BR102013000677B1 - método de modificar uma atitude de pitch de uma aeronave durante o pouso e meio de transporte - Google Patents

Abstract

MODIFICADOR DE ATITUDE PARA UM POUSO TRANQUILO. A presente invenção refere-se a um método de modificar a atitude de pitch de uma aeronave durante o pouso, compreendendo: comandar os flaps para moverem para um ajuste de pouso; fornecer um valor de corrente para um parâmetro de condição de voo; fornecer um ajuste de flaps corrente; comparar o dito valor corrente a pelo menos um valor limite; se o dito valor corrente excede o dito limite, determinar um novo ajuste de flaps capaz de produzir um aperfeiçoamento em pelo menos um de uma margem de contato do corpo de popa selecionada e uma margem de contato do trem de nariz selecionada para aeronave; e ajustar os flaps para o novo ajuste de flaps.

Description

[0001] A presente invenção refere-se a atitude de pitch de uma aeronave é o ângulo definido pelo eixo longitudinal da aeronave e uma linha horizontal. A atitude de pitch é um importante parâmetro da aeronave que deve ser levado em consideração durante a abordagem de pouso e aterrissagem. A atitude de pitch da aeronave durante o pouso irá variar de acordo com um número de fatores. Por exemplo, distúrbios atmosféricos, tais como a presença de uma rajada de vento, afetarão a atitude de pitch, exigindo ajuste. O ajuste da atitude de pitch em resposta aos distúrbios atmosféricos assegura que o ângulo da trajetória do voo será mantido durante o pouso.

[0002] Durante o pouso o envelope de atitude de pitch de uma ae ronave está em parte limitado pela conformação da aeronave. Durante o sinalizador de pouso e aterrissagem, conforme o nariz da aeronave sobe para aumentar a atitude de pitch, a seção de popa da aeronave se torna progressivamente mais próxima do solo. A separação entre a seção de popa da aeronave e o solo é conhecida como margem de contato do corpo de popa. Para minimizar a chance da seção de popa de contatar o solo, é desejável não ter a atitude de pitch excedida de um valor máximo, comumente referido como a maior parte da condição de voo crítico no corpo de popa. A maior parte da condição de voo crítico no corpo de popa define uma atitude de pitch máxima predeterminada que fornece uma folga exigida entre a seção de popa do corpo da aeronave e o solo durante o pouso. A folga exigida é conhecida como exigência de margem de contato do corpo de popa. Essa exigência é em graus e é definida pelo ângulo entre a pista de decolagem e uma linha estendendo entre o trem de pouso principal de uma aeronave e a área mais inferior da seção de popa da aeronave. Vide FIGURA 1.

[0003] Além de um valor máximo, durante o pouso, é também de sejável que a atitude de pitch não caia abaixo de um valor mínimo. Durante a abordagem, o trem de pouso principal e o trem de nariz de uma aeronave são abaixados. Pelo fato do trem de nariz não ser projetado para suportar o impacto da aterrissagem da aeronave, é crucial pousar a aeronave de modo que o trem de pouso principal faça contato com o solo primeiro. A separação entre o trem de nariz e o solo quando o trem de pouso principal contata o solo é conhecida como a margem de contato do trem de nariz. De modo a impedir aterrissagens com o trem de nariz primeiro, uma atitude de pitch mínima, comumen- te referida como uma maior parte de condições de voo crítico do trem de nariz, é definida. O pouso em atitude de pitch igual ou maior do que o valor mínimo para a maior parte de condições de voo crítico do trem de nariz assegura que a aterrissagem com trem de pouso principal precede a aterrissagem com trem de nariz por um valor predeterminado. O valor predeterminado é conhecido como a exigência de margem de contato do trem de nariz. Essa exigência é também em graus e é definida pelo ângulo entre a pista de decolagem e uma linha se estendendo entre o trem de pouso principal e o trem de nariz na aeronave. Vide FIGURA 2.

[0004] Como estabelecido acima, devido às condições atmosféri cas e outros parâmetros, a atitude de pitch de uma aeronave durante o pouso irá variar. Algumas vezes, a atitude de pitch irá aumentar para um valor grande, abaixando a seção de popa da aeronave perigosamente perto do solo durante abordagem e aterrissagem. Em alguns casos, a exigência de margem de contato do trem de nariz pode ser violada, fazendo com que a seção de popa do corpo da aeronave contate o solo, resultando em avaria para a aeronave.

[0005] Essas questões foram abordadas pelo modificador de atitu- de de pouso (LAM) descrito na Patente US 5.823.479. Quando os flaps de arrasto de uma aeronave estão em uma posição de detenção do flap de pouso, o LAM ativa e posiciona as superfícies de geração de elevação, tais como os flaperons, ailerons ou spoilers, para aperfeiçoar a margem de contato do trem de nariz e a margem de contato do corpo de popa durante um pouso da aeronave. Como mencionado acima, no entanto, o LAM usa esses dispositivos com flaps de bordo de fuga em uma posição de deter o pouso, então a resistência é aumentada durante o segmento de abordagem de voo. A resistência aumentada irá aumentar o ruído durante a abordagem em duas maneiras. Primeiro, o empuxo do motor aumentado será necessário para compensar o aumento da resistência. O empuxo do motor aumentado irá aumentar ruído da abordagem. Em segundo lugar, a resistência aumentada é o resultado de uma distribuição de elevação desigual causada pelas deflexões do flaperon usado para a atitude de controle. A distribuição desigual irá fazer com que o ruído da abordagem gerado pela estrutura do avião aumente.

[0006] O ruído da abordagem aumentado irá causar um impacto ambiental desfavorável em comunidades que circundam o aeroporto, e irá também aumentar o nível de certificação do Ruído da Abordagem como definido pelas Normas da Aviação Federal, Parte 36. Os aumentados níveis de Ruído da Abordagem certificados podem restringir as operações da aeronave em certos aeroportos com um impacto desfavoráveis.

[0007] Um sistema e um método são, por conseguinte, necessá rios para superar as questões relacionadas a ruído dos sistemas e métodos de LAM existentes.

SUMÁRIO DA DESCRIÇÃO

[0008] Essas e outras características, aspectos e vantagens da descrição tornar-se-ão mais bem entendidas com referência aos se- guintes desenhos, descrição e reivindicações.

[0009] Em um aspecto, a presente invenção fornece um método de modificar a atitude de pitch de uma aeronave durante o pouso, compreendendo: comandar os flaps para movê-los para um ajuste de pouso; fornecer um valor corrente para um parâmetro de condição de voo; fornecer um ajuste para correntes dos flaps; comparar o dito valor corrente em pelo menos um valor limite; se o dito valor corrente excede o dito limite, determinar um novo ajuste dos flaps capaz de produzir um aperfeiçoamento em pelo menos uma de uma margem de contato do corpo de popa selecionada e uma margem de contato do trem de nariz selecionada; e ajustar os flaps para o dito no ajuste dos flaps.

[00010] Em um segundo aspecto, a presente invenção fornece um método de reduzir ruído acústico em uma aeronave pousando, compreendendo: fornecer um meio de memória legível por computador armazenado na aeronave; e pelo menos um processador operável para acessar as instruções do programa do meio de memória legível por computador executáveis pelo processador para operar os flaps da aeronave para modificar a atitude de pitch da aeronave de acordo com um parâmetro de condição do voo corrente, e operar os flaps da aeronave de acordo com as instruções do programa.

[00011] Em um terceiro aspecto, a presente invenção fornece um meio de transporte compreendendo: uma aeronave; um meio de memória legível por computador armazenado na aeronave; e pelo menos um processador operável para acessar das instruções do programa do meio de memória legível por computador através do processador para: operar os flaps da aeronave para modificar a atitude de pitch da aeronave de acordo com o parâmetro de condição do voo corrente.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[00012] A FIGURA 1 ilustra a exigência de margem de contato do corpo de popa de uma aeronave.

[00013] A FIGURA 2 ilustra a exigência de margem de contato do trem de nariz de uma aeronave.

[00014] A FIGURA 3 ilustra um exemplo de uma Unidade Eletrônica de Flaps e Palhetas (FSEU) fornecida com um QLAM.

[00015] A FIGURA 4 é um fluxograma ilustrando etapas aplicadas por um exemplo alfa-QLAM.

[00016] A FIGURA 5 ilustra um exemplo de alfa-QLAM em operação.

[00017] A FIGURA 6 ilustra um exemplo de QLAM de velocidade.

DEFINIÇÕES

[00018] Como pretendido aqui, a frase "flaps N", onde N é um número natural, denota o ângulo de extensão de flaps de aeronave, também conhecidos como ajuste de flaps ou posição de flaps. Dessa maneira, "flaps 20" significa que os flaps são estendidos para 20o, "flaps 23" que eles são estendidos para 23°, e assim por diante. Quanto maior o N, maior o ajuste de flaps correspondentes. Similarmente, frases tais como "movendo para N" ou "ajustando para N", quando em referência aos flaps de uma aeronave, são aqui pretendidas denotar o ato de estender ou retrair os flaps para alcançar um ajuste de N graus. Em alguns casos, devido à padronização entre diferentes aeronaves, a frase "flaps N" pode não mais se referir aos flaps sendo estendidos exatamente para N graus. No entanto, aqueles versados na técnica conhecem exatamente que ângulo e posição de flap correspondem a um detentor de manípulo de flap em uma aeronave dada.

[00019] Como pretendido aqui, o conceito de uma variável, tal como um ângulo ou uma velocidade, excedendo um limite não é para ser restritivamente lido somente como aplicação para casos por meio do que a variável aumenta para ser maior do que o limite, mas também aqueles por meio do que a variável diminui para ser menor do que o limite. Por exemplo, a velocidade da aeronave em relação ao ar excedendo o limite V pode tanto se referir à velocidade da aeronave em relação ao ar aumentando para valores maiores do que ou para diminuir para valores menores do que V.

DESCRIÇÃO DETALHADA DA DESCRIÇÃO

[00020] A seguinte descrição detalhada é dos melhores modos contemplados correntemente de executar a descrição. A descrição não é para ser levada no sentido de limitação, mas é feita meramente para o propósito de ilustrar os princípios gerais da descrição, uma vez que o escopo da descrição e melhor definido pelas reivindicações apensas.

[00021] A invenção reivindicada fornece um "QUIET LAM" ("QLAM") que alcança a modificação de atitude de pouso de uma maneira que resulta em menos ruído acústico para a comunidade circundante do que o LAM tradicional. O QLAM não confia em flaperons, spoilers ou ailerons de elevação para alcançar a modificação de atitude de pouso, mas em vez disso ajusta a posição dos flaps de bordo de fuga para manter o parâmetro de condição de voo em uma faixa desejável e, desse modo, manter a atitude de pitch na sua faixa desejável. A função de QLAM equilibra o trem de nariz e margens da cauda para pouso, enquanto reduz tanto quanto possível o ruído ouvido pela comunidade circundante.

[00022] Usando o código de programação armazenado em um meio legível por computador, tal como disco magnético ou disco ótico, o QLAM executa a função de operar os flaps da aeronave para modificar a atitude de pitch da aeronave de acordo com os valores correntes de um parâmetro de condição de voo. O parâmetro de condição de voo pode ser qualquer parâmetro correlacionado com a atitude de pitch da aeronave, tais como a própria atitude de pitch, o ângulo de ataque, velocidade da aeronave em relação ao ar ou atitude de abordagem. Quando os flaps são comandados para mover para uma posição de pouso, o valor corrente do parâmetro é comparado ao(s) valor(s) limi- te(s) definindo uma faixa aceitável. Se o valor é fundamentado para exceder um limite, os flaps são ajustados para um novo ajuste capaz de produzir um aperfeiçoamento em pelo menos uma de uma margem de contato do corpo de popa selecionada e uma margem de contato do trem de nariz selecionada para a aeronave.

[00023] Em um primeiro aspecto da invenção, o parâmetro de condição de voo pode ser o ângulo de ataque (também conhecido como "alfa" ou "AOA"), que, quando as asas estão em nível, é ligado à atitude de pitch pela equação (1): Atitude de Pich = Ângulo de Ataque + Ângulo de Percurso de Voo (1)

[00024] A FIGURA 3 ilustra um exemplo de uma Unidade Eletrônica de Flaps e Palhetas (FSEU) para um Boeing 777 fornecido com um QLAM tendo o ângulo de ataque como um parâmetro de função de voo ("AOA-QLAM", ou "alfa-QLAM"), de acordo com o primeiro aspecto da invenção reivindicada. O alfa-QLAM não opera uma vez que os flaps estão ajustados em 20° ("flaps 20") ou menos. Quando os flaps são comandados para se mover para posições de pouso, o FSEU produz uma saída para o QLAM. Isso exige uma detenção do flap de pouso de 25° ou 30° para o Boeing 777, isto é, um comando de flaps de 25 e 30 ("flaps 25" e "flaps 30", respectivamente). Se o ângulo de ataque excede os valores limites selecionados, e outras condições tais como uma altitude exigida e o status do piloto automático apropriado são satisfeitos, o alfa-QLAM ajusta os flaps entre os ajustes detidos 23, 25, 28 e 30 de modo a trazer o ângulo de ataque de volta dentro dos limites.

[00025] A FIGURA 4 é um fluxograma ilustrando etapas aplicadas por um exemplo alfa-QLAM de acordo com a invenção reivindicada. O ângulo de ataque de abordagem corrente αCOR, da aeronave é comparado ao ângulo limítrofe superior αMAX e ângulo limítrofe inferior no bloco de comparação αMIN 41. Se αCOR excede um limite, um cronômetro é iniciado, como ilustrado no bloco 43. Se, quando o cronômetro termina, o ângulo de ataque está ainda além do limite (SIM em um bloco de decisão 45) então tanto "α muito alto" quanto "α muito baixo" é ajustado exato, e um comando é emitido aos flaps para que se movam para a próxima posição (bloco 47). Os flaps são então estendidos para a próxima posição de detenção maior se o ângulo de ataque está acima do limítrofe superior, ou retratado para a próxima posição detida inferior se o ângulo de ataque está abaixo do limítrofe inferior.

[00026] Quando o comando acima para os flaps é emitido, ele é isolado da mudança por um breve tempo (e.g., 3 segundos) para permitir que o sistema de acionamento de flap mova os flaps para longe da posição corrente. Enquanto os flaps se movem para uma nova posição, o comando do flap não é submetido à mudança devido às mudanças do ângulo de ataque. Depois dos flaps terem chegado à posição comandada recentemente, e permanecido por um breve tempo de atraso, e.g., 25 segundos, o ângulo de ataque de abordagem corrente αCOR é outra vez comparado aos valores limites αMAX e αMIN.

[00027] Se o ângulo de ataque permanece fora da faixa desejada, um novo comando é emitido para ainda mover os flaps para uma próxima posição, que é para outra vez se estender ou retrair dependendo em que o limite é violado. Eventualmente, tanto o ângulo de ataque retornará de além do limite, quanto os flaps serão comandados para uma posição final ou a outra (SIM em um bloco de decisão 49). No Boeing 777, tais posições finais são flaps 30 para extensão, flaps 23 para retração em manual e flaps 25 para retração em operação de piloto automático. Se, depois de uma mudança de flaps ser alcançada, o ângulo de ataque retornar para a faixa desejada, então nenhum comando de flaps adicional é emitido até o ângulo de ataque outra vez transpor um limite.

[00028] No Boeing 777, αalto é preferivelmente de 6,5 graus, e αbaixo é preferivelmente de 4,5 graus, de modo que a atitude de pitch é mantida entre 1,5 grau e 3,5 graus. Como ilustrado no exemplo da FIGURA 5, os limites αalto e αbaixo são preferivelmente implementados com uma pequena quantidade de histerese, por exemplo, 0,4 grau. Dessa maneira, se αalto de 6,5 graus é excedido, e "α muito alto" é ajustado exato, então o ângulo de ataque deve diminuir abaixo de 6,1 antes de "α muito alto" ser retornado para falso. Similarmente, se o ângulo de ataque cai abaixo de 4,5 graus, ele deve elevar para acima de 4,9 graus antes de "α muito baixo" ser retornado para falso. Essa histerese é aplicada principalmente para impedir a saída do ângulo de ataque de equilíbrio muito perto de um limite. Além disso, para impedir muita atividade em turbulência, o sinal do ângulo de ataque é preferivelmente passado através de um filtro de atraso, para equalizar algum conteúdo de alta frequência, e reduzir a atividade de comutação. Alguém de ordinária habilidade na técnica irá entender que em outra aeronave outros valores limites de ângulo de ataque podem ser aplicados, dependendo das características específicas da aeronave à mão.

[00029] A FIGURA 6 ilustra um exemplo de QLAM de velocidade tendo a velocidade de corrente de ar V da aeronave como parâmetro de condição de voo, de acordo com um segundo aspecto da invenção. O QLAM de velocidade não opera uma vez que os flaps estão ajustados em 20° ("flaps 20") ou menos. Quando os flaps são comandados para mover para ajustes de pouso, a FSEU produz uma saída para o QLAM de velocidade. Como estabelecido acima para o alfa-QLAM, isso exige uma detenção de flaps de pouso de 25° ou 30° para o Boeing 777. Nesse ponto, embora a alavanca do flap tenha sido ajustada para um dos ajustes de pouso 25 ou 30, o QLAM irá comandar os flaps para em vez de mover par um ajuste menor do que os ajustes de pouso, nesse caso para uma detenção de flap de pouso de 23°.

[00030] É ajustado um número de valores limites da velocidade da aeronave em relação ao ar, cada um excedendo uma velocidade de referência VREF por uma quantidade ajustada. Também ilustrado na FIGURA 6, para o Boeing 777 os valores limites de velocidade da aeronave em relação ao ar preferidos são ajustados em 3, 8, 13, 20 e 23 nós acima de VREF, mas diferentes limites podem ser estabelecidos para diferentes aeronaves através de quantidades de ajuste de velocidade da aeronave em relação ao ar em excesso de VREF que melhor adéqua a aeronave à mão. Se a velocidade do ar de aeronave corrente V aumenta ou diminui de modo a alcançar um tal limite e outras condições tais como altitude exigida e o status do piloto automático apropriados são satisfeitos, dessa maneira, o QLAM de velocidade ajusta os flaps para novos ajustes. Por exemplo, e outra vez como mostrado na FIGURA 6, se a velocidade do ar de aeronave corrente V diminui até a velocidade limite de 13 nós acima de VREF é alcançado, os flaps são ainda estendidos para 25.

[00031] Uma vez que os flaps foram estendidos para esse novo ajuste, V é outra vez comparado a VREF. Se é considerado ter ainda diminuído abaixo da velocidade limite de 8 nós acima de VREF, um novo comando é emitido para ainda estender os flaps para 28. Inversamente, se a velocidade da aeronave em relação ao ar V tiver elevado acima do limite de 20 nós acima de VREF, os flaps são comandados para retrair de volta para 23. Se a velocidade da aeronave em relação ao ar V permanece fora da faixa permitida para um ajuste de flaps dado, um novo comando é emitido para adicionalmente mover os flaps para uma próxima posição, que é para outra vez estender ou retrair dependendo de que limite é violado. Eventualmente, tanto a velocidade da aeronave em relação ao ar irá retornar de além do limite, quanto os flaps serão comandados para uma posição final ou a outra. Como estabelecido acima, tais posições finais são flaps 30 para extensão, flaps 23 para retração em manual e flaps 25 para retração em opera- ção de piloto automático para o Boeing 777. Se, depois de um flap mudar ser alcançado, a velocidade da aeronave em relação ao ar permanece dentro da faixa permitida para o novo ajuste de flaps, então nenhum comando de flap adicional é emitido até a velocidade da aeronave em relação ao ar transpor o limite.

[00032] Independente do tipo de função de QLAM empregada, deve ser tomado cuidado para manter o QLAM responsivo para entradas do piloto através de manípulo do flap. Cronômetros na lógica devem ser posicionados de modo que se o piloto muda a posição do manípulo do flap, ele ou ela não tem que esperar por qualquer cronômetro acabar antes do sistema reagir ao novo comando básico. Em vez disso, a reação deve acontecer imediatamente. Dessa maneira, mover o manípu- lo de 30 para 25, com os flaps em 28 ou 30, imediatamente resulta em um comando para ir para 25. No entanto, se o comando do QLAM de flaps nesse caso tiver sido 23, ele permaneceria em 23.

[00033] Além disso, em nenhum momento o comando dos flaps é ajustado maior do que o comando dos flaps básico. Por exemplo, se o piloto dá o comando para ajustar os flaps em 25° ("flaps 25") a função alfa-QLAM não é permitida não ajustar os flaps em 28° ("flaps 28") ou 30° ("flaps 30"). Além disso, o comando de flaps ajustado não deve nunca ser maior do que o comando básico do flap dado pelo piloto. Dessa maneira, se o manípulo dos flaps é colocado em flaps 25, a função de QLAM não é permitida comandar flaps 28 ou flaps 30. Além disso, um comando de alívio de carga é sempre respeitado com maior prioridade do que o QLAM. Por conseguinte, se o FSEU identifica uma condição de alívio de carga e emite um comando para executar uma retração de alívio de carga, em nenhum momento seria a função de QLAM negar ou atrasar esse comando de alívio de carga. De preferência, ele deve responder imediatamente ao comando de alívio de carga.

[00034] Preferivelmente, se o piloto automático está engatado, o uso da posição do flap 23 é negado para o QLAM, e pousos somente manualmente pilotados são permitidos para retrair flaps para 23 para controlar o ângulo de ataque, e, desse modo, atitude de pitch, para a faixa desejada. Quando o piloto move o manípulo do flap para além dos flaps 20, os flaps devem esperar para o bordo de avanço estender, e então imediatamente move os flaps 23. O QLAM não deve ser permitido retrair os flaps para 20. Em vez disso, o movimento do ma- nípulo comandando os flaps para 25 ou 30 deve sempre produzir pelo menos uma mudança de flap da posição para 23.

[00035] Quando pousando, por exemplo, mediante descida abaixo de uma altitude de razão limite de 80 pés, adicionais ajustes do QLAM são impedidos, i.e., os flaps são congelados até depois do pouso, o manípulo do flap é movido, em cujo tempo o QLAM é desarmado, e os flaps seguem o comando básico, como controlados pelo manípulo do flap. Em qualquer tempo, se o manípulo que está comandando os flaps é movido de 25 ou 30 para a posição 20 ou menos, o QLAM imediatamente desengata, e o comando básico dos flaps é usado.

[00036] Os ajustes e valores limites dos flaps referidos, tudo no já mencionado se aplica ao Boeing 777. Alguém de ordinária habilidade na técnica irá prontamente apreciar que outros tipos de aeronaves podem ter diferentes ajustes de flap ou diferentes valores de limite, mas o QLAM da invenção pode ser facilmente adaptado à aeronave à mão por meio de mudanças para adequar as características da aeronave sem se afastar do espírito e escopo da invenção como reivindicado.

[00037] Nas Figuras e no texto, um método é descrito de modificar uma atitude de pitch de uma aeronave durante o pouso, incluindo comandar um flap para mover para um ajuste de pouso; fornecer um valor corrente para um parâmetro de condição de voo; fornecer um ajuste de flaps corrente; comparar o dito valor corrente a pelo menos um valor limite; se o dito valor corrente excede o dito limite, determinar um novo ajuste de flaps capaz de produzir um aperfeiçoamento em pelo menos uma de uma margem de contato do corpo de popa selecionada e uma margem de contato do trem de nariz selecionada para a aeronave; e ajustar os flaps para o dito novo ajuste dos flaps.

[00038] Em uma variante, o método inclui onde o dito parâmetro de condição de voo é um ângulo de ataque αCOR de abordagem corrente. Em uma outra variante, o método inclui onde o dito pelo menos um valor limite são um ângulo limítrofe superior αMAX e um ângulo limítrofe inferior αMIN. Em ainda uma outra variante, o método inclui onde o novo ajuste de flaps é maior do que o ajuste de flaps corrente se αCOR é acima de αMAX. Em ainda uma outra variante, o método inclui onde o novo ajuste de flaps é menor do que o ajuste de flaps corrente se αCOR é abaixo de αMIN. Em um caso, o método inclui onde αalto é 6,5 graus. Em ainda um outro caso, o método inclui onde αbaixo é 4,5 graus. Em ainda um outro caso o método inclui onde αalto e αbaixo são cada um aplicados com uma histerese de 0,4 grau.

[00039] Em um exemplo, o método inclui onde o dito parâmetro de condição de voo é uma velocidade do ar de aeronave corrente V. Em ainda um outro exemplo, o método inclui onde o dito pelo menos um valor limite é uma velocidade da aeronave em relação ao ar excedendo uma velocidade de referência VREF através de uma quantidade de ajuste. Em um outro exemplo, o método inclui onde o novo ajuste de flaps é maior do que o ajuste de flaps corrente se a velocidade do ar de aeronave corrente V é abaixo do dito limite. Em uma alternativa, o método inclui onde o novo ajuste de flaps é menor do que o ajuste de flaps corrente se a velocidade do ar de aeronave corrente V é acima do dito limite. Em uma outra alternativa, o método inclui onde o valor limite é um de 3, 8, 13, 20 e 23 nós acima da VREF.

[00040] Em um aspecto, é descrito um método de redução acústi- ca de ruído durante um pouso de uma aeronave, incluindo fornecer um meio de memória legível por computador armazenado na aeronave; e pelo menos um processador operável para acessar do programa do meio de memória legível por computador executável pelo processador para operar uma pluralidade de flaps da aeronave para modificar uma atitude de pitch da aeronave de acordo com um pa-râmetro de condição de voo corrente, e operar os flaps da aeronave de acordo com as instruções do programa. Em uma variante, o método inclui onde o dito parâmetro de condição de voo é um ângulo de ataque de abordagem corrente αCOR. Em uma outra variante, o método inclui onde o dito parâmetro de condição de voo é uma velocidade do ar de aeronave corrente V.

[00041] Em um aspecto, um meio de transporte é descrito incluindo: uma aeronave; um meio de memória legível por computador armazenado na aeronave; e pelo menos um processador operável para acessar do programa do meio de memória legível por computador instruções executáveis pelo processador para: operar uma pluralidade de flaps da aeronave para modificar uma atitude de pitch da aeronave de acordo com um parâmetro de condição de voo corrente. Em uma outra variante, o meio de transporte da reivindicação 17, onde o dito parâmetro de condição de voo é um ângulo de ataque de abordagem corrente αCOR. Em ainda uma outra variante, o meio de transporte inclui onde o dito parâmetro de condição de voo é uma velocidade do ar de aeronave corrente V. em uma outra variante, o meio de transporte inclui onde as instruções do programa exigem uma posição de detenção do flap de pouso a ser executada.

[00042] Deve também ser entendido, naturalmente, que o já mencionado se refere a aspectos exemplares e modalidades da descrição e aquelas modificações podem ser feitas sem se afastar do espírito e escopo da descrição como estabelecido nas reivindicações a seguir.

Claims (8)

1. Método de modificar uma atitude de pitch de uma aeronave durante o pouso caracterizado pelo fato de compreende: comandar um flap de bordo de fuga para mover para um ajuste de pouso; fornecer um valor corrente para um parâmetro de condição de voo, em que o dito parâmetro de condição de voo é um ângulo de ataque de abordagem corrente αCOR; fornecer um ajuste de flaps corrente; comparar (41) o dito valor corrente para um ângulo limítrofe superior αMAX e um ângulo limítrofe inferior αMIN; se o dito valor corrente excede um dos ditos limites, determinar um novo ajuste de flaps capaz de produzir um aperfeiçoamento em uma margem de contato do corpo de popa selecionada ou uma margem de contato do trem de nariz selecionada para a aeronave; e ajustar (47) os flaps para o novo ajuste de flaps, em que o novo ajuste de flaps é maior que o ajuste de flaps corrente se αCOR estiver acima de αMAX, e em que o novo ajuste de flaps é menor que o ajuste de flaps corrente se αCOR estiver acima de αMIN; e manter os flaps no dito novo ajuste de flaps por um tempo de atraso antes de o dito valor corrente ser novamente comparado com os ditos valores limítrofes.

2. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que αMAX é 6,5 graus.

3. Método, de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que αMIN é 4,5 graus.

4. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que αALTO e αBAIXO são, cada uma, aplicadas com uma histerese de 0,4 grau.

5. Meio de transporte, caracterizado pelo fato de compre-ende: uma aeronave; um meio de memória legível por computador armazenado na aeronave; instruções de programa armazenadas pelo meio de memória de computador; pelo menos um processador operável para acessar do programa do meio de memória legível por computador instruções executáveis pelo processador para: operar uma pluralidade de flaps da aeronave para modificar uma atitude de pitch da aeronave de acordo com um parâmetro de condição de voo corrente; em que as instruções de programa são configuradas para: comandar flaps de bordo de fuga para mover para um ajuste de pouso; fornecer um valor corrente para um parâmetro de condição de voo; fornecer um ajuste de flaps de bordo de fuga corrente; comparar o dito valor corrente do parâmetro de condição de voo com uma pluralidade de limites que têm uma faixa aceitável entre a dita pluralidade de limites; e se o dito valor corrente do parâmetro de condição de voo estiver fora da faixa aceitável: (1) ajustar os flaps de bordo de fuga para um novo ajuste de flaps; (2) manter os flaps de bordo de fuga no novo ajuste de flaps por um período de tempo predeterminado; e (3) após o período de tempo predeterminado se o dito valor corrente do parâmetro de condição de voo estiver fora da faixa aceitável e os flaps de bordo de fuga não estiverem em posições de flap de bordo de fuga final, então, repetir (1), (2) e (3) até que o valor corrente do parâmetro de condição de voo esteja dentro da faixa aceitável ou os flaps de bordo de fuga estejam nas posições de flap de bordo de fuga finais.

6. Meio de transporte, de acordo com a reivindicação 5, ca-racterizado pelo fato de que o dito parâmetro de condição de voo é um ângulo de ataque de abordagem corrente αCOR.

7. Meio de transporte, de acordo a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que o dito parâmetro de condição de voo é uma velocidade do ar de aeronave corrente V.

8. Meio de transporte, de acordo com a reivindicação 5, ca-racterizado pelo fato de que as instruções do programa são configuradas adicionalmente para aplicar uma histerese a cada um dentre a pluralidade de limites para obter a faixa aceitável.

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