Pruebas de vuelo parte 4. Bases para el diseño de un programa de caracterización aerodinámica

Las pruebas de vuelo son costosas, por lo que es necesario limitar al mínimo su ejecución. También es de suma importancia optimizar el procedimiento de prueba y la secuencia de maniobras dentro de cada vuelo. Las maniobras se suelen realizar en bloques, repetidas en diferentes condiciones de trim definidas por un número de Mach, un ángulo de ataque, altitud y configuración (flaps, niveles de empuje particularmente para aviones de hélice, tren de aterrizaje, centro de gravedad, etc). El procedimiento general es el siguiente: 

1. Volar al nivel y la velocidad deseados.  
2. Seleccionar la configuración y ajuste (trim) de la aeronave en una condición de vuelo de referencia.  
3. Aplicar la secuencia de entradas; elegir las amplitudes de modo que no se superen los límites operativos/estructurales. 
4. Repetir la secuencia varias veces en la misma condición.

La coordinación de un equipo multidisciplinario en estas pruebas es esencial. Se requiere de una cuidadosa preparación, el diseño y construcción de instrumentos para monitorear en tiempo real y el análisis estructural para no comprometer la estructura de la aeronave.   

Entre maniobras, la aeronave se ajusta a vuelo recto y nivelado. La misma maniobra debe repetirse varias veces para que pueda realizarse una comparación de estimaciones, minimizar la influencia de perturbaciones externas y determinar la cantidad de variación en las mediciones. Si es posible, se debe realizar la misma maniobra tres o más veces. Las perturbaciones externas deben minimizarse, lo que significa que las maniobras deben realizarse en aire tranquilo. Las alteraciones atmosféricas provocadas por el calor del sol son menores durante las primeras horas de la mañana por lo que también únicamente se podrán hacer cierto número de pruebas por día.

Se requieren muchas pruebas de vuelo para generar bases de datos aerodinámicas para simuladores de vuelo que cumplan con los requisitos de fidelidad de nivel D de la FAA. La estimación de un llamado modelo global válido en toda la envolvente de vuelo requiere un programa de pruebas de vuelo completo que cubra todas las configuraciones posibles. Dado que las características de respuesta del vehículo de vuelo dependen de las condiciones de vuelo (ángulo de ataque, ángulo de deslizamiento lateral, número de Mach), las maniobras dinámicas deberán realizarse en diversas condiciones de trim. El desarrollo de un modelo global que sea válido en toda la envolvente requiere pruebas de vuelo para diferentes condiciones de flaps de aterrizaje. Comúnmente, se realizan maniobras dinámicas en cada condición de flap de aterrizaje y se identifican los modelos para cada configuración por separado. La interpolación sobre los flaps se incorpora a la base de datos final, que es una de las pruebas que se cubrirán en la validación de modelos para simuladores de vuelo. 

A continuación se describen otros aspectos importantes a considerar.

Tasa de muestreo (Sampling rate)

Es la tasa a la que se medirán o muestrearán las cantidades físicas, generalmente expresada en muestras/segundo o Hz. En un caso ideal, todas las señales medidas deben muestrearse a una misma tasa constante, pero no es raro que las cantidades medidas se muestreen a diferentes tasas, por razones prácticas. Cuando se utilizan varias velocidades de muestreo para los datos medidos, se puede utilizar la interpolación para convertir los datos de la frecuencia de muestreo más baja en la frecuencia de muestreo más alta. En cualquier caso, todos los datos deben convertirse a la misma frecuencia de muestreo antes del análisis.

Según [1] una frecuencia de muestreo de 20-25 Hz suele ser suficiente para la estimación del modelo aerodinámico de cuerpo rígido. Para un modelo extendido que comprende modos de cuerpo rígido y estructural, es necesaria una mayor frecuencia de muestreo. Otro autor [2], menciona que para obtener buenos resultados en la práctica, es necesario muestrear a una tasa muy superior a la tasa mínima teórica. Si f_max es la frecuencia máxima de interés en las señales de tiempo continuo de un sistema dinámico, una buena métrica para seleccionar la frecuencia de muestreo f_s es igual a 25 veces f_max. Para muchas aeronaves, las frecuencias de los los modos dinámicos del cuerpo rígido están por debajo de 2 Hz, lo que pondría la frecuencia de muestreo en 50 Hz. En el caso de ser una aeronave a escala se recomienda revisar [3] donde se discute acerca de los efectos que esto tiene sobre los parámetros.

Antialiasing (solapamiento)

Aliasing es un problema serio que debe ser evitado.

Aliasing es el resultado de tratar de reconstruir la señal original a partir del muestreo digital, las señales se tornan indistinguibles cuando se muestrean digitalmente y puede evitarse usando filtros pasabajas

Sensores

El rango y la resolución deben seleccionarse cuidadosamente para cada magnitud física medida. La intención de muchos programas de pruebas de vuelo es recopilar datos para la identificación del modelo lineal en una porción relativamente grande de la envolvente de vuelo. Esto requiere una buena resolución para cuantificar con precisión los pequeños cambios en las cantidades físicas asociadas con las maniobras descritas en entradas previas. El rango de cada sensor debe estar sobrado para poder leer el valor más grande esperado de la cantidad física, con el fin de poder registrar movimientos inusuales y evitar la saturación del sensor.

Instrumentación básica y típica para caracterización aerodinámica para aviación general. Tomado y modificado de [2]

Los sensores en sí también son sistemas dinámicos, por lo que sus características deben ser tales que la dinámica del sensor no interactúe con la dinámica de la aeronave. Esto se puede lograr construyendo sensores con frecuencias naturales relativamente altas, altas tasas de amortiguación y pequeños retrasos de tiempo.

Características dinámicas de ciertos sensores. Tomado y modificado de [2]

Instrumentación

Las mediciones requeridas para la extracción del modelo aerodinámico de datos de vuelo consta de al menos lo siguiente:

* Deflexiones de la superficie de control, las cuales generalmente se miden usando potenciómetros o LVDT (transductor diferencial variable lineal), montados directamente en las respectivas bisagras de las superficies de control.  

* Aceleraciones lineales y velocidades angulares, el sistema de navegación inercial (INS), a veces llamado IMU (unidad de medición inercial), es una unidad integral que proporciona estas medidas y las de los ángulos de actitud. Algunos INS incorporan filtros de paso bajo, principalmente porque dichos sistemas se utilizan para fines de navegación a largo plazo, donde la respuesta dinámica a corto plazo no es de particular importancia. Sin embargo, para propósitos de modelado aerodinámico, la respuesta dinámica es de primordial importancia, por lo tanto, debe asegurarse que los datos brutos del INS estén disponibles o que al menos la frecuencia de corte del filtro incluido sea lo suficientemente alta. Por lo general, se recomienda un acelerómetro de tres ejes dedicado. Las aceleraciones se miden en varios lugares, como la cabina del piloto o las puntas de las alas, el estabilizador horizontal, la punta del timón y los motores, que son útiles para otras investigaciones como el flutter. Para la identificación del modelo aerodinámico de cuerpo rígido, un solo conjunto de aceleración es suficiente

* Ángulos de actitud, que como se mencionó anteriormente son proporcionados principalmente el INS a través de la integración interna de las velocidades angulares medidas; en raras ocasiones se obtienen mediante magnetómetros. Las aceleraciones angulares generalmente no se miden directamente. En muchos ejercicios relacionados con la identificación de sistemas, se obtienen mediante diferenciación numérica de las velocidades angulares medidas.

* Datos del aire, que consta de ángulo de ataque, ángulo de deslizamiento lateral y velocidad del aire. Los ángulos de flujo se miden comúnmente usando veletas mecánicas y la velocidad del aire por estancamiento del flujo usando un tubo de Pitot. Las sondas giratorias minimizan los errores de alineación. Estas variables también se miden con bastante frecuencia utilizando una sonda de cinco orificios, midiendo la diferencia y las presiones totales. En casos específicos, es necesario un sistema de detección de datos de aire de descarga más avanzado que evite un brazo intrusivo para medir estos parámetros. Si es posible, los ángulos de flujo deben medirse en múltiples ubicaciones, generalmente frente a la aeronave o cerca de la estación del piloto y las puntas de las alas. La mejor ubicación para los sensores es un brazo por delante del morro, pero esta ubicación no es práctica para aviones con una hélice montada en la nariz.

* Presión estática, la cual es necesaria para derivar la información sobre la presión dinámica, que es la diferencia entre la presión total y estática y también para los cálculos de empuje. La presión estática varía a lo largo de la aeronave y estas medidas suelen contener errores de posición. Por lo tanto, no importa dónde se coloquen los sensores para estas cantidades, habrá algunas correcciones involucradas. La calibración también es más difícil, porque el aire debe fluir sobre el sensor en el momento de las calibraciones, y la calibración solo es válida cuando el sensor está instalado en la aeronave.

* Parámetros del motor, son necesarios para tener en cuenta correctamente el empuje, que es necesario para la correcta estimación de la resistencia. Durante la identificación del modelo aerodinámico, los datos proporcionados por el fabricante del motor se utilizan para calcular el empuje, que luego se trata como una entrada conocida. En otras palabras, no estimamos el modelo de empuje del motor. El modelo de arrastre identificado dependerá, por supuesto, del modelo de empuje. Es posible validar y actualizar el modelo de empuje (rendimiento) del motor a partir de las pruebas de vuelo, pero no se trata aquí. El conjunto exacto de los parámetros requeridos del motor dependen de la aeronave (motores a reacción o de hélice).

* Fuerzas aplicadas por el piloto y posiciones iniciales, es decir, las entradas del piloto (posiciones de palanca, rueda y pedal) son necesarias solo para el modelado del sistema de control de vuelo, particularmente en el caso de controles reversibles, accionados a través de varillas y conexiones mecánicas. Para la estimación de la aerodinámica del cuerpo rígido, se tratan las deflexiones de la superficie de control medidas como entradas al modelo.

Referencias

[1] Flight vehicle system identification A time domain methodology, Jategaonkar. AIAA 2006

[2] Aircraft system identification Theory and Practice, Vladislav Klein et al. AIAA 2006

[3] Effects of model scale on characteristics and design parameters, William H Phillips. NASA Langley Research center