BR102013002838B1

BR102013002838B1 - Método de manejo de um comando de direção para uma porção dirigível do trem de pouso de nariz de uma aeronave

Info

Publication number: BR102013002838B1
Application number: BR102013002838-0A
Authority: BR
Inventors: Michael BENMOUSSA; David POIRET; Jérôme Fraval
Original assignee: Messier-Bugatti-Dowty
Priority date: 2012-02-06
Filing date: 2013-02-05
Publication date: 2021-07-13
Also published as: FR2986503A1; FR2986503B1; CN103241370A; CN103241370B; US9169002B2; CA2803852A1; ES2769498T3; EP2623417B1; CA2803852C; BR102013002838A2; US20140156113A1; EP2623417A2; EP2623417A3

Abstract

método de manejo de um comando de direção para uma porção dirigível de trem de pouso de aeronave. a invenção refere-se a um método de manejo de um comando de direção para uma porção dirigível 3 do trem de pouso de nariz 2 de uma aeronave 1, sendo que o método implanta servocontrole para servocontrolar um atuador de direção 6 para um ponto de ajuste de posição de ângulo <sym>set para uma porção dirigível 3, sendo que o servocontrole inclui calcular um erro <> por meio da subtração de um ângulo de referência <sym>est do ponto de ajuste de posição de ângulo <sym>set. de acordo com a invenção, o ângulo de referência <sym>est é um ângulo determinado por cálculo como uma função de uma velocidade longitudinal vlong e uma taxa de guinada <sym> da aeronave 1.

Description

[0001] A invenção refere-se a um método de manejo de um comando de direção para uma porção dirigível de trem de pouso de aeronave.

Antecedentes da Invenção

[0002] A maioria das aeronaves modernas tem o trem de pouso de nariz situado debaixo do nariz da fuselagem da aeronave. Geralmente, a direção da aeronave em terra é controlada pelo controle da direção de uma porção de fundo dirigível do trem de pouso de nariz que carrega as rodas com ordens de direção que são geradas para um atuador de direção, por exemplo, um atuador com um suporte ou um atuador rotatório que coopera com um anel denteado restrito para girar com a porção de fundo dirigível ou, de fato, um dispositivo de empurrar e puxar.

[0003] A posição angular da porção dirigível do trem de pouso auxiliar é servocontrolada a uma ordem de comando que se origina da cabine de comando. Esse servocontrole é executado de maneira convencional pelo uso de um controle do tipo derivado integral proporcional (PID) que emite uma corrente de comando para entrega ao atuador de direção.

[0004] A ordem de comando é gerada por um piloto ou um copiloto que opera um manche especialmente fornecido para esse propósito ou pedais ou ambos os elementos simultaneamente. Sensores para detectar a posição angular do trem de pouso de nariz medem a posição angular da porção dirigível a fim de servocontrolar a ordem de comando. Esses sensores são, geralmente, sensores rotatórios de transformador de diferencial variável (RVDT) ou sensores do tipo potenciômetro.

[0005] O uso de tais sensores de ângulo para determinação do ângulo de direção da aeronave torna o controle de direção passível de erros de medição, por exemplo, como um resultado de pneus que não estão cheios de modo apropriado, como um resultado do trem de pouso estar fora de balanceamento ou como um resultado de variações da posição dos sensores.

[0006] Além do mais, tais sensores de ângulo estão situados sobre o trem de pouso de nariz em uma zona que está particularmente exposta, sendo sujeitos, em particular, a altos níveis de tensão mecânica, a variações grandes de temperatura e a altos níveis de umidade. A confiabilidade de tais sensores é degrada como um resultado de sua posição, que significa que precisam ser substituídos frequentemente.

Objetivo da Invenção

[0007] A invenção busca fornecer um método de manejo de um comando de direção para uma porção dirigível do trem de pouso de aeronave que possibilite o comando de ser feito de modo mais preciso e mais confiável.

Sumário da Invenção

[0008] A fim de alcançar esse objetivo, a invenção fornece um método de manejo de um comando de direção para uma porção dirigível do trem de pouso de nariz de uma aeronave, sendo que o método implanta servocontrole para servocontrolar um atuador de direção para um ponto de ajuste de posição de ângulo para a porção dirigível, sendo que o servocontrole inclui calcular um erro por meio da subtração de um ângulo de referência do ponto de ajuste de posição de ângulo. De acordo com a invenção, o ângulo de referência é um ângulo determinado por cálculo como uma função de uma velocidade longitudinal e uma taxa de guinada da aeronave.

[0009] Esse método de manejo de comando não exige um sensor de ângulo a ser usado a fim de determinar o ângulo de referência. O ângulo de referência é obtido a partir da velocidade longitudinal e a partir da taxa de guinada, por exemplo, conforme fornecida por uma unidade inercial. O comando de direção da aeronave é, assim, manejado diretamente com base nas características de movimento real da aeronave e não mais em uma medição de posição de ângulo entregue por um sensor de medição angular que é sujeito a inúmeras fontes de erro.

Breve Descrição dos Desenhos

[0010] A invenção pode ser mais bem entendida tendo em vista a seguinte descrição com referência às figuras dos desenhos anexos, em que:

[0011] A Figura 1 é uma vista plana em diagrama de uma aeronave que taxia em terra;

[0012] A Figura 2 é um diagrama que mostra uma arquitetura para um sistema de controle de direção de uma aeronave que implanta um método da invenção para manejo de um comando de direção; e

[0013] A Figura 3 é um diagrama de bloco que mostra uma implantação particular do método da invenção para manejo de um comando de direção.

Descrição Detalhada da Invenção

[0014] Com referência às Figuras 1 e 2, uma aeronave 1 tem um trem de pouso de nariz 2 que inclui uma porção de fundo dirigível 3 que tem um eixo 4 que carrega duas rodas 5.

[0015] Nesse exemplo, o trem de pouso de nariz 2 tem um atuador de direção do tipo empurra e puxa que compreende dois atuadores 6 com cilindros 7 montados de modo girável sobre o trem de pouso e hastes 8 com suas extremidades acopladas a um colar 9 montado para girar em relação ao trem de pouso. O colar 9 é por si conectado à porção de fundo dirigível por uma ligação de tesoura (não mostrada). Válvulas rotatórias 10 servem para conectar as câmaras dos atuadores 6 à alimentação ou retorno de pressão dependendo de suas posições angulares. Os atuadores 6 são conectados por meio das válvulas rotatórias 10 a uma unidade hidráulica 11 que carrega uma servoválvula 12 que recebe corrente de controle a partir de um controlador 13. Tudo isso é bem conhecido e é relembrado somente a título de ilustração.

[0016] A fim de dirigir a porção dirigível 3 do trem de pouso de nariz 2 e, assim, a aeronave 1, o piloto e o copiloto são (cada) fornecidos com um manche 14 e pedais 15 que os possibilita de enviar uma ordem de ângulo θorder (visível na Figura 3) ao controlador 13. O controlador 13, então, gera uma corrente de comando Icomm. Para esse propósito, um conversor 16 implantado no controlador 13 começa por transformar a ordem de ângulo θorder em um ângulo de ponto de ajuste θset para um servocontrole. O servocontrole inclui meio para cálculo de um erro ε, que é executado por um subtrator 17 que subtrai um ângulo de direção estimado θest da porção dirigível 3 do trem de pouso de nariz 2 do ângulo de ponto de ajuste θset. A partir daí, um controlador PID 18 atua sobre o erro ε para gerar uma corrente de comando Icomm como uma função do erro ε. A corrente de comando Icomm é, então, transmitida à servoválvula 12. Dependendo da corrente de comando Icomm, a servoválvula determina a taxa a qual fluido hidráulico é entregue aos atuadores 6 por meio da unidade hidráulica 11. As hastes 8 dos atuadores 6, então juntas, servem para girar a porção de fundo dirigível 3 de modo a orientá-la a um ângulo efetivo θeff.

[0017] A fim de determinar o ângulo de direção estimado θest do trem de pouso de nariz a um determinado instante t e, assim, a fim de corrigir o ângulo de ponto de ajuste θset, o método de manejo da invenção faz uso de um valor de velocidade longitudinal Vlong para a aeronave 1 e uma taxa de guinada da aeronave 1. Essas informações são entregues por uma unidade inercial 19 da aeronave 1.

[0018] O ângulo de direção estimado θest pode ser visto na Figura 1. O ângulo de direção estimado θest é o ângulo entre um eixo geométrico longitudinal X da aeronave e um eixo geométrico X' perpendicular a um eixo geométrico Y do eixo 4 do trem de pouso de nariz 2. θest é também o ângulo, conforme visto no centro instantâneo de rotação C da aeronave 1 no instante t entre o eixo geométrico Y e uma linha Y' que passa pelo centro instantâneo de rotação C e perpendicular ao eixo geométrico longitudinal X. Assim, a linha Y' passa pelo eixo geométrico dos eixos do trem de pouso principal.

[0019] Com base nos valores da velocidade longitudinal Vlong, da taxa de T guinada e de uma distância L entre a linha Y' e o trem de pouso de nariz 2 da aeronave 1, uma função de cálculo 20 implantada no controlador 13 entrega uma estimativa do ângulo estimado θest do trem de pouso de nariz 2, cuja estimativa é obtida pelo uso da seguinte fórmula:

[0020] As variáveis nessa fórmula são expressas com o uso das seguintes unidades: θest em graus; Vlong em metros por segundo; L em metros; e em graus por segundo.

[0021] O ângulo estimado θest do trem de pouso de nariz 2 é usado no método de manejo para implantar o servocontrole mostrado na Figura 3.

[0022] A fórmula acima serve para entregar uma estimativa de θest para valores de Vlong que não são zero. Na prática, um limiar mínimo é definido para a velocidade Vlong abaixo da qual o ângulo θest não é mais calculado. Quando a velocidade Vlong é menor que o limiar mínimo, providências também são tomadas para despressurizar o atuador de direção para evitar qualquer giro fora de tempo do trem de pouso.

[0023] A invenção não é limitada à modalidade particular descrita acima, mas, pelo contrário, cobre qualquer variação que venha a cair no âmbito da invenção conforme definido pelas reivindicações.

[0024] Embora um laço de servocontrole seja descrito que inclui um subtrator e um circuito PID, é possível implantar qualquer tipo de servocontrole que inclua, pelo menos, calcular um erro por meio da subtração de um ângulo de referência de um ângulo de ponto de ajuste, sendo que o ângulo de referência é determinado como uma função da velocidade longitudinal e da taxa de guinada da aeronave.

[0025] Embora a invenção seja descrita acima em aplicação a um trem de pouso de nariz em que o atuador de direção tem atuadores hidráulicos energizados por uma servoválvula, a invenção pode igualmente ser aplicada a um trem de pouso em que o atuador de direção tem um ou mais atuadores eletromecânicos energizados por um controlador (ou EMAC).

Claims

1. Método de manejo de um comando de direção para uma porção dirigível (3) do trem de pouso de nariz (2) de uma aeronave (1), sendo que o método implanta servocontrole para servocontrolar um atuador de direção (6) para um ponto de ajuste de posição de ângulo (θset) para a porção dirigível (3), sendo que o servocontrole inclui calcular um erro (ε) por meio da subtração de um ângulo de referência (θest) do ponto de ajuste de posição de ângulo (θset), método sendo caracterizado pelo fato de que o ângulo de referência (θest) é um ângulo determinado por cálculo como uma função de uma velocidade longitudinal (Vlong) e uma taxa de guinada ( ) da aeronave (1).

2. Método de manejo de um comando de direção, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o ângulo de referência é determinado com o uso da fórmula:

em que Vlong é a velocidade longitudinal da aeronave, é a taxa de guinada da aeronave e L é a distância entre o trem de pouso principal da aeronave e o trem de pouso de nariz (2).

3. Método de manejo de um comando de direção, de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que o servocontrole é executado por um laço de servocontrole que inclui um controlador PID (18) para gerar um comando de direção (Icomm) para o atuador (6) como uma função do erro (ε).

4. Método de manejo de um comando de direção, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que o servocontrole é implantado em um controlador (13) disposto na aeronave (1), sendo que o controlador (13) entrega uma corrente de comando (Icomm) a um membro de comando (12) para entrega de potência calibrada para o atuador de direção (6).