BR102012030286B1 - sistema de controle de voo, modo e método provendo controle de velocidade da aeronave através do uso de controle liga-desliga momentâneo - Google Patents
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Abstract
SISTEMA DE CONTROLE DE VOO, MODO E MÉTODO PROVENDO CONTROLE DE VELOCIDADE DA AERONAVE ATRAVÉS DO USO DE CONTROLE LIGA-DESLIGA MOMENTÂNEO. Descreve-se uma lei de controle longitudinal é designada para otimizar as qualidades de voo quando a aeronave é estabelecida na configuração de aproximação, isto é, quando a alavanca do flap é estabelecida na posição de pouso e os trens de pouso estão travados para baixo. Sob tais circunstâncias, o esforço de ajuste da velocidade da aeronave pode ser extremamente reduzido pelo uso de um interruptor liga- desliga ou outro controle no sidestick, ao invés ou adicionalmente a um interruptor de ajuste para cima e para baixo adicional, tornando mais fácil a tarefa de seleção da velocidade pelo piloto. Esta lei de controle provê excelentes qualidades de manuseio durante a aproximação e pouso, com o benefício de não precisar ou usar as informações do radioaltímetro nas aplicações críticas de segurança.
Description
[0001] A presente tecnologia se refere a interfaces do usuário de controle homem-máquina da aeronave, e mais particularmente a um sistema de interface do usuário de controle de velocidade de curva fechada usando um interruptor liga-desliga momentâneo. Implementações não limitativas ilustrativas exemplares são sistemas, mecanismos e métodos a serem usados em um veículo de voo equipado com uma lei de controle de curva fechada.
[0002] A interface de controle entre um piloto e as superfícies de controle de ar de uma aeronave recebeu muita atenção ao longo da história da aviação. As interfaces de controle iniciais eram muito simples, mas necessitavam de uma grande quantidade de habilidade do piloto para serem operadas. As interfaces modernas de sistema de controle por cabo elétrico fazem uso de uma série de eletrônicos para assistir o piloto e tornar o voo mais seguro e mais econômico. No sistema de controle por cabo elétrico, o piloto interage com uma interface do usuário eletrônica que então controla os acionadores em cada superfície de controle da aeronave. Designers estão constantemente trabalhando para tornar a interface de controle do usuário mais segura, mais fácil de entender e operar, e mais eficaz, eficiente e confiável.
[0003] O então chamado "controle de curva fechada" usando uma "lei de controle"é comumente usado para controlar a aeronave durante o voo. O uso das leis de controle de feedback para aumentar o comando do elevador no eixo de inclinação de uma aeronave tem sido usado desde a última metade do século 20. Em termos de aeronave moderna, as leis de controle digital são usadas para implementar as leis de controle que usam um comando de referência com base na taxa de inclinação, fator de carga ou uma combinação destes. A velocidade em conjunto com um fator de carga também pode ser considerada como um comando de referência. Em alguns casos, todas as três variáveis são consideradas como comando de referência, isto é, o fator de carga, taxa de inclinação e velocidade são considerados.
[0004] Tipicamente na indústria aeronáutica, a aeronave do sistema de controle por cabo elétrico que opera na curva fechada no eixo longitudinal mantém o caminho de voo da aeronave enquanto o piloto move manualmente (deflete) um controle sidestick para prover um comando de fator de carga para a maioria das fases do voo. Neste caso, uma lei de controle longitudinal provê estabilidade de velocidade estática neutra e auto ajuste. Este tipo de lei de controle provê excelentes qualidades de manuseio enquanto em voo, mas não necessariamente durante o voo. Mais especificamente, as leis de controle longitudinal frequentemente não proveem característica de planagem de pouso adequada, e em particular estabilidade de velocidade durante o voo. Geralmente falando, a planagem de pouso é iniciada aumentando a atitude de inclinação da aeronave durante o pouso suficiente para reduzir a taxa de descida para uma quantidade desejada (por exemplo, 100 - 200 pés por minutos) quando o trem de pouso está em uma certa distância (por exemplo, aproximadamente 15 pés) acima da superfície da pista. Na maioria dos aviões, isto necessitará de um aumento da atitude de inclinação de uma certa quantidade (por exemplo, 1° a 3°). O impulso idealmente é levemente reduzido a zero conforme a planagem evolui, mas a estabilidade da velocidade é especialmente importante durante esta fase crítica do voo. Vide, por exemplo, The Airplane Flying Handbook (Administração da Aviação Federal Norte- Americana 2011).
[0005] A solução padrão na indústria tem sido a utilização do sensor do radioaltímetro. A informação da altura acima do nível do solo é usada para mudar a lei de controle para uma configuração com estabilidade de velocidade positiva próxima ao solo. Assim, tem sido o padrão na indústria que a mudança de configuração na lei de controle longitudinal para a planagem (isto é, quando a altitude da aeronave alcança a atitude de planagem) é baseada na informação do radioaltímetro. Particularmente, uma lei de controle com estabilidade de velocidade neutra e auto ajuste provê uma lei de controle com estabilidade de velocidade positiva, quando a altura da planagem é alcançada. No entanto, este tipo de solução tem ocasionalmente apresentado eventos em serviço tal como o acionamento precoce da planagem durante a aproximação devido à indicação errônea da altura. A informação do radioaltímetro pode ser corrompida por causas externas e internas, tal como fluxo de água suja ou acúmulo de gelo sobre as antenas, conectores degradados, variações de refletividade em pistas terrenas e contaminadas. Outra desvantagem relacionada ao uso do radioaltímetro na aplicação dos controles de voo críticos é a dependência dos sensores redundantes para garantir a integridade necessária do sistema. Em outras palavras, despachar com um radioaltímetro falho pode não ser possível garantir as margens de segurança necessárias.
[0006] Descobrimos que ao invés ou em adição ao uso da informação de altura, a estabilidade de velocidade pode ser realizada ao usar uma lei de controle longitudinal quando a aeronave é estabelecida para aproximar a configuração, isto é, quando a alavanca de flap é colocada na posição de pouso e os trens de pouso são travados. Isto significa que uma mudança na velocidade pode somente ser alcançada enquanto a força é aplicada no inceptor do piloto longitudinal. Sob tais circunstâncias, o esforço de ajuste da velocidade da aeronave pode ser extremamente reduzido através do uso de um interruptor liga-desliga momentâneo no sidestick, ao invés ou adicionalmente a um interruptor de ajuste ascendente-descendente convencional, tornando mais fácil a tarefa de seleção da velocidade pelo piloto. Esta lei de controle provê boas qualidades de manuseio durante a aproximação e pouso, com o benefício de não necessitar ou usar a informação do radioaltímetro nas aplicações críticas de segurança.
[0007] Em uma implementação não limitativa ilustrativa exemplar, uma lei de controle com base no controle do fator de carga é apresentada. Por exemplo, a lei de controle de voo computa o comando do fator de carga com base em um conjunto de parâmetros de voo e na posição detectada do inceptor do piloto. O inceptor do piloto pode ser qualquer um de uma pluralidade de dispositivos usados na indústria aeronáutica para servir como uma interface com um piloto humano, por exemplo, colunas, minicolunas, hastes centrais, manches centrais, ou sidesticks. Os parâmetros de voo incluem, entre outros, neste exemplo, posição dos flaps, velocidade calibrada e pressão dinâmica.
[0008] A presente tecnologia objetiva propor um sistema de controle de voo e um método de adicionar características positivas de estabilidade de velocidade a uma lei de controle longitudinal quando a aeronave é estabelecida para a configuração de aproximação, isto é, quando a alavanca do flap é colocada na posição de pouso e os trens de pouso estão baixos, sem necessitar do uso da informação do radioaltímetro. O esforço de ajuste da velocidade da aeronave durante a aproximação pode ser extremamente reduzido através do uso de um interruptor liga-desliga momentâneo no sidestick.
[0009] A tecnologia não limitativa ilustrativa exemplar descrita aqui é um sistema de controle de voo que adiciona estabilidade de velocidade estática positiva a lei de controle longitudinal quando a aeronave está configurada para pouso, isto é, as alavancas do flap na posição de pouso e os trens de pouso estão travados para baixo.
[0010] Desde que a lei de controle reconfigurada ilustrativa para pouso não proveja mais a capacidade de auto ajuste, um processo de ajuste manual é realizado similarmente para uma aeronave convencional: o pilo será solicitado a manter o interceptor longitudinal em uma posição retraída a fim de reduzir a velocidade da aeronave.
[0011] Uma vez que a velocidade alvo é alcançada, o piloto pode estabelecer este novo valor de referência de velocidade pressionando o interruptor liga-desliga momentâneo no sidestick, o que reduz significativamente a carga de trabalho do piloto. Contanto que o interruptor momentâneo esteja pressionado, a velocidade de referência é continuamente ressincronizada para a velocidade atual. Quando o interruptor é solto, a velocidade atual é travada como uma nova referência.
[0012] A fim de evitar transientes na superfície primária, um limitador de faixa é aplicado enquanto a nova velocidade de referência ainda não foi alcançada pela aeronave. A velocidade de referência pode ser indicada no display de voo primário como um bug de velocidade na fita de velocidade. O empreendimento do modo de pouso é indicado como uma bandeira também no displayprimário.
[0013] Uma vantagem não limitativa da solução ilustrativa é uma lei de controle que provê qualidades de manuseio adequadas durante ambas as fases de aproximação e planagem de pouso. Portanto, o radioaltímetro não é mais necessário como um disparador para a lei de controle da planagem. Isto elimina o caso de falha de uso da informação de altura errônea e permite a saída da aeronave com um radioaltímetro falho sem redução das margens de segurança.
[0014] Em uma implementação não limitativa exemplar, nenhum hardware adicional ou partes físicas são necessários para implementar a solução proposta quando comparada a aeronave na configuração básica.
[0015] Um sistema ilustrativo não limitativo exemplar provê um modo e método de sistema de controle de voo que provê controle de velocidade da aeronave através do uso de um interruptor liga desliga momentâneo no inceptor do piloto. Quando configurado para pouso, o empreendimento do modo proposto adiciona estabilidade de velocidade estática a uma lei de controle longitudinal que controla uma demanda do fator de carga. Tal sistema ilustrativo pode prover: • Uma maneira para o sistema de controle voo detectar que a aeronave está configurada para pouso. A alavanca de flap, a posição do trem de pouso e peso sobre os sensores das rodas podem, por exemplo, ser usados para caracterizar a fase de pouso. No entanto, qualquer outro sensor usado na indústria aeronáutica poderia ser usado para detectar a fase de voo, por exemplo, entre outros, velocidade, dados de inércia, radioaltímetro, ou um interruptor da cabine ativado pela equipe. • Uma maneira para o piloto mudar a velocidade da aeronave quando a estabilidade da velocidade positiva for alcançada. Em uma solução proposta, o piloto será solicitado a manter o inceptor longitudinal em uma posição puxada para trás a fim de reduzir a velocidade da aeronave e na posição avançada para aumentar a velocidade. O inceptor do piloto pode ser qualquer um de uma pluralidade de dispositivos usados na indústria aeronáutica para servir como uma interface com um piloto humano, por exemplo, colunas, minicolunas, hastes centrais, manches de controle, ou sidesticks. • A maneira para o piloto selecionar uma nova velocidade de referência quando a velocidade alvo é alcançada um interruptor on-off momentâneo localizado no interceptor do piloto é pressionado para selecionar a atual velocidade como a velocidade de referência. Este interruptor momentâneo pode compreender qualquer um de uma pluralidade de dispositivos usados na indústria aeronáutica tal como interruptores, botões, botões giratórios, alavancas, telas sensíveis ao toque, etc.; • Um meio de processamento de dados e saídas de computação, com base em uma lógica determinada, e comandar as superfícies elevatórias; • Um meio de comandar as superfícies do elevador de acordo com o comando dado por este meio de processar dados e saídas de computação; • Um conjunto de sensores que detecta a configuração do veículo de voo e o estado do voo, a ser usado em um módulo lógico que decide se o modo de controle de voo deve ser empreendido e colocado em operação. • Uma vez empreendido, um conjunto de sensores que detecta a configuração do veículo de voo e o estado de voo, é usado em um módulo lógico que decide se o módulo de controle de voo deve ser liberado.
[0016] Estes e outros aspectos e vantagens serão melhor e mais completamente entendidos em referência a descrição detalhada a seguir das realizações ilustrativas não limitativas exemplares em conjunto com os desenhos dos quais:
[0017] A Figura 1 é um exemplo não limitativo de um veículo de voo tal como um turbofan transportador civil;
[0018] A Figura 3 é um diagrama esquemático de uma implementação não limitativa ilustrativa exemplar de um sistema de controle de voo não limitativo exemplar, mostrando uma arquitetura de sistema não limitativo básico;
[0019] A Figura 3 apresenta um esquema de uma arquitetura não limitativa exemplar da lei de controle longitudinal com base no controle do fator de carga com a via de velocidade que provê estabilidade de velocidade estática positiva;
[0020] A Figura 4 é um diagrama que detalha o módulo lógico não limitativo ilustrativo exemplar, que permite a configuração da lei de controle com a estabilidade de velocidade;
[0021] A Figura 5 descreve graficamente com mais detalhes não limitativos exemplares, como a estabilidade de velocidade é adicionada a lei de controle, mostrando como a velocidade de referência é estabelecida e como a velocidade delta é convertida em um comando de fator de carga delta; e
[0022] A Figura 6 apresenta indicações do display de voo primário não limitativas exemplares relacionados ao modo do sistema de controle de voo não limitativo ilustrativo exemplar.
[0023] A Figura 1 mostra um exemplo: uma aeronave A transportadora de civis de mecanismos gêmeos de turbofan. Dois elevadores (1) são instalados na asa de cauda horizontal TW para controle da inclinação, e dois flaps F são instalados nas asas principais W para controlar a elevação e para desacelerar a aeronave durante o pouso. Os elevadores da cauda 1 controlam a inclinação da aeronave A durante a decolagem, voo e pouso. O piloto na cabine C interage com a aeronave A para controlar as superfícies de controle incluindo os flaps F e elevadores 1. Um sistema de controle de voo eletrônico de controle por cabo elétrico aceita entrada do piloto (por exemplo, através de manipulação manual de uma alavanca de flap 7 e um inceptor do piloto 2, vide Figura 2), e usa leis de controle automático tipicamente implementadas por um sistema de processamento digital (computador) para controlar os acionadores que por sua vez controlam as posições dos flaps F e elevadores 1. Ao pousar, o trem de pouso (não mostrado) no lado de baixo da aeronave A desce a partir de um compartimento na barriga da aeronave para prover rodas que entram em contato com a pista após o pouso e permite que a aeronave deslize sobre a pista.
[0024] A Figura 2 mostra um sistema de controle eletrônico de voo FCS não limitativo exemplar. O veículo de voo é equipado com uma alavanca de flap do piloto (7) que o piloto pode mover manualmente para controlar a posição dos flaps F (superfícies de controle na asa principal), por exemplo, para pousar a aeronave A. O presente sistema é automaticamente empreendido durante as operações de voo quando: a) O sinal de posição (8) da alavanca do flap é detectado (por meio dadetecção 9) e identificado na configuração de pouso, e b) a aeronave é identificada como estando no ar (por meio da detecção 12), e c) os trens de pouso são travados para baixo (o que é sentido por meio da detecção 14).
[0025] Após o empreendimento deste modo, a lei de controle muda suas características de estabilidade de velocidade estática neutra e auto ajuste para uma configuração com estabilidade de velocidade positiva e ajuste manual.
[0026] Nesta configuração com estabilidade de velocidade positiva, o processo de ajuste é concluído de uma maneira similar a uma aeronave convencional. O sistema recebe as entradas da posição longitudinal (3) (que é detectada por meio da detecção 4) a partir do inceptor do piloto (2). O piloto será solicitado a manter o inceptor longitudinal em uma posição puxada para trás a fim de reduzir a velocidade da aeronave. No sentido oposto, se o piloto mantiver o inceptor empurrado para frente, a velocidade da aeronave é aumentada. O termo inceptor do piloto compreende uma pluralidade de dispositivos usados na indústria aeronáutica para permitir a interface com o piloto humano, por exemplo, colunas, minicolunas, hastes, sidesticks e todos os outros.
[0027] Uma vez que a velocidade da aeronave é alcançada, o piloto aciona o interruptor LIGA-DESLIGA momentâneo (5) (localizado no inceptor do piloto 2) por exemplo, empurrando-o com seu polegar, e a informação da posição do interruptor (que é detectada por meio da detecção 6) é usada para selecionar a velocidade atual como a nova referência de velocidade. A velocidade de referência pode ser estabelecida desta maneira, por exemplo, quando o interruptor liga-desliga momentâneo está pressionado (para indicar que o piloto deseja estabelecer a velocidade) e então solto (isto é, quando o piloto está satisfeito que a velocidade atual e a velocidade que ele quer usar como a velocidade estabelecida). Conforme mostrado na Figura 6, o piloto pode receber feedback visual através do display D como um limite para estabelecer o ajuste de velocidade usando o controle liga-desliga momentâneo 5 e para indicar a velocidade estabelecida usando um bug de velocidade 46 em uma fita de velocidade ST convencional. Na ilustração exemplar, quando o piloto empurra e então solta o interruptor momentâneo 5, a velocidade atual é travada e usada como referência na lei de controle aplicada automaticamente pelo sistema de controle de voo FCS. Em uma implementação não limitativa exemplar, a velocidade atual é travada no momento que o piloto solta o controle liga-desliga momentâneo 5.
[0028] O interruptor liga-desliga momentâneo do piloto 5 revelado pode compreender qualquer um de uma pluralidade de dispositivos usados na indústria aeronáutica para permitir que o piloto ligue ou desligue um sistema, tal como botões, alavancas, botões giratórios, comandos de voz, comandos de pensamento, e outros. Em um exemplo não limitativo, o botão TCS (interruptor de Direcionamento de Controle de Toque) localizado no sidestick do inceptor do piloto 2 pode ser usado como o "interruptor liga-desliga momentâneo", desde que este uso seja compatível com o uso de sincronização do direcionador de voo dado que as duas funções são mutuamente exclusivas (isto é, direcionamento e descida de pouso não são realizados simultaneamente). Considerando que o botão TCS já está presente para uso por esta outra aplicação, nenhum peso extra é adicionado à aeronave e nenhum controle adicional é provido - o interruptor TCS é simplesmente proposto novamente para um segundo uso durante a fase de pouso. No entanto, qualquer outro ou interruptor liga-desliga momentâneo adicional ou outro controle localizado na cabine poderia ser usado ao invés deste.
[0029] O sistema ilustrativo recebe sinais de um conjunto de sensores, a saber: ADS - Sistema de Dados Aéreos - (10) que provê o ângulo de ataque e velocidade, AHRS - Sistema de Referência de Direcionamento e Atitude - (11) que provê a taxa de inclinação e aceleração normal, e a posição do flap (13). Outras entradas também podem ser usadas.
[0030] Na implementação não limitativa exemplar, a informação flui através de um meio de transmissão de dados (15). Todos estes dados, isto é, a partir de comandos do piloto, e sensores da aeronave, são enviados para um meio de processamento de dados e saídas de computação (16), com base em um código programável armazenado em um meio de armazenamento não transitório SM. O arranjo de processamento 16 pode compreender qualquer sistema de processamento conhecido convencional com base, por exemplo, em microprocessadores digitais e memória associada, periféricos e interfaces de hardware. Então, o arranjo de processamento (16) é capaz de computar um comando de elevação (18) com base nos dados de entrada recebidos. Este comando é enviado para um meio de acionamento de uma superfície de controle de voo (17), que compreende uma unidade de controle ou acionador capaz de comandar as superfícies do elevador (19) para a posição comandada. Consequentemente, as superfícies do elevador 1 são posicionadas de acordo com o comando computado pelo sistema de processamento (16). O sistema de processamento 16 também é capaz de prover informação para o piloto e equipe de voo através de um ou mais displays eletrônicos D e/ou outros dispositivos de saída tal como alto-falantes de áudio, campainhas, etc.
[0031] A Figura 3 detalha as instruções de controle do programa de software exemplar armazenadas no meio de armazenamento não transitório SM e executadas através do sistema de processamento (16), apresentando um esquema de fluxo do sinal. Desta forma, o sistema compreende uma “posição do inceptor para a função de comando do fator de carga normal (NZcmd)” (20). O comando do fator de carga normal Nzcmd (21) é usado como ponto de regulagem da lei de controle da curva fechada.
[0032] Um comando de avanço (34) é calculado com base na soma de dois termos. O primeiro termo (25) é o fator de carga normal (Nzcmd) multiplicado por um ganho. A fim de calcular o segundo termo, o fator de carga normal (Nzcmd) é filtrado através de um segundo filtro de ordem (23). Neste processo de filtragem, o derivativo do comando de fator de carga Nzcmdé estimado e a versão filtrada do comando de fator de carga Nzfilt é calculado. Estes dois sinais (Nzcmd, Nzfilt) são multiplicados por ganhos para compor o segundo termo (26). O comando de avanço filtrado (34) é a soma do (25) e (26).
[0033] O comando de fator de carga filtrado Nzfilt e o derivativo do comando do fator de carga Nzcmdtambém são usados para calcular a via de alta frequência do comando de curva fechada. Na primeira etapa, a referência do ângulo de ataque e a referência da taxa do ângulo de ataque são criadas como um resultado da multiplicação do Nzfilt e Nzcmd através de um fator de conversão (24), respectivamente. Estas referências são então subtraídas a partir do valor real detectado do ângulo de ataque passado através de um filtro complementar (α) e o valor estimado do derivativo do ângulo de ataque (α') (27), respectivamente. Os resultados destas duas subtrações são multiplicados por dois ganhos (Gα, Gα'), respectivamente, para gerar a via de alta frequência do comando de curva fechada (29).
[0034] A via integral do comando de curva fechada (30) é gerada pelo integral da diferença entre o comando do fator de carga filtrado Nzfilt e o comando do fator de carga detectado para o eixo de estabilidade (28) multiplicado por um ganho.
[0035] A fim de prover estabilidade de velocidade estática positiva quando a aeronave está configurada para pouso, duas modificações são aplicadas a lei de controle básica. A primeira modificação é o cálculo de um AVCAS de erro (22) entre a velocidade de referência (selecionada pelo piloto através do interruptor liga-desliga momentâneo) e a velocidade calibrada detectada. Este erro é convertido para um delta no comando do fator de carga (20). O Nzcmd (21) resultante é então o Nzcmd original somado ao erro gerado pela diferença entre a velocidade de referência e a CAS (velocidade calibrada) convertida para um comando de fator de carga delta.
[0036] A segunda modificação é o cálculo do termo de baixa frequência (31) no comando de curva fechada da lei de controle. Este termo é a soma dos valores detectados do ângulo de atitude (θ) e a velocidade verdadeira (U) multiplicada por ganhos individuais.
[0037] O comando de curva fechada total (32) é a soma do termo integral (30), o termo de alta frequência (29) e o termo de baixa frequência (31). O ganho de curva fechada total (o comando de curva fechada total) é passado através de um filtro de rejeição (33) para atender aos requisitos de estabilidade estrutural. O comando final do elevador (35) é o comando de curva fechada filtrado de rejeição somado com o comando de avanço (34). O comando elevatório é enviado para uma unidade eletrônica que controla a posição do elevador através dos acionadores eletro hidráulicos (36). Oefeito da nova posição do elevador na resposta dinâmica da aeronave é detectado por sensores específicos (37) para alimentar o sistema de controle.
[0038] A Figura 4 descreve condições lógicas não limitativas exemplares que precisam ser atendidas a fim de satisfazer o travamento interno (bf = VERDADEIRO) que provê estabilidade de velocidade estática positiva para a lei de controle longitudinal: A alavanca de flap configurada para pouso (39), trens de pouso travados para baixo (40) e a aeronave indicando status "no ar" (WOW (peso sobre as rodas) = FALSO) (41). No exemplo ilustrativo não limitativo, o interruptor liga-desliga momentâneo localizado no inceptor do piloto também precisa não estar pressionado (38), a fim de prover estabilidade de velocidade.
[0039] Quando o TCS ou outro interruptor momentaneamente ligado está pressionado, a velocidade de referência é sincronizada com a velocidade atual, que força o delta no comando do fator de carga (20) para zero. Com o interruptor pressionado, a lei de controle padrão provê estabilidade de velocidade estática neutra.
[0040] A Figura 5 provê detalhes do processo de ajuste dentro do algoritmo da lei de controle quando o interruptor momentâneo 5 está pressionado. Quando o modo de pouso está empreendido (bf = VERDADEIRO), a velocidade de referência (45) é atualizada (travada) com o valor da velocidade atual. Se o piloto aplicar força no inceptor longitudinal, a velocidade da aeronave é mudada e um erro (42) é gerado entre a velocidade de referência e a velocidade da aeronave atual. Este erro de velocidade é convertido para um erro do fator de carga através de um ganho de conversão. Quando o interruptor momentâneo 5 é pressionado (bf = FALSO) a velocidade de referência é sincronizada com a velocidade atual. Em outras palavras, o erro de velocidade é instantaneamente estabelecido em zero. A fim de evitar um transiente abrupto na superfície do elevador quando o interruptor momentâneo está pressionado, um limitador de faixa é usado (43).
[0041] Ainda, o comando do fator de carga final é o comando do inceptor convertido a um fator de carga demandado calculado através de uma função de modelagem (44) somado ao fator de carga delta devido ao erro entre a velocidade de referência e a velocidade atual. A via integral da lei de controle (30) garante que a velocidade ajustada seja alcançada com erro de estado imóvel zero e o sidestick na posição neutra.
[0042] A Figura 6 mostra as indicações do display de voo primário ilustrativas. Quando os sistemas detectam que a aeronave está configurada para pouso, o modo é indicado através da bandeira "TCS TRIM" (47) sugerindo o uso do interruptor TCS como o meio primário para ajustar a velocidade da aeronave quando este modo está empreendido. A velocidade de referência também é indicada na fita de velocidade ST convencional através do bug de velocidade (46).
[0043] Enquanto a presente tecnologia foi descrita em conexão com as realizações não limitativas ilustrativas exemplares, a invenção não é limitada pela revelação. A invenção é destinada a ser definida pelas reivindicações e cobrir todos os arranjos equivalentes e correspondentes se especificamente revelados aqui ou não.
Claims (17)
1. Sistema de controle de voo de aeronave (FCS) para controlar uma aeronave (A) do tipo tendo dois elevadores (1) que controlam a inclinação da aeronave, o sistema (FCS) compreendendo: acionadores (17) operacionalmente acoplado aos elevadores (1), os acionadores (17) sendo estruturados para controlar posições dos elevadores (1) em resposta a um comando do elevador; um sistema de processamento (16) acoplado aos acionadores (17) e seletivamente gerando o comando do elevador; e um controle liga-desliga momentâneo manipulável manualmente (5) provendo a entrada para o sistema de processamento (16); o sistema de controle de voo de aeronave (FCS) sendo caracterizado pelo fato de que o sistema de processamento (16) é estruturado para controlar os acionadores (17) do elevador com base em uma lei de controle longitudinal que controla uma demanda do fator de carga, e para modificar a lei de controle longitudinal para estabelecer uma velocidade de referência durante a aproximação e pouso em resposta a dita entrada do controle liga-desliga momentâneo manipulável manualmente.
2. Sistema de controle de voo (FCS), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o controle liga-desliga momentâneo compreende um interruptor liga-desliga momentâneo (5) no em um inceptor do piloto (2).
3. Sistema de controle de voo (FCS), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o sistema de processamento (16) detecta automaticamente quando a aeronave (A) está configurada para pousar e empreende condicionalmente a configuração de velocidade com base no controle liga-desliga momentâneo (5) em resposta a detecção automática de pouso.
4. Sistema de controle de voo (FCS), de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que inclui, ainda, uma alavanca de flap (7) e posição do trem de pouso e peso sobre os sensores das rodas (14, 12), o sistema de processamento (16) usando a dita alavanca de flap (7) e sensores (14, 12) para caracterizar a fase de pouso.
5. Sistema de controle de voo (FCS), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que inclui, ainda, um inceptor longitudinal manipulável manualmente (2), em que o sistema de processamento (16) é estruturado para permitir que um piloto mude a velocidade da aeronave quando a estabilidade de velocidade positiva é empreendida mantendo o inceptor longitudinal (2) em uma posição puxada para trás a fim de reduzir a velocidade da aeronave e na posição avançada para aumentar a velocidade.
6. Sistema de controle de voo (FCS), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o sistema de processamento (16) é estruturado para que o piloto selecione uma nova velocidade de referência durante a aproximação e o pouso pressionando e/ou soltando manualmente o controle liga- desliga momentâneo (5), quando uma velocidade alvo desejada é alcançada para selecionar a velocidade atual como a velocidade de referência.
7. Sistema de controle de voo (FCS), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o sistema de processamento (16) é estruturado para processar dados e saídas de computador, com base em uma lógica determinada, e comandar os acionadores do elevador (17) em resposta a este.
8. Sistema de controle de voo (FCS), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que inclui, ainda, um conjunto de sensores (10, 11, 12, 13, 14) que detectam a configuração da aeronave (A) e o estado do voo, o sistema de processamento (16) incluindo um módulo lógico que decide se um modo de controle de voo predeterminado responsivo ao controle liga-desliga momentâneo (5) é permitido para empreendimento e operação.
9. Sistema de controle de voo (FCS), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que inclui, ainda, um conjunto de sensores (10, 11, 12, 13, 14) que detectam a configuração da aeronave (A) e o estado do voo, o sistema de processamento (16) incluindo um módulo lógico que decide se um modo de controle de voo predeterminado responsivo ao controle liga-desliga momentâneo (5) deve ser liberado.
10. Em uma aeronave (A) do tipo incluindo um sistema de controle de voo da aeronave (FCS) de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores para controlar dois elevadores (1) que controlam a inclinação da aeronave pelo menos durante o pouso, um método de controle sendo caracterizado pelo fato de que compreende: controlar os acionadores de elevador (17) com base em uma lei de controle longitudinal que controla uma demanda do fator de carga para controlar a posição dos elevadores (1); e modificar seletivamente a lei de controle longitudinal para permitir que o um piloto estabeleça uma velocidade de referência durante a aproximação e pouso acionando um controle liga-desliga momentâneo manipulável manualmente (5) quando o avião a aeronave (A) está configurada para pouso.
11. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que acionando um controle liga-desliga momentâneo manipulável manualmente compreende pressionar e/ou liberar manualmente um interruptor liga-desliga momentâneo (5) disposto em um inceptor do piloto (2).
12. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que inclui, ainda, indicar a velocidade de referência exibindo um bug de velocidade em uma fita de velocidade exibida.
13. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de inclui, ainda, detectar quando a aeronave (A) está configurada para pouso usando alavanca do flap, sensores de posição do trem de pouso e sensores de peso nas rodas (12, 13, 14).
14. Em uma aeronave (A) do tipo incluindo um sistema de controle de voo da aeronave (FCS) de acordo com as reivindicações 1 a 9 para controlar dois elevadores (1) que controlam a inclinação da aeronave pelo menos durante o pouso, um meio de armazenamento não transitório (SM) armazenando as instruções de controle do programa que controlam o sistema de controle de voo (FCS) para: controlar os acionadores de elevador (17) com base em uma lei de controle longitudinal que controla uma demanda do fator de carga para controlar a posição dos elevadores (1); e modificar seletivamente a lei de controle longitudinal para permitir que o um piloto estabeleça uma velocidade de referência durante a aproximação e pouso acionando um controle liga-desliga momentâneo manipulável manualmente (5) quando a aeronave (A) está configurada para pouso.
15. Meio de armazenamento não transitório (SM), de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que as ditas instruções de controle de programa armazenadas modificam seletivamente a lei de controle longitudinal em resposta ao pressionamento e/ou liberação manual de um interruptor liga-desliga momentâneo (5) disposto em um inceptor do piloto (2).
16. Meio de armazenamento não transitório (SM), de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que o meio de armazenamento (SM) armazena outras instruções de controle para indicar a velocidade de referência pela exibição de um bug de velocidade em uma fita de velocidade exibida.
17. Meio de armazenamento não transitório (SM), de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que as ditas instruções de controle do programa armazenadas são estruturadas ainda para determinar quando a aeronave (A) está configurada para pouso usando a alavanca do flap, sensores de posição do trem de pouso e sensores de peso nas rodas (12, 13, 14).
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