BR102017010931A2

BR102017010931A2 - Method and system for aborted short rolling

Info

Publication number: BR102017010931A2
Application number: BR102017010931-3A
Authority: BR
Inventors: Roberto Ferreira Clark Reis José; London Guedes Patrice; Teruo Yamazaki Jonatan; Barbosa Nelson
Original assignee: Embraer S.A.
Priority date: 2016-05-31
Filing date: 2017-05-24
Publication date: 2017-12-19
Also published as: US10815000B2; US20170341772A1; EP3251947A1; CN107444621A; CN107444621B; EP3251947B1

Abstract

método e sistema para decolagem curta abortada. trata-se de uma modalidade não limitadora que fornece melhoras importantes no desempenho da aeronave em sistemas de decolagem curta abortada ao detectar automaticamente se a velocidade da aeronave não excede vshort, em que vshort > v1; detectar automaticamente se um dos ditos múltiplos motores falhou durante a decolagem enquanto a aeronave ainda estava em contato com o solo; e se a velocidade da aeronave não exceder vshort e um motor falhar, executar automaticamente uma sequência de abortamento de decolagem autônoma para permitir um peso de decolagem melhorado no caso de uma decolagem abortada de modo autônomo por falha de um único motor. o aumento do peso de decolagem da aeronave leva ao aumento da quantidade de combustível e da carga útil. o aumento da carga útil permite o aumento da capacidade de carga e/ou de passageiros. o aumento da quantidade de combustível permite que a aeronave alcance faixas maiores. uma aeronave dotada do sistema proposto, que reduz a distância para aceleração e parada, pode, então, operar em pistas menores em comparação com a técnica anterior.

Description

"MÉTODO E SISTEMA PARA DECOLAGEM CURTA ABORTADA" CAMPO

[0001] A tecnologia do presente documento refere-se à aviônica, e mais particularmente, a métodos e sistemas de controle de voo automático/desempenho.

ANTECEDENTES E SUMÁRIO

[0002] A decolagem abortada (RTO) no caso da falha de um único motor (OEI) é tipicamente iniciada de modo manual pelo piloto após o mesmo ter reconhecido a falha do motor. Em geral, isso ocorre quando a falha de um motor produz um empuxo assimétrico, o que leva a uma guinada da aeronave.

[0003] Os pilotos, seres humanos como são, têm um pouco de atraso em reconhecer e tomar decisões necessárias para abortamento de decolagem quando um motor falha. Os requisitos de Certificação impõem margens fixas, a fim de compensar os atrasos do piloto. Os requisitos de Certificação, 14CFR25 - FAR 25.109, através do correspondente AC 25-7C, "Flight Test Guide for Certification of Transport Category Airplanes", estabelece os seguintes critérios de tempo mínimo (ver Figura 1): [0004] · Reconhecimento e primeira ação: 1 segundo [0005] · As seguintes ações: 1 segundo para cada ação subsequente.

[0006] Mais detalhadamente, a Figura 1 mostra um evento de falha do motor (VEf) seguido por um atraso de tempo Ataçãoi antes da iniciação de uma primeira ação do piloto em Vi. Um tempo de atraso adicional AtaÇão2 ocorre antes da iniciação de uma segunda ação do piloto. Um tempo de atraso adicional AtaÇão3 ocorre antes da iniciação de uma terceira ação do piloto. Com base nos regulamentos da FAA, um tempo ainda de atraso adicional Atação4 deve ser permitido como Atação + 1 segundo antes da iniciação de ações subsequentes do piloto.

[0007] Além disso, conforme a Figura 1 também mostra, os regulamentos da FAA exigem uma distância adicional equivalente a 2 segundos em velocidade de VI para parar a aeronave. Especificamente, os requisitos especificam que uma margem de distância que corresponde a 2 segundos em Vx constante deveria ser considerada em ASD (Distância para Aceleração e Parada). Os requisitos de Certificação da FAA em 14 CFR 25, 25.109, no entanto, estabelecem que a distância para aceleração e parada (ASD) de uma aeronave é a maior das condições de AEO (todos os Motores em Operação) e da condição de OEI (um Motor Inoperante).

[0008] O que pode não estar evidente a partir da Figura 1 é a redução dos atrasos do piloto que vai melhorar o desempenho da aeronave. Quanto maior o atraso do piloto, maior a distância necessária para abortar a decolagem e parar a aeronave. Tendo em consideração pistas pequenas, esse ASD maior necessita de uma diminuição no TOW (peso de decolagem) . Essa diminuição do TOW, por sua vez, resulta em uma limitação técnica para a aeronave, uma vez que a aeronave pode não ter a capacidade de carregar carga útil máxima possível de outro modo e/ou combustível. Dessa forma, a redução do TOW leva a impactos econômicos para operadores e passageiros. Por exemplo, considerando a limitação técnica relacionada à carga útil, o número de passageiros ou carga pode ser reduzido. Isso aumenta os custos operacionais. Adicionalmente, a quantidade de combustível limita a faixa máxima a ser alcançada pela aeronave, o que possivelmente requer aterrissagens intermediárias.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[0009] A descrição detalhada a seguir de modalidades não limitadoras exemplificativas deve ser lida em conjunto com os desenhos, em que: [0010] A Figura 1 mostra os atrasos de tempo, de acordo com AC 25-7C (relacionado a FAR 25.109);

[0011] A Figura 2 mostra comparação entre o RTO Manual e o RTO Automático não limitador exemplificativo (CURTOS);

[0012] A Figura 3A mostra uma operação da técnica anterior exemplificativa;

[0013] A Figura 3B mostra uma melhora não limitadora exemplificativa em ASD TOW;

[0014] A Figura 4 é um diagrama em bloco de um sistema exemplificativo não limitador; e [0015] A Figura 5 é fluxograma de etapas controladas por software não limitadoras exemplificativas.

DESCRIÇÃO_______DETALHADA______DE_______MODALIDADES

EXEMPLIFICATIVAS

NÃO LIMITADORAS

[0016] Foi reconhecido no passado que um sistema automático poderia reduzir o atraso do piloto. Por exemplo, sistemas de decolagem abortada automáticos são conhecidos. Veja o exemplo USP 9.164.505, que limita a ação para situações em que a velocidade da aeronave é menor do que a velocidade de decisão de decolagem VI e/ou quando todas as condições de situação monitorada são verdadeiras. Tais limitações em ações podem ser impróprias para certas aplicações. Aprimoramentos adicionais são, dessa forma, possíveis e desejáveis.

[0017] Algumas aeronaves existentes têm freios aerodinâmicos (spoilers) que automaticamente instalados quando certas condições de voo são detectadas. Além disso, há um sistema de freio automático {"Auto-Brake") que, no caso da ação de um piloto para reduzir o empuxo, automaticamente há aplicação de pressão de freio a fim de parar a aeronave. Por exemplo, a aeronave atual da Embraer já fornece Computadores de Controle de Voo (FCC), controles de FADEC e controle automático, de modo que quando o piloto reduzir os níveis de empuxo, o sistema automaticamente aplica os freios sobre circunstâncias apropriadas. Em particular, a redução de nível de empuxo dos sinais de FADEC para o FCC, que por sua vez comanda a Unidade de Controle de Freio (BCU) para aplicar pressão de freio. A atuação da velocidade do freio é sempre automática em um caso de RTO. Quando o freio automático é armado, os freios são automaticamente acionados.

[0018] Em ambos os casos acima a iniciação só ocorre através da ação de um piloto. Os mesmos não auxiliam a reduzir os atrasos do piloto, mas ao em vez disso, apenas fazem com que a ação do piloto seja mais eficaz quando o piloto realiza a ação.

[0019] Vantagens não limitadoras exemplificativas e efeitos técnicos [0020] Os sistemas e métodos não limitadores exemplificativos do presente documento detectam automaticamente se a velocidade da aeronave não excede Vshort, quando a Vshort > VI; detectam automaticamente se um dos múltiplos motores falhou durante a decolagem enquanto a aeronave ainda estava em contato com o solo; e se a velocidade da aeronave não excedeu a Vshort e um motor falhou, executam automaticamente uma sequência de abortamento de decolagem autônoma para permitir um peso de decolagem melhorado no caso de uma decolagem abortada de modo autônomo por falha de um único motor.

[0021] As modalidades não limitadoras reveladas fornecem técnicas de resposta automáticas que melhoram o desempenho da aeronave sem ocorrência das limitações acima: [0022] *0 aumento de TOW leva a uma quantidade crescente de combustível e carga útil.

[0023] · 0 aumento da carga útil permite o aumento da capacidade de carga e/ou de passageiros.

[0024] · O aumento da quantidade de combustível permite que a aeronave alcance faixas maiores.

[0025] · Uma aeronave fornecida com o sistema proposto, que reduz ASD, pode, em seguida, operar em pistas menores em comparação com uma aeronave sem a tecnologia do presente documento.

[0026] · Com foco em apenas um tipo de evento (falha de motor) que vai permitir que o sistema inicie o RTO no caso de um OEI ASD uma vez que essa falha de motor é o caso que determina o OEI ASD.

[0027] *0 aumento da distância para aceleração e parada (ASD) através do fornecimento de um ASD curto.

[0028] · Reconhecimento do tempo da falha do motor e também as margens de requisitos de FAR que levam a um ASD maior.

[0029] · Definição de outros parâmetros de desempenho; uma vez que OEI ASD foi melhorado, o AEO ASD se torna o parâmetro limitador para definir o TOW. Dessa forma, a velocidade VI continua a ser definida para AEO para o caso manual a fim de diferenciar a Vshort, que somente é aplicada pelo sistema no caso de OEI ASD.

[0030] · Reconhecimento da falha do motor e fornecer, sem a necessidade de qualquer atuação do piloto, as ações necessárias para parar a aeronave.

[0031] · Permitir controle autônomo, a velocidade da aeronave deve ser menor do que um limite de velocidade de RTO nomeado como Vshort. Essa Vshort é diferente da velocidade de decisão de decolagem VI. A velocidade de decisão de decolagem VI ainda é a velocidade de decisão do piloto no caso de um AEO RTO. A Vshort vai, de modo geral, ser maior do que VI uma vez que isso vai permitir um peso de decolagem melhorado no caso de OEI RTO. O sistema não considera a velocidade de decisão de decolagem VI como uma referência para iniciar o OEI RTO.

[0032] · A tecnologia do presente documento não depende de qualquer velocidade fixa, tal como 148,16 km/h (80 knots) ou similares; todas as decisões são feitas com base em valores calculados e detectados.

[0033] · Há apenas dois eventos que podem acionar RTO, ambos são associados com a operação do motor: (1) falha do motor, e (2) aquecimento do motor. O sistema não limitador considera apenas um tipo de evento (falha do motor) que vai permitir que o sistema inicie RTO no caso de um OEI ASD.

[0034] Um exemplo não limitador de Sistema de Decolagem Curta Abortada (SHORTS) é um sistema automático que, no caso de uma falha do motor - tal como, mas não limitado a, aquecimento do motor, quebra do rotor e/ou perda de empuxo - durante a pista de decolagem, automaticamente há iniciação de todas as ações necessárias para parar a aeronave, sem a necessidade de qualquer interferência do piloto. Essas ações podem incluir, por exemplo, aplicação de freio, aplicação de inversor de empuxo e posicionamento dos freios aerodinâmicos. Isso vai ser automaticamente executado pelo sistema após um sinal de falha do motor por um Controle de Motor Digital de Autoridade Total (FADEC). O FADEC detecta e produz um sinal que indica um problema no motor antes e mais rápido que a guinada da aeronave produzida pelo empuxo assimétrico ser percebida pelo piloto.

[0035] No caso de um OEI, não há nenhuma ação do piloto, dessa forma, é possível reduzir ou eliminar os atrasos de tempo impostos pelos requisitos de certificação. Ao em vez disso, os tempos de resposta do sistema são considerados. Sabe-se que esses atrasos de sistema são muito menores do que os definidos pelos requisitos quando as ações do piloto são consideradas. Dessa forma, é possível diminuir o ASD no caso de uma falha do motor com um sistema automático.

[0036] Uma diferença pode ser visualizada no exemplo da Figura 2. A linha de topo da Figura 2 mostra uma situação da técnica anterior, e a linha inferior da Figura 2 mostra uma melhora exemplicadora com o uso da tecnologia não limitadora exemplificadora do presente documento. A Figura 2 mostra uma melhora significativa em OEI ASD, o que leva a um importante aumento de peso de decolagem (TOW) . Esse aumento de TOW leva ao aumento da quantidade de carga útil ou combustível. 0 aumento da carga útil permite o aumento da capacidade de carga e/ou de passageiros. O aumento da quantidade de combustível permite que a aeronave alcance faixas maiores.

[0037] Adicionalmente, a aeronave fornecida com o sistema proposto, que reduz ASD, pode operar em pistas menores em comparação com a aeronave sem a tecnologia automática do presente documento.

[0038] Por outro lado, uma vez que o ASD que define o peso final é o maior entre AEO ASD e OEI ASD, essa melhora em OEI ASD não produz propriamente um aumento no peso de decolagem se o AEO ASD também não for melhorado. A modalidade não limitadora exemplificativa também melhora o AEO ASD, conforme demonstrado abaixo.

[0039] No caso do aquecimento do motor, a modalidade preferencial envia um sinal para um monitor, a fim de iniciar intervenção automática. Nessa condição de falha, o sistema também envia um sinal para desligar o motor. Opcionalmente, os sistemas podem automaticamente extinguir o aquecimento do motor.

LIMITES DE VELOCIDADE NÃO LIMITADORES EXEMPLIFICATIVOS PARA O SISTEMA (VSHORT) E PARA O PILOTO (VI) [0040] O conceito de Vi é bem conhecido por engenheiros aeronáuticos e pilotos: O mesmo é definido pela velocidade (única) que limita a decisão entre abortar ou continuar a decolagem quando um evento, tal como falha do motor ocorre: [0041] V < Vi -► O piloto deve abortar a decolagem [0042] V > Vi -► O piloto deve continuar a decolagem.

[0043] Também é bem conhecido em muitos casos que a condição de AEO ASD é mais limitadora do que a de OEI ASD devido a dois motores em repouso contra apena um caso de uma falha do motor. O empuxo de repouso dos motores é na mesma direção do movimento da aeronave, o que leva a distância de parada maior. Em outras palavras, ao detectar que um motor falhou e não mais está enviando empuxo, um sistema de placa pode automaticamente calcular o ganho na distância de parada disponível na pista devido à diminuição geral do empuxo do motor, que naturalmente vai resultar na aceleração reduzida da aeronave.

[0044] Considerando que: [0045] 1) O TOW pode ser aumentado no caso de OEI ASD;

[0046] 2) O principal objetivo é diminuir o total de ASD (AEO e OEI); e [0047] 3) O AEO ASD é a condição limitadora, [0048] é possível separar o OEI da condição de AEO, uma vez que o piloto vai atuar apenas no caso de AEO e o sistema vai funcionar apenas no caso de falha do motor.

[0049] Na modalidade não limitadora exemplificativa, duas velocidades diferentes vão ser definidas: [0050] · "VBhort" = Sistema de limite de velocidade para abortar ou para continuar a decolagem (OEI) [0051] · V < Vshort -► o sistema deve abortar a decolagem [0052] · V > VShort -» o sistema deve continuar a decolagem [0053] · Vi: Limite de velocidade do piloto para abortar ou para continuar a decolagem (AEO apenas) [0054] · V < Vx -► O piloto deve abortar a decolagem [0055] · V > Vi -► O piloto deve continuar a decolagem.

[0056] Uma vez que o TOW relacionado para o OEI ASD aumentou, a etapa seguinte é melhorar o AEO ASD. Isso é feito considerando uma velocidade Vi menor do que Vsh0rt· Em outras palavras, a velocidade Vi, separada de VGhort, é definida de modo que a aeronave vai ser parada com todos os motores em operação na mesma distância conforme o caso de OEI ASD, com o aumento de TOW obtido da condição de OEI ASD (ver as Figuras 3A, 3B) . A Figura 3A mostra um exemplo da técnica anterior em que na condição de AEO, VI é alcançado antes devido â aceleração dos dois motores, não de apenas um (após a falha do motor). Por outro lado, em uma condição de AEO, hã dois motores em repouso, o que leva a uma distância maior de VI até a parada. A Figura 3B mostra uma operação melhorada fornecida pela tecnologia não limitadora exemplificativa do presente documento. Nesse caso, VI < Vshort a fim de parar na mesma pista com TOW aumentado. VI é a velocidade que produz, com TOW, o AEO ASD igual a OEI ASD. Note que o exemplo da Figura 3B usa um TOW maior, e tem a capacidade de maximizar tanto a decolagem abortada de modo automático ASD quando um único motor falhar (linha de topo na Figura 3B) quanto a decolagem abortada de modo manual quando nenhum motor falhar (linha inferior na Figura 3B) .

CONCEITOS ADICIONAIS E SUMÁRIO DE DEFINIÇÃO

[0057] · AC: Circular Consultiva [0058] · ASD: distância para aceleração e parada [0059] · RTO: Decolagem Abortada [0060] · Vi: Velocidade de Decisão de Decolagem - o limite de velocidade para abortar ou continuar a decolagem: [0061] · Até Vi, o piloto deve abortar a decolagem.

[0062] · Acima de Vi, o piloto deve continuar a decolagem.

[0063] · Empuxo de Motor: [0064] · AEO: Todos os Motores em Operação [0065] · OEI: Um Motor Inoperante [0066] · FADEC: Controle de Motor Digital de Autoridade Total [0067] · FCC: Computador de Controle de Voo (ou Computadores de Controle de Voo) [0068] · VEF: Velocidade de Falha do Motor DISTÂNCIA PARA ACELERAÇÃO E PARADA E DEFINIÇÕES DE

PESO DE DECOLAGEM

[0069] · ASD - A distância para aceleração e parada é maior do que: [0070] · A distância exigida para acelerar o avião para Vi e, em seguida, para desacelerar para uma parada total com todos os Motores em Operação (AEO).

[0071] · A distância exigida para acelerar o avião para VEF com AEO, em seguida, acelerar para Vi com um Motor Inoperante (OEI) e, em seguida, desacelerar para uma parada total (OEI).

[0072] · TOW: Peso de Decolagem para Aceleração e Parada; o peso maior que satisfaz ambas as definições de ASD acima para uma pista fornecida.

MAIS DETALHES DA MODALIDADE NÃO LIMITANTE EXEMPLIFICATIVA

[0073] As Figuras 4 e 5 mostram uma implantação não limitadora exemplificadora detalhada. Na Figura 4, um Computador de Controle de Voo (FCC) 501 e um controlador FADEC 502 recebem sinais, através do barramento 524, dos sensores de velocidade 504 e de outro sensor 508. Tal computador de FCC 501 e controlador FADEC 502 são bem conhecidos e disponível a partir de um número de diversos fornecedores de avião. O controlador de FCC 501 e o controlador FADEC 502 também podem receber informações de localização de um geossensor, tal como um receptor de GPS 510 através do barramento 524. Adicionalmente, o FADEC 502 nesse exemplo recebe informações dos sensores de motor 506.

[0074] Na modalidade não limitadora exemplificativa, o FCC 501 é responsável pela recepção, tratamento e computação da multitude de sinais a partir de diferentes fontes, tal como sonda, metros, sensores e o FADEC 502. Dessa forma, o FCC 501 é o núcleo de computação do sistema, dessa forma, o FADEC 502 fornece sinais para o FCC junto com outros sinais. O FCC 501 processa esses sinais, em comparação coma lógica proposta, e executa ações ao enviar de volta os sinais para o FADEC 502, o que comanda o inversor de empuxo 518, e para outros atuadores de ação de freio, tal como o BCU (Unidade de Controle de Freio) 515 e os atuadores de freios aerodinâmicos 520.

Portanto, o controlador de FADEC 502 em conjunto com o FCC 501 pode, de modo autônomo, controlar os freios 516, o motor (ou motores) restantes a fim de aplicar inversor de empuxo 518 e freios aerodinâmicos ou outras superfícies de controle 520.

[0075] Em uma implantação não limitadora exemplificadora, todos os cálculos e lógica são implantados para o tipo de computador de FCC 501. O FADEC 502 é apenas responsável para fornecer um sinal para "informar" o FCC 501 que um (e qual) motor falhou (esse sinal já está presente em um FADEC convencional). O restante da operação de FADEC 502 permanece a mesma. O FCC 501 é modificado com funcionalidade com base em software adicional e I/O conforme descrito abaixo. Por exemplo, a Vshort pode ser especificada com base na entrada do piloto (mais similar a VI atualmente) ou automaticamente através de cálculo interno executado pelo FCC 501. 0 FADEC 502 precisa ser mudado mesmo que a saída de falha de motor convencional do mesmo estiver sendo usada para um novo propósito: informar ao FCC 502 da falha do motor para permitir que o FCC tome ação automática, conforme discutido no presente documento.

[0076] Quando o sistema engata para iniciar o RTO automático, o mesmo vai enviar um sinal para o FADEC 502, de modo mais similar do que a técnica anterior regular de nível de empuxo realizaria, o que comanda o FADEC para diminuir os motores. Em todo esse processo, o exemplo não limitador FADEC 502 é "passivo" para falar em relação a funcionalidade automática do RTO e não necessita de modificação.

[0077] Os visores 512 e os atuadores de som 514 são, em seguida, ligados a FCC 501, que recebe sinais do mesmo. O controlador de FADEC 502 pode, dessa forma, fornecer diversos sinais para FCC 502, que podem gerar indicações para seres humanos a serem fornecidas no visor 512 e através de um atuador de som 514.

[0078] Em uma modalidade não limitadora exemplif icativa, o FCC 501 e o FADEC 502 são implantados através de controles digitais que executam instruções de software que são mostradas na Figura 5. As instruções de software podem ser armazenadas em dispositivos de armazenamento não transitório 522 acessíveis através de um barramento 524. Em outras implantações, o controlador de FCC 501 e/ou FADEC 502 pode incluir ou compreender circuito lógico programado, uma porta de matriz de hardware {ou porta de matrizes de hardware) um processador de sinal digital (ou processadores de sinal digital) um microprocessador (ou microprocessadores, um computador (ou computadores), circuito de computação análogo ou qualquer outra implantação conforme conhecida por aqueles versados na técnica. Em algumas modalidades, o FCC 501 e o FADEC 502 podem compreender convencionalmente dispositivos programados que detectam falha do motor e fornecem um sinal de saída que é processado por um computador adicional ou outro processador para controlar os freios, os freios aerodinâmicos e o inversor de empuxo. Em outros exemplos, todas as funções acima podem ser integradas dentro de um único controlador integrado 502.

[0079] Conforme mostrado na Figura 5, o controlador de FCC 501 e de FADEC 502 monitora os sensores de motor 506 para detectar se o motor falhou. Tal detecção de falha do motor pode ser alcançada através de uma combinação de detecção de temperatura, detecção de empuxo, detecção óptica, detecção de vibração ou de ruído, etc. Uma vez que o controlador de FCC 501 e de FADEC 502 realiza uma determinação altamente confiável de que um motor falhou ("Y" é mostrado no bloco de decisão 602), o controlador de FCC 501 e de FADEC determina com base no sensor de velocidade (ou sensores de velocidade) 504 e/ou GPS 510 qual é a velocidade percorrida pela aeronave. Se a velocidade detectada for acima de Vshort > VI, o controlador de FCC 501 e de FADEC 502 determinam que a velocidade da aeronave está muito alta para decolagem de abortamento de modo seguro ("N" é mostrado no bloco de decisão 604) . Por outro lado, se a velocidade detectada estiver abaixo de Vshort < VI, o controlador de FCC 501 e de FADEC 502 determina que a velocidade detectada não está muito alta (fornecido o tempo de reação instantânea aproximadamente automática do próprio FADEC) para abortamento de decolagem ("Y" é mostrado no bloco de decisão 604).

[0080] Nas modalidades não limitadoras exemplificativas presentes no documento, a velocidade de decisão de decolagem, Vi, não é considerada a fim de permitir intervenção automática. Ao em vez disso, a fim de permitir uma intervenção automática, a velocidade de aeronave deve ser menor do que o limite de velocidade de RTO, nomeada Vshort. Essa Vsh0rt é diferente da velocidade de decisão de decolagem, sendo que a Vi do piloto continua a ser usada para RTO manual. Em particular, a velocidade de decisão de decolagem, Vi, ainda é a velocidade de decisão do piloto no caso de um AEO RTO. A Vsh0rt/ de modo geral, vai ser maior do que Vij uma vez que isso vai permitir um peso de decolagem melhorado no caso de um OEI RTO. A Vsh0rt é, dessa forma, o sistema de limite de velocidade para abortar ou para continuar a decolagem: [0081] · V < VSHORT -> o sistema deve automaticamente abortar a decolagem [0082] · V > VSHORT -► o sistema deve continuar a decolagem.

[0083] De qualquer forma, o controlador de FCC 501 e de FADEC 502 vão gerar um alerta para informar à tripulação que um motor falhou (blocos, 606, 608). No caso em que é possível fornecer a velocidade da aeronave < Vshort para abortar a decolagem ("Y" é mostrado no bloco 604) , o controlador de FCC 501 e de FADEC 502 automaticamente executa a ação para abortar a decolagem através da aplicação da ação de frenagem (bloco 610), inversor de empuxo (bloco 612) e freios aerodinâmicos de controle (bloco 614). Deveria ser aparente de que quando Vshort > VI, o sistema pode abortar a decolagem em velocidades menores do que, inclusive e acima de VI por todo o percurso acima de Vshort - um valor que é usado apenas pelo sistema para o RTO automático em certas condições e que o piloto não usa para decisões executadas manualmente.

[0084] No exemplo mostrado, o controlador de FCC 501 e de FADEC 502 computa a Vshort antes que a decolagem comece, com base em um número de fatores, tal como o tipo de aeronave, o peso ou a massa da aeronave, o comprimento da pista, etc.

[0085] Embora a invenção tenha sida descrita em conexão com o que se considera presentemente serem as modalidades mais práticas e preferenciais, deve-se compreender que a invenção não deve ser limitada às modalidades reveladas, porém, ao contrário, é destinada a abranger várias modificações e disposições equivalentes incluídas dentro da essência e do escopo das reivindicações anexas.

REIVINDICAÇÕES

Claims

1. Método de controle de aeronave automático para uso com uma aeronave que tem um peso de decolagem e múltiplos motores, caracterizado por compreender: (a) detectar automaticamente se a velocidade da aeronave não excede Vshort, em que Vshort > VI; (b) detectar automaticamente se um dos ditos múltiplos motores falhou durante a decolagem enquanto a aeronave ainda estava em contato com o solo; e (c) se a velocidade da aeronave não exceder Vshort e um motor falhar, executar automaticamente uma sequência de abortamento de decolagem autônoma para permitir um peso de decolagem melhorado no caso de uma decolagem abortada de modo autônomo por falha de um único motor.

2. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a sequência de abortamento de decolagem inclui aplicar de modo autônomo a frenagem.

3. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a sequência de abortamento de decolagem inclui aplicar de modo autônomo o inversor de empuxo (518) .

4. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a sequência de abortamento de decolagem inclui controlar de modo autônomo os freios aerodinâmicos.

5. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que as etapas (a) - (c) são executadas através de uma combinação de um computador de controle de voo (501) e um Sistema de Controle de Motor Digital de Autoridade Total.

6. Método, de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que inclui adicionalmente programar o computador de controle de voo (501) e/ou o Sistema de Controle de Motor Digital de Autoridade Total para apoiar manualmente o piloto para iniciar uma decolagem abortada de operação de todos os motores condicionada à velocidade da aeronave que estiver abaixo de VI.

7. Sistema de controle aeronave caracterizado pelo fato de que compreende: (a) pelo menos um sensor de velocidade (504) que detecta automaticamente a velocidade da aeronave; (b) pelo menos um sensor (508) de contato com o solo que detecta automaticamente se a aeronave deixou a pista; (c) pelo menos um computador configurado para determinar se a velocidade da aeronave detectada não excede Vshort, em que Vshort > VI; e (d) pelo menos um sensor de motor que detecta automaticamente se o motor falhou; (e) o pelo menos um computador ser configurado para, em resposta à velocidade da aeronave detectada que não excede Vshort e um motor que falhou durante a decolagem enquanto a aeronave ainda estava na pista, executar automaticamente uma sequência de abortamento de decolagem autônoma.

8. Sistema, de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que a sequência de abortamento de decolagem inclui aplicar de modo autônomo a frenagem.

9. Sistema, de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que a sequência de abortamento de decolagem inclui aplicar de modo autônomo o inversor de empuxo (518).

10. Sistema, de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que a sequência de abortamento de decolagem inclui controlar de modo autônomo os freios aerodinâmicos.

11. Sistema, de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que pelo menos um computador compreende um computador de controle de voo (501) e um Sistema de Controle de Motor Digital de Autoridade Total.

12. Método de controle de aeronave automático para uso com uma aeronave que tem um peso de decolagem e múltiplos motores, caracterizado pelo fato de que compreende: (a) detectar automaticamente se a velocidade da aeronave não excede VI; (b) detectar automaticamente se a velocidade da aeronave não excede Vshort, em que Vshort > VI; (c) detectar automaticamente se um dos ditos múltiplos motores falhou durante a decolagem enquanto a aeronave ainda estava em contato com o solo; (d) se um motor falhou e a velocidade da aeronave não excedeu Vshort, executar automaticamente uma sequência de abortamento de decolagem;(e) se um motor não falhou e a velocidade da aeronave não excedeu VI, permitir que um piloto execute manualmente uma sequência de abortamento de decolagem, para permitir, dessa forma, um peso de decolagem que é maior do que se (d) não fosse executado automaticamente.