BR102012017228A2

BR102012017228A2 - Sistema e método para limitar entradas de controle cíclico

Info

Publication number: BR102012017228A2
Application number: BRBR102012017228-3A
Authority: BR
Inventors: Robert L Fortenbaugh; Jose Manuel Rodriquez; Ronald Lorenz Kisor; Robert Blyth
Original assignee: Bell Helicopter Textron Inc
Priority date: 2011-07-12
Filing date: 2012-07-12
Publication date: 2013-11-12
Also published as: US20130015289A1; CN102874407B; US8662439B2; EP2546141B1; CA2783118A1; US20130334361A1; CN102874407A; EP2546141A1; CA2783118C; US8496199B2

Abstract

SISTEMA E MÉTODO PARA LIMITAR ENTRADAS DE CONTROLE CÍCLICO - Trata-se de um sistema de controle com um primeiro loop, configurado para obter um valor de blowback de uma pá de rotor durante o voo, e um segundo loop ligado ao primeiro, o qual é configurado para obter um valor de batimento total máximo do modelo e um modelo e um valor de batimento lateral. Um método inclui calcular um limite de controle de voo a partir do valor de batimento total máximo do modelo e do valor de batimento lateral. Calcula-se um limite de controle superior para o cíclico longitudinal somando-se o limite de controle de voo mais o valor de blowback longitudinal. Calcula-se um limite de controle inferior para o cíclico longitudinal subtraindo-se o limite de controle de voo menos o valor de blowback longitudinal.

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "SISTEMA E MÉTODO PARA LIMITAR ENTRADAS DE CONTROLE CÍCLICO"

REFERÊNCIA CRUZADA A PEDIDOS RELACIONADOS

O presente pedido é uma continuação em parte do pedido PCT internacional n2 PCT/US2011/043724, depositado no dia 12 de julho de 2011 e intitulado "Pilot Cyclic Control Margin Displayo qual se incorpora por referência para todos os fins como se fosse estabelecido na íntegra neste documento.

ANTECEDENTES DA INVENÇÃO

1. Campo da presente invenção

Em termos gerais, a presente invenção refere-se a sistemas de

controle de voo e, mais especificamente, a um sistema de controle de voo para aeronaves contra o batimento das pás do rotor.

2. Descrição da técnica relacionada

Todos os sistemas de rotor estão sujeitos à assimetria de sustentação em voos para frente. Durante o voo pairado, a sustentação é igual ao longo de todo o disco do rotor. À medida que o helicóptero ganha velocidade aerodinâmica, a pá do rotor que avança desenvolve maior sustentação por causa da maior velocidade aerodinâmica. Por exemplo, em um voo pairado, as pás do rotor movem-se a 300 nós e( em um voo para frente a 100 nós, as pás que avançam movem-se a uma velocidade relativa de 400 nós, ao passo que as pás que recuam movem-se a 200 nós. Isso precisa ser compensado de alguma forma ou o helicóptero girará em espiral no ar fazendo tonneaus cada vez mais rápidos à medida que a velocidade aerodinâmica aumenta.

O batimento das pás compensa a assimetria de sustentação. Em razão da maior velocidade aerodinâmica (e do aumento correspondente da sustentação) na pá do rotor que avança, esta bate para cima. A redução da velocidade e da sustentação na pá do rotor que recua faz com que esta bata para baixo. Este fluxo induzido pelo sistema de rotor muda o ângulo de ataque nas pás do rotor e faz com que a pá do rotor que avança e bate para cima produza menos sustentação e a pá do rotor que recua e bate para baixo produza um aumento correspondente na sustentação. Algumas concepções de sistema de rotor exigem que o batimento seja limitado por batentes de batimento que impedem danos aos componentes do sistema de rotor em razão do batimento excessivo. Além dos danos estruturais, o controle da aeronave pode ser comprometido se o rotor se bater no batente. Portanto, torna-se obrigação do projetista da aeronave controlar o batimento e os riscos dessa condição perigosa. O presente pedido volta-se a esta necessidade. Dispositivos e métodos convencionais para controlar o batimento incluem prover um indicador que demonstra a posição do manche longitudinal da aeronave. Em uma concretização, o indicador é uma fita verde simples que brilha a partir de uma posição central. Pontos de referência associados ao indicador representam 10% da margem de controle restante. Problemas comuns associados a este dispositivo convencional incluem: não há uma interface para exibir a capacidade de controle restante antes de se atingir uma condição de batimento perigosa. Embora as últimas inovações tenham trazido avanços ao campo dos indicadores de aeronave, ainda há muitas desvantagens. BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

Os aspectos inovadores tidos como característicos da presente invenção são definidos nas reivindicações anexas. Entretanto, a invenção em si, bem como seu modo de uso preferido, além de outros objetivos e vantagens dela, será mais bem compreendida pela leitura da descrição detalhada a seguir com referência aos desenhos anexos, dentre os quais:

a figura 1 ilustra uma vista lateral de uma aeronave de asas

rotativas;

a figura 2 ilustra uma vista oblíqua de um convertiplano; as figuras 3A e 3B ilustram vistas oblíquas de um sistema de

rotor;

as figuras de 4A a 40 ilustram vistas dianteiras de um indicador do sistema de controle de acordo com a concretização preferida da presente invenção;

a figura 5 ilustra uma vista ampliada de parte do indicador da figura 4A ao longo da linha V-V; a figura 6 ilustra uma vista esquemática do sistema de controle

de voo de acordo com a concretização preferida da presente invenção;

a figura 7 ilustra um fluxograma que representa o método preferido de acordo com a concretização preferida da presente invenção;

a figura 8 ilustra uma vista esquemática do subsistema de gerenciamento da capacidade de controle (CPMS); e

a figura 9 ilustra um fluxograma que representa o método

preferido.

Embora o sistema e o método da presente invenção sejam suscetíveis a várias modificações e formas alternativas, concretizações específicas deles são ilustradas a título exemplificativo nos desenhos e descritas em detalhes neste documento. Deve-se entender, contudo, que a descrição de concretizações específicas neste documento não visa limitar a invenção à concretização específica revelada, mas, em vez disso, a presente invenção abrange todas as modificações, equivalentes e alternativas que se enquadram na essência e no âmbito do processo da presente invenção, conforme definidos nas reivindicações anexas.

DESCRIÇÃO DETALHADA

O sistema e o método da presente invenção superam os problemas supramencionados comumente associados a sistemas de controle de aeronave convencionais. O sistema de controle compreende um subsistema adaptado para modificar os limites de controle de voo predeterminados de uma aeronave específica. O subsistema determina se a aeronave está operando dentro ou próxima de uma condição de voo perigosa iminente, que, nas concretizações exemplificativas, são condições em que ocorre o batimento excessivo das pás. O sistema de controle compreende ainda um indicador com um símbolo, por exemplo, um alvo, que identifica o deslocamento do controlador cíclico por parte do piloto combinado com realimentações do controle de arfagem e/ou o deslocamento do pedal combinado com realimentações do controle de guinada em relação aos limites de controle de voo. Descrições e ilustrações mais amplas do sistema de controle e do método são apresentadas nas figuras e na revelação abaixo.

Contempla-se, decerto, que durante o desenvolvimento de qualquer concretização real, tomem-se várias decisões específicas à implementação em questão a fim de atingir as metas específicas do desenvolvedor, tais como complacência com regulamentos do sistema e do mercado, os quais variam de uma implementação para outra. Além disso, contempla-se que essa operação de desenvolvimento seja complexa e demorada, mas, ainda assim, uma tarefa rotineira para os versados na técnica à luz desta revelação.

Com referência agora aos desenhos, as figuras 1 e 2 ilustram duas aeronaves de asas rotativas que utilizam o sistema de controle de voo da presente invenção. A figura 1 ilustra uma vista lateral de um helicóptero 101, ao passo que a figura 2 ilustra uma vista oblíqua de um convertiplano 201. De preferência, o sistema de controle de voo é usado no convertiplano 201 de baixa velocidade e com um cíclico lateral fixo. No entanto, contempla-se que o sistema de controle seja fácil e prontamente adaptável para uso com outros tipos de aeronave de asas rotativas (por exemplo, o helicóptero 101) que operam a várias velocidades e que possuem ou não um controle cíclico lateral fixo. O helicóptero 101 compreende um sistema de rotor 103

instalado sobre uma fuselagem 105. Uma ou mais pás de rotor 107 ligadas operacionalmente ao sistema de rotor 103 possibilitam o voo do helicóptero 101 e são controladas por vários controladores dentro da fuselagem 105. Por exemplo, durante o voo, o piloto pode manipular o controlador cíclico 109 para mudar o ângulo de arfagem das pás de rotor 107, definindo assim os sentidos de voo lateral e longitudinal, e/ou manipular pedais 111 para controlar o sentido de guinada. De preferência, o sistema da presente invenção é instalado dentro da fuselagem 105, conferindo assim acesso visual ao piloto durante o voo.

O convertiplano 201 inclui dois ou mais sistemas de rotor 203 instalados em nacelas rotativas. As nacelas rotativas permitem que o convertiplano 201 decole e aterrisse como um helicóptero convencional, logo os sistemas de rotor do convertiplano 201 estão suscetíveis ao batimento excessivo das pás de rotor 205 causado pela manipulação das pás de rotor, pela rotação do sistema de rotor e por características do ambiente de operação do rotor, como a velocidade e o sentido do vento. Na concretização preferida, o sistema de controle da presente invenção é instalado dentro da fuselagem 207 para ajudar o piloto durante o voo. Deve-se ter em mente que, assim como o helicóptero 101, o convertiplano 201 compreende um controlador cíclico e pedais para manipular os sentidos lateral, longitudinal e de guinada.

Para facilitar a descrição, não ilustramos alguns dos sistemas e dispositivos necessários ligados operacionalmente ao presente sistema de controle, isto é, sensores, conectores, fontes de alimentação, suportes de montagem, circuitos, softwares e assim por diante, a fim de representar com clareza os recursos inovadores do sistema. No entanto, deve-se compreender que o sistema da presente invenção liga-se operacionalmente a esses e outros sistemas e dispositivos necessários à operação, conforme convencionalmente conhecidos na técnica, embora não ilustrados nos desenhos.

Com referências às figuras 3A e 3B dos desenhos, são ilustradas vistas oblíquas do sistema de rotor 103. A figura 3A ilustra o sistema de rotor 103 durante a operação normal, ao passo que a figura 3B ilustra o sistema de rotor 103 durante condições de voo perigosas, isto é, o sistema de rotor sofrendo batimento excessivo. O sistema de rotor 103 compreende um mastro 301 ligado rotativamente a pás de rotor 107 por meio de uma barra de ligação 303. Um ou mais obstáculos 305 e/ou outras estruturas próximas são posicionadas ao lado do mastro 301. Na concretização exemplificativa, os obstáculos 305 são "batentes" convencionais adaptados para restringir o movimento do cubo. Deve-se ter em mente que tanto o helicóptero 101 quanto o convertiplano 201, bem como outros tipos de aeronave de asas rotativas, estão sujeitos ao batimento excessivo, que pode resultar em danos ao sistema de rotor.

Durante o voo, a rotação do mastro 301, somada à arfagem das pás de rotor 107, causa o batimento, conforme ilustram as setas verticais. O batimento excessivo pode fazer com que a barra de ligação 303 curve-se no sentido D1, conforme indica a seta vertical, o que, por sua vez, faz com que ela entre em contato com o obstáculo 305, resultando assim em danos a componentes do sistema de rotor e/ou ao obstáculo 305 e, em alguns casos, resultando em falha catastrófica. Perceber-se-á que um dos aspectos inovadores do sistema de controle da presente invenção consiste em ajudar o piloto a controlar o voo da aeronave de modo a evitar o contato entre a barra de ligação 303 e o obstáculo 305.

Com referência agora às figuras de 4A a 4C dos desenhos, é ilustrado o sistema de controle 401 de acordo com a concretização preferida da presente invenção. O sistema 401 compreende um indicador 403 para indicar os limites de controle de voo em um visor. A figura 4A ilustra o sistema 401 durante o voo normal, quando determinadas partes do envelope de controle de voo do modelo são limitadas por um subsistema de gerenciamento da capacidade de controle (CPMS), ao passo que a figura 4C ilustra a transformação do envelope de controle de voo com a aproximação de condições de voo perigosas. A figura 4B ilustra a transição, isto é, a transformação do envelope de controle de voo à medida que a aeronave se afasta ou aproxima de condições de voo perigosas.

O indicador 403 é munido de um símbolo 405, isto é, um alvo, que, na concretização preferida, exibe o deslocamento do controlador cíclico 109 e do pedal 111. Na concretização preferida, o movimento vertical do alvo no indicador 403 representa o cíclico simétrico ou, de maneira equivalente, o deslocamento do controlador cíclico longitudinal 109, ao passo que o movimento horizontal do alvo no indicador 403 representa o cíclico de rotor diferencial esquerda-direita ou, de maneira equivalente, o pedal de controle 111. No entanto, contempla-se que concretizações alternativas do indicador 403 sejam adaptadas com facilidade para incluir outros parâmetros de voo e/ou diferentes movimentos do controlador em relação à concretização preferida. Por exemplo, o sistema 401 poderia ser adaptado para exibir um símbolo que indicasse os movimentos lateral e longitudinal do cíclico no lugar da concretização preferida. O símbolo 405 indica ao piloto as entradas do manche cíclico ou do pedal necessárias para aumentar a margem de distância em relação à condição perigosa iminente. Contempla-se que a posição do alvo na figura 4B indique ao piloto que o pedal esquerdo e o manche de popa hão de aumentar a margem de controle. Deve-se ter em mente que o indicador 403 é adaptado para exibir tanto o controle de guinada quanto o controle de arfagem da aeronave. Por exemplo, o eixo vertical do indicador 403 representa o controle de arfagem em relação à manipulação do controlador cíclico 109, ao passo que o eixo horizontal do indicador 403 representa o controle de guinada da aeronave em relação à manipulação do pedal 111. Ao exibir tanto o controle de guinada quanto o controle de arfagem em relação aos limites de controle, o indicador 403 traz vantagens significativas.

A figura 4A ilustra o indicador 403 com um envelope de controle de voo 407 definido pelos limites de controle da aeronave 409, conforme indicados por uma linha sólida. Deve-se ter em mente que os limites de controle 409 são limites de voo do modelo estabelecidos para os recursos de voo específicos da aeronave ou limites impostos pelo CPMS. Por exemplo, outra aeronave de asas rotativas poderia incluir limites de controle de voo com um perfil menor e amplamente retangular em vez do perfil de formato octogonal da concretização preferida. Deve-se ter em mente que o indicador 403 é adaptado para exibir qualquer limite de controle de voo da aeronave de asas rotativas.

O envelope de controle de voo 407 compreende uma região primária 411, onde os limites de controle de voo não são modificados pelo CPMS, conforme descreveremos mais completamente abaixo. O envelope de controle de voo 407 compreende ainda ao menos uma região secundária 413; mais especificamente, um total de quatro regiões secundárias 413 se faz presente dentro da região primária 411. Na concretização exemplificativa, cada região secundária 413 é definida por uma linha tracejada 415. Em uma região 413, a aeronave opera em ou próxima de condições perigosas iminentes, isto é, do batimento excessivo, e os limites de controle de voo são modificados pelo CPMS.

A figura 4B ilustra o primeiro envelope de controle de voo 407 passando a um segundo envelope de controle de voo 417. A transformação do primeiro envelope de controle 407 ocorre quando a aeronave se aproxima de condições de voo perigosas. No segundo envelope de controle de voo 417, a região 411 permanece inalterada pelo CPMS. Deve-se ter em mente que o indicador 403 exibe contínua e intercambiavelmente a transição entre os envelopes 407 e 417.

A figura 4C ilustra um terceiro envelope de controle de voo 419, que se trata do formato definitivo do indicador 403 durante condições de voo perigosas iminentes, onde todo o envelope de controle disponível é limitado pelo CPMS. O envelope de controle de voo 419 inclui uma linha tracejada 421 que estabelece uma região dentro dele para indicar ao piloto que tenha cautela a fim de evitar os limites de controle de voo. A região indica uma margem segura para controlar a aeronave sem se aproximar de uma condição operacional insegura.

Deve-se compreender que os envelopes de controle de voo relevados neste documento são gerados pelos limites de controle da aeronave modificados por limites de controle estabelecidos pelo CPMS1 que são continuamente calculados com base no batimento das pás e na movimentação dos atuadores. Portanto, o formato e o tamanho geral dos envelopes variam. Por exemplo, na figura 5, a região 413 é ilustrada com uma largura W1 a qual aumenta durante o batimento elevado das pás e diminui com o baixo batimento das pás. Essas características permitem que o piloto manipule com eficácia os controladores de modo a evitar o batimento excessivo.

Deve-se compreender ainda que o indicador 403 transita continuamente entre os envelopes de controle de voo 407 e 419 dependendo das restrições impostas pelo CPMS1 sendo que o envelope de controle de voo 407 representa a limitação mínima por parte do CPMS e o envelope 419 representa a [imitação máxima por parte do CPMS. Deve-se ter em mente que a figura 4B representa um dentre vários envelopes de voo possíveis criados enquanto a aeronave transita entre o voo normal, isto é, o primeiro envelope de controle de voo 407, e uma condição perigosa iminente, isto é, o terceiro envelope de controle de voo 419. Vale frisar que as linhas horizontais e verticais dos limites de controle de voo 409 mudam durante a transição entre envelopes. Por exemplo, uma comparação das figuras 4A e 4B demonstra que os limites de controle de voo 409 têm suas extensões horizontal e vertical diminuídas à medida que o envelope de voo se transforma conforme a aeronave se aproxima de condições de voo perigosas. Nas concretizações exemplificativas, os envelopes de controle

de voo 407 e 419 definem respectivos formatos geométricos octogonal e losângico. Decerto, deve-se ter em mente que concretizações alternativas poderiam incluir diferentes formatos geométricos dependendo dos limites desejados e das características de voo da aeronave. Com referência à figura 6 dos desenhos, é ilustrada uma vista

esquemática do sistema de controle de voo 401. O sistema 401 compreende ainda um subsistema de controle de voo (FCS) 601 e um subsistema de gerenciamento da capacidade de controle 603 (CPMS). O FCS 601 e o CPMS 603 ligam-se operacionalmente um ao outro para ajudar o piloto a evitar o batimento excessivo. O bloco 605, intitulado leis de controle de voo (CLAW)1

descreve os limites de controle de voo resultantes gerados pelo FCS 601 e pelo CPMS 603. Conforme ilustrado, uma linha sólida representa os limites de controle de voo originais, ao passo que a linha tracejada representa os limites de controle de voo modificados, isto é, o rebaixamento da linha sólida com a aplicação do CPMS 603. Deve-se compreender que o CPMS 603 só restringe os limites de controle de voo quando a aeronave está voando ou próxima de condições de voo perigosas iminentes, isto é, do batimento excessivo das pás. Em seguida, o indicador 403 exibe os limites de controle de voo modificados.

Na concretização preferida, os comandos de controle por parte do piloto 607, isto é, por meio do controlador cíclico 109 e/ou do pedal 111, e os controles automáticos da aeronave 609 são recebidos pelo FCS 601 e, então, retransmitidos a atuadores 611 da aeronave. O símbolo 405 no indicador 403 demonstra a posição dos atuadores 611.

De preferência, o CPMS 603 liga-se operacionalmente a um primeiro sensor 613, adaptado para detectar o deslocamento dos atuadores 611, e a um segundo sensor 615, adaptado para detectar o batimento das pás do sistema de rotor 103. O CPMS 603 é munido de um algoritmo de limitação de batimento, o qual recebe dados detectados de ambos os sensores 613 e 615 para gerar envelopes de limite de controle (vide as figuras de 4A a 4C). Conforme discutido, a grandeza do batimento e o deslocamento dos atuadores mudam durante o voo, resultando assim na mudança dos limites de controle gerados pelo CPMS 603.

Com referência à figura 7 dos desenhos, é ilustrado um fluxograma 701 que representa o método preferido. O bloco 703 descreve a primeira etapa, a qual inclui gerar limites de controle para uma aeronave, os quais são limites de controle predeterminados para a aeronave em específico. No método preferido, as margens de controle de voo limitam a combinação dos controles comandados pelo piloto com os controles automáticos da aeronave. O bloco 705 ilustra a etapa seguinte, que inclui modificar os limites de controle para evitar condições perigosas iminentes, isto é, o batimento excessivo. Esta etapa é realizada pelo CPMS por meio de um algoritmo de limitação de batimento ligado operacionalmente ao sistema de rotor da aeronave e aos atuadores da aeronave. Conforme descreve o bloco 707, um indicador exibe o envelope de controle de voo definido pelos limites de controle de voo. Além disso, um símbolo demonstra o deslocamento dos controladores em relação aos limites de controle. A próxima etapa, conforme ilustra o bloco 709, consiste em transformar o envelope à medida que a aeronave se aproxima de condições de voo perigosas iminentes.

Voltando-nos agora à figura 8 dos desenhos, é ilustrada uma vista esquemática do CPMS 603. O CPMS compreende um ou mais dentre um sensor para determinar o batimento e um algoritmo configurado para definir limites de controle a fim de impedir que o rotor bata contra batentes mecânicos ou ultrapasse um iimite de batimento do modelo computando limites dinâmicos para as entradas dos controles cíclicos longitudinal e lateral. Na concretização preferida, utiliza-se o sistema de controle em um convertiplano de lateral fixa. No entanto, contempla-se que o sistema de controle seja configurado para uso em diferentes tipos de aeronaves de asas rotativas com controle variável dos cíclicos lateral e longitudinal.

A figura 8 (subsistema 800) ilustra uma vista detalhada do algoritmo usado no subsistema 603. Em particular, o algoritmo é implementado no software do sistema de controle de voo e recebe, como entrada, dados como a velocidade aerodinâmica, o batimento longitudinal, o batimento lateral e a posição dos atuadores cíclicos lateral e longitudinal. Em seguida, o algoritmo gera limites ao controle cíclico com base no CPMS1 os quais, por sua vez, limitam os comandos de controle cíclico do sistema de controle de voo. Deve-se ter em mente que o algoritmo se repete para cada um dos rotores quando implementado em um convertiplano.

O subsistema 800, que é, de preferência, o subsistema 603, compreende um ou mais dentre: um primeiro Ioop de controle 801, configurado para determinar um valor de blowback longitudinal; um segundo Ioop de controle 803, configurado para determinar um valor de batimento total máximo do modelo e um vaior de batimento lateral; e um terceiro Ioop de controle 805, configurado para determinar um valor de blowback lateral e um valor de grandeza máxima do batimento lateral do modelo. Na concretização preferida, o Ioop de controle 805 é um Ioop de controle opcional. Por exemplo, em algumas concretizações, a aeronave de asas rotativas pode incluir um controle cíclico lateral fixo. No entanto, contempla-se que o sistema de controle 401 seja configurado para incluir um algoritmo para limitar os cíclicos lateral e longitudinal, conforme ilustra a figura 8.

O Ioop de controle 801 recebe, do sensor dos atuadores 613, dados do cíclico longitudinal e, do sensor de batimento 615, dados de batimento longitudinal. Esses dados são somados a fim de se chegar ao blowback longitudinal, que, então, passa por um filtro de interferência passa-baixa 807 para criar um valor de blowback com atraso. A equação (1) representa o valor de blowback longitudinal.

BB!ong = aI + BIC (D

onde BBion9 é o componente longitudinal do blowback, at éo componente longitudinal do batimento, e B1C é o componente longitudinal do controle cíclico.

Deve-se compreender que o blowback é um fenômeno que afeta o rotor de um helicóptero à medida que este supera a assimetria de sustentação por meio do batimento. No voo para frente, as pás de rotor sofrem maior sustentação enquanto giram para frente. Esta maior sustentação decorre de uma maior velocidade relativa, fazendo com que a pá bata para cima e diminua seu ângulo de ataque. À medida que a pá continua girando, ela atinge seu deslocamento de batimento ascendente máximo sobre o nariz da aeronave e seu deslocamento de batimento descendente máximo sobre a cauda. Isso resulta na inclinação do disco de rotor para a traseira, o que é chamado de blowback, como se o disco de rotor tivesse oscilado ou se inclinado para trás, ou como se tivesse sido soprado para trás pelo vento relativo. O efeito é mais acentuado a velocidades aerodinâmicas mais elevadas, porém percebido com mais facilidade conforme a aeronave acelera a velocidades aerodinâmicas de sustentação translacionais partindo de um voo pairado. O blowback resulta na redução da velocidade da aeronave, e o piloto contrapõe este efeito com a entrada para frente no controle cíclico.

O Ioop de controle 803 é configurado para determinar o valor de batimento total máximo do modelo Fmax e o componente lateral do valor de batimento. Mais especificamente, o Ioop de controle 803 recebe variáveis de entrada de um terceiro sensor 809, por exemplo, a velocidade aerodinâmica ou a orientação das nacelas do convertiplano, as quais, por sua vez, são comparadas aos parâmetros de entrada do teste de voo na tabela 811. As variáveis de entrada comparadas determinam o valor do batimento total máximo do modelo Fmax. O valor ao quadrado de Fmax trata-se de um limite de controle de voo superior, conforme representa o diagrama 813. O diagrama 813 inclui um limite de controle de voo inferior gerado pelo desvio 814, que, de preferência, é zero. As equações (2) e (3) representam os valores para os limites superior e inferior, respectivamente, do diagrama 813.

UL = FmJ (2)

LL = 0 (3)

onde UL é o limite superior, LL é o limite inferior, e Fmax é o

batimento total máximo do modelo.

Na concretização exemplificativa, a tabela 811 inclui vários valores indicados para determinar o batimento total. Durante o desenvolvimento da aeronave, de preferência, a tabela 811 liga-se operacionalmente a um dispositivo posicionado na cabine de pilotagem da aeronave, o qual pode ser manualmente ajustado durante o voo. Contempla-se que concretizações alternativas incluam tabelas de Fmax autonomamente ajustadas por um sistema de controle de voo. Ademais, a concretização alternativa definitiva compreende valores de Fmax fixos determinados pela concretização de desenvolvimento de aeronave preferida.

Vale frisar que Fmax é em função de variáveis da aeronave (por

exemplo, a velocidade aerodinâmica, as nacelas) e ajustado usando-se dados e conhecimento empíricos da precisão das medidas do batimento e do limite dos batentes de batimento. Na concretização de desenvolvimento da aeronave preferida, Fmax é o único parâmetro de ajuste necessário para garantir que os valores de batimento total máximo do modelo na tabela 811 serão constantes para todas as combinações de BBtong e bi.

Idealmente, o parâmetro de ajuste simples do algoritmo, Fmax1 seria definido como o limite de batimento do modelo. Na prática, contudo, Fmax deve ser definido de modo que seja menor que o limite do modelo com base em considerações de precisão das medidas de batimento e dos resultados de teste de voo. Na concretização preferida, Fmax é geralmente em função da velocidade aerodinâmica. No entanto, contempla -se que Fmax seja em função de outros parâmetros de voo. Com elementos no sistema de controle de voo de desenvolvimento para variar parâmetros em voo, é possível ajustar Fmax com rapidez e eficiência a fim de acomodar o batimento esperado que ocorre em manobras de pior cenário da aeronave.

Com referência mais uma vez à figura 8, o componente lateral do batimento é detectado pelo sensor de batimento 615 e, então, passa por um filtro passa-baixa 814. Depois disso, o componente lateral do batimento é elevado ao quadrado e subtraído de Fmax ao quadrado para calcular um valor de controle de entrada. Vale frisar que o valor de controle de entrada do diagrama 813 não pode ultrapassar o !imite superior (UL na equação (2)), definido por Fmax ao quadrado, e não pode ser menor que o limite inferior (LL na equação (3)), definido pelo desvio 815. O valor de saída do diagrama 813 é elevado ao quadrado antes de se gerar um limite superior ao cíclico longitudinal com base no CPMS 817 e um limite inferior ao cíclico longitudinal com base no CPMS 819. As equações (4) e (5) ilustram o valor-limite de entrada e o valor-limite de saída, respectivamente.

IN = FmJ-b,1 (4)

OUT = lim(Fmax2 (5)

onde b-ι é o componente lateral do batimento, IN é o valor-limite do controle de entrada, e OUT é o valor-limite do controle de saída.

O limite superior ao cíclico longitudinal com base no CPMS 817 é calculado pela soma de BBiong mais a raiz quadrada de OUT, ao passo que o limite inferior ao cíclico longitudinal com base no CPMS 819 é calculado por BBiong menos a raiz quadrada de OUT. As equações (6) e (7) ilustram os limites superior e inferior ao cíclico longitudinal com base no CPMS, respectivamente.

Biul = BBhng + 4ÕUT = BBhng + Vlim(^2-V) (6)

B,,, = BBlotix - 4ÕÜT = BBlims - VIimi^1J- A2) (7)

onde B1UL é o limite superior ao cíclico longitudinal com base no CPMS e Bill é o limite inferior ao cíclico longitudinal com base no CPMS e onde a1; ^ e B1C são presumidamente disponibilizados como dados de entrada detectados.

As equações podem ser trabalhadas de modo a chegar às equações de (8) a (10) a seguir. A primeira etapa requer a combinação das equações de Fmax e CMiong e, então, a solução de B1ÜM.

Kj =(^+CMhng)2+b* (8)

CMlong = -α, ± 4{Fmax2 -V) = Bic - Bil

long ~ "l — My-tMAX lyI > jlvIC UM ^

B1UM = Bic + S1 ±V(^W2-V) = BBlong ±VofW2-V) {10)

onde B1Lim é o limite ao comando cíclico longitudinal com base no CPMS e CMiong é a margem de controle para o batimento longitudinal.

Vale frisar que o limite superior ao cíclico longitudinal com base

no CPMS é definido pelo sinal"+" na função SQRT e, o limite inferior, pelo sinal"-".

O Ioop de controle 805 é um traço opcional do sistema 401. O Ioop de controle 805 inclui uma tabela 816, a qual recebe uma ou mais variáveis do sensor 809 para determinar a grandeza máxima do componente lateral do batimento

do modelo Fiatmax- O Ioop de controle 805 usa o componente lateral do batimento e o blowback lateral para calcular o limite superior ao cíclico lateral com base no CPMS 818 e o limite inferior ao cíclico lateral com base no CPMS 821.

O blowback lateral é o componente lateral do batimento menos o cíclico lateral. A equação (11) representa o blowback lateral.

BBlal =bx -Aic (11)

onde BBiat é o componente lateral do blowback e A10 é o componente lateral do controle cíclico.

O componente lateral do blowback atravessa um filtro passa- baixa 823 antes de ser subtraído da grandeza máxima do batimento lateral do modelo Fiatmax- As equações (12) e (13) representam o limite superior ao cíclico lateral com base no CPMS 818 e o limite inferior ao cíclico lateral com base no CPMS 821, respectivamente.

AWL = ^tomax " BBIat = max " (bI ~ AC) (12)

ÃILL = ~FIatmzx " BB Iat = ~Flat max ~ Φ\ ~ Al c) (13)

onde A-iul é o limite inferior ao cíclico lateral com base no CPMS, A1LL é o limite inferior ao cíclico lateral com base no CPMS, e Fiatmax é a grandeza máxima do batimento lateral do modelo.

Na concretização exemplificativa, a grandeza de FiatmaX será menor que a grandeza de Fmax e será em função de variáveis de voo da aeronave (por exemplo, velocidade aerodinâmica, rotação das nacelas) recebidas a partir do sensor 809 e ajustadas usando-se dados e conhecimento empíricos da precisão das medidas de batimento.

As equações acima podem ser trabalhadas para se chegar às equações de (14) a (16) abaixo.

FIat max =V^ (14)

CMlat = Flam = Awm - Aic (15)

Al/M = Ac ~ b\ + FIat max = ~BB Iat + ^tomax (16)

onde A1Lim é o limite de comando cíclico lateral com base no CPMS e CMiat é a margem de controle para o batimento lateral.

Vale frisar que a grandeza máxima do batimento lateral do modelo precisa ser considerada para valores positivos e negativos de ^ em cálculos dos limites superior e inferior, conforme ilustrado e descrito acima.

O sistema de controle é único e inovador no que propicia um método simples, facilmente otimizado e eficaz para controlar o batimento total (com componentes longitudinal e lateral) de um rotor com controle cíclico longitudinal e lateral. O sistema proporciona a limitação necessária sem comprometer o controle do veículo. Ele pode ser modificado a fim de acomodar o controle cíclico lateral independente. Porém, caso decida-se desnecessário o nível de liberdade de controle adicional, então, obter-se-ão reduções no peso, no custo e na complexidade. Com referência agora à figura 9 dos desenhos, é ilustrado um fluxograma 901 que representa o processo preferido para implementação do algoritmo do sistema de controle, Os blocos de 903 a 911 descrevem as primeiras etapas do processo, que incluem determinar valores de entrada como o blowback e o batimento.

Esses valores, incluindo o processo para obtê-los, são descritos em detalhes acima e, para fins de brevidade, não os repetiremos aqui. Em seguida, calculam-se os limites de controle cíclico usando os valores de blowback e batimento detectados, conforme descrevem os blocos 913 e 915. Vale frisar que os blocos 909, 911 e 915 descrevem um traço opcional da concretização preferida, onde se calculam os limites superior e inferior ao cíclico lateral quando o controle cíclico lateral não é fixo.

Vale salientar que o fluxograma 901 representa um panorama geral do processo preferido e que um panorama detalhado do presente método é apreendido analisando-se a figura 8 junto com a figura 9. Por exemplo, o processo de determinar o valor do blowback longitudinal, conforme descreve o bloco 903 na figura 9, é claramente ilustrado no Ioop de controle 801 da figura 8.

Fica claro que descrevemos e ilustramos um sistema e método com vantagens significativas. As concretizações específicas reveladas acima para um convertipíano são meramente elucidativas, uma vez que é possível modificá-las ou praticá-las de maneiras diferentes, porém equivalentes, facilmente reconhecíveis pelos versados na técnica à luz dos ensinamentos revelados neste documento. Portanto, fica claro que é possível alterar ou modificar as concretizações específicas reveladas acima de modo que todas essas variações sejam consideradas dentro do âmbito e da essência da invenção. Sendo assim, a proteção almejada por este documento é definida nas reivindicações anexas. Embora tenhamos apresentados acima algumas concretizações da presente invenção, ela não se limita a elas, sendo passível de várias mudanças e modificações sem divergir de seu âmbito.

Claims

1. Aeronave de asas rotativas caracterizada por compreender: uma pá de rotor; um atuador ligado operacionalmente à pá de rotor, o qual é configurado para mudar a arfagem da pá de rotor; um controlador ligado operacionalmente ao atuador; um sistema de controle de voo compreendendo: um primeiro sensor ligado ao controlador, o qual é configurado para detectar o deslocamento do controlador; um segundo sensor ligado ao rotor, o qual é configurado para detectar o batimento lateral e o batimento longitudinal da pá de rotor; um terceiro sensor ligado à aeronave de asas rotativas, o qual é configurado para detectar um parâmetro de voo da aeronave; um subsistema ligado aos sensores primeiro, segundo e terceiro, o subsistema compreendendo: um primeiro Ioop ligado aos sensores primeiro e segundo, o qual é configurado para determinar um valor de blowback longitudinal gerado pela pá de rotor durante o voo; um segundo Ioop ligado aos sensores segundo e terceiro, o qual é configurado para determinar um valor de batimento total máximo o modelo e um valor de batimento lateral; em que o valor de batimento lateral ao quadrado é subtraído do valor de batimento total ao quadrado para obter um limite de controle de voo; em que o limite de controle de voo é somado ao valor de blowback longitudinal para obter um limite superior ao cíclico longitudinal; e em que o limite de controle de voo é subtraído do valor de blowback longitudinal para obter um limite inferior ao cíclico longitudinal; e um indicador configurado para exibir um símbolo que identifica o deslocamento do atuador em relação aos limites superior e inferior ao cíclico longitudinal.

2. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por compreender ainda: uma tabela de valores de batimento indicados, a qual se liga ao segundo loop; em que o parâmetro de voo detectado pelo terceiro sensor é recebido na tabela de valores de batimento e comparado aos valores de batimento indicados para determinar o valor de batimento total.

3. Aeronave, de acordo com a reivindicação 2, caracterizada pelo fato de que o parâmetro de voo é a velocidade aerodinâmica da aeronave.

4. Aeronave, de acordo com a reivindicação 2, caracterizada pelo fato de que a tabela de valores de batimento é ajustada manualmente durante o voo.

5. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por compreender ainda: um terceiro Ioop ligado operacionalmente aos sensores primeiro e terceiro, o qual é configurado para determinar um valor de blowback lateral gerado pela pá de rotor durante o voo e um valor de grandeza máxima do batimento lateral do modelo.

6. Aeronave, de acordo com a reivindicação 5, caracterizada pelo fato de que o terceiro Ioop compreende: uma tabela com valores de batimento lateral indicados; em que o parâmetro de voo detectado pelo terceiro sensor é recebido na tabela de valores de batimento lateral e comparado aos valores de batimento lateral indicados a fim de determinar a grandeza máxima do valor de batimento lateral do modelo.

7. Aeronave, de acordo com a reivindicação 5, caracterizada pelo fato de que um limite superior ao cíclico lateral é calculado pela soma do valor de grandeza máxima do batimento lateral do modelo menos o valor de blowback lateral; e em que o limite inferior ao cíclico lateral é calculado pela soma do valor negativo da grandeza máxima do batimento lateral do modelo mais o valor negativo do blowback lateral.

8. Sistema de controle para uma aeronave de asas rotativas, o sistema sendo caracterizado por compreender: um primeiro Ioop configurado para obter um valor de blowback longitudinal de uma pá de rotor durante o voo; e um segundo Ioop ligado ao primeiro loop, o qual é configurado para obter um valor de batimento total máximo do modelo e um valor de batimento lateral; em que o valor de batimento lateral ao quadrado é subtraído do valor de batimento total máximo do modelo ao quadrado para gerar um limite de controle de voo; em que o limite de controle de voo é somado ao valor de blowbaok longitudinal para criar um limite superior ao cíclico longitudinal; e em que o limite de controle de voo é subtraído do valor de blowback longitudinal para gerar um limite inferior ao cíclico longitudinal.

9. Sistema de controle, de acordo com a reivindicação 8, caracterizado por compreender ainda: um indicador configurado para exibir um símbolo que identifica o deslocamento do controlador em relação aos limites superior e inferior ao cíclico longitudinal.

10. Sistema de controle, de acordo com a reivindicação 8, caracterizado por compreender ainda: um primeiro sensor ligado aos atuadores cíclicos da aeronave de asas rotativas, o qual é configurado para detectar o deslocamento dos atuadores; um segundo sensor ligado a um rotor da aeronave de asas rotativas, o qual é configurado para detectar o batimento lateral e o batimento longitudinal da pá de rotor; e um terceiro sensor ligado à aeronave de rotor, o qual é configurado para detectar um parâmetro de voo da aeronave; em que o primeiro Ioop liga-se aos sensores primeiro e segundo; e em que o segundo Ioop liga-se aos sensores segundo e terceiro.

11. Sistema de controle, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado por compreender ainda: uma tabela de valores de batimento, a qual se liga ao segundo loop; em que o parâmetro de voo detectado pelo terceiro sensor é recebido na tabela de valores de batimento e comparado aos valores de batimento indicados a fim de determinar o valor de batimento total máximo do modelo.

12. Sistema de controle, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que o parâmetro de voo é a velocidade aerodinâmica da aeronave.

13. Aeronave, de acordo com a reivindicação 11, caracterizada pelo fato de que a tabela de valores de batimento máximo do modelo é ajustada manualmente durante o voo.

14. Sistema de controle, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado por compreender ainda: um terceiro Ioop ligado operacionalmente aos sensores primeiro e terceiro, o qual é configurado para determinar um valor de blowback lateral gerado pela pá de rotor durante o voo e um valor de grandeza máxima do batimento lateral do modelo.

15. Sistema de controle, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que o terceiro Ioop compreende: uma tabela de valores de batimento lateral; em que o parâmetro de voo detectado pelo terceiro sensor é recebido na tabela de valores de batimento lateral e comparado aos valores de batimento indicados para determinar a grandeza máxima do vaior de batimento lateral do modelo.

16. Método para gerar limites de controle de voo para uma aeronave de asas rotativas, o método sendo caracterizado por compreender: determinar um valor de blowback longitudinal; determinar um valor de batimento máximo do modelo; determinar um valor de batimento lateral; calcular um limite de controle de voo superior para o cíclico longitudinal com base no valor de blowback longitudinal, no valor de batimento total máximo do modelo e no valor de batimento lateral; e calcular um limite de controle de voo inferior para o cíclico longitudinal com base no valor de blowback longitudinal, no valor de batimento total máximo do modelo e no valor de batimento lateral.

17. Método, de acordo com a reivindicação 16, caracterizado por compreender ainda: comparar um parâmetro de voo da aeronave a vários valores de batimento determinados para determinar o valor de batimento total máximo do modelo.

18. Método, de acordo com a reivindicação 16, caracterizado por compreender ainda: determinar uma grandeza máxima do valor de batimento lateral do modelo; determinar um valor de blowback lateral; e calcular um limite de controle de voo superior para o cíclico lateral com base na grandeza máxima do valor de batimento lateral do modelo e no valor de blowback lateral.

19. Método, de acordo com a reivindicação 18, caracterizado por compreender ainda: comparar um parâmetro de voo da aeronave a vários valores de batimento lateral para determinar a grandeza máxima do valor de batimento lateral do modelo.

20. Método, de acordo com a reivindicação 16, caracterizado por compreender ainda: exibir um símbolo indicando o deslocamento de um atuador cíclico longitudinal da aeronave de asas rotativas em relação aos limites superior e inferior ao cíclico longitudinal.