Diseño e implementación de un dispositivo para pruebas de un actuador electro hidráulico mecánico del AFCS (Automatic Flight Control System) del helicóptero UH-60 Black Hawck*

H Sistema de prueba para el servo actuador electro hidráulico mecánico PITCH TRIM, se diseñó con el fin de simular en tierra las señales provistas por la computadora de vuelo en el helicóptero. De esta manera, el mantenimiento avanzado que se aplica a este tipo de dispositivos se practica con mayor eficiencia, permitiendo que los operadores tengan un panorama másamplio del estado del actuador, y así tomar decisiones más acertadas.

H Pitch Trim Actuator Assembly, está conformado por tres subconjuntos conocidos como: SAS Actuator.Trim Básico y BoostActuator. ElTrim, permite la ejecución de movimientos de cabeceo del helicóptero sobre el eje longitudinal en el ángulo de pitch. Y el SAS, realiza correcciones pequeñas de amortiguación al movimiento para aumentar la estabilidad. El proyecto está conformado por la parte circuital conocido como Hardware junto con la adquisición de la Información externa, y por la interfaz grafica de control llamada Software.

TTie tesüng system for the mechanical electro-hydraulic servo actuator PITCH TRIM has been designed to simúlate the ground signáis provided by the flight Computer In the helicopter. Thus, advanced malntenance applied to thls type of device Is more efficient, allowing operators to have a broader picture of the actuator condltion and to make decisions in a more successful way.

The Pitch Trim Actuator Assembly consiste of three subsets known as: SAS Actuator, Trim Basic and Boost Actuator. The Trim aJows the execution of pltchlng movements of the helicopter on the longitudinal axis at the angle of pitch. And the SAS performs small buffering corrections to the

‘Agustín Soto Director procedo degrado. Esp. Autnmatiiación industrial. Pnj/eaor T.C- Facultad de Ingeniería. Universidad Surcobmbtana augusaotoSusco.edu.co “ Ingeniera Electúnica. Universidad Surcu/ombiana.

movement to increasestability. The project consistsof theclrcuit section, known as hardware, along with the acquisltíon of externa! Information, and the control graphic Inter face called software.

Keys Words: actuator, longitudinal axis, firmware, ínterface, protocol

Los sistemas de prueba, son herramientas imprescindibles en el campo de la aeronáutica, debido a que el comportamiento complejo de las aeronaves en vuelo debe ser muy bien calculado en tierra para determinar cualquier tipode falla, de ahí la necesidad de encontrar medios para desarrollar tecnología que mejore los sistemas de detección de fallas de los dispositivos dispuestos en las aeronaves.

Este avance de la tecnología, requiere que los sistemas de prueba estén en constante renovación y actualización, teniendo en cuenta el perma nente cambio en el ca mpo aeronáutico. Por esta razón, y a la importancia de abordar este campo tan poco explorado en nuestra universidad, se presenta el estudio invesügatiuo que conllevara al desarrollo de un sistema de pruebas para el Actuador Electro-Hldiáulico-Mecánico del AFSC de) Helicóptero UH 60 Black Hauck.

Esta investigación se basó en los manuales que se encontraron acerca de aeronáutica en la red, además de la experiencia invaluable de personal que ha tenido contacto directo en este campo de acción, los técnicos de aviación quienes nos transmitieron toda su experiencia para lograr un entendimiento total de los sistemas que involucran el control de vuelo de una aeronave, tales como: los ángulos de elevación, sus diferentes ejes de acción, y señales eléctricas, que independíente y conjuntamente hacen que la aeronave funcione de la manera más adecuada.

Estas señales que se aplican en vuelo real, fueron simuladasde manera puntual por medio del sistema que se desarrolló, el cual presentó a los diferentes dispositivos Involucrados en el

aplicaron en condiciones de vuelo real, debían obtener valores precisos de las condiciones de funcionamiento de tales dispositivos, al contar con pásmeteos de control que se deben cumplir. Si estos estándares no se cumplían, estos dispositivos debían ser enviadosa un nivel de más alto mantenimiento.

B proyecto del diseño e implementación de un dispositivo para pruebas del actuador PITCH TRIM ASSEMBLY, que hace parte del Sistema de Control de Vuelo Automático (AFCS) de los helicópteros Black Hawk, se desarrollo con el fin de detectar fallas y verificar el correcto funcionamiento del actuador en vuelo.

De acuerdoa lasestadisticasde reportes de fallas presentadas, muchas de ellas son causadasporel actuador Pitch Trim, retrasando las misiones de los helicópteros y toma ndo un largo tiempo para corregirlas. Estos problemas ocurren debido a que no se cuenta con sistemas computa rizados y tecnificados, que sean capaces de suministrar un reporte total y detallado del estado de los dispositivos.

E actuador Pitch Trim, es uno de los componentes fundamentales del Sistema de Control de Vuelo Automático (AFCS) y está ubicado en la plataforma hidráulica de la aeronave (Figura 1). Su función es mantener la actitud de cabeceo del helicóptero sobre el eje longitudinal (Figura 2), lo cual consiste en fijar un ángulo ideal de la nariz del helicóptero y hacer pequeñas correcciones en vuelo, de acuerdo a las señales eléctricas que recibe la computadora desde diferentes dispositivos sensoriales o desde los controles de vuelo del piloto.

B banco de pruebas diseñado, está en la capacidad de proveer al actuador las señales eléctricas necesarias para su correcto funcionamiento, con el fin de simular las condiciones que le provee el helicóptero en vuelo.

Estosactuadores funcionan además con presión hidráulica, lo que les per mite multiplicar la fuerza necesaria pa ra mover los rotores del helicóptero que actúan en el movimiento de cabeceo sobre el eje longitudinal. Las fallas presentadas en vuelo que Involucran al actuador Pltch Trim, se perciben de diferentes maneras, como lo es, en movimientos erráticos de cabeceo con ascenso y descenso no uniforme de la nariz de la aeronave; restricción de movimiento del Bastón Cíclico en la cabina del piloto; e iluminación de la señal de precaución de falla del Trim o FPS (Flight Path Stabilator) en el panel de control del helicóptero.

Una vez, se simulan las condiciones de la aeronave en el sistema de prueba, un sensor de desplazamiento y posición envia información constantemente al hardware, acerca del movimiento lineal de los pistones del actuador. Además, al banco de prueba llegan señales de dos potenciómetros internos del actuador, quienes normalmente cumplen la función de alertar a la computadora del helicóptero de posibles afecciones del Pitch Trim Actuator, aunque muchas veces son ellos mismos los causantes del comportamiento errático del dispositivo. Estas señales, junto con información extra de valores de impedancias, voltajes y corrientes, setán útiles para dar una completa exposición del estado de todos los subconjuntos del actuador Pltch Trim.

El dispositivo de prueba procesa y envia los datos, a través de un canal de comunicación por USB al computador. Al llegar allí, son manipulados por una interfaz graflca hecha en LABVIEW, donde están alojados los controles del banco de prueba y donde se muestran los resultados del análisis detallado gráficamente. De esta manera, se provee al operador de una visión amplia acerca de lo que exactamente está ocurriendo con el dispositivo a probar y la facilidad de determinar las operaciones de reparación necesarias para lograr el correcto mantenimiento del actuador.

Para efectos de diseño se tomaron patrones de referencia a partir de manuales de dispositivos de Black Hawk, pruebas reales con Pitch Trim en buen estado y según experiencia de los técnicos de aviación de la Fuerza Aérea de Colombia.

El PITCH TRIM ASSEMBLY, está conformado por tres subconjuntos principales; el SAS ASSEMBLY, Trim Básico y el Boost, como se muestra en la figura 3.

FVgur* 3. Subconjunte de) PITCH TRIM ACTUATOR ASSEMBLY

Figura 5. Lado 2 de los componentes principales del Trim Básico.

Este actuador está a su vez conformado por ios siguientes elementos, mostrados en la Figura 4 y Figura 5:

0 Trim Básico, es alimentado con 1000 libras de presión hidráulica, inyectadas al Amplificador Hidráulico, quien recibe señales eléctricas a través del conector del Trim Básico proveniente del la computadora de vuelo. Estas señales de corriente, determinan la dirección y la intensidad del flujo hidráulico, puesto que son inyectadas a un arreglo de bobinas que generan el movimiento de una aguja para cerrar o abrir los orificios por donde pasa el fluido hacia los dos pistones del trim. Estos pistones, a su vez, están conectados a la leva de entrada quien se moverá adelante o attás, dependiendo de la posición de los mismos. La leva de entrada se encuentra acoplada al BOOST ACTUATOR para transmitirle movimiento lineal al pistón del Boost

E sistema se compone de una caja donde se alojan el HARDWARE y las conexiones respectivas que van al elemento a probar, como se representa en el siguiente esquema:

Circuito de ♦/* 15 Vdc: Este circuito corresponde a unafuentede alimentación doble de+15 Vdcy -15Vdc fijas, con dos propósitos generales; uno es alimentar a dos componentes del actuador Trim llamados Sttck Position y Trim Position, y el otro es polarizar algunos componentes de la circuiteriadel Banco de Pruebas,principalmente el potenciómetro digital utilizado para obtener el rango de corriente requerido por las electro-valvulai del SAS y Trim.

Circuito de 5 Vdc: Tiene solo una función, y es suplir a todos los circuitos internos digitales del sistema de prueba.

Este modulo representa la conexión desde el Banco de Prueba al Pltch Trim Actuator Assembly.

Existen dos grupos de cables; el cable del SAS Actuator, conformado por 4 cables individuales, y el del Trim Actuator conformado por 8 cables individuales. En sus extremos poseen conectores circulares cuya disposición de pines es la siguiente:

Empezando el conteo según el esquema de plnes, cada uno corresponde a las siguientes funciones:

Pin8: Señal de -15V del Trim Position. Pin9: Señal de salida del Trim Position.

Empezando el conteo según el esquema de plnes, cada uno corresponde a las siguientes funciones:

Modulo de Conexión de las electro-válvulas: Conformado por dos pares de cables-, uno para la válvula shut off del SAS y el otro para la válvula shut off del TRIM. Los pines para ambos cables están dispuestos de la siguiente manera:

La implementación de sistemas para la detección de fallas en los actúa dores que están ubicados en las aeronaves, es un aspecto Importante en la seguridad de las personas que utilizan este tipo de medios de transporte, puesto que las fallas operaclonales de estos dispositivos no se deben corregir en el aire. Es necesario, contar con un sistema de control de calidad para garantizar una buena ejecución de los sistemas que están inmersos en el funcionamiento de las aeronaves.

El sistema de prueba que se ha diseñado, cumple con parámetros necesarios para poder determinar algunas de las diferentes fallas que se pueden presentar por parte del PITCH TRIM ACTUATOR. Estas fallas se detectan por medio de la simulación de las diferentes señales que se le aplican en vuelo real al actuador y que son aplicadas en forma individual en una estación de mantenimiento creada para tal efecto.

Debido a que el sistema de pruebas debe operar, de tal manera, como k> haría la computadora de vuelo, se ímplementó la interfaz entre el dispositivo de prueba diseñado y la computadora, de la cual se obtendá la información de los actuadores a los que se le esté na pilcando dichas señales. Además, se optó por utilizar una conexión USB que brinda una velocidad óptima para los requerimientos que se necesitan a la hora de transferir datos desde el hardware, hasta la computadora que analiza y reporta al usuario las condiciones en que está operando el actuador en prueba. Se usó la versión de USB 2.0, puesto que brinda una mayor velocidad que la comunicación serial que es apenas de 1 Mb/s.

y con diferentes tipos de opciones de programación que brindó suficientes periféricos internos para la adquisición, procesamiento y envió de datos, fue el PIC 1BF2550, el cual utilizado de la forma correcta permite un transferencia de de datos ful! dúplex, al mismo tiempo, que permite la conversión de señales análogas en digitales y sirve como puerto de entrada y salida para el control del hardware que fue necesario implementar.

• Con respecto al PIC, es de resaltar que cuenta con un conversor ADC que consta de 10 entradas multiplexados, esto hace que al utilizar más de una entrada al conversor se generen una serie de inestabilidades en el conversor haciendo que los bits menos significativosde la conversión varíende una forma muy lápida y aleatoria.

* La herramienta computacional de National Instruments, brindó gran variedad de formas al analizar las señales que legan a la computadora y asi expresar de la mejor manera los datos obtenidos de la conversión del PIC. Con respecto a la interfaz USB, se presentó algunos inconvenientes, puesto que la herramienta virtual que se utilizó, era muy avanzada para la versión que se uso inicialmente, tal situación se solucionó con la actualización de la versión utilizada de LABVIEW 8.5

* En primerainstancia para simularlas señales se diseño con bases teóricas indicadas, de tal manera, que el diseño fue probado en protoboard, puesto que no se tenia en nuestro medio, en la ciudad de Neiva, el dispositivo. Sin embargo, se comprobó que esas bases teóricas coincidían en gran medida con la experiencia obtenida al aplicar el diseño inicial al actuador.

• Las diferentes pruebas se realizaron en la entidad militar. Después de cada prueba, se identificaron las diferentes fallas, las cuales se fueron perfeccionando en pruebas siguientes.

• Teniendo en cuenta que la implementación del dispositivo está orientado hada la tecnología militar, la principal mejora es implementar este dispositivo con elementos que cumplan dichas características y ampliar el rendimiento y la confiabilidad en las mediciones que pueden hacer los dispositivos de esta tecnología.

• El sistema cuenta con un módulo de transmisión de datos hacia el puerto USB del computador, dificultando la manipulación del mismo. La adecuación de un sistema de comunicación inalámbrico, aunque aumenta los costos del proyecto mejoraría la maniobrabilidad del prototipo, puesto que evitaría la presencia del operador dentro del cuarto donde se encuentra la fuente hidráulica que genera altos grados de ruido que conllevarían a el operario a tener problemas físicos más adelante.

• Estandarizar paiámetros y ampliar los módulos de medición, para que con un sólo banco se pueda probar más actuadores o dispositivos al tiempo.

• Ampliar las características de los elementos de medición, como ampliar la resolución de los conversores y mejorar la precisión de los sensores a utilizar, debido a que la variación que se tiene al momento de medir es cercana a las milésimas de pulgada.

FIRMWARE: Programación en firme. Programa que es grabado en una memoria ROM y establece la lógica de más bajo nivel que controla los circuitos electrónicos de un dispositivo. Se considera parte del hardware por estar integrado en la electrónica del dispositivo, pero también es software, pues proporciona la lógica y está programado por algún tipo de lenguaje de programación. B firmware recibe órdenes externas y responde operando el dispositivo.

INTERFAZ: La interfaz de usuario (IU) es uno de los componentes más importantes de cualquier sistema computaclonal, pues funciona como el vinculo entre el humano y la máquina. La interfaz de usuario es un conjunto de protocolos y técnicas para el intercambio de información entre una aplicación

PROTOCOLO. Descripción formal de formatos de mensaje y de reglas que dos ordenadores deben seguir para íntercambiardichosmensajes. Un protocolo puede describir detalles de bajo nivel de las interfaces máquina-a-máquina o intercambios de alto nivel entre programas de asignación de recursos.

3. Curso de piloto de prueba de UH-6Q. Sistema Automático de control de vuelo (AFCS).(9426-8 Parte 2)

10. Tutoría! de Labvtew Universidad Distrital “Francisco José de Caldas" Laboratorio de Electrónica.