BR102016015941B1

BR102016015941B1 - Sistema e método de piloto automático

Info

Publication number: BR102016015941B1
Application number: BR102016015941-5A
Authority: BR
Inventors: Arnaud TURPIN; Nicolas Le Corre
Original assignee: Dassault Aviation
Priority date: 2015-07-10
Filing date: 2016-07-08
Publication date: 2022-01-11
Also published as: CA2935753C; BR102016015941A2; FR3038585B1; FR3038585A1; CA2935753A1; US10099775B2; US20170008613A1

Abstract

sistema e método de piloto automático. a presente invenção refere-se a um sistema de piloto automático para uma aeronave. trata-se de um sistema que inclui um primeiro módulo de definição e aplicação de comando de fator de carga (36), um segundo módulo de definição e aplicação de comando de rolamento (38), um módulo de controle (40) do primeiro módulo de definição e aplicação (36) e do segundo módulo de definição e aplicação (38), que tem capacidade para definir parâmetros de uma manobra de recuperação que busca retornar a aeronave para atitudes de ponto de ajuste no fim de uma manobra a partir das atitudes iniciais. o módulo de controle (40) inclui um submódulo (48) para computar pelo menos um par de autoridades aplicadas respectivamente pelo primeiro módulo (36) e pelo segundo módulo (38) durante a manobra de recuperação. as autoridades são computadas como uma função de pelo menos um parâmetro de movimento atual da aeronave e um parâmetro de segurança.

Description

CAMPO DA INVENÇÃO

[001] A presente invenção refere-se a um sistema de piloto automático para uma aeronave que compreende um primeiro módulo de definição e aplicação de comando de fator de carga, um segundo módulo de definição e aplicação de comando de rolamento e um módulo de controle do primeiro módulo de definição e aplicação e do segundo módulo de definição e aplicação, que tem capacidade para definir parâmetros de uma manobra de recuperação que busca retornar a aeronave para atitudes de ponto de ajuste no fim de uma manobra a partir das atitudes iniciais.

[002] Tal sistema destina-se a aprimorar as funcionalidades de um sistema de piloto automático de aeronave tradicional, para adicionar um modo de operação que torna possível executar uma manobra de recuperação que retorna o avião para atitudes de voo normais, mediante comando pela tripulação ou automaticamente.

ANTECEDENTES DA INVENÇÃO

[003] Sistemas de piloto automático de aeronave tornam possível, de modo geral, manter a aeronave em uma trajetória e com uma velocidade preestabelecida por meio do desenvolvimento e envio de ordens para controlar superfícies da aeronave.

[004] Esses sistemas aliviam a carga de trabalho da tripulação, e permitem que a tripulação foque nas tarefas em vez de manter a aeronave em voo ao longo de uma determinada trajetória.

[005] De modo geral, o sistema de piloto automático opera em um determinado domínio de movimento da aeronave, em particular, em relação ao ângulo de subida e ao ângulo de inclinação. Quando a aeronave está fora do seu domínio de movimento, a aeronave é pilotada manualmente e o sistema de piloto automático é desativado.

[006] Para garantir que o voo seja conduzido com segurança completa, a tripulação precisa observar, a todos os momentos e em três dimensões, o movimento atual da aeronave, em particular, em termos de ângulo de subida, atitude de afastamento e ângulo de inclinação. Isso permite que a mesma possa tomar as medidas adequadas para manter as atitudes da aeronave, ou, de outra forma, modificar as mesmas quando necessário para conduzir o voo.

[007] Sob certas condições extremas, a tripulação da aeronave pode estar desorientada espacialmente, devido a eventos externos ou através de uma simples perda de percepção espacial das atitudes da aeronave. Por exemplo, quando uma aeronave se move através de névoa, a tripulação pode se encontrar sem referências externas e, portanto, estar desorientada.

[008] Tal desorientação ocasionalmente leva a tripulação a tomar decisões de piloto que afetam a condução adequada do voo, ou até prejudicar sua segurança.

[009] Para mitigar esse problema, alguns sistemas aviônicos conhecidos fornecem um modo de piloto automático específico, que pode ser ativado mediante o pressionamento de um botão específico na cabine de comando, para realizar uma manobra de recuperação. Essa manobra consiste geralmente no nivelamento das asas, para se obter um ângulo de inclinação de zero e nivelar a aeronave novamente com um ângulo de subida de zero. A tripulação pode, então, resumir o controle da aeronave.

[010] Tal sistema não é completamente satisfatório. Primeiramente, esse sistema só pode ser desativado no domínio de voo em que o piloto automático pode ser acionado. Além disso, a manobra é realizada com uma autoridade inclusiva, independentemente das condições de movimento iniciais da aeronave.

[011] Em alguns casos, a manobra de recuperação leva a um desvio em potencial do domínio de velocidade da aeronave, diminuindo para abaixo de uma altitude de segurança. De modo mais geral, a manobra normalmente gera desconforto para os ocupantes da aeronave, que vivenciam acelerações desagradáveis, enquanto que a gravidade da situação não necessariamente necessita de tais acelerações.

[012] Um objetivo da invenção é fornecer um sistema que torne possível retornar a aeronave a atitudes de ponto de ajuste predeterminadas no caso de desorientação da tripulação, enquanto minimiza o risco de a aeronave deixar seu domínio de voo tradicional e minimiza o desconforto para os ocupantes da aeronave.

DESCRIÇÃO DA INVENÇÃO

[013] Para esse fim, a invenção refere-se a um sistema do tipo mencionado anteriormente, em que o módulo de controle inclui um submódulo para computar pelo menos um par de autoridades aplicadas respectivamente pelo primeiro módulo de definição e aplicação e pelo segundo módulo de definição e aplicação durante a manobra de recuperação, em que as autoridades são computadas com base em pelo menos um parâmetro de movimento atual da aeronave e um parâmetro de segurança.

[014] O sistema, de acordo com a invenção, pode compreender um ou mais dentre os recursos a seguir, considerados sozinhos ou de acordo com qualquer combinação tecnicamente possível: - o parâmetro de segurança é escolhido dentre uma velocidade de operação máxima, ou uma altitude de segurança; - cada autoridade aplicada é computada para assumir um valor compreendido entre uma autoridade de piloto automático tradicional da aeronave e uma autoridade de pilotagem manual máxima da aeronave; - o ou cada parâmetro de movimento da aeronave é determinado sucessivamente durante a manobra, em que o submódulo de computação tem capacidade para computar pelo menos um par de autoridades, com base no ou cada parâmetro de movimento atual; - o parâmetro de movimento é escolhido dentre o ângulo de subida, o ângulo de inclinação, a velocidade aerodinâmica calibrada e/ou a altitude da aeronave; - as atitudes de ponto de ajuste de final de manobra predeterminadas são um ângulo de subida de zero, e um ângulo de inclinação de zero; - o submódulo de computação é configurado para computar um par de autoridades aplicadas como uma função de uma velocidade aerodinâmica calibrada medida da aeronave, em que o parâmetro de segurança é, vantajosamente, uma velocidade de operação máxima da aeronave; - o submódulo de computação tem capacidade para determinar o primeiro par de autoridades aplicadas com base em uma primeira lei de autoridades como uma função de uma velocidade aerodinâmica calibrada medida da aeronave, sendo que a primeira lei de autoridades é determinada a partir de pelo menos um par de autoridades de referência, vantajosamente, a partir de pelo menos três pares de autoridades de referência; - o submódulo de computação é configurado para computar um segundo par de autoridades aplicadas como uma função de uma altitude medida da aeronave, em que o parâmetro de segurança é, vantajosamente, uma altitude de segurança; - o submódulo de computação tem capacidade para determinar o segundo par de autoridades aplicadas com base em uma segunda lei de autoridades como uma função de uma altitude da aeronave, sendo que a segunda lei de autoridades é determinada a partir de pelo menos um par de autoridades de referência, vantajosamente, a partir de pelo menos três pares de autoridades de referência; - o submódulo de computação tem capacidade para comparar cada autoridade do primeiro par de autoridades com a autoridade correspondente do segundo par de autoridades para determinar a autoridade máxima entre as ditas autoridades, sendo que o primeiro módulo de definição e aplicação e o segundo módulo de definição e aplicação são configurados para, respectivamente, aplicarem as autoridades máximas determinadas pelo submódulo de computação; - o módulo de controle inclui um submódulo para determinar uma fase de voo dependente do ângulo de subida e/ou do afastamento da aeronave, sendo que o primeiro módulo de definição e aplicação e o segundo módulo de definição e aplicação têm capacidade para definir um comando dependente da fase de voo determinada pelo submódulo de determinação; - o mesmo compreende um conjunto de controle com capacidade para comandar pelo menos um parâmetro de movimento da aeronave em um plano vertical, em um plano lateral e/ou no eixo geométrico de velocidade quando a aeronave se move em um domínio de ativação de piloto automático, sendo que o módulo de controle tem capacidade para ser ativado para definir a manobra de recuperação no domínio de ativação de piloto automático e fora do domínio de ativação de piloto automático; - o mesmo compreende um terceiro módulo de definição e aplicação de comando de velocidade da aeronave, com capacidade para controlar a velocidade da aeronave durante a manobra de recuperação.

[015] A invenção também se refere a um método de piloto automático de aeronave que inclui as etapas a seguir: - fornecer um sistema conforme definido acima; - ativar o módulo de controle para definir os parâmetros de uma manobra de recuperação; - computar, através do submódulo de computação, pelo menos um par de autoridades destinadas, respectivamente, a serem aplicadas pelo primeiro módulo de definição e aplicação e pelo segundo módulo de definição e aplicação durante a manobra de recuperação, sendo que as autoridades são computadas com base em pelo menos um parâmetro de movimento atual da aeronave e um parâmetro de segurança; - desenvolver, através do primeiro módulo de definição e aplicação e do segundo módulo de definição e aplicação, comandos de fator e rolamento de carga respectivos para implantar a manobra de recuperação, aplicando-se pelo menos o par de autoridades computadas pelo submódulo de computação.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[016] A invenção será mais bem compreendida mediante a leitura da descrição a seguir, fornecida apenas como um exemplo e realizada em referência aos desenhos em anexo.

[017] A Figura 1 é uma vista lateral de uma aeronave que inclui um sistema de piloto automático, de acordo com a invenção, em atitudes, antes da ativação do sistema para realizar uma manobra de recuperação.

[018] A Figura 2 é uma vista frontal da aeronave da Figura 1 em atitudes com um ângulo de inclinação grande, antes da ativação do sistema.

[019] A Figura 3 é uma vista semelhante à Figura 1 no final da manobra de recuperação.

[020] A Figura 4 é uma vista semelhante à Figura 2 no final da manobra de recuperação.

[021] A Figura 5 é um gráfico que ilustra o domínio de ativação do piloto automático.

[022] A Figura 6 é uma vista diagramática parcial do sistema de piloto automático de acordo com a invenção.

[023] A Figura 7 ilustra uma primeira lei de autoridades computada com base na velocidade aerodinâmica calibrada atual.

[024] A Figura 8 ilustra uma segunda lei de autoridades computada com base na altitude atual.

DESCRIÇÃO DE REALIZAÇÕES DA INVENÇÃO

[025] No restante deste documento, os termos (L1) e (L2) devem ser compreendidos em relação às leis de autoridades L1, L2 e não em relação a um parâmetro. Portanto, um termo X(L1) é o termo X obtido de acordo com a lei de autoridade L1 e o termo X(L2) é o termo X obtido de acordo com a lei de autoridade L2.

[026] Uma primeira aeronave 10 de acordo com a invenção é ilustrada pelas Figuras 1 a 4. A aeronave 10 compreende pelo menos um motor 12, superfícies de controle 14 e sensores 16 que medem a orientação, posição e movimento da aeronave 10.

[027] A aeronave 10 inclui adicionalmente uma cabine de comando 18, membros de piloto 20 da aeronave 10, e um sistema de piloto automático 22 de acordo com a invenção.

[028] As superfícies de controle 14 em particular incluem superfícies móveis do aerofólio e da empenagem em particular com capacidade para afetar o ângulo de subida GAMA da aeronave 10, mostrado na Figura 1, e seu ângulo de inclinação FI, mostrado na Figura 2.

[029] As superfícies de controle 14 incluem adicionalmente freios aéreos, com capacidade para serem acionados para reduzir a velocidade da aeronave.

[030] Os sensores de medição 16 em particular incluem uma unidade de inércia, opcionalmente hibridizada com GPS, com capacidade para determinar a orientação da aeronave em qualquer momento, em particular o ângulo de subida e o ângulo de inclinação da aeronave, assim como sua posição, em particular sua altitude e sua velocidade terrestre.

[031] Os sensores de medição 16 incluem adicionalmente pelo menos um sensor de pressão estática, e pelo menos um sensor de medição de pressão dinâmica para determinar a velocidade aerodinâmica calibrada, ou “anemômetro”, em relação ao ar em que a aeronave 10 está se movendo. Isso também possibilita determinar a altitude barométrica.

[032] Os membros de piloto 20 incluem uma unidade de controle de fator de carga NZ 23A (consultar a Figura 6), uma unidade de controle de rolamento P 23B (consultar a Figura 6) que são conectadas mecanicamente às superfícies de controle 16.

[033] As unidades de controle podem ser conduzidas manualmente pela tripulação com o uso de um manche localizado na cabine de comando ou podem ser conduzidas pelo sistema de piloto automático 22 a fim de realizar respectivamente um comando de rolamento e um comando de fator de carga, com o uso das superfícies de controle 14.

[034] Para se alcançar um determinado ponto de ajuste de ângulo de subida ou ângulo de inclinação, cada unidade de controle tem capacidade para aplicar uma autoridade NZAUT, PAUT para realizar a manobra. Essa autoridade NZAUT, PAUT é expressa, por exemplo, na forma de uma aceleração vertical em relação ao fator de carga NZ e uma velocidade angular em relação ao rolamento P.

[035] As unidades de controle 23A, 23B aplicam no máximo um par de autoridades de piloto manuais máximas NZAUTmax, PAUTmax para a pilotagem manual da aeronave 10 com o uso de um manche, como uma função da manobrabilidade da aeronave 10 e das acelerações máximas que podem ser geradas pelos ocupantes da aeronave.

[036] A autoridade de fator de carga máxima NZAUTmax para o fator de carga é, por exemplo, menos que 3 g e compreende em particular entre 2,2 g e 2,7 g. A autoridade de rolamento máxima PAUTmax é, por exemplo, menos que 50 graus/s, e compreende em particular entre 35 graus/s e 45 graus/s.

[037] Os membros de piloto 20 incluem adicionalmente uma unidade de controle 23C, com capacidade para ser atuada pela tripulação ou pelo sistema de piloto automático 22 para realizar um comando de impulso para cada motor 12, a fim de aumentar a energia mecânica da aeronave 10, e pela unidade de controle 23D para acionar os freios aéreos, de modo a diminuir a energia mecânica da aeronave.

[038] O sistema de piloto automático 22 inclui, de um modo conhecido, um jogo de controles (não mostrado) para o movimento da aeronave em um domínio de ativação 28, definido pelos limites de ângulo de inclinação e ângulo subida e, de acordo com a invenção, um conjunto de recuperação 30, mostrado na Figura 6, com capacidade para ser ativado dentro e fora do domínio de ativação de piloto automático 28.

[039] O sistema de piloto automático 22 compreende em particular um ou mais computadores com capacidade para alojar e executar aplicações de software relativas ao conjunto de controle e ao conjunto de recuperação 30.

[040] No domínio de ativação 28, o conjunto de controle do sistema de piloto automático 22 tem, portanto, capacidade para conduzir automaticamente as unidades de controle 23A a 23D para fornecer pelo menos um ponto de ajuste em um plano vertical, tal como um ponto de ajuste de altitude, um ponto de ajuste em um plano lateral, tal como um ponto de ajuste de proa e/ou um ponto de ajuste ao longo do eixo geométrico de velocidade da aeronave 10, definido pela tripulação.

[041] Durante o uso do conjunto de controle, a unidade de controle do sistema de piloto automático 22 aplicar um par de autoridades de piloto automático tradicionais predefinidas, NZAUTn; PAUTn para o piloto automático da aeronave 10.

[042] Essas autoridades NZAUTn; PAUTn estão abaixo de cada uma das autoridades máximas correspondentes NZAUTmax; PAUTmax na pilotagem manual.

[043] A autoridade de piloto automático tradicional NZAUTn para a aceleração vertical é, por exemplo, menos que 1,5 g e compreende, em particular, entre 1,2 g e 1,4 g. A autoridade de piloto automático tradicional PAUTn para a velocidade angular é, por exemplo, menos que 20 graus/s, e compreende, em particular, entre 5 graus/s e 15 graus/s.

[044] O conjunto de controle pode ser ativado pela tripulação no domínio nominal 28, mostrado parcialmente na Figura 5 para o ângulo de subida e o ângulo de inclinação. Fora desse domínio de ativação 28, o conjunto de controle não pode ser ativado, e a tripulação precisa pilotar a aeronave manualmente.

[045] No exemplo mostrado na Figura 5, o domínio de ativação 28 é limitado em termos de ângulo de subida entre um ângulo de subida positivo máximo GAMAmax, por exemplo, igual a +50°, e um ângulo de subida negativo mínimo GAMAmin, por exemplo, igual a -50°. O mesmo também está vinculado em termos de ângulo de inclinação por um ângulo de inclinação máximo FImax, por exemplo, igual a +75° e um ângulo de inclinação mínimo FI min, por exemplo, igual a -75°.

[046] Nesse exemplo, o domínio 28 é, portanto, retangular no plano definido pelo ângulo de subida e pelo ângulo de inclinação.

[047] De acordo com a invenção, o conjunto de recuperação 30 pode ser ativado pela tripulação ou automaticamente, para realizar uma manobra de recuperação que busca levar a aeronave 10 de volta para as atitudes de ponto de ajuste de final de manobra, a partir de quaisquer atitudes iniciais.

[048] Nesse exemplo, as atitudes de ponto de ajuste de final de manobra predeterminadas incluem a disposição da aeronave 10 com nível de asas, com um ângulo de inclinação de zero, e nivelamento, com um ângulo de subida de zero, conforme ilustrado pelas Figuras 3 e 4. Essas atitudes de ponto de ajuste predeterminadas são opcionalmente associadas ao controle do eixo geométrico de velocidade.

[049] A aeronave 10, em suas atitudes iniciais, antes da manobra de recuperação, por exemplo, tem seu nariz baixo ou um ângulo de inclinação alto, conforme ilustrado pelos exemplos fornecidos nas Figuras 1 e 2. A aeronave 10 se move ocasionalmente para fora do domínio de ativação 28, em que o conjunto de controle do sistema de piloto automático 12 pode ser ativado.

[050] O conjunto de recuperação 30 tem capacidade para ser ativado manualmente sob o efeito de um comando 32 da tripulação, por exemplo, pressionando-se um botão físico ou virtual situado na cabine de comando 18 da aeronave 10. O mesmo também tem capacidade para ser ativado automaticamente, por exemplo, quando a aeronave 10 sai do domínio de ativação 28.

[051] De acordo com a invenção, e no exemplo ilustrado pela Figura 6, o conjunto de recuperação 30 compreende um módulo de ativação 34, a primeiro módulo de definição e aplicação de comando de fator de carga NZC 36, e uma segunda definição de comando de rolamento P e módulo de aplicação 38.

[052] O conjunto de recuperação 30 inclui adicionalmente um módulo de controle 40 do primeiro módulo 36 e do segundo módulo 38, com capacidade para ser ativado pelo módulo de ativação 34 para definir as características da manobra de recuperação.

[053] O conjunto de recuperação 30 inclui adicionalmente, de modo vantajoso, um terceiro módulo de definição e aplicação de comando de velocidade 42.

[054] O módulo de ativação 34 tem capacidade para receber uma ordem da tripulação que solicita o desempenho da manobra de recuperação, ou para ser ativado automaticamente quando um determinado estado de movimento da aeronave é detectado, por exemplo, fora do domínio de ativação 28.

[055] O módulo de ativação 34 tem capacidade para ativar o módulo de controle 40 e enviar informações de ativação do modo de recuperação para cada definição de comando e módulo de aplicação 36, 38, 42.

[056] O módulo de controle 40 inclui um submódulo 46 para determinar uma fase de voo da aeronave e, de acordo com a invenção, um submódulo 48 para computar autoridades de manuseio variáveis NZAUT; PAUT a serem aplicadas, como uma função do risco de se sair de um domínio de velocidade aceitável para a aeronave 10 e o risco de se passar abaixo de uma altitude de segurança Zs.

[057] O submódulo 46 tem capacidade para determinar a fase de voo da aeronave 10 escolhida dentre uma pluralidade de fases de voo que caracterizam o movimento atual da aeronave, com base em parâmetros da aeronave atuais, medidos pelos sensores, em particular o ângulo de subida GAMA, a atitude de afastamento TETA, e o ângulo de inclinação FI.

[058] O submódulo 46 tem, portanto, capacidade para produzir um indicador da situação que corresponde a um tipo de manobra de emergência. Por exemplo, a situação identificada como “nariz para baixo" (característica de uma situação em que o avião tem um grande negativo de moderado a alto) levará a um nivelamento de asas, então, uma manobra de emparelhamento. O submódulo 48 para computar autoridades inclui uma primeira aplicação 60 para computar um primeiro par de autoridades em relação ao risco de se sair do domínio de voo, uma segunda aplicação 62 para computar um segundo par de autoridades em relação ao risco de se passar abaixo de uma determinada altitude de segurança, e uma terceira aplicação 64 para comparar as autoridades computadas pelas aplicações 60 e 62 para determinar um par de autoridades com a intenção de serem enviadas respectivamente para o primeiro módulo 36 e para o segundo módulo 38.

[059] A primeira aplicação 60 tem capacidade para desenvolver uma primeira lei de autoridades L1 padronizada como uma função da velocidade aerodinâmica calibrada Vc de pelo menos um parâmetro de segurança formado, aqui, pela velocidade de operação máxima. A primeira aplicação 60 tem, em seguida, capacidade para computar um par de autoridades NZAUT(L1), PAUT(L1) com base na primeira lei de autoridades L1 e na velocidade aerodinâmica calibrada atual medida Vcm.

[060] Vantajosamente, a primeira aplicação 60 tem capacidade para desenvolver a primeira lei de autoridades L1 com base em três pares de autoridades de referência predefinidas, por exemplo, um par de autoridades de piloto automático tradicionais, um par de autoridades intermediárias, e um par de autoridades de pilotagem manual máximas e um parâmetro de segurança formado, aqui, pela velocidade de operação máxima VMO/MMO, estruturalmente sustentada pela aeronave 10. Tal velocidade é definida, por exemplo, no parágrafo 14 CFR 25.1505 da Lei Americana.

[061] No caso em mãos, conforme ilustrado pela Figura 7, os valores de velocidade aerodinâmica calibrada de início de manobra máxima simulados VCM1, VCM2, VCM3 são respectivamente determinados para o par de autoridades de piloto automático tradicionais, o par de autoridades intermediárias e o par de autoridades de pilotagem manual máximas, com o ângulo de subida e ângulo de inclinação medidos.

[062] Um coeficiente de autoridades igual a 0 é atribuído à velocidade aerodinâmica calibrada máxima simulada VCM1 para o par de autoridades de piloto automático tradicionais, um coeficiente de autoridades igual a um valor que compreende estritamente entre 0 e 1, por exemplo 0,5, é atribuído à velocidade aerodinâmica calibrada máxima simulada VCM2 para o par de autoridades intermediárias, e um coeficiente de autoridades igual a 1 é atribuído à velocidade aerodinâmica calibrada máxima simulada VCM3 para o par de autoridades de pilotagem manual máximas.

[063] O coeficiente de autoridades CA também varia linearmente como uma função da velocidade aerodinâmica calibrada Vc entre os pontos definidos desse modo.

[064] Então, a primeira aplicação 60 tem capacidade para computar o coeficiente de autoridades CAa(L1) a ser aplicado determinando-se o ponto da lei de autoridades L1 que corresponde à velocidade aerodinâmica calibrada medida VCm, em cada momento, com o uso de sensores 16.

[065] A primeira aplicação 60 tem, em seguida, capacidade para determinar um primeiro par de autoridades (NZAUT(L1), PAUT(L1)) aplicando-se um peso igual ao coeficiente de autoridades CAa(L1) obtido entre a autoridade de piloto automático tradicional NZAUTn; PAUTn e a autoridade de pilotagem manual máxima NZAUTm; PAUTm, por exemplo, com o uso das equações: NZAUT (L1) = NZAUTn x (1- CAa(L1)) + NZAUTm x CAa(L1); PAUT (L1) = PAUTn x (1- CAa(L1)) + PAUTm x CAa(L1).

[066] A primeira aplicação 60 tem, portanto, capacidade para definir um primeiro par de autoridades (NZAUT(L1), PAUT(L1)), que corresponde respectivamente ao comando de fator de carga e ao comando de rolamento de acordo com a primeira lei de autoridades.

[067] A segunda aplicação 62 tem a capacidade de definir uma segunda lei padronizada de autoridades L2 como uma função de uma altitude Z da aeronave, com base em atitudes da aeronave 10 de pelo menos um par de autoridades de referência predeterminadas (fator de carga; rolamento), e um parâmetro de segurança formado por uma altitude de segurança predefinida Zs. A segunda aplicação 62 tem, em seguida, capacidade para computar um segundo par de autoridades NZAUT(L2), PAUT(L2) com base na segunda lei de autoridades L2 e na altitude Zm da aeronave 10 mediante o recebimento da ordem.

[068] De modo vantajoso, a segunda aplicação 62 tem capacidade para desenvolver a segunda lei de autoridades L2 com base em três pares de autoridades de referência predeterminadas, por exemplo, um par de autoridades de piloto automático tradicionais, um par de autoridades intermediárias, e um par de autoridades de pilotagem manual máximas.

[069] Para essa finalidade, a segunda aplicação 62 inclui uma base de dados de perdas de altitude DZ entre o início e o fim da manobra de recuperação, obtida pela simulação, como uma função das atitudes da aeronave 10, em particular como uma função do ângulo de subida e do ângulo de inclinação, e para as autoridades de referência predeterminadas.

[070] A segunda lei de autoridades L2 é, em seguida, obtida pela segunda aplicação 62 atribuindo-se a cada altitude simulada um coeficiente de autoridades CAa(L2) que compreende entre 0 e 1, para definir pontos da curva da segunda lei de autoridades L2 como uma função de uma altitude, e que define a evolução da segunda lei de autoridades L2 como uma função de uma altitude entre os pontos da curva definidos desse modo.

[071] No caso em mãos, conforme ilustrado pela Figura 8, as perdas de altitude simuladas DZ1, DZ2, DZ3 são determinadas respectivamente para o par de autoridades de piloto automático tradicionais, o par de autoridades intermediárias e o par de autoridades de pilotagem manual máximas.

[072] A altitude de segurança Zs depende da posição geográfica atual da aeronave 10. Essa altitude Zs é obtida, por exemplo, a partir de uma base de dados geográfica com base na posição atual medida pelos sensores 16.

[073] O coeficiente de autoridades também varia linearmente como uma função de uma altitude entre os pontos definidos desse modo.

[074] Então, o coeficiente de autoridades a ser aplicado CAa(L2) é obtido pela segunda aplicação 62 determinando-se o ponto da segunda lei de autoridades L2 que corresponde à altitude atual medida Zm, com o uso dos sensores 16.

[075] A segunda aplicação 62 tem, em seguida, capacidade para determinar um segundo par de autoridades (NZAUT(L2), PAUT(L2)) aplicando-se um peso igual ao coeficiente de autoridades CAa(L2) obtido entre a autoridade de piloto automático tradicional NZAUTn; PAUTn e a autoridade de pilotagem manual máxima NZAUTm; PAUTm, por exemplo, com o uso das formulas: NZAUT (L2) = NZAUTn x (1- CAa(L2)) + NZAUTm x CAa(L2); PAUT (L2) = PAUTn x (1- CAa(L2)) + PAUTm x CAa(L2).

[076] A segunda aplicação 62 tem, portanto, capacidade para definir um segundo par de autoridades (NZAUT(L2), PAUT(L2)), que corresponde respectivamente ao comando de fator de carga e ao comando de rolamento.

[077] A terceira aplicação de comparação 64 tem capacidade para comparar a autoridade NZAUT(L1) obtida para o comando de fator de carga com o uso da primeira aplicação 60 e da autoridade correspondente NZAUT(L2) obtida com o uso da segunda aplicação 62, para definir uma autoridade computada NZAUT para o comando de fator de carga escolhido como o maior dentre as autoridades NZAUT(L1) e NZAUT(L2).

[078] De modo semelhante, a terceira aplicação de comparação 64 tem capacidade para comparar a autoridade PAUT(L2) obtida para o comando de rolamento com o usa da primeira aplicação 60 e da autoridade correspondente PAUT(L2) obtida com o uso da segunda aplicação 62, para definir uma autoridade computada NZAUT para o comando de rolamento escolhido como o maior dentre as autoridades PAUT(L1) e PAUT(L2).

[079] Um par (NZAUT, PAUT) de autoridades é obtido, portanto, com o uso da terceira aplicação de comparação 64.

[080] As autoridades definidas NZAUT, PAUT são variáveis para assumir um valor ótimo compreendido entre uma autoridade de piloto automático tradicional e uma autoridade de pilotagem manual máxima da aeronave. Portanto, o submódulo de computação de autoridade 48 realizada uma computação de autoridade que se adapta perfeitamente à manobra a ser realizada levando em consideração a gravidade da situação, e o risco de se sair do domínio de velocidade ou passar abaixo de uma altitude de segurança, enquanto minimiza o desconforto para os ocupantes da aeronave.

[081] O primeiro módulo de definição e aplicação de comando de fator de carga NZC 36 tem capacidade para definir um comando do fator de carga, como uma função da fase de movimento da aeronave 10, determinada pelo submódulo de determinação 46, o fator de carga medido NZ e a autoridade NZAUT computada a partir do submódulo 48.

[082] O primeiro módulo 36 tem, em seguida, capacidade para enviar esse comando para a unidade de controle de fator de carga 23A.

[083] O segundo módulo de definição e aplicação de comando de rolamento P 38 tem capacidade para definir um comando do rolamento P, como uma função da fase de movimento da aeronave determinada pelo submódulo de determinação 46, como uma função do rolamento medido FI, e da autoridade PAUT computada pelo submódulo 48, para se alcançar um ponto de ajuste de ângulo de inclinação FICOM nas atitudes de ponto de ajuste predeterminadas no final da manobra de recuperação.

[084] O segundo módulo 38 tem, em seguida, capacidade para enviar esse comando para a unidade de controle de rolamento 23B.

[085] Quando o mesmo está presente, o terceiro módulo 42 tem capacidade para desenvolver comandos de acionamento de freio aéreo AB1, AB2, para diminuir a energia mecânica da aeronave 10, ou comandos de motor N para adaptar a energia mecânica da aeronave 10, a fim de manter a aeronave 10 em uma faixa de velocidade aceitável.

[086] O comando de fator de carga NZC e/ou o comando de rolamento P são aplicados simultaneamente e/ou compensados ao longo do tempo como uma função da fase de movimento da aeronave 10 obtida com o uso do submódulo 46.

[087] Um primeiro método de piloto automático, de acordo com a invenção, implantado com o uso do sistema de piloto automático 22, será descrito agora.

[088] Inicialmente, quando a tripulação está desorientada ou quando a aeronave 10 experimenta uma grande alteração de seu movimento, em particular ao passar através de uma turbulência de esteira, a mesma ordena uma implementação da manobra de recuperação, por exemplo, pressionando-se um botão físico ou virtual presente na cabine de comando 18. Alternativamente, a ordem é acionada automaticamente, com base nas atitudes da aeronave.

[089] De acordo com a invenção, essa ordem pode ser acionada quando a aeronave se encontra no domínio de ativação 28, ou fora desse domínio 28, em que a tripulação precisa pilotar manualmente a aeronave 10.

[090] A ordem de ativação 32 é recebida pelo módulo de ativação 34, que ativa o módulo de comando 40 e informa a definição e o módulo de aplicação 36, 38, 42 da recepção da ordem.

[091] O submódulo 46 determina, então, a fase de movimento atual da aeronave com base nos parâmetros de voo atuais, tais como o ângulo de subida GAMA, o ângulo de inclinação FI.

[092] A primeira aplicação de computação 60 do submódulo 48 desenvolve, em seguida, a primeira lei de autoridades L1, com base no ângulo de subida e no ângulo de inclinação atuais, com o uso da velocidade aerodinâmica calibrada máxima.

[093] A primeira aplicação de computação 60, em seguida, computa sucessivamente um coeficiente de autoridades CAa(L1) a partir da primeira lei de autoridades L1 para a velocidade aerodinâmica calibrada medida VCm, e um primeiro par de autoridades (NZAUT(L1), PAUT(L1)) obtido ponderando-se entre a autoridade de piloto automático tradicional e a autoridade de pilotagem manual máxima como uma função do coeficiente de autoridades computado CAa(L1).

[094] Paralelamente, a segunda aplicação de computação 62 do submódulo 48 desenvolve a segunda lei de autoridades L2, com base no ângulo de subida e no ângulo de inclinação atuais, e com base na altitude de segurança Zs.

[095] A segunda aplicação de computação 62, em seguida, computa sucessivamente um coeficiente de autoridades CAa(L2) a partir da segunda lei de autoridades L2 para a altitude medida VCm, e um segundo par de autoridades (NZAUT(L2), PAUT(L2)) obtido ponderando-se entre a autoridade de piloto automático tradicional e a autoridade de pilotagem manual máxima como uma função do coeficiente de autoridades computado CAa(L2).

[096] A terceira aplicação de comparação 64 compara as autoridades individuais de cada um dos pares de autoridades e desenvolve a autoridade de comando de fator de carga NZAUT e a autoridade de comando de rolamento PAUT, tomando o máximo das respectivas autoridades individuais NZAUT(L1); NZAUT(L2) e PAUT(L1); PAUT(L2) obtidas pela primeira aplicação 60 e pela segunda aplicação 62.

[097] As autoridades NZAUT e PAUT são, em seguida, transmitidas para o primeiro módulo de definição e aplicação 36 e para o segundo módulo de definição e aplicação 38.

[098] O primeiro módulo 36 determina um comando de fator de carga NZ como uma função do fator de carga medido NZ, da fase de movimento da aeronave, e da autoridade NZAUT computada pelo submódulo 48. O segundo módulo 38 envia esse comando para a unidade de controle de fator de carga 23A, que manuseia as superfícies de controle 14 em conformidade.

[099] O segundo módulo 38 determina simultaneamente um comando de rolamento P como uma função do ponto de ajuste de rolamento de final de manobra desejado FICOM, do rolamento medido FI, da fase de movimento da aeronave e da autoridade PAUT computada a partir do submódulo 48. O segundo módulo 38 envia esse comando para a unidade de controle de rolamento, que manuseia as superfícies de controle 14 em conformidade.

[0100] Opcionalmente, o terceiro módulo 42 controla a velocidade aerodinâmica calibrada da aeronave durante a manobra, através do desenvolvimento de ordens de controle AB1, AB2 para acionar os freios aéreos, se a velocidade aerodinâmica calibrada Vc for muito alta, ou do desenvolvimento de ordens de controle N [para] cada motor 12.

[0101] A manobra de recuperação é implantada, portanto, levando em consideração o risco de se sair do domínio de velocidade, em particular evitando-se passar abaixo de uma velocidade de operação máxima (VMO/MMO), e o risco de passar abaixo de uma altitude de segurança, e incorporando-se esses riscos na gravidade da manobra necessária.

[0102] As autoridades de comando do fator de carga NZAUT e do rolamento PAUT são computadas como uma função das atitudes da aeronave 10 durante a inicialização da manobra e como uma função da gravidade da manobra, que minimiza os efeitos experimentados pelos ocupantes da aeronave. Em particular, o desconforto da manobra para os passageiros é minimizado.

[0103] Além disso, a manobra de recuperação pode ser ativada no domínio de utilização tradicional do sistema de piloto automático 22 ou fora desse domínio, independentemente das atitudes da aeronave.

[0104] Esse modo pode ser iniciado manualmente pela tripulação ou automaticamente quando o sistema detecta um desvio do domínio de utilização tradicional do sistema de piloto automático 22.

[0105] Uma vez que a manobra é realizada, o sistema 12 pode, então, retornar a um modo de piloto automático tradicional.

Claims

1. SISTEMA DE PILOTO AUTOMÁTICO (22) para uma aeronave (10) que inclui: - um primeiro módulo de definição e aplicação de comando de fator de carga (36); - um segundo módulo de definição e aplicação de comando de rolamento (38); - um módulo de controle (40) do primeiro módulo de definição e aplicação (36) e do segundo módulo de definição e aplicação (38), que tem capacidade para definir parâmetros de uma manobra de recuperação que busca retornar a aeronave (10) para atitudes de ponto de ajuste no fim de uma manobra a partir das atitudes iniciais; caracterizado pelo módulo de controle (40) incluir um submódulo (48) para computar pelo menos um par de autoridades aplicadas respectivamente pelo primeiro módulo de definição e aplicação (36) e pelo segundo módulo de definição e aplicação (38) durante a manobra de recuperação, em que o par de autoridades compreende uma autoridade de fator de carga e uma autoridade de rolamento, as autoridades sendo computadas com base em pelo menos um parâmetro de movimento atual da aeronave (10) e um parâmetro de segurança; em que o primeiro módulo de definição e aplicação de comando de fator de carga (36) determina o comando de fator de carga como uma função da autoridade de fator de carga; e - segundo módulo de definição e aplicação (38) determina um comando de rolamento como uma função da autoridade de rolamento.

2. SISTEMA (22), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por cada autoridade aplicada ser computada para assumir um valor compreendido entre uma autoridade de piloto automático tradicional da aeronave (10) e uma autoridade de pilotagem manual máxima da aeronave (10).

3. SISTEMA (22), de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 2, caracterizado por: o ou cada parâmetro de movimento da aeronave (10) ser determinado sucessivamente durante a manobra, em que o submódulo de computação (48) tem capacidade para computar pelo menos um par de autoridades, com base no ou cada parâmetro de movimento atual.

4. SISTEMA (22), de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo parâmetro de movimento ser escolhido dentre o ângulo de subida, o ângulo de inclinação, a velocidade aerodinâmica calibrada e/ou a altitude da aeronave (10).

5. SISTEMA (22), de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado pelas atitudes de ponto de ajuste de final de manobra predeterminadas serem um ângulo de subida zero e um ângulo de inclinação zero.

6. SISTEMA (22), de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 5, caracterizado pelo submódulo de computação (48) ser configurado para computar um par de autoridades aplicadas como uma função de uma velocidade aerodinâmica calibrada medida da aeronave (10), sendo que o parâmetro de segurança é uma velocidade de operação máxima da aeronave.

7. SISTEMA (22), de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo submódulo de computação (48) ter capacidade para determinar o primeiro par de autoridades aplicadas com base em uma primeira lei de autoridades (L1) como uma função de uma velocidade aerodinâmica calibrada medida da aeronave (10), sendo que a primeira lei de autoridades (L1) é determinada a partir de pelo menos um par de autoridades de referência a partir de pelo menos três pares de autoridades de referência.

8. SISTEMA (22), de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 7, caracterizado pelo submódulo de computação (48) ser configurado para computar um segundo par de autoridades aplicadas como uma função de uma altitude medida da aeronave (10), em que o parâmetro de segurança é uma altitude de segurança.

9. SISTEMA (22), de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo submódulo de computação (48) ter capacidade para determinar o segundo par de autoridades aplicadas com base em uma segunda lei de autoridades (L2) como uma função de uma altitude da aeronave (10), sendo que a segunda lei de autoridades (L2) é determinada a partir de pelo menos um par de autoridades de referência, a partir de pelo menos três pares de autoridades de referência.

10. SISTEMA (22), de acordo com qualquer uma das reivindicações 6 a 9, caracterizado pelo submódulo de computação (48) ter capacidade para comparar cada autoridade do primeiro par de autoridades com a autoridade correspondente do segundo par de autoridades para determinar a autoridade máxima entre as autoridades, sendo que o primeiro módulo de definição e aplicação (36) e o segundo módulo de definição e aplicação (38) são configurados para aplicar, respectivamente, as autoridades máximas determinadas pelo submódulo de computação (48).

11. SISTEMA (22), de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 10, caracterizado pelo módulo de controle (40) incluir um submódulo (46) para determinar uma fase de voo dependente do ângulo de subida e/ou do afastamento da aeronave (10), em que o primeiro módulo de definição e aplicação (36) e o segundo módulo de definição e aplicação (38) têm capacidade para definir um comando dependente da fase de voo determinada pelo submódulo de determinação (46).

12. SISTEMA (22), de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 11, caracterizado por compreender um conjunto de controle com capacidade para comandar pelo menos um parâmetro de movimento da aeronave em um plano vertical, em um plano lateral e/ou no eixo geométrico de velocidade quando a aeronave (10) se move em um domínio de ativação de piloto automático (28), sendo que o módulo de controle (40) tem capacidade para ser ativado para definir a manobra de recuperação no domínio de ativação de piloto automático (18) e fora do domínio de ativação de piloto automático (28).

13. SISTEMA (22), de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 12, caracterizado por compreender um terceiro módulo de definição e aplicação de comando de velocidade (42) da aeronave, com capacidade para controlar a velocidade da aeronave (10) durante a manobra de recuperação.

14. MÉTODO DE PILOTO AUTOMÁTICO para uma aeronave (10) caracterizado por incluir as seguintes etapas: - fornecer um sistema (22), conforme definido em qualquer uma das reivindicações 1 a 13; - ativar o módulo de controle (40) para definir os parâmetros de uma manobra de recuperação; - computar, através do submódulo de computação (48), pelo menos um par de autoridades destinadas, respectivamente, a serem aplicadas pelo primeiro módulo de definição e aplicação (36) e pelo segundo módulo de definição e aplicação (38) durante a manobra de recuperação, sendo que as autoridades são computadas com base em pelo menos um parâmetro de movimento atual da aeronave (10) e um parâmetro de segurança; - desenvolver, através, do primeiro módulo de definição e aplicação (36) e do segundo módulo de definição e aplicação (38), comandos de fator e rolamento de carga respectivos para implantar a manobra de recuperação, aplicando-se pelo menos o par de autoridades computadas pelo submódulo de computação (48).