Sistema de control de aeronave que comprende: sistemas de control de vuelo de piloto y copiloto (P, A), incluyendo cada uno un primer eje (100, 200) acoplado mecánicamente a y alejado de un segundo eje (102, 202), definiendo los ejes y pudiendo girarse alrededor de ejes longitudinales independientes, en el que un enlace (104, 204) de conexión permite la rotación de uno de los primeros ejes (100, 200) para hacer rotar uno correspondiente de los segundos ejes (102, 202); caracterizado porque el sistema de control de aeronave comprende además: una pluralidad de transductores (108, 110, 208, 210) de posición, en el que uno respectivo de dicha pluralidad de transductores (108, 110, 208, 210) de posición está acoplado mecánicamente a cada uno de dichos ejes y configurado para comunicar una señal eléctrica correspondiente a la rotación del respectivo eje; y una unidad (400) de control de vuelo en comunicación con la pluralidad de transductores (108, 110, 208, 210) de posición y configurada para: (a) recibir la señal eléctrica de cada uno de los transductores de posición, (b) detectar un fallo del sistema de control de vuelo de piloto o copiloto detectando diferencias en las señales eléctricas de la pluralidad de transductores (108, 110, 208, 210) de posición, y (c) comunicar la señal eléctrica de al menos uno de la pluralidad de transductores de posición a un sistema (402) de accionamiento de superficie de control de vuelo para compensar el fallo detectado.
An aircraft control system includes pilot and co-pilot flight control systems (P,A) that each include a first shaft (100, 200) mechanically coupled to and displaced apart from a second shaft (102, 202), the shafts defining and being rotatable about independent longitudinal axes. A connecting link (104, 204) enables rotation of one of the first shafts (100, 200) to rotate a corresponding one of the second shafts (102, 202). A position transducer (108, 110, 208, 210) is mechanically coupled to each shaft and configured to communicate an electrical signal corresponding to the rotation of the respective shaft. A flight control unit (400) electrically communicates with the position transducers (108, 110, 208, 210) and is configured to (a) receive the electrical signal from each position transducer, (b) detect a failure of the flight control system by detecting differences in the position transducers' (108, 110, 208, 210) electrical signals, and (c) communicate the electrical signal from the position transducer to a flight control surface actuation system (402) to compensate for the detected failure.
Método y aparato para la detección y gestión de fallos latentes para sistemas de control de vuelo por cable
2020-02-06
Patent
Electronic Resource
Spanish
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