedida frente al error del punto cero que aparece por la integración se propone allí (véase especialmente el apartado 0055) una combinación con otros valores de medida de la inclinación procedentes de otros instrumentos, lo cual sin embargo significa un gasto adicional.

El objetivo de la invención es un procedimiento y un dispositivo para controlar aeronaves no tripuladas dirigidas a distancia capaces de mantenerse en suspensión, en particular giroplanos, que permita al menos aproximadamente un control del ángulo de inclinación, es decir p.ej. un ángulo de balanceo o de cabeceo, y que al neutralizar la palanca de mando restablezca al menos aproximadamente la posición horizontal. En particular se ha de poder generar un valor de ajuste que sea adecuado para controlar un servomecanismo, p.ej. un servomotor.

Para ello están previstas las características identificadas en las reivindicaciones independientes. Las características de unas formas de realización preferentes de la invención se describen en las reivindicaciones subordinadas.

Como sensor de la velocidad de giro se puede emplear por ejemplo un piezo giróscopo o un giróscopo SMS (Silicon micro machine).

La señal de inclinación integrada del sensor de velocidad de giro se puede considerar como el valor real de un ángulo de inclinación. Por lo tanto se puede conseguir una regulación de la inclinación que al retirar una desviación de control regule automáticamente la inclinación volviéndola a una posición sensiblemente horizontal.

De acuerdo con la invención se puede efectuar una regulación de la inclinación integrando una señal de velocidad de giro para formar un valor real, donde está limitado el tiempo de integración para evitar derivaciones del cero. Para la regulación de la inclinación se le añade un valor teórico después de la formación de la integral, o se resta de ésta. La diferencia de valor real - teórico formada de este modo se puede aportar al correspondiente servomecanismo empleando medios conocidos de un bucle de regulación. Como diferencia entre valor real - teórico puede servir la diferencia entre un valor teórico de inclinación dado por el piloto y un valor real de inclinación aproximado calculado en el integrador. La invención permite que en una aeronave controlada a distancia y capaz de mantenerse en suspensión, se restablezca en gran medida automáticamente la posición horizontal después del direccionamiento y de adoptar un ángulo de inclinación y la subsiguiente neutralización de la palanca de mando.

Mediante la regulación conforme a la invención se cierra en particular un circuito de regulación que puede estar realizado en particular como PID. A diferencia de las regulaciones PID convencionales (proporcional - integral - diferencial), la duración de la integración está limitada en el tiempo o tiene unas barreras o unos límites de tiempo. En particular la limitación puede tener lugar al reacoplar a la entrada una parte del valor real y/o del valor teórico.

Mientras en la entrada del integrador no esté aplicada ninguna señal, la limitación del tiempo de integración puede provocar una retirada o "descarga" de la integral hasta un valor cero. La retirada puede tener un desarrollo en el tiempo de carácter asintótico. Mediante la limitación del tiempo de integración se evita que las derivas del cero se sumen de forma molesta con el valor integral.

La constante de tiempo o ventana de tiempo determinante para la limitación puede estar definida; la definición puede significar una constante de tiempo predeterminada o una ventana de tiempo predeterminada.

Una ventaja de la presente invención es que se pueden eliminar los errores causados por la deriva. Mediante la integración de una señal de medición de velocidad de giro que esté presente sólo en forma incremental, para formar una señal de inclinación, se integran al mismo tiempo convencionalmente las derivas del punto cero de la señal de medición, que a lo largo del tiempo se van sumando automáticamente dando lugar a fallos que corresponden a una posición inclinada defectuosa. Además, durante la integración generalmente se produce una constante de integración no definida. Ambos problemas se pueden resolver ventajosamente mediante la invención.

Con la invención se pueden evitar los inconvenientes que presentan los sistemas convencionales de navegación por inercia o los horizontes artificiales debido a los sensores de inclinación necesarios para el eje de cabeceo e balanceo, o los sensores de aceleración triaxiales. Estos sensores adicionales que reaccionan ante la gravitación de acuerdo con el principio de un nivel de burbuja y cuyos valores de medición se requieren según el estado de la técnica para suministrar durante la integración de una señal de medición de la velocidad de giro la información que falta sobre el ángulo de inclinación absoluto, presentan durante su aplicación en pequeños helicópteros diversos problemas: debido a la aceleración propia durante el vuelo sólo se puede medir de forma limitada la inclinación mediante la gravitación. Por otra parte, una medición que se base en la aceleración se ve muy perjudicada por las vibraciones que surgen debidas al accionamiento y a desequilibrios mecánicos, por lo que es muy difícil de conseguir suficiente precisión de medición. Con la invención se pueden conseguir además ventajas de coste en la fabricación.

La integración se puede controlar mediante un microprocesador controlado por programa; la señal de medición se puede alimentar a través de una conversión analógica - digital.

La integración puede efectuarse mediante una suma continua repetida de una pequeña proporción de la señal que se trata de integrar. Con el fin de limitar, según un ejemplo de realización ventajoso de la presente invención, la ventana de tiempo aplicada para la integración, existe por ejemplo la posibilidad de que una pequeña parte del resultado integrado se realimente con realimentación negativa a la entrada del integrador. Esto permite que el integrador se pueda autodescargar a lo largo de un período de tiempo prolongado. Se obtiene una función de tiempo asintótica. El factor de alimentación es el grado de realimentación negativa. Éste representa una relación entre la señal no integrada y la señal integrada en el tiempo, y tiene por lo tanto la dimensión física de una frecuencia y corresponde al valor inverso de la constante de tiempo de descarga. Una mezcla con una pequeña proporción corresponde a una constante de tiempo grande. La integración puede realizarse de forma digital, en particular controlada por microprocesador, o también de forma analógica electrónica. Una posibilidad análoga de realización es un circuito RC conectado como integrador que presenta una constante de tiempo. En una forma de realización digital se puede registrar por ejemplo un valor límite de tiempo para la integración en las memorias correspondientes de sólo lectura o de lectura y
escritura.

El concepto de "limitación en el tiempo" no significa necesariamente unos límites de tiempo nítidos. La limitación en el tiempo provoca que los pequeños errores de medida o la deriva del punto cero del giróscopo no se vayan integrando continuamente, sino que se limite su efecto; en el caso descrito, a un valor límite asintótico.

La constante de tiempo definida se puede elegir ventajosamente de mayor duración que la de las desviaciones usuales de control.

La integración limitada provoca que la señal de medición que está presente como señal de velocidad de giro no se convierta en un valor real de inclinación exacto sino en uno modificado. La limitación del tiempo de integración no es usual en las regulaciones convencionales, ya que entonces deja de ser posible una compensación plena y no hay posibilidad de llevar a cabo una regulación que cumpla con todos los requisitos. En particular parece en primer lugar perjudicial la limitación del tiempo de integración también en la representación de un valor de medición de la inclinación a partir de un valor de medición de la velocidad de giro, porque con ello ya no se pueden medir con exactitud las inclinaciones de cierta duración, sino que se pueden medir subvaloradas, es decir de forma errónea.

Durante una regulación de la inclinación resulta por esto de que de una inclinación de vuelo que se haya adoptado permanece un ligero resto cuando por parte del piloto se vuelve a retirar la señal de mando.

En el caso conforme a la invención puede ser sin embargo ventajosa la limitación del tiempo de integración y la desviación condicionada por ello. El motivo es que durante el vuelo, en particular durante la suspensión de un helicóptero, no solamente tienen una duración muy breve las desviaciones de control convencionales que son proporcionales a una velocidad de inclinación sino incluso las desviaciones de inclinación, es decir el valor real y el valor teórico de las señales conformes a la invención, y su valor medio considerado a lo largo de un período de tiempo prolongado resulta casi exactamente igual a cero. Esto se puede explicar por la situación de que durante el vuelo de un helicóptero durante una posición de vuelo inclinada casi no aparecen componentes de aceleración gravitacional transversales al árbol del rotor ya que las fuerzas aerodinámicas aparecen principalmente en dirección paralela al árbol del rotor. Unas inclinaciones que duren más tiempo darían lugar a una trayectoria de vuelo con velocidad constantemente creciente condicionada por el comportamiento de vuelo integrante, y por lo tanto no son usuales durante la suspensión. La pérdida debida a la limitación del tiempo de integración por lo tanto no tiene importancia en la medida en que la limitación del tiempo de integración permita un tiempo de integración similar o mayor que la duración de las inclinaciones que usualmente aparecen.

Las inclinaciones residuales que quedan después de la recuperación automática son sólo pequeñas, y se pueden corregir muy fácilmente por el piloto. Las derivas causadas por fallos de decalaje si embargo se suprimen eficazmente gracias a la limitación del tiempo de integración, lo que permite obtener una ventaja considerable.

En comparación con otros estabilizadores giroscópicos convencionales la situación es diferente porque la presente solución no mezcla la señal de control como valor teórico antes sino después del integrador. De ahí resulta una reacción sobre la señal de control diferenciada en el tiempo, en comparación con el estabilizador giroscópico convencional.

Además de los sensores de velocidad de giro no deben intervenir convenientemente otros instrumentos que midan la inclinación del eje correspondiente, para obtener un resultado utilizable. La invención puede trabajar en particular sin instrumentos que midan la aceleración.

Se ha obtenido una regulación especialmente buena de recuperación de la posición horizontal al utilizar la invención en combinación con maquetas de helicópteros que están equipadas en la forma usual con estabilización mecánica convencional. Para ello esos helicópteros disponen de lo que se llama una barra estabilizadora o barra de paleta, que a su vez actúa como giróscopo.

Otra posibilidad de limitar en el tiempo el integrador consiste en alimentar una pequeña proporción del valor teórico en la entrada del integrador. También esta medida tiene el efecto de limitar el tiempo de integración en el sentido de la presente invención y producir un comportamiento comparable. La semejanza se basa en que durante el vuelo y debido al funcionamiento del bucle de regulación el valor real se aproxima constantemente al valor teórico, y por lo tanto es semejante a éste.

La realimentación antes descrita del integrador ofrece sin embargo la ventaja de que el efecto deseado se consigue también sin un bucle de regulación cerrado, es decir sin vuelo y en tierra.

Otra posibilidad de producir la integral limitada en el tiempo consiste en que los valores de medición se van depositando constantemente en celdas de memoria intermedia, y que a partir de un número definido de valores registrados se forman unos valores medios actuales y eventualmente ponderados. Esto equivale a un plegado con una función de ventana definible.

De acuerdo con un ejemplo de realización preferente de la invención, la constante de tiempo definida tiene una duración superior a la duración de las desviaciones de control usuales. Según la aplicación o el dispositivo de control y/o el objeto volante, esta duración se puede especificar o definir adecuadamente. La duración de las desviaciones de control usuales puede estar definida por ejemplo por el tiempo que tarda la aeronave para adoptar un ángulo de inclinación predeterminado para una amplitud predeterminada de una desviación de control por parte del piloto, por ejemplo para alcanzar un ángulo de inclinación de 30º a la mitad de la desviación total de la palanca de mando, o un ángulo de inclinación de 45º en caso de desviación completa. La duración de la ventana de tiempo también puede venir predeterminada de modo fijo, p.ej. con un valor entre 2 y 12 segundos, en particular entre 3 y 7 tal como p.ej. 5 segundos. En los giroscópicos con escasa deriva son más ventajosas las constantes de tiempo más largas. En otra forma de realización para establecer la duración de la ventana de tiempo puede estar previsto un modo de funcionamiento del dispositivo de mando en el que el piloto realiza un vuelo de prueba con diferentes ajustes, y provoca él mismo la programación de una duración adecuada de la ventana de tiempo en el dispositivo de control, o si un dispositivo de captación determina para ello un valor.

A continuación se describen ejemplos de realización de la invención.

Las Figuras muestran:

Figura 1 un dispositivo para el control de la inclinación sin un sensor relativo a la inclinación,

Figura 2 el correspondiente dispositivo para varios ejes de control,

Figura 3 un dispositivo para regular la inclinación con un sensor por cada eje de control y diversas variantes de esto,

Figura 4 ejemplos de variaciones de la señal del dispositivo de la Figura 3.

En la medida en que las figuras aparecen objetos de referencia iguales se emplean signos de referencia iguales.

La Figura 3 muestra en la parte superior un primer ejemplo de realización en forma de diagrama de bloques. Una señal de control 41 generada por medio de la palanca de control 1 por un piloto que se encuentra en tierra se transmite a través del transmisor 42 y del receptor 42 al dispositivo de estabilización que contiene las restantes piezas representadas y que se encuentra a bordo de un helicóptero controlado a distancia por el piloto. A la señal de control recibida 41 se le añade en el mezclador 6 la señal 8 procedente del integrador 5 como valor real negativo, y se lleva como valor de ajuste la diferencia teórico - real 47 obtenida a la máquina del timón 46, que controla el movimiento de balanceo de un helicóptero. La señal de control recibida 41 actúa como valor teórico. El valor real se produce al integrar en el integrador 5 por una parte la señal de medición de la velocidad de inestabilidad 40 procedente del giróscopo 44 y por otra parte efectuar la realimentación negativa de la señal integrada por medio de un pequeño factor definido 11, reacoplada a través del mezclador 45 en el integrador, con lo cual se limita el tiempo de integración. De modo alternativo o adicional, representado con línea de trazos, se puede recurrir para la mezcla a la señal de control 41, para provocar en la forma antes descrita una limitación de la integración efectiva semejante condicionada por la acción de control. Sin embargo no es necesario efectuar la mezcla de la señal de control 41 en el integrador. A la entrada del integrador puede tener lugar una mezcla de la señal de control, ventajosamente en una proporción pequeña que es menor que la proporción de la integral 8 realimentada en la mezcla. Una parte de la mezcla de la señal de control también se puede definir aquí por la dimensión física de frecuencia o tiempo. Al evaluar las proporciones de mezcla utilizables es determinante la suma del valor integral 8 y de las proporciones alimentadas de la señal de control 41, para determinar con qué velocidad tiene lugar la limitación efectiva de la integral en el tiempo. Los valores antes citados de una constante de tiempo ventajosa se deberán referir entonces a la suma de las dos alimentaciones.

Puede efectuarse también un ajuste ventajoso de las constantes de tiempo, de modo que sin movimiento de vuelo, por ejemplo manteniendo la aeronave sujeta, el valor integral 8, partiendo de un valor cero, se mantiene o bien invariable después de haber provocado y terminado una desviación de control de duración usual, o que presenta un valor cuya influencia sobre el valor de ajuste 47 es reducida en comparación a la proporción de la señal de control 41 en el valor de ajuste.

Con independencia de esto pueden estar previstos otros dispositivos de técnica de regulación, por ejemplo una mezcla PID (no representada) en el ramal 47 del valor de ajuste.

La señal integrada 8 también se puede limitar en cuanto a su amplitud por medio de un limitador (no representado), antes de que llegue al mezclador 6. De este modo se puede conseguir que se pueda sobremodular la regulación de la inclinación, dando unas desviaciones de mando que sean mayores que la limitación de amplitud.

Después del integrador descrito puede estar previsto ventajosamente también un segundo integrador cuya entrada recibe al primer integrador. De este modo el segundo integrador puede estar dispuesto en cascada. Puede ir sumando constantemente derivas que surjan eventualmente por deriva de la temperatura o por otras faltas de precisión de la señal de medición de la velocidad de giro. El segundo valor integral se puede mezclar con realimentación negativa en el primer integrador, es decir se puede restar de la señal de medición de la velocidad de giro; de este modo compensa la deriva de la señal de medición. El grado de mezcla puede estar establecido de modo tan reducido que se obtenga una constante de tiempo larga frente a los restantes desarrollos. Tienen sentido valores de aprox. 10 segundos o superiores.

Una de las diferencias con el "VR-Stabi" conocidos por ROTOR 7/2002 y citado además como estado de la técnica, que simula el comportamiento de un estabilizador mecánico, se justifica en la forma siguiente: en las señales que allí aparecen no se presenta ningún valor de medición de la inclinación efectivo o aproximado. En particular, la mezcla de la señal de control en el integrador tiene como consecuencia que la integral aumenta considerablemente durante un desvío del mando, y por lo tanto también lo hace la inclinación de vuelo resultante, lo que equivale a un comportamiento de vuelo convencional del helicóptero y que también se pretende con el ajuste previsto.

La Figura 4 muestra a título de ejemplo sobre un eje de tiempos t unas variaciones de la señal relativas a un eje de control, partiendo para ello de una posición de vuelo horizontal a aeronave parada y sin influencias perturbadoras del exterior. Se explica una cadena de efectos del valor teórico a través del valor de ajuste y la posición de vuelo hasta el valor de medición de posición de vuelo aproximado. Todas las señales son a título de ejemplo y pueden tener también una variación diferente.

El gráfico 4a muestra el desarrollo en el tiempo de una señal del mando 41 dada por el piloto, como valor teórico de una inclinación. Se compone por ejemplo de una primera desviación del mando, representada positivamente, mediante la cual se trata de iniciar una inclinación teórica, después hay una posición neutra mediante la cual se trata de conseguir un re-enderezamiento, después una desviación en sentido contrario mediante la cual se trata de conseguir una parada mediante nuevo frenado de la velocidad de vuelo alcanzada entretanto.

El valor real aproximado 8 procedente del integrador está representado con línea de trazos. La semejanza del valor real es el resultado de que el circuito de regulación está cerrado a través de los elementos de ajuste 46; al aparecer una diferencia entre valor real y valor teórico, la posición de vuelo se adapta correspondientemente de modo que se vuelva a reducir al mínimo la diferencia.

El gráfico 4b muestra una señal de ajuste resultante 47 como diferencia entre 41 y 8, que inclina el aerodino por la desviación en la zona 101, lo vuelve a enderezar a continuación en la zona 102, luego realiza una inclinación contraria en la zona 103 y lo endereza de nuevo en la zona 104.

El valor de ajuste se puede además limitar. Este gráfico corresponde también a los movimientos del mando que tendría que realizar el piloto sin emplear la presente invención.

El gráfico 4c muestra la inclinación de vuelo real n resultante de esto; difiere ligeramente respecto a la señal de control original 4a: por una parte, presenta unos flancos más lentos correspondientes al tiempo de reacción, y por otra parte presenta la desviación x resultante de la descarga del integrador, que se vuelve después a anular después de la desviación en sentido contrario.

Tal como está representado con línea de trazos en el gráfico 4a la señal integrada 8 es el valor de medición aproximado de la posición de vuelo. El efecto de la limitación del tiempo de integración se manifiesta en la diferencia x entre los gráficos.

El gráfico 4d muestra la velocidad de vuelo resultante v. Despreciando influencias del exterior, la velocidad de vuelo v se corresponde aproximadamente a la integral en el tiempo de la inclinación de vuelo. Este comportamiento sin embargo hay que aproximarlo mejor debido a las fuerzas del aire (resistencia), de modo que también esta integral se somete a una limitación en el tiempo.

A este respecto se puede conseguir la ventaja de que la limitación en el tiempo de la integral 8 se puede adaptar fácilmente al comportamiento de vuelo, de modo que se corresponda aproximadamente con el tiempo de integración al incluir la velocidad de vuelo.

En la aplicación resulta por lo tanto que con el valor de ajuste, el piloto prácticamente controla la aceleración del helicóptero, y que al frenar hasta la parada se retira también de nuevo automáticamente el error del valor real de inclinación que había surgido primeramente por la limitación del tiempo de integración.

La Figura 3 muestra en la parte inferior un segundo sistema de regulación establecido para el eje de cabeceo, que se corresponde con el anterior de modo que se regula la inclinación en ambas coordenadas de a bordo.

Tal como se ha descrito anteriormente, el funcionamiento exacto de la invención se basa también en el hecho de que la duración usual de las inclinaciones que aparecen a causa del comportamiento de vuelo es reducida y que no aparece una inclinación permanente en un sentido. En la Figura 4d esto resulta evidente por el aumento de velocidad en el caso de inclinaciones de larga duración. Esto es válido para inclinaciones medidas en coordenadas sólidas en el espacio. La solución descrita hasta aquí es por lo tanto especialmente adecuada para vuelos en los que el aerodino no gira esencialmente alrededor de su propio eje vertical, es decir por ejemplo vuelos de suspensión de un helicóptero. En caso contrario surge la dificultad de que los ejes de giro a los que se refieren los valores medidos, es decir el eje de cabeceo y el eje de balanceo giran ellos mismos y en consecuencia pueden aparecer inclinaciones persistentes, concretamente en la medida en que están referidas a las coordenadas de a bordo que están girando. Por ejemplo en el caso de una curva continuada de modo permanente aparece una inclinación en una orientación constantemente cambiante, pero como inclinación de balanceo que permanece invariable. Esto daría lugar a un error al formar el valor real de inclinación aproximado a partir del valor medido de la velocidad de giro debido a la limitación del tiempo de integración conforme a la invención, de modo que la solución descrita hasta ahora no sería
suficiente.

En otra realización de la invención se encuentra al respecto una posibilidad para resolver este problema. Para ello se puede ampliar el tratamiento de señales antes descrito, que está establecido tanto para el eje de balanceo como el de cabeceo, al ser controlada estando influenciada por una señal de guiñada que señaliza movimientos de guiñada, por ejemplo giros del fuselaje alrededor del eje vertical, de tal modo que durante los giros de guiñada tenga lugar el correspondiente giro vectorial de las señales que afectan a los movimientos de balanceo y cabeceo.

Como señal de guiñada se puede emplear la señal de medición de un giróscopo usual para la estabilización de la cola, u otra señal que indique una velocidad de guiñada o un ángulo de guiñada. Alternativamente o en combinación se puede emplear una señal de control de guiñada, por ejemplo de la correspondiente palanca de mandos. También esta señal indica la velocidad de guiñada con suficiente precisión, especialmente si la velocidad de guiñada se regula mediante un sistema de giróscopo dispuesto a continuación de modo proporcional a la señal de control de guiñada. Según esto se puede emplear también la señal de control de guiñada que generalmente se emite como valor de consigna a los dispositivos estabilizadores del rotor de cola.

La influencia puede tener lugar de modo que las señales integradas se giren especialmente de modo vectorial de acuerdo con el giro indicado por la señal de giro. El giro puede tener lugar entre las funciones descritas de guiñada y cabeceo entre sí. Para ello se puede emplear el procedimiento conocido como matriz de giro o la función del argumento conocida en el cálculo de números complejos. En particular, se puede asignar por ejemplo el control de balanceo a un eje "x" o a un eje numérico real, y el control de cabeceo a un eje "y" o eje numérico imaginario, realizando allí el giro. El giro se puede calcular numéricamente en el plano numérico. Esto se puede efectuar por ejemplo en pasos incrementales controlados por programa para los contenidos de memoria de los integradores 5 previstos para el balanceo y el cabeceo.

La combinación conforme a la invención con el giro vectorial presenta en primer lugar la ventaja de que los valores reales de inclinación existentes en la integración, si se han formado basándose en una medición concreta, se giran correspondientemente al mismo tiempo durante los movimientos de guiñada, y se evita un error de medición que aparecería en otro caso. Un helicóptero que tiene por ejemplo una inclinación hacia adelante actual, estará inclinado hacia la izquierda después de un giro a izquierdas de 90º, o estará inclinado hacia atrás después de un giro de 180º, sin que hayan surgido movimientos de guiñada o de balanceo. Esto se puede corregir correctamente mediante el procedimiento.

En segundo lugar, el giro vectorial permite que se puedan aproximar con suficiente precisión posiciones inclinadas duraderas durante las curvas, a pesar de la limitación del tiempo de integración conforme a la invención, ya que los valores de la integración giran constantemente y por su constante cambio no son borrados por la limitación del tiempo de integración.

La Figura 3 muestra en el tramo intermedio el giro vectorial. La señal de medición 55 procedente del sensor de velocidad de giro 54 es proporcional a la velocidad de guiñada. El valor real de balanceo procedente del integrador (superior) se multiplica por medio del multiplicador 57 por la velocidad de guiñada y se mezcla en el integrador de cabeceo 5' como variación incremental de giro. A la inversa, se mezcla negativamente el valor real de cabeceo 8' en el integrador de balanceo 5, de modo que ambos por las dos mezclas forman en conjunto un giro vectorial incremental entre la señal de cabeceo y de balanceo. Otra posibilidad es mezclar entre sí, girando mediante la matriz de giro, los valores de medición de velocidad de inclinación 40, 40' o las señales de salida u otras señales internas.

Otra posibilidad de hacer realidad el integrador, especialmente para integrar los valores de medición de la velocidad de inclinación y opcionalmente también para integrar la adición restante descrita del valor real y/o del valor teórico es la utilización de un giro vectorial tal como se ha descrito aquí para el eje de guiñada. Para ello se puede definir un bípode o trípode vectorial. Éste puede contener adicionalmente un vector vertical orientado hacia arriba, que también está sometido al giro.

La presente invención también se puede realizar mediante el cálculo de un trípode vectorial giratorio de carácter general.

En particular, la integración descrita que tiene una entrada y una salida se puede conseguir por el hecho de que en general se gira un trípode vectorial por cálculo según una velocidad angular especificada como señal de entrada. El giro puede tener lugar al seguir girando en un cálculo repetitivo cíclico el trípode de forma incremental alrededor de un pequeño ángulo, estando especificado el pequeño ángulo por el valor de entrada de la velocidad angular. Para ello se puede recurrir a la señal de medición del sensor de velocidad de giro. La desviación resultante del trípode vectorial se puede utilizar como señal de salida. El proceso representa una integración. En el caso de ángulos pequeños la señal de salida puede ser sensiblemente lineal, y puede corresponder a una desviación del trípode. Para ello se puede recurrir por ejemplo a un ángulo de giro o de forma más sencilla también directamente a calcular una de las coordenadas vectoriales. Una desviación definida de este modo se considera en el sentido de esta invención también como integral y puede utilizarse para ello. La limitación del tiempo de integración se puede efectuar por lo tanto mezclando negativamente un valor de cálculo identificativo del trípode vectorial con el valor de entrada de la velocidad angular que determina la velocidad angular.

Estas formas de realización permiten que después de capotar con posición invertida y vuelo invertido y vuelta a la posición de vuelo normal se pueda girar hacia atrás correctamente la integral calculada.

En otra realización que es adecuada para estabilizar el vuelo invertido se puede efectuar la mezcla de la integral 8 con el valor de ajuste con polaridad invertida, es decir con sentido o signo invertido. Con esto un circuito de regulación que se forma por la comparación entre el valor real y el valor de consigna resulta estable en la posición invertida. La inversión de sentido puede efectuarse en función del signo de un componente vertical de un vector vertical girado de acuerdo con la posición de vuelo. Con ello se puede conseguir que la inversión tenga lugar automáticamente cuando cambie la posición de vuelo en posición invertida es decir que permite conseguir una regulación estable sin conmutar en las dos posiciones. La inversión de sentido puede conseguirse multiplicando la integral que se trata de invertir por el valor de la componente vertical.

Dado que en los transmisores programables conformes al estado de la técnica en cualquier caso es usual que haya como componente un microprocesador controlado por programa se puede incorporar a posteriori la presente invención al menos parcialmente en un hardware ya existente, mediante un software que controle la realización del procedimiento descrito.

El dispositivo también puede estar previsto a bordo de la aeronave. El dispositivo puede estar unido constructivamente con un mezclador de a bordo o con un receptor de mando a distancia.

Las mezclas descritas pueden consistir en una adición o en cualquier otra forma de superposición.

A continuación se describen los ejemplos de realización según las Figuras 1 y 2.

También éstos le permiten al piloto controlar al menos de modo aproximado el ángulo de inclinación es decir por ejemplo un ángulo de cabeceo y/o de balanceo, de modo que al neutralizar la palanca de mando el ángulo de inclinación correspondiente vuelve automáticamente y en gran medida a la posición horizontal.

Convencionalmente es preciso que cualquier posición de vuelo no-neutra adoptada para la dirección, por ejemplo una inclinación de balanceo o de cabeceo, se ha de reajustar activamente a la posición inicial mediante una contra-desviación bien dosificada en el transductor. La contra-desviación deberá efectuarse de tal modo que el producto a base de duración y desviación se corresponda con la desviación original. De este modo se anula la inclinación que ha sido controlada y se restablece una posición de vuelo neutral. Esto lo realiza usualmente el piloto, con lo cual se forma un circuito de regulación.

Como ayuda para el mando a distancia de aeronaves no tripuladas, y en particular de helicópteros, se filtra con un filtro de paso alto una señal de mando dada por el piloto.

Para introducir las señales de control pueden utilizarse elementos transductores, por ejemplo palancas de mando o cualquier otro mando de introducción de acción continua o cuasi-continua. Las señales de control se pueden transmitir por ejemplo por radio desde tierra a la aeronave.

Por lo menos una señal de control se somete a un filtrado en un filtro de paso alto y la señal filtrada en el filtro de paso alto se conduce al valor de ajuste o al menos se le suma proporcionalmente. Esta mezcla se puede conducir directamente al elemento de ajuste correspondiente. En lugar de la señal de control manual convencional se puede emplear por lo tanto una señal filtrada en un filtro de paso alto derivada de esta señal de control manual. El filtrado en filtro de paso alto también se puede describir como una diferenciación en función del tiempo. El elemento de ajuste realizará por lo tanto debido al accionamiento de control dado por el piloto, un movimiento que corresponde a la función diferencial del movimiento de control efectuado o al menos contiene a ésta parcialmente.

Mediante este procedimiento se consigue lo siguiente: una situación de vuelo que se alcanzó debido a una desviación efectuada en la palanca de control, por ejemplo una posición inclinada o inclinación de vuelo, se contra-controla de nuevo al menos parcialmente al generar en el filtro de paso alto una desviación de control de sentido opuesto, y esto precisamente en el momento en que se vuelve a retirar una desviación de la palanca de mando que se haya efectuado, por ejemplo cuando el piloto suelta la palanca de mando. En lugar de la palanca de mando se puede utilizar cualquier otra forma de introducción.

El mando se simplifica considerablemente ya que la contra-desviación antes descrita no ha de efectuarse manualmente sino que se genera automáticamente por la función de filtro de paso alto. De este modo el piloto puede controlar cómodamente la inclinación de vuelo. La ventaja es que esto también resulta posible sin necesidad de una instrumentación de a bordo que mida y regule la inclinación. La reposición de una inclinación tiene lugar con mayor precisión de lo que sería posible convencionalmente, especialmente en caso de comunicación visual deficiente. El contra-control puede efectuarse enteramente para lo cual se diferenciaría completamente la señal de control, es decir se utilizaría un filtro de paso alto que no deje pasar la señal de entrada original. Pero generalmente es mejor mantener la señal de control original en una proporción reducida definida. Para ello se le puede añadir mezclándola una parte no filtrada de la señal de control. Esto permite que se siga pudiendo compensar las derivas mediante compensación, y porque resulta posible efectuar la neutralización desde cualquier posición de vuelo por parte del piloto.

Otra aplicación se obtiene en aerodinos que presenten un comportamiento de control "tóxico", que resulta molesto porque un efecto que se haya controlado sigue intensificándose incluso después de terminar la desviación del mando. Este rebasamiento también se suprime eficazmente mediante el aspecto de la presente invención.

Esta realización no tiene por qué estar limitada al control de la inclinación. Se puede emplear de modo general para conseguir que funciones de control de reacción lenta se puedan controlar de forma más rápida y agradable. En todo control que reaccione de forma retardada se obtiene la ventaja de lograr un manejo más sencillo. En el caso del helicóptero esto se refiere también al control vertical, ya que mediante el ajuste colectivo de las aspas o mediante las revoluciones, en la medida en que varíe el control vertical. También se obtienen ventajas en aeronaves de superficie, buques y otros vehículos.

El filtro de paso alto se puede realizar mediante un circuito eléctrico RC u otro circuito electrónico adecuado para ello. El filtro de paso alto también se puede realizar por cálculo, por ejemplo digital y controlado por programa, donde el programa puede controlar por ejemplo un microcontrolador. Un filtro de paso alto de estructura digital se puede corresponder con la función de un circuito RC o asemejarse a él. La función de un filtro de paso alto de esta clase se puede ejemplarizar con la del circuito RC. Sin embargo de acuerdo con la invención no hay limitaciones en la realización del filtro de paso alto.

La característica del filtro de paso alto también se puede definir porque se retransmite de la señal una proporción de frecuencia superior con mayor amplitud que una proporción de frecuencia más baja o porque las variaciones de señal se amplifican con relación a las proporciones de señal estática, o porque se retiran los componentes estáticos de la señal o se contra-regulan o debilitan, o porque se forma un diferencial en el tiempo, o porque aparece o se genera un desfase adelantado. El filtro de paso alto se puede formar retardando la señal durante un tiempo definido y restándola de la señal actual. Igualmente se pueden emplear en general funciones de plegamiento que presenten una característica de filtro de paso alto. El paso alto también se puede establecer al prever un integrador con reacoplamiento negativo o un filtro de paso bajo, y se resta su salida de la señal de control original.

El dispositivo para la diferenciación o filtrado en filtro de paso alto puede estar previsto a bordo de la aeronave; pero también puede estar unido constructivamente con un dispositivo emisor.

En los circuitos de regulación es usual el empleo de un circuito diferenciador para señales de medida o para diferencias entre valor real y valor teórico (bucle de regulación PID). En el presente aspecto de la invención sin embargo no se necesita ninguna señal de medición. Una señal de mando dada exclusivamente por el piloto se puede diferenciar o filtrar en paso alto. Es suficiente si ninguna señal procedente de instrumentos de medida se diferencie o se filtre en paso alto.

La Figura 1 muestra un esquema de bloques de un dispositivo preferente. La señal del transductor procedente de la palanca de mando (1) se resta en el elemento substractor (6) de una señal integrada (8). La diferencia se conduce a través del mezclador (3) a la unidad transmisora (4). Además se multiplica la diferencia por un factor definido (10) y se conduce al integrador (5). De este modo el integrador (5) está reacoplado a través del circuito formado por (8), (6) y (10).

Este dispositivo puede estar previsto del mismo modo para varias funciones de control en forma múltiple, por ejemplo para la función de cabeceo, balanceo y ascensión de un helicóptero.

La señal (8) generada a la salida del integrador (5) va siguiendo lentamente a la señal de control procedente de (1), y se puede considerar como simulación de la posición de vuelo prevista, por ejemplo al utilizarla para control de la inclinación, como ángulo de inclinación aproximado, ya que el aerodino presenta también el mismo comportamiento integrador. El contra-acoplamiento del integrador actúa por lo tanto como regulación simulada del ángulo de inclinación simulado en (5).

La señal filtrada en el filtro de paso alto se puede amplificar antes de conducirla al elemento de ajuste, y en consecuencia producir unas desviaciones fuertes. Para evitar que la dirección llegue a tropezar, está previsto un limitador de señal (13). Al estar dispuesto el integrador (5) de modo que también reciba la señal ya limitada se consigue que incluso al activarse la limitación no aparezca ninguna diferencia entre la integral calculada y la situación de vuelo o inclinación de vuelo efectivamente alcanzada. De este modo se evitan errores debido a una desviación no-lineal o limitada del transductor.

Es ventajoso que además de la señal 12 filtrada en el filtro de paso alto se añada también una parte 11 de la señal de mando sin tratar por medio del mezclador 3. Esto permite que también por medio de la señal de mando dada por el piloto se puedan compensar las derivas estáticas, las constantes de integración indeterminadas restantes o las influencias del exterior.

La adición puede efectuarse también realimentando en acoplamiento negativo el integrador 5 a través del segundo ramal de factor 11 representado con línea de trazos.

Opcionalmente puede estar prevista una posibilidad de adaptar la constante de tiempo del filtro de paso alto, es decir una frecuencia de transición superior. En la Figura 1 se puede reajustar para ello el factor 10, preferentemente a través de un dispositivo de introducción. En general se puede variar o elegir a voluntad la frecuencia de transición superior del filtro de paso alto para optimizar el comportamiento de control. Han resultado especialmente ventajosos unos valores entre 0,15 y 0,5 s. Las constantes de tiempo rápidas son ventajosas para un seguimiento rápido del mando; unas
constantes de tiempo demasiado rápidas provocan una intensificación innecesaria de movimientos cortos y trepidantes.

Si se designa el filtro de paso alto como elemento diferenciador, entonces esta constante de tiempo definible equivale a un tiempo de diferenciación finito dt, o a un filtro de paso alto adicional que junto con un elemento diferenciador ideal representa el elemento diferenciador real. En la función de transmisión resultante esto equivale a una frecuencia límite superior.

La proporción no filtrada 11 de la señal se puede añadir en una proporción más débil de lo usual según el estado de la técnica. Es ventajoso un ajuste menos crítico, menos sensible de las correderas de compensación. Alternativamente la parte no filtrada puede mantener el nivel usual, empleándose la parte de señal filtrada en filtro de paso alto que se ha añadido, por ejemplo para aumentar adicionalmente el seguimiento de control.

Mediante la adición de una parte de la señal original aparece una segunda constante de tiempo que se puede definir como la relación de mezcla entre la parte diferencial y la parte proporcional, o que sea el resultado de ésta. Esta constante de tiempo equivale en la función de transmisión resultante a una frecuencia límite inferior entre una respuesta de frecuencia constante y una ascendente.

Para controlar la función de ascensión en helicópteros de diferente peso se pueden ajustar las constantes de tiempo descritas de acuerdo con la inercia condicionada por el peso y por otros factores, de modo que la velocidad de ascensión sigue prácticamente sin retardo y de forma directamente proporcional a la posición de la palanca de mando.

También se pueden variar de forma no lineal las partes de la señal de mando filtradas y/o no tratadas, por ejemplo en función de la desviación del mando dada.

Para ello puede estar previsto un umbral o una limitación, por encima o por debajo de la cual se amplifica una parte de la señal o se suprime, u otro elemento no lineal. Esto permite optimizar el comportamiento según el deseo del piloto y la aplicación.

Una particularidad de esto es que no se necesitan instrumentos de a bordo.

El dispositivo para la diferenciación o filtrado en paso alto puede estar por lo tanto unido constructivamente con un dispositivo emisor, y no requiere ningún dispositivo a bordo.

Otra dificultad para el mando de un helicóptero es el efecto giroscópico del rotor junto con el sentido de dirección tridimensional correspondiente. Un helicóptero que tenga por ejemplo una inclinación actual hacia adelante, estará inclinado hacia la izquierda después de un giro a izquierdas de 90º, o inclinado hacia atrás después de un giro de 180º. Por eso es preciso que al enderezar manualmente se tengan en cuenta especialmente los movimientos de guiñada.

Otro objeto de la invención en otra realización es por lo tanto una posibilidad de enderezamiento automático con independencia de los movimientos de guiñada. Para ello se puede ampliar el tratamiento de la señal antes descrita, al controlarla bajo la influencia de una señal de guiñada, que señalice los movimientos de guiñada, por ejemplo los giros alrededor del eje vertical del fuselaje. Esto permite corregir adecuadamente durante los giros las señales de reajuste a la posición inicial que han sido generadas.

Como señal de guiñada se puede emplear la señal de medición de un giróscopo usual para la estabilización de la cola, que señale una velocidad de guiñada o un ángulo de guiñada. Alternativamente o en combinación se puede utilizar una señal de control de guiñada, por ejemplo procedente de la palanca de mando correspondiente. También esta señal indica con suficiente precisión la velocidad de guiñada, especialmente si la velocidad de guiñada se regula de modo proporcional a la señal de control de guiñada por medio de un sistema giroscópico dispuesto a continuación. Es una ventaja que el giro comunicado sólo tenga que tener una precisión aproximada. También se puede utilizar la señal el control de guiñada que generalmente se reserva como valor de consigna para los dispositivos estabilizadores del rotor de cola. El dispositivo conforme a este aspecto de la invención por lo tanto no tiene por qué estar a bordo sino que puede estar en tierra.

La forma de influenciar tiene lugar de modo que las señales integradas y/o las proporciones de paso alto generadas se giren de acuerdo con el giro indicado por la señal de giro. El giro puede tener lugar entre las funciones de guiñada y cabeceo descritas, entre sí. Para ello se puede utilizar el procedimiento conocido como matriz de giro, o la función del argumento conocida por el cálculo de números complejos. Por ejemplo el control de balanceo se puede asignar a un eje "x" o eje de números reales y el control de cabeceo a un eje "y" o eje de números imaginarios, efectuándose allí el giro. Ventajosamente se puede utilizar como señal de giro una señal proporcional a la velocidad de giro, efectuándose allí el giro. Ventajosamente se puede emplear como señal de giro una señal proporcional a la velocidad de giro, aplicando el giro en pasos incrementales, controlados por programa, a los contenidos de memoria de los integradores (5) previstos para el balanceo y el cabeceo. Otra dificultad al controlar un helicóptero es el hecho de que el empuje lateral ejercido regularmente por el rotor de cola le impartiría al conjunto del helicóptero un movimiento de traslación, el cual sin embargo regularmente es detenido por el hecho de que el helicóptero ha de adoptar una posición de balanceo opuesta durante el vuelo estacionario. Después de un movimiento de guiñada, esta posición de balanceo molesta en la forma antes descrita. Al efectuar un giro de por ejemplo 180º, el empuje del rotor de cola y la posición ahora invertida de balanceo ya no actúan en sentido opuesto sino que se suman, produciéndose la deriva lateral del helicóptero, si el piloto no realiza a tiempo un contraviraje. Este problema está especialmente marcado en pequeños helicópteros ligeros, debido al fuerte ángulo de ataque de sus aspas de rotor.

De acuerdo con otro aspecto de la invención o en otra realización, otro objetivo de la invención es la posibilidad de permitir en los movimientos de guiñada una compensación automática de la inclinación de balanceo neutra. Para ello está prevista una mezcla de señales, que añade una señal de giro, que señaliza en una proporción definida giros alrededor del eje de guiñada, a una señal de control que controla el movimiento de cabeceo, es decir lo incorpora. Como resultado, el helicóptero recibe una señal de mando proporcional a la velocidad de guiñada, que según el sentido de guiñada (hacia la derecha o hacia la izquierda) está dirigida hacia adelante o hacia atrás. Dado que tanto el movimiento de balanceo como el movimiento de cabeceo siguen incrementalmente las señales del mando, en el curso de un giro no se suma el efecto de la señal de cabeceo generada para dar lugar a una posición de cabeceo sino decalada en fase y ángulo en 90º, por lo tanto en el sentido de corrección del balanceo deseada, que compensa las influencias del rotor de cola.

Igual que se ha descrito anteriormente, se puede emplear como señal de guiñada la señal de medición de un giróscopo usual para la estabilización de la cola, u otra señal que indique una velocidad de guiñada o un ángulo de guiñada. Alternativamente o de modo combinado se puede emplear una señal de control de guiñada, p.ej. procedente de la correspondiente palanca de mando. Por ejemplo se puede utilizar como velocidad de giro el valor de consigna que está previsto para emitir a un dispositivo estabilizador del rotor de cola. También esta señal indica la velocidad de guiñada con suficiente precisión. El dispositivo por lo tanto puede volver a estar situado en tierra.

Dado que los emisores de mando a distancia generalmente ya están equipados con dispositivos mezcladores que mezclan entre sí por ejemplo las señales de mando para paso colectivo, cabeceo y balanceo, de tal modo que se pueden controlar con ellos los servos de los discos oscilantes o que permitan una mezcla compensadora de paso colectivo para el rotor de cola o del acelerador para el rotor de cola, pudiendo conseguirse la ampliación referente a este ejemplo de realización por el hecho de que adicionalmente se crea otra posibilidad de mezcla de la señal de mando de guiñada con la señal de mando de cabeceo. La proporción de mezcla puede ser ajustable por el usuario.

La Figura 2 muestra un esquema de bloques de una realización de la invención en la que está prevista una mezcla 29 mediante la cual se añade una señal de giro 30 en una proporción definida para formar una señal de mando de cabeceo 32. Las dos palancas de mando 21 y 22 contienen cada una dos elementos transmisores para generar manualmente las señales de mando de balanceo 31, cabeceo 32, mando simultáneo del paso 33, guiñada 34. Opcionalmente puede estar incorporado aquí el filtrado de paso alto representado en la Figura 1 (que no está representado en la Figura
2).

El dispositivo mezclador 20 contiene una matriz mezcladora 25 conocida por el estado de la técnica para mezclar las señales del servo previstas para el disco oscilante (26, servo 1, servo 2, servo 3) procedentes de las señales de control de balanceo, cabeceo y control simultáneo del paso así como una mezcla (24) para añadir una parte de la señal de control simultáneo del paso 33 a la señal de guiñada 34, pudiendo definirse la proporción en el escalador 23. Las señales mezcladas se emiten simultáneamente por la unidad transmisora por radio 27.

De acuerdo con la invención está previsto en esta realización el mezclador adicional 29, que añade una parte de una señal de giro 34 a la señal de control de cabeceo 32. Para simplificar, se emplea en este ejemplo como señal de giro la señal de control de guiñada. Igualmente está previsto un multiplicador 28 que permite definir de modo variable la proporción de mezcla, por ejemplo de acuerdo con un ajuste. La señal de control 32 que controla el movimiento de cabeceo procede aquí directamente del elemento transmisor que es accionado por el piloto.

Dado que el empuje del rotor de cola depende del ángulo de ataque actual de las aspas del rotor principal, sería deseable si se pudiera adaptar la intensidad de la compensación conforme a la invención. Para ello está previsto un multiplicador 36 que recibe una señal de control simultáneo del paso 33 y multiplica por ella la señal de giro 34 que llega a la compensación. Es ventajoso si el punto cero de la señal de paso coincide aproximadamente con el punto cero del ascenso generado, porque en ambos sentidos de ascenso aumenta el empuje del rotor de cola que hay que compensar, en cada caso con un sentido opuesto de la compensación.

El dispositivo mezclador 29 también puede estar previsto a bordo y unido a las salidas de un receptor de mando a distancia, de modo que actúa sobre las señales de mando recibidas.

Este dispositivo y el procedimiento correspondiente se puede realizar ventajosamente también con independencia del filtrado de paso alto antes descrito.

En una realización preferente pueden combinarse entre sí varias de las realizaciones aquí descritas, pero una realización también puede tener una estructura independiente.

Los elementos representados en las Figuras 1 y 2 como bloques pueden estar previstos como los correspondientes componentes de hardware; pero también pueden realizarse mediante pasos de cálculo controlados por programa en un microprocesador. El microprocesador puede estar instalado en el dispositivo transmisor. Se puede utilizar el mismo microprocesador que se emplea también para el mando de las funciones convencionales.

El filtrado de paso alto puede realizarse también con señales de mando mezcladas, tal como es por ejemplo usual para el mando de un disco oscilante.

El dispositivo puede estar combinado constructivamente también con dispositivos estabilizadores que contengan instrumentos de medida. El dispositivo descrito se puede combinar ventajosamente con sistemas de medición y regulación, especialmente los destinados a la estabilización del vuelo. Para ello puede estar prevista por lo menos una opción o modo de funcionamiento que no emplea las correspondientes señales de medida para por lo menos uno de los ejes de mando.

La invención es especialmente bien adecuada para ser realizada como programa informático (software). Por lo tanto se puede distribuir como módulo de programa informático como archivo sobre un soporte de datos tal como un disquete o un CD-Rom, o en forma de archivo a través de una red de datos o comunicación. Esta clase de productos de programa informático u otros comparables o elementos de programa informático son configuraciones de la invención. El desarrollo conforme a la invención puede tener aplicación en un ordenador y/o en equipos controlados por microprocesador, en particular en mandos a distancia. Para ello queda claro que los correspondientes ordenadores y equipos en los que se aplica la invención pueden contener otras instalaciones técnicas de por sí conocidas tales como medios de introducción (p.ej. teclado, ratón, pantalla táctil, pupitre de mando con palanca de mando), un microprocesador, un bus de datos o bus de control, eventualmente un dispositivo indicador (monitor, pantalla) así como una memoria de trabajo, eventualmente una memoria de disco duro y dispositivos de comunicación (p.ej. medios de transmisión por radio).

Las diversas variantes antes citadas y las realizaciones secundarias pueden combinarse entre sí a voluntad.

Claims (15)

1. Procedimiento para el control de un aerodino no tripulado, mandado a distancia y capaz de vuelo estacionario, donde por parte de un piloto se forma una señal de mando mediante un elemento transductor (1), donde para el restablecimiento automático, al menos parcial, de la posición horizontal del aerodino al neutralizar el elemento transductor (1) se forma por lo menos una señal de giro (12, 40, 41) a partir de una velocidad de giro de por lo menos una inclinación de cabeceo o una inclinación de balanceo, se integra en el tiempo mediante un integrador (5, 5') y se utiliza la integral (8, 8') dentro del marco de una regulación de valor real/valor de consigna como valor real de un ángulo de inclinación, utilizando la señal de valor como señal de consigna de un ángulo de inclinación y se conduce la diferencia entre el valor real y el valor de consigna como valor de ajuste a un elemento de ajuste que controle la inclinación de vuelo, estando limitado en el tiempo el tiempo de integración del integrador (5, 5') de acuerdo con una constante de tiempo definida o de acuerdo con una ventana de tiempo definida.

2. Procedimiento según la reivindicación 1, donde como señal de giro se emplea una señal de medición de la velocidad de giro de un sensor de velocidad de giro giroscópico para por lo menos uno de los ejes de inclinación, de balanceo y de cabeceo.

3. Procedimiento para la estabilización del vuelo de un aerodino no tripulado, mandado a distancia y capaz de vuelo estacionario, en particular un giroplano, especialmente la reivindicación 1, empleando un sensor de velocidad de giro para por lo menos uno de los ejes de inclinación de balanceo y cabeceo, cuya señal de medición se integra en el tiempo, caracterizado porque se añade mezclando una señal de mando dada por el piloto, designada a continuación como valor de consigna, junto a la integral de la señal de medición, denominada en lo sucesivo valor real, o se forma con ellos una diferencia, caracterizado además porque la duración del tiempo de integración está limitado de acuerdo con una constante de tiempo definida o de acuerdo con una ventana de tiempo definida.

4. Procedimiento según una de las reivindicaciones anteriores, donde por lo menos en uno de los modos de funcionamiento no participan otros instrumentos que midan la inclinación relativa al eje de inclinación y en particular ningún instrumento que mida la aceleración.

5. Procedimiento según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el tiempo de integración limitado es mayor que la duración de las desviaciones de control usuales.

6. Procedimiento según la reivindicación 5, caracterizado porque el tiempo de integración limitado está realizado al mezclar una pequeña parte definida del valor real y/o del valor de consigna en sentido contrario en la entrada del integrador (5, 5'), de modo que la integral se puede descargar a lo largo de un período de tiempo más largo.

7. Procedimiento según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque la integración se realiza con un tiempo de integración limitado, al descargar continuamente valores de medición en células de memoria intermedia, y porque se forma constantemente un valor medio a partir de una cantidad definida de valores memorizados y en particular ponderados.

8. Procedimiento según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el tempo de integración limitado es más largo que la duración de las desviaciones de inclinación usuales.

9. Procedimiento según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque mediante una señal de giro de guiñada, que señaliza al menos de modo aproximado los giros alrededor del eje vertical del aerodino, se someten las señales como valores de cálculo a un giro vectorial, controlándose el ángulo de giro por la señal de giro.

10. Procedimiento según la reivindicación 5, caracterizado porque la integración de la señal de giro de inclinación tiene lugar girando por cálculo constantemente de modo incremental un sistema de coordenadas vectorial con la velocidad de giro de inclinación.

11. Procedimiento según una de las reivindicaciones anteriores, integrándose la diferencia (12) entre la señal de mando (11) y la señal integrada (8), y por lo tanto sometiendo la señal de mando (11) dada por el piloto a un filtrado de paso alto, no afectando el filtrado de paso alto a ninguna señal de medición procedente de instrumentos de medida, añadiéndose la señal de mando filtrada (12) filtrada en paso alto al valor de ajuste, o mezclándose por lo menos proporcionalmente y sustituyendo al menos parcialmente a la señal de mando original (11).

12. Dispositivo para la estabilización del vuelo de un aerodino no tripulado y con mando a distancia, en particular un giroplano, en la que está previsto por lo menos para uno de los ejes de inclinación de balanceo y cabeceo un sensor de velocidad de giro, así como un integrador (5, 5') para la señal de medición emitida por el sensor de velocidad de giro, caracterizado por un circuito electrónico que mezcla una señal de mando dada por el piloto y utilizada como valor de consigna de un ángulo de inclinación, denominado en lo sucesivo valor de consigna, junto a la integral de la señal de medida empleada como valor de medición de un ángulo de inclinación, denominada en lo sucesivo valor real, o forma con ellos una diferencia, estando limitada la duración del tiempo de integración de acuerdo con una constante de tiempo definida o de acuerdo con ventana de tiempo definida.

13. Dispositivo según la reivindicación 12, caracterizado porque por lo menos en un modo de funcionamiento no intervienen otros instrumentos que midan la inclinación.

14. Producto de programa informático, que comprende un código de programa que al cargarlo y ejecutarlo en un microprocesador provoca un desarrollo de proceso de acuerdo con una de las reivindicaciones de procedimiento anteriores.

15. Aerodino no tripulado comprendiendo un dispositivo conforme a una de las reivindicaciones de dispositivo anteriores.