BR102014032187A2

BR102014032187A2 - transdutor de sustentação de aeronave

Info

Publication number: BR102014032187A2
Application number: BR102014032187A
Authority: BR
Inventors: Joseph S Tiseo; Randall A Greene
Original assignee: Safe Flight Instrument
Priority date: 2013-12-23
Filing date: 2014-12-22
Publication date: 2015-09-15
Also published as: RU2014151985A3; US20150175270A1; CA2875414C; HK1209826A1; RU2014151985A; RU2666497C2; US9637243B2; EP2889600B1; EP2889600A1; CA2875414A1

Abstract

transdutor de sustentação de aeronave. a presente invenção refere-se a um transdutor de sustentação de aeronave que pode incluir uma palheta, atuador, um circuito lc e um processor. a palheta pode ser posicionada na borda anterior de uma asa da aeronave, em que o ângulo definido pela corda da asa e pela palheta muda quando o ângulo de ataque da aeronave muda. o atuador pode ser associado à palheta e mudar de posição quando o ângulo definido pela palheta e pela corda muda. o circuito lc pode incluir uma bobina de indução espaçada do atuador e de um oscilador. a frequência de oscilação do circuito lc pode mudar quando a posição do atuador muda. o processador pode receber a mudança na frequência de oscilação e pode determinar uma mudança correspondente em uma sustentação disponível da aeronave.

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "TRANS-DUTOR DE SUSTENTAÇÃO DE AERONAVE".

CAMPO DA DESCRIÇÂODESCRIÇÃO [001] A presente invenção refere-se de modo geral a sistemas e métodos para pilotar uma aeronave. Mais particularmente, esta descrição refere-se a sistemas e métodos para determinar uma sustentação disponível da aeronave.

ANTECEDENTES DA INVENÇÃO [002] Uma sustentação disponível da aeronave determina a proximidade à estolagem, melhor taxa de subida, melhor ângulo de subida, dentre outros parâmetros de voo. Consequentemente, a determinação precisa de uma sustentação disponível da aeronave é crítica para um voo seguro e de alto desempenho. [003] As soluções conhecidas para determinar uma sustentação disponível da aeronave sofrem de uma variedade de desvantagens. Por exemplo, as soluções conhecidas podem não ter precisão porque as mesmas não são posicionadas suficientemente próximas a uma borda anterior de uma asa ou não ter uma sensibilidade adequada. Também, algumas soluções conhecidas podem degradar ao longo do tempo quando, por exemplo, os componentes mecânicos interagem e desgastam ou contaminantes interferem com as interações dos componentes.

SUMÁRIO [004] Esta descrição refere-se a sistemas e métodos para medir uma sustentação disponível da aeronave. Vantajosamente, os sistemas e métodos fornecem um transdutor de sustentação altamente sensível e durável. [005] Em uma modalidade, um transdutor de sustentação pode incluir uma palheta, um atuador, um circuito LC, também conhecido como um circuito ressonante e um processador. A palheta pode ser posicionada em uma borda anterior de uma asa da aeronave de modo que uma mudança em um ângulo de ataque da aeronave mude um ângulo da palheta em relação à corda da asa. O atuador pode ser a-coplado à palheta de modo que a mudança no ângulo da palheta em relação à corda mude uma posição do atuador. O circuito LC pode incluir uma bobina de indução espaçada do atuador e de um oscilador, em que a mudança na posição do atuador muda uma frequência de oscilação do circuito LC. O processador pode receber a mudança na frequência de oscilação e pode determinar uma mudança correspondente em uma sustentação disponível da aeronave. [006] Em uma modalidade, um transdutor de sustentação de aeronave pode incluir uma palheta, atuador, um circuito LC e um processador. A palheta pode ser posicionada na borda anterior de uma asa da aeronave, em que o ângulo definido pela corda da asa e pela palheta muda quando o ângulo de ataque da aeronave muda. O atuador pode ser associado à palheta e mudar de posição quando o ângulo definido pela palheta e pela corda muda. O circuito LC pode incluir uma bobina de indução espaçada do atuador e de um oscilador. A frequência de oscilação do circuito LC pode mudar quando a posição do atuador muda. O processador pode receber a mudança na frequência de oscilação e pode determinar uma mudança correspondente em uma sustentação disponível da aeronave. [007] Posicionando-se a palheta na borda anterior da asa, o transdutor de sustentação é altamente sensível a mudanças no ângulo de ataque da aeronave. Adicionalmente, espaçando-se o atuador e a bobina de indução, há menos desgaste mecânico nos componentes e menos interferência por fatores ambientas com interações entre o atuador e a bobina de indução. Assim, o transdutor é durável. [008] Em algumas modalidades, a distância entre o atuador e a bobina de indução pode mudar quando o ângulo da palheta em rela- ção à corda muda. Em algumas modalidades, a distância entre o atua-dor e a bobina de indução pode permanecer constante quando o ângulo da palheta em relação à corda muda, mas a posição e o formato do atuador em relação à bobina podem mudar. Por exemplo, o atuador pode ser conformado de modo que a área eficaz do atuador exposta à bobina de indução mude quando o ângulo da palheta em relação à corda muda. Em algumas modalidades, o transdutor pode incluir um capacitor em paralelo com a bobina de indução. [009] Em algumas modalidades, a palheta pode ser localizada em proximidade a um ponto de estagnação da asa e o ângulo definido pela palheta e pela corda da asa pode mudar quando uma localização do ponto de estagnação muda. Em algumas modalidades, a sustentação disponível da aeronave pode ser utilizada para determinar o ângulo de ataque da aeronave. Em algumas modalidades, o transdutor pode incluir um sensor de temperatura para compensar uma frequência de oscilação medida. [010] Em uma modalidade, um método para determinar uma sustentação disponível da aeronave pode incluir medir uma mudança de frequência de oscilação de um circuito LC e determinar uma mudança na sustentação disponível a partir da mudança de frequência de oscilação. O circuito pode incluir um oscilador e uma bobina de indução espaçados de um atuador. A mudança na frequência de oscilação pode ser causada por uma mudança na posição do atuador. A mudança na posição do atuador pode ser causada por uma mudança em um ângulo de uma palheta posicionada em uma borda anterior de uma asa da aeronave. A mudança no ângulo da palheta pode resultar de uma mudança no ângulo de ataque da aeronave. [011] Em uma modalidade, um método para determinar uma sustentação disponível da aeronave pode incluir medir uma mudança de frequência de oscilação de um circuito LC e determinar uma mudança na sustentação disponível a partir da mudança de frequência de oscilação. O circuito LC pode incluir um oscilador e uma bobina de indução espaçados de um atuador, sendo que o atuador tem uma posição e uma mudança na posição que causa a mudança de frequência de oscilação. A aeronave pode incluir uma palheta posicionada na borda anterior de uma asa da aeronave, sendo que a corda da asa e a palheta definem um ângulo e uma mudança no ângulo causa a mudança na posição do atuador. Uma mudança no ângulo de ataque que causa a mudança no ângulo conforme definido pela palheta e pela corda. [012] Posicionando-se a palheta na borda anterior da asa, o método é altamente sensível a mudanças no ângulo de ataque da aeronave. Adicionalmente, espaçando-se o atuador e a bobina de indução, o método reduz a degradação desses componentes ao longo do tempo devido ao desgaste ou contaminação. [013] Em algumas modalidades, a distância entre o atuador e a bobina de indução pode mudar quando o ângulo da palheta em relação à corda muda. Em algumas modalidades, a distância entre o atuador e a bobina de indução pode permanecer constante quando o ângulo da palheta em relação à corda muda e o atuador pode ser conformado de modo que a área eficaz do atuador exposta à bobina de indução mude quando o ângulo da palheta em relação à corda muda. Em algumas modalidades, um capacitor pode ser conectado em paralelo à bobina de indução. [014] Em algumas modalidades, a palheta é localizada em proximidade a um ponto de estagnação da asa e o ângulo definido pela palheta e pela corda da asa pode mudar quando uma localização do ponto de estagnação muda. Em algumas modalidades, o método inclui utilizar a sustentação disponível da aeronave para determinar o ângulo de ataque da aeronave. Em algumas modalidades, o método pode incluir medir uma temperatura ambiente e ajustar a frequência de oscila- ção medida. Esse ajuste pode compensar mudanças na frequência de oscilação causadas por mudanças na temperatura. [015] Em uma modalidade, um transdutor de sustentação de aeronave inclui uma palheta, um compressor, um circuito LC e um processador. A palheta pode ser posicionada em uma borda anterior de uma asa da aeronave, sendo que a palheta e a asa definem um ângulo que pode mudar quando um ângulo de ataque da aeronave muda. O compressor pode ter uma posição que muda quando o ângulo definido pela palheta e pela asa muda. O circuito LC pode incluir uma bobina de indução e um oscilador, em que o circuito pode ter uma frequência de oscilação que muda quando a bobina de indução é comprimida pelo compressor. O processador pode receber a mudança na frequência de oscilação e determinar uma mudança correspondente em uma sustentação disponível da aeronave.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS [016] A Figura 1A retrata um exemplo de um corte transversal de uma asa de aeronave no ângulo de ataque cq, em concordância com uma modalidade. A Figura 1B retrata um exemplo de um corte transversal da asa de aeronave da Figura 1A no ângulo de ataque a2. [017] A Figura 2 retrata um exemplo de um diagrama de circuito para um transdutor de sustentação em concordância com uma modalidade. [018] A Figura 3A retrata um exemplo dos componentes de um transdutor de sustentação quando uma aeronave está em um primeiro ângulo de ataque em concordância com uma modalidade. A Figura 3B retrata um exemplo dos componentes do transdutor da Figura 3A quando a aeronave está em um segundo ângulo de ataque.

[019] A Figura 4A retrata um exemplo dos componentes de um transdutor de sustentação quando uma aeronave está em um primeiro ângulo de ataque em concordância com uma modalidade. A Figura 4B retrata um exemplo dos componentes do transdutor da Figura 4A quando a aeronave está em um segundo ângulo de ataque. [020] A Figura 5A retrata um exemplo dos componentes de um transdutor de sustentação quando uma aeronave está em um primeiro ângulo de ataque em concordância com uma modalidade. A Figura 5B retrata um exemplo dos componentes do transdutor da Figura 5A quando a aeronave está em um segundo ângulo de ataque.

[021] A Figura 6A retrata um exemplo dos componentes de um transdutor de sustentação quando uma aeronave está em um primeiro ângulo de ataque em concordância com uma modalidade. A Figura 6B retrata um exemplo dos componentes do transdutor da Figura 6A quando a aeronave está em um segundo ângulo de ataque. DESCRIÇÃO DETALHADA [022] Na descrição a seguir das modalidades, referência é feita aos desenhos anexos que formam uma parte das mesmas e nos quais é mostrado, a título de ilustração, as modalidades específicas nas quais a matéria reivindicada pode ser praticada. Deve ser entendido que outras modalidades podem ser utilizadas e mudanças estruturais podem ser feitas sem se afastar do escopo da matéria reivindicada. [023] Em algumas modalidades, um transdutor de sustentação de aeronave pode incluir uma palheta, atuador, um circuito LC e um processador. A palheta pode ser posicionada na borda anterior de uma asa da aeronave, em que o ângulo definido pela asa e pela palheta muda quando o ângulo de ataque da aeronave muda. O atuador pode ser associado à palheta e mudar de posição quando o ângulo definido pela palheta e pela asa muda. O circuito LC pode incluir uma bobina de indução espaçada do atuador e de um oscilador. A frequência de oscilação do circuito LC pode mudar quando a posição do atuador muda. O processador pode receber a mudança na frequência de oscilação e pode determinar uma mudança correspondente em uma sus- tentação disponível da aeronave. Vantajosamente, os sistemas e métodos fornecem um transdutor de sustentação altamente sensível e durável. [024] A Figura 1A retrata um exemplo de um corte transversal de uma asa de aeronave 102 no ângulo de ataque α-ι em concordância com uma modalidade. Conforme usado no presente documento, um ângulo de ataque da aeronave pode ser entendido como incluindo o ângulo entre uma linha de referência da aeronave (por exemplo, a linha de corda, identificada como 110 na Figura 1 A) e um trajeto de voo (um vetor que representa o movimento relativo da aeronave através do ar circundante 102, identificado como 112 na Figura 1A). [025] A asa de aeronave 104 inclui uma borda anterior 106 com a palheta 108 localizada na borda anterior e na superfície da asa. Quando a asa está no ângulo de ataque cq, a palheta 108 é orientada em um primeiro ângulo para a superfície da asa. [026] A Figura 1B retrata um exemplo de um corte transversal da asa de aeronave da Figura 1A no ângulo de ataque a2. Nesse ângulo de ataque, a palheta 108 é orientada em um segundo ângulo para a superfície da asa. A mudança no ângulo da palheta resulta das mudanças na pressão que circunda a borda anterior da superfície da asa. Em algumas modalidades, a mudança no ângulo da palheta 108 pode ser utilizada para determinar a sustentação disponível da asa de aeronave 104. [027] Vantajosamente, posicionando-se a palheta na borda anterior da asa, um transdutor de sustentação pode ser altamente sensível a mudanças na sustentação disponível da aeronave. [028] A Figura 2 retrata um exemplo de um diagrama de circuito do circuito LC 200 usado em um transdutor de sustentação em concordância com uma modalidade. O circuito 200 inclui a bobina de indução 204 e o oscilador 210. O oscilador 210 produz uma corrente al- ternada no circuito 200 que inclui uma frequência de oscilação. A corrente alternada produz um campo magnético oscilante ao redor da bobina 204. [029] Conforme usado no presente documento, um circuito LC pode ser entendido como sendo um circuito ressonante que contém um indutor. O atuador 202 é espaçado da bobina 204 de modo a produzir correntes parasitas no atuador 202 quando a corrente flui através do circuito 200. Essas correntes parasitas afetam o campo magnético que circunda a bobina, o que afeta a frequência de oscilação do circuito 200. [030] Uma mudança na distância entre o atuador 202 e a bobina 204 produz uma mudança correspondente na frequência de oscilação do circuito 200 (esse aspecto é explicado adicionalmente em referência às Figuras 3A e 3B). Similarmente, uma mudança no tamanho da interação entre o atuador 202 e a bobina 204 também produzirá uma mudança correspondente na frequência de oscilação do circuito 200 (esse aspecto é explicado adicionalmente em referência às Figuras 4A e 4B). [031] O circuito 200 também inclui o capacitor 206 e o resistor 208. O capacitor 206 pode reduzir a dissipação da energia do sistema, melhorando assim a eficácia. Em algumas modalidades, o capacitor 206 e o resistor 208 não estão presentes. [032] Em algumas modalidades, o atuador 202 é conectado a uma palheta localizada na superfície da asa. Conforme o ângulo de ataque da aeronave muda, a pressão acima e abaixo da palheta muda, resultando em mudanças em uma orientação da palheta. As mudanças na orientação da palheta causam mudanças na posição do a-tuador 202 em relação à bobina de indução 204. Consequentemente, as mudanças em uma orientação da palheta podem causar indiretamente mudanças na frequência de oscilação do circuito LC 200. As- sim, as mudanças no ângulo de ataque de uma aeronave podem ser medidas pelas mudanças na frequência de oscilação do circuito LC e usadas para determinar a sustentação disponível. [033] Para determinar a sustentação disponível, um ângulo de ataque é escolhido como um referencial. Uma vez que a condição de voo é escolhida, desvios dessa condição de voo resultarão em mudanças na pressão que circunda a palheta. Conforme descrito acima, mudanças no ângulo de ataque resultarão em mudanças na pressão que circunda a palheta, que podem ser usadas ultimamente para determinar uma mudança na sustentação disponível. [034] Em alguns exemplos, um transdutor de sustentação é utilizado para determinar um ângulo de ataque da aeronave. A partir da saída de transdutor de sustentação, um coeficiente da sustentação é determinado em referência à mudança na pressão. Adicionalmente, uma localização de ponto de estolagem é determinada em referência à mudança na pressão. A partir do coeficiente da sustentação e do ponto de estolagem, o ângulo de ataque da aeronave pode ser determinado. [035] A Figura 3A retrata um exemplo dos componentes do transdutor de sustentação 300 quando uma aeronave está em um primeiro ângulo de ataque em concordância com uma modalidade. Os componentes ilustrados do transdutor de sustentação 300 incluem palheta 302, sistema de acoplamento 304, atuador 306 e bobina de indução 308. O sistema de acoplamento 304 conecta operativamente a palheta 302 ao atuador 306 de modo que uma mudança na orientação da palheta 302 move o atuador 306. [036] A Figura 3B retrata um exemplo dos componentes do transdutor 300 quando a aeronave está em um segundo ângulo de a-taque diferente do primeiro. Como um resultado da mudança do ângulo de ataque, a orientação da palheta 302 mudou. A mudança na ori- entação resultou no atuador 306 se movendo para longe da bobina 308. Conforme explicado anteriormente em relação à Figura 2, essa mudança na distância entre o atuador 306 e a bobina de indução 308 resultará em mudanças na frequência de oscilação de um circuito LC que inclui a bobina de indução 308. Essa mudança na frequência de oscilação pode, então, ser utilizada para determinar a mudança na pressão na palheta. [037] Consequentemente, uma mudança na sustentação disponível da aeronave associada pode ser medida indiretamente por um circuito LC conectado à bobina 308 por meio do atuador 306. Vantajosamente, espaçando-se o atuador e a bobina de indução, não há nenhum desgaste mecânico nos componentes, nem fatores ambientes podem interferir com as interações entre o atuador e a bobina de indução. [038] A Figura 4A retrata um exemplo dos componentes do transdutor de sustentação 400 quando uma aeronave está em um primeiro ângulo de ataque em concordância com uma modalidade. A Figura 3B retrata um exemplo dos componentes quando a aeronave está em um segundo ângulo de ataque diferente do primeiro. [039] O transdutor 400 difere do transdutor 300 em que a distância entre o atuador 406 e a bobina de indução 408 permanece constante conforme a palheta 402 muda sua orientação. Para medir a mudança na orientação, o atuador 406 é conformado não uniformemente de modo que diferentes cortes transversais do atuador 406 fornecem diferentes interações com a bobina de indução 408. [040] Desse modo, uma mudança na posição relativa do atuador 406 e bobina de indução 408 causa uma mudança na frequência de oscilação de um circuito LC associado. Consequentemente, uma mudança na sustentação disponível na asa pode ser medida indiretamente por um circuito LC conectado à bobina 408. [041] A Figura 5A retrata um exemplo dos componentes do transdutor de sustentação 500 quando uma aeronave está em um primeiro ângulo de ataque em concordância com uma modalidade. A Figura 5B retrata um exemplo dos componentes quando a aeronave está em um segundo ângulo de ataque diferente do primeiro. [042] O transdutor 500 difere do transdutor 300 em que a distância entre o atuador 506 e a bobina de indução 508 permanece constante conforme a palheta 502 muda sua orientação. O transdutor 500 difere do transdutor 400 em que a deflexão da palheta 502 faz com que o sistema de acoplamento 504 pivote, consequentemente, gire o atuador 506 sobre o ponto pivô. Isso causa uma mudança na área eficaz do atuador 506 que interage com a bobina 508. [043] Desse modo, uma mudança na posição relativa do atuador 506 e bobina de indução 508 causa uma mudança na frequência de oscilação de um circuito LC associado. Consequentemente, uma mudança na sustentação disponível na asa pode ser medida indiretamente por um circuito LC conectado à bobina 508. [044] Embora não mostrado nas Figuras 3A, 3B, 4A, 4B, 5A e 5B, os transdutores 300, 400, 500 podem incluir um mecanismo para o movimento oposto da palheta e do atuador. Desse modo, o movimento relativo da palheta e do atuador será invertido quando a pressão na palheta é removida. Conforme será prontamente entendido por um versado na técnica, há uma variedade de mecanismos pelos quais se pode alcançar tal inversão do movimento. [045] A Figura 6A retrata um exemplo dos componentes do transdutor de sustentação 600 quando uma aeronave está em um primeiro ângulo de ataque em concordância com uma modalidade. A Figura 6B retrata um exemplo dos componentes quando a aeronave está em um segundo ângulo de ataque diferente do primeiro. [046] Os componentes ilustrados do transdutor de sustentação 600 incluem a palheta 602, compressor/expansor 604, superfície de asa de avião 606, primeira bobina de indução 610 e o circuito associado 608 e a segunda bobina de indução 612 e o circuito associado 612. [047] Quando o ângulo da palheta muda, conforme mostrado na Figura 6B, o compressor/expansor 604 comprime a primeira bobina 610 e permite que a segunda bobina 612 se expanda. Comprimento e expandido as bobinas, a frequência de oscilação nos circuitos associados mudarão. Essa mudança na frequência de oscilação pode, então, ser utilizada para determinar a mudança na pressão na palheta. Consequentemente, uma mudança na sustentação disponível na asa pode ser medida indiretamente por um circuito LC conectado à bobina 610 ou 612. [048] Em algumas modalidades, um transdutor de sustentação pode incluir um sensor de temperatura para medir a temperatura ambiente. Esse transdutor pode ser usado para deslocar a frequência de oscilação medida para compensar os aspectos sensíveis à temperatura do transdutor. [049] Em uma modalidade, um método para determinar uma sustentação disponível da aeronave pode incluir medir uma mudança de frequência de oscilação de um circuito LC e determinar uma mudança na sustentação disponível a partir da mudança de frequência de oscilação. O circuito pode incluir um oscilador e uma bobina de indução espaçados de um atuador. A mudança na frequência de oscilação pode ser causada por uma mudança na posição do atuador. A mudança na posição do atuador pode ser causada por uma mudança em um ângulo de uma palheta posicionada em uma borda anterior de uma asa da aeronave. A mudança no ângulo da palheta pode resultar de uma mudança no ângulo de ataque da aeronave. [050] Em uma modalidade, um método para determinar uma sustentação disponível da aeronave pode incluir medir uma mudança de frequência de oscilação de um circuito LC e determinar uma mudança na sustentação disponível a partir da mudança de frequência de oscilação. O circuito LC pode incluir um oscilador e uma bobina de indução espaçados de um atuador, sendo que o atuador tem uma posição e uma mudança na posição que causa a mudança de frequência de oscilação. A aeronave pode incluir uma palheta posicionada na borda anterior de uma asa da aeronave, sendo que a asa e a palheta definem um ângulo e sendo que uma mudança no ângulo causa a mudança na posição do atuador. Uma mudança no ângulo de ataque que causa a mudança no ângulo definido pela palheta e pela corda. [051] Posicionando-se a palheta na borda anterior da asa, o método é altamente sensível a mudanças no ângulo de ataque da aeronave. Adicionalmente, espaçando-se o atuador e a bobina de indução, o método reduz a degradação desses componentes ao longo do tempo. [052] Em algumas modalidades, a distância entre o atuador e a bobina de indução pode mudar quando o ângulo da palheta em relação à asa muda. Em algumas modalidades, a distância entre o atuador e a bobina de indução pode permanecer constante quando o ângulo da palheta em relação à asa muda e o atuador é triangular. [053] Em algumas modalidades, a palheta é localizada em proximidade a um ponto de estagnação da asa e o ângulo definido pela palheta e pela asa pode mudar quando uma localização do ponto de estagnação muda. Em algumas modalidades, o método inclui utilizar a sustentação disponível da aeronave para determinar o ângulo de ataque da aeronave. Em algumas modalidades, o método inclui medir uma temperatura ambiente e ajustar a frequência de oscilação medida. [054] Em algumas modalidades, um computador pode utilizar um transdutor de sustentação descrito no presente documento para fornecer uma funcionalidade adicional a uma tripulação ou a outros siste- mas de aeronave. Nas modalidades adicionais, o computador pode fornecer a entrada para um sistema de piloto automático, um sistema de acelerador automático, fornecer um aviso de estolagem, estabelecer a melhor taxa de subida, melhor ângulo de ângulo ou melhor resistência, por exemplo. Em algumas modalidades, o computador pode também receber entradas das posições de flape, empuxo da aeronave, velocidade de ar da aeronave, pressão barométrica ou altitude. [055] Um versado na técnica relevante reconhecerá que muitas modificações e combinações possíveis das modalidades reveladas podem ser usadas, enquanto ainda emprega os mesmos mecanismos e metodologias subjacentes básicos. A descrição anterior, para propósitos de explicação, foi escrita em referência às modalidades específicas. Entretanto, as discussões ilustrativas acima não são destinadas a serem exaustivas ou limitar a descrição às formas precisas reveladas. Muitas modificações e variações podem ser possíveis em vista dos ensinamentos acima. As modalidades foram escolhidas e descritas para explicar os princípios da descrição e suas aplicações práticas e para habilitar outros versados na técnica a utilizar melhor a descrição e as várias modalidades com várias modificações conforme adequado ao uso particular contemplado. [056] Ademais, embora este relatório descritivo contenha muitas especificidades, as mesmas não devem ser interpretadas como limitações no escopo do que está sendo reivindicado ou do que pode ser reivindicado, mas, em vez disso, como descrições dos recursos específicos às modalidades particulares. Determinados recursos que são descritos neste relatório específico no contexto das modalidades separadas podem também ser implantados em combinação em uma única modalidade. Inversamente, vários recursos que são descritos no contexto de uma única modalidade podem também ser implantados em múltiplas modalidades separadamente ou em qualquer subcombina- ção adequada. Além disso, embora os recursos podem ser descritos acima como atuando em determinadas combinações e mesmo inicialmente reivindicados como tais, um ou mais recursos de uma combinação reivindicada podem, em alguns casos, ser removidos da combinação e a combinação reivindicada pode ser direcionada a uma subcom-binação ou variação de uma subcombinação.

Claims

1. Transdutor de sustentação de aeronave caracterizado pelo fato de que compreende: uma palheta posicionada em uma borda anterior de uma asa da aeronave, sendo que a palheta e a asa definem um ângulo que muda quando um ângulo de ataque da aeronave muda, um atuador associado à palheta, sendo que o atuador tem uma posição que muda quando o ângulo definido pela palheta e pela asa muda, um circuito LC que compreende uma bobina de indução espaçada do atuador e de um oscilador, sendo que o circuito LC tem uma frequência de oscilação que muda quando a posição do atuador muda, e um processador que recebe uma mudança na frequência de oscilação e que determina uma mudança correspondente em uma sustentação disponível da aeronave.

2. Transdutor de sustentação, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o atuador e a bobina de indução são espaçados por uma distância que muda quando o ângulo definido pela palheta e pela asa muda.

3. Transdutor de sustentação, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o atuador e a bobina de indução são espaçados por uma distância fixa e em que o atuador é conformado.

4. Transdutor de sustentação, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a palheta é localizada em proximidade a um ponto de estagnação da asa e em que o ângulo definido pela palheta e pela asa muda quando uma localização do ponto de estagnação muda.

5. Transdutor de sustentação, de acordo com a reivindica- ção 1, caracterizado pelo fato de que a sustentação disponível da aeronave é utilizada para determinar um ângulo de ataque da aeronave.

6. Transdutor de sustentação, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende um capacitor conectado em paralelo à bobina de indução.

7. Transdutor de sustentação, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende um sensor de temperatura.

8. Método para determinar uma sustentação disponível da aeronave caracterizado pelo fato de que compreende: medir uma mudança de frequência de oscilação de um circuito LC que compreende um oscilador e uma bobina de indução espaçados de um atuador, sendo que o atuador tem uma posição e uma mudança na posição que causa a mudança de frequência de oscilação, em que uma asa da aeronave e uma palheta posicionada na borda anterior da asa definem um ângulo, sendo que uma mudança no ângulo causa a mudança na posição do atuador, em que uma mudança no ângulo de ataque causa a mudança no ângulo definido pela palheta e pela asa, e determinar uma mudança na sustentação disponível a partir da mudança de frequência de oscilação.

9. Método, de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que o atuador e a bobina de indução são espaçados por uma distância que muda quando o ângulo definido pela palheta e pela asa muda.

10. Método, de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que o atuador e a bobina de indução são espaçados por uma distância fixa e em que o atuador é triangular.

11. Método, de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que a palheta é localizada em proximidade a um ponto de estagnação da asa e em que o ângulo definido pela palheta e pela asa muda quando uma localização do ponto de estagnação muda.

12. Método, de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que compreende utilizar a sustentação disponível da aeronave para determinar um ângulo de ataque da aeronave.

13. Método, de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que um capacitor é conectado em paralelo à bobina de indução.

14. Método, de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que compreende medir uma temperatura ambiente e ajustar a frequência de oscilação medida.

15. Transdutor de sustentação de aeronave caracterizado pelo fato de que compreende: uma palheta posicionada em uma borda anterior de uma asa da aeronave, sendo que a palheta e a asa definem um ângulo que muda quando um ângulo de ataque da aeronave muda, um compressor associado à palheta, sendo que o compressor tem uma posição que muda quando o ângulo definido pela palheta e pela asa muda, um circuito LC que compreende uma bobina de indução e um oscilador, sendo que o circuito LC tem uma frequência de oscilação que muda quando a bobina de indução é comprimida pelo compressor, e um processador que recebe uma mudança na frequência de oscilação e que determina uma mudança correspondente em uma sustentação disponível da aeronave.

16. Transdutor de sustentação, de acordo com a reivindicação 15, caracterizado pelo fato de que a palheta é localizada em proximidade a um ponto de estagnação da asa e em que o ângulo defini- do pela palheta e pela asa muda quando uma localização do ponto de estagnação muda.

17. Transdutor de sustentação, de acordo com a reivindicação 15, caracterizado pelo fato de que a sustentação disponível da aeronave é utilizada para determinar um ângulo de ataque da aeronave.

18. Transdutor de sustentação, de acordo com a reivindicação 15, caracterizado pelo fato de que compreende um capacitor conectado em paralelo à bobina de indução.

19. Transdutor de sustentação, de acordo com a reivindicação 15, caracterizado pelo fato de que compreende um sensor de temperatura.