BR102017021199A2

BR102017021199A2 - Sistema de controle de voo com desvio de localizador inercial sintético e método de uso

Info

Publication number: BR102017021199A2
Application number: BR102017021199-1A
Authority: BR
Inventors: E. Mclees Robert; Erick Freeman Robert; Panyakeow Prachya
Original assignee: The Boeing Company
Priority date: 2016-11-01
Filing date: 2017-10-03
Publication date: 2018-06-12
Also published as: CN108008734B; BR102017021199B1; US10175694B2; CN108008734A; US20180364716A9; JP7000085B2; JP2018090237A; CA2978844A1; US20180120849A1; CA2978844C; EP3315909B1; EP3315909A1

Abstract

é proporcionado um módulo de controle de voo (402) para computar desvio de localizador (424, 426) durante aterrissagem de uma aeronave (102). o módulo de controle de voo (402) inclui uma interface de comunicação (415) e um processador (434). a interface de comunicação (415) é configurada para receber dados inerciais para a aeronave (102). o processador (434) é acoplado à interface de comunicação (415) e é configurado para computar um desvio de localizador inercial (436) baseado nos dados inerciais.

Description

(54) Título: SISTEMA DE CONTROLE DE VOO COM DESVIO DE LOCALIZADOR INERCIAL SINTÉTICO E MÉTODO DE USO (51) Int. Cl.: G05D 1/02; B64D 45/04; G01C 21/16; G01C 23/00; G08G 5/02 (30) Prioridade Unionista: 01/11/2016 US 15340318 (73) Titular(es): THE BOEING COMPANY (72) Inventor(es): ROBERT E. MCLEES; ROBERT ERICK FREEMAN; PRACHYA PANYAKEOW (57) Resumo: É proporcionado um módulo de controle de voo (402) para computar desvio de localizador (424, 426) durante aterrissagem de uma aeronave (102). O módulo de controle de voo (402) inclui uma interface de comunicação (415) e um processador (434). A interface de comunicação (415) é configurada para receber dados inerciais para a aeronave (102). O processador (434) é acoplado à interface de comunicação (415) e é configurado para computar um desvio de localizador inercial (436) baseado nos dados inerciais.

(74) Procurador(es): DANNEMANN, SIEMSEN, BIGLER & IPANEMA MOREIRA

1/25

Relatório Descritivo da Patente de Invenção SISTEMA DE CONTROLE DE VOO COM DESVIO DE LOCALIZADOR INERCIAL SINTÉTICO E MÉTODO DE USO.

ANTECEDENTES [001] O campo da divulgação refere-se geralmente a sistemas de controle de voo e, mais especificamente, a um módulo de controle de voo utilizando um desvio de localizador inercial sintético.

[002] Muitas aeronaves conhecidas apresentam um sistema de aterrissagem automatizado que controla a aeronave durante a aterrissagem. Os sistemas de aterrissagem automatizados tornam-se crescentemente mais comuns e são frequentemente dependentes tanto para aterrissagens por instrumentos sob regras de voo por instrumentos (IFR) como aterrissagens realizadas sob regras de voo visuais (VFR). Os sistemas de aterrissagem automatizados conhecidos utilizam vários receptores, tais como receptores de múltiplos modos (MMRs), por exemplo, para receber sinais de orientação transmitidos a partir do solo. Tais sinais de orientação podem incluir, por exemplo, sinais de aterrissagem por instrumentos (ILS), sinais de sistema de aterrissagem (GLS) com serviço de posicionamento global (GPS), e/ou sinais de sistema de aterrissagem por microondas (MLS). Os sinais de orientação informam a aeronave de sua posição em relação a um caminho para a pista de pouso e decolagem vertical e lateral desejado e através de rolamento para fora após o ponto de toque. O caminho vertical desejado é referido como rampa de planeio e o caminho lateral é referido como o localizador. A rampa de planeio é tipicamente definida como uma descida de 3°com uma intercepção desejada com o solo a 1000 pés além do limiar da pista de pouso e decolagem. O localizador orienta a aeronave para a linha de centro da pista de pouso e decolagem.

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 5/120

2/25 [003] Os sinais de orientação transmitidos a partir do solo são recebidos por uma antena a bordo e encaminhados para MMRs redundantes. Cada MMR computa um desvio de localizador e um desvio de rampa de planeio que são encaminhados para um módulo de controle de voo que inclui o sistema de aterrissagem automatizado. O desvio de localizador é uma indicação da posição da aeronave em relação ao caminho desejado para uma linha de centro da pista de pouso e decolagem. Por exemplo, o desvio de localizador pode indicar que a aeronave está aproximadamente 2°à esquerda da linha de centro da pista de pouso e decolagem. O desvio da rampa de planeio é uma indicação da posição da aeronave em relação à rampa de planeio desejada para a pista de pouso e decolagem. Por exemplo, o desvio da rampa de planeio pode indicar que a aeronave está 1° abaixo da rampa de planeio desejada. O módulo de controle de voo usa o desvio de localizador e o desvio da rampa de planeio para ajustar o sistema de aterrissagem automatizado e comandar as superfícies de controle da aeronave.

[004] Os sistemas de aterrissagem automatizados muito conhecidos exigem três localizadores computados independentemente e desvios da rampa de planeio. Tal redundância assegura que se um desvio de localizador ou um desvio da rampa de planeio falha, o sistema de aterrissagem automatizado ainda tem dois bons sinais para controlar a aeronave. O equipamento redundante necessário para computar independentemente três localizadores e desvios da rampa de planeio adiciona custo e peso à aeronave. Se o desvio de localizador e os desvios da rampa de planeio disponíveis discordam além de um limiar predeterminado, o sistema de aterrissagem automatizado perde o controle da aeronave para o piloto. A disponibilidade de sinais bons de desvio de localizador e desvio da rampa de planeio é particularmente importante quando a aeronave desce abaixo de 200 pés,

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 6/120

3/25 porque as margens de erro são mais rígidas e o controle errante pelo sistema de aterrissagem automatizado pode resultar na aeronave não perceber a pista de pouso e decolagem. Consequentemente, quando falhas ou localizador errôneo ou sinais da rampa de planeio são detectados, o sistema de controle de voo conta com os sinais bons de localizador e de rampa de planeio ou perde o controle para o piloto.

BREVE DESCRIÇÃO [005] De acordo com um aspecto da presente descrição, é provido um módulo de controle de voo para computar desvio de localizador durante a aterrissagem de uma aeronave. O módulo de controle de voo inclui uma interface de comunicação e um processador. A interface de comunicação é configurada para receber dados inerciais para a aeronave. O processador é acoplado à interface de comunicação e é configurado para computar um desvio de localizador inercial baseado nos dados inerciais.

[006] De acordo com outro aspecto da presente descrição, um sistema de controle de voo para aterrissar uma aeronave é provido. O sistema de controle de voo inclui um barramento de comunicação, primeiro e segundo receptores de múltiplos modos (MMRs), e um módulo de controle de voo. O primeiro e o segundo MMRs são acoplados ao barramento de comunicação e são configurados para computar primeiro e segundo desvios de localizador baseados nos sinais de localizador recebidos. O primeiro e segundo MMRs são ainda configurados para transmitir primeiro e segundo sinais de desvio de localizador indicativos do primeiro e segundo desvios de localizador para o barramento de comunicação. O módulo de controle de voo é acoplado ao barramento de comunicação e é configurado para receber dados inerciais para a aeronave e o primeiro e o segundo sinais de desvio de localizador sobre o barramento de comunicação. O módulo de controle de voo é ainda configurado para computar um desvio de localizador

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 7/120

4/25 inercial baseado nos dados inerciais. O módulo de controle de voo é ainda configurado para selecionar um desvio de localizador dentre o primeiro e segundo desvios de localizador e o desvio de localizador inercial. O módulo de controle de voo é ainda configurado para transmitir o um desvio de localizador a um sistema de aterrissagem automatizado para a aeronave.

[007] De acordo ainda com outro aspecto da presente descrição, é provido um método de detectar um desvio de localizador para uma aeronave durante aterrissagem. O método inclui o recebimento de sinais de localizador do sistema de aterrissagem por instrumentos (ILS). O método inclui ainda computar os desvios de localizador de MMR baseado nos sinais de localizador de ILS. O método inclui ainda inicializar uma computação de desvio de localizador inercial baseado em um desvio de localizador de MMR filtrado. O método ainda inclui integrar os dados inerciais, gerados por uma unidade de referência inercial (IRU) para a aeronave, a partir do desvio de localizador de MMR filtrado para gerar um desvio de localizador inercial na IRU. O método inclui ainda transladar o desvio de localizador inercial na IRU para um ponto de controle de orientação (GCP).

[008] As características, funções, e vantagens que foram discutidas podem ser obtidas independentemente em várias modalidades, ou podem ser combinadas em ainda outras modalidades, mais detalhes das quais podem ser vistos com referência à seguinte descrição e desenhos.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS [009] A Figura 1 é um diagrama em perspectiva de topo de sinais de aterrissagem por instrumentos (ILS) exemplares para uso na aterrissagem de uma aeronave;

[0010] a Figura 2 é um diagrama em perspectiva lateral do ILS exemplar da Figura 1;

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 8/120

5/25 [0011] a Figura 3 é um diagrama em perspectiva de topo da aeronave mostrada nas Figuras 1 e 2 durante aterrissagem;

[0012] a Figura 4 é um diagrama de bloco de um sistema de controle de voo exemplar para a aeronave mostrada nas Figuras 1 a 3; [0013] a Figura 5 é um digrama de bloco funcional de um módulo de controle de voo exemplar para uso no sistema de controle de voo mostrado na Figura 4; e [0014] a Figura 6 é um diagrama de fluxo de um método exemplar de detectar um desvio de localizador para uso no sistema de controle de voo mostrado na Figura 4.

DESCRIÇÃO DETALHADA [0015] Como usado no presente documento, um elemento ou etapa recitado no singular e prosseguido com a palavra uma ou um deve ser entendido como não excluindo os elementos ou etapas plurais, a menos que tal exclusão seja explicitamente recitada. Além disso, referências a uma modalidade da presente invenção ou a modalidade exemplar não pretende ser interpretada como excluindo a existência de modalidades adicionais que também incorporam as características recitadas.

[0016] A Figura 1 é um diagrama em perspectiva, de uma vista de topo, de sinais de aterrissagem por instrumentos (ILS) 100 exemplares para uso na aterrissagem de uma aeronave 102. A Figura 2 é outro diagrama em perspectiva de uma vista lateral do ILS 100. A aeronave 102 é ilustrada durante a aproximação para aterrissagem em pista de pouso e decolagem 104. A pista de pouso e decolagem 104 é caracterizada por uma linha de centro da pista de pouso e decolagem 106 que se estende para e além da aeronave 102 para fins ilustrativos.

[0017] Com referência à Figura 1, na modalidade exemplar, ILS 100 inclui um transmissor de localizador 108 e um transmissor de rampa de planeio 110. O transmissor de localizador 108 transmite um

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 9/120

6/25 primeiro feixe de localizador 112 e um segundo feixe de localizador 114 para a aeronave 102. O primeiro feixe de localizador 112 e o segundo feixe de localizador 114 cooperam para definir um sinal de localizador de ILS que é recebido pela aeronave 102 e prosseguido para gerar desvios de localizador indicativos da posição lateral da aeronave 102 em relação à linha de centro da pista de pouso e decolagem 106. Os sinais de localizador são tipicamente usados para controlar a aeronave 102 através de aterrissagem e rolagem para fora, isto é, desaceleração ao longo da pista de pouso e decolagem antes de taxiar.

[0018] Com referência à Figura 2, a aeronave 102 aproxima-se da pista de pouso e decolagem 104 ao longo de uma rampa de planeio 116 que intercepta a pista de pouso e decolagem 104 em uma distância pré-definida além de um limiar da pista de pouso e decolagem para a pista de pouso e decolagem 104. A distância pré-definida é tipicamente, por exemplo, pelo menos 1000 pés a partir do limiar da pista de pouso e decolagem, que é tipicamente o local do transmissor da rampa de planeio 110. A rampa de planeio 116 é definida por um ângulo da rampa de planeio 118 medido entre a rampa de planeio 116 e a pista de pouso e decolagem 104. Uma rampa de planeio típica, por exemplo, é definida pelo ângulo da rampa de planeio 118 sendo igual a aproximadamente 3°. O transmissor da rampa de pla neio 110 transmite um primeiro feixe de rampa de planeio 120 e um segundo feixe da rampa de planeio 122 para a aeronave 102. O primeiro feixe da rampa de planeio 120 e o segundo feixe da rampa de planeio 122 definem um sinal de rampa de planeio de ILS que é recebido pela aeronave 102 e que é prosseguido para gerar desvios da rampa de planeio indicativos da posição vertical da aeronave 102 em relação à rampa de planeio 116. Os sinais da rampa de planeio são tipicamente usados para controlar a aeronave 102 até ela alcançar uma altitude de arredondamento (manobra aérea), isto é uma altitude quando o nariz da aeronave 102

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 10/120

7/25 arremessa antes da aterrissagem, que tipicamente ocorre entre 50 e 75 pés. Quando a altitude de arredondamento é alcançada, a aeronave 102 tipicamente comuta-se a um altímetro de rádio para guiar a aeronave 102 para a pista de pouso e decolagem 104 para aterrissagem. Nas modalidades, a altitude de arredondamento pode ser maior do que 75 pés ou, em algumas modalidades, abaixo de 50 pés.

[0019] A Figura 3 é um diagrama em perspectiva da aeronave 102 durante aterrissagem. A Figura 3 ilustra uma vista de topo da aeronave 102 aterrissando na pista de pouso e decolagem 104. A aeronave 102 inclui um ponto de controle de orientação (GCP) 302 ao qual todos os comandos de controle de voo para a aeronave 102 são referenciados. O GCP 302 está localizado tipicamente no nariz da aeronave 102. A aeronave 102 também inclui uma unidade de referência inercial (IRU) 304 que inclui vários sensores para detectar acelerações lineares e angulares da aeronave 102, que são trasladáveis para acelerações, velocidades e atitude da aeronave 102 ao longo de três eixos, isto é, arfagem, rolamento, e guinada. A IRU 304 está localizada tipicamente em ou próxima ao centro da aeronave 102, que é ilustrada na Figura 3 como a interseção das asas 305 e da fuselagem 307 da aeronave 102. Consequentemente, GCP 302 e IRU 304 são tipicamente separados por uma distância 306 estendendo-se ao longo de uma porção do comprimento da fuselagem 307 da aeronave 102.

[0020] A pista de pouso e decolagem 104 inclui a linha de centro da pista de pouso e decolagem 106 caracterizada por um curso de pista de pouso e decolagem 308 em relação ao Norte (N) magnético. O curso de pista de pouso e decolagem 308 é geralmente conhecido pela aeronave 102 e seus sistemas de navegação, e é às vezes referido como um curso de pista de pouso e decolagem magnético. Durante a aterrissagem, a aeronave 102 percorre em uma velocidade relativa ao solo 310 ao longo de um ângulo de rota ou simplesmente rota 312, em

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 11/120

8/25 relação a Norte. A velocidade relativa ao solo 310 e a rota 312 são mensuráveis por IRU 304. Além do mais, a aeronave 102 percorre com um curso de aeronave 314 em relação a Norte, que é geralmente definido como a direção em que o nariz da aeronave 102 está apontando. O curso da aeronave 314 também é mensurável por IRU 304. Notavelmente, sob certas circunstâncias, tais como ventos cruzados, por exemplo, a rota 312 e o curso da aeronave 314 podem ser diferentes.

[0021] A Figura 3 ilustra a aeronave 102 em uma orientação com um desvio de localizador 316 medido da linha de centro da pista de pouso e decolagem 106 para IRU 304. Dadas as acelerações inerciais medidas por IRU 304 e o curso de pista de pouso e decolagem 308, a aeronave 102 pode computar uma velocidade de pista de pouso e decolagem transversal inercial 318 que, com o passar do tempo, aumenta ou diminui o desvio de localizador 316 e que pode ser transladado para GCP 302.

[0022] A Figura 4 é um diagrama de bloco de um sistema de controle de voo 400 exemplar para a aeronave 102, mostrado nas Figuras 1 a 3. O sistema de controle de voo 400 inclui um módulo de controle de voo 402 que controla a aeronave 102 transmitindo comandos a um módulo de controle de atuador 404. Módulo de controle de voo 402 comunica-se com o módulo de controle de atuador 404 sobre um barramento de comunicação 406. O módulo de controle de atuador 404 controla um ou mais atuadores 408 que são anexados a várias superfícies de controle de voo da aeronave 102. O módulo de controle de atuador 404 comunica-se com os atuadores 408 sobre um barramento de comunicação 410.

[0023] A aeronave 102 inclui vários sensores 412 que medem os parâmetros de voo e geram dados que são transmitidos para um barramento de comunicação 414. O módulo de controle de voo 402 é

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 12/120

9/25 acoplado por comunicação ao barramento de comunicação 414 através da interface de comunicação 415 e ganha acesso aos dados. [0024] Os sensores 412 incluem vários acelerômetros e giroscópios localizados em IRU 304 que proveem aceleração de pista de pouso e decolagem transversal 416, velocidade relativa ao solo 310, ângulo de rota 312, e curso da aeronave 314. O barramento de comunicação 414 é configurado para ser acoplado à IRU 304, que provê os dados inerciais. O barramento de comunicação 414 é ainda acoplado a várias outras fontes de dados, tal como um sistema de navegação (não mostrado) que provê o curso de pista de pouso e decolagem 308 e um altímetro de radar 418 que provê altitude para a aeronave 102. O barramento de comunicação 414 é ainda acoplado a um MMR 420 esquerdo e a um MMR 422 direito. O MMR 420 esquerdo provê um desvio de localizador de MMR esquerdo 424. O MMR 422 direito provê um desvio de localizador de MMR direito 426.

[0025] A interface de comunicação 415 recebe primeiro e segundo sinais de desvio de localizador indicativos de respectivos desvios de localizador, tais como desvio de localizador de MMR esquerdo 424 e desvio de localizador de MMR direito 426, computados baseados na transmissão de localizador recebida pela aeronave 102.

[0026] O módulo de controle de voo 402 inclui um sistema de aterrissagem automatizado 428. O módulo de controle de voo 402 recebe e processa dados de barramento de comunicação 414 para produzir um sinal de desvio de localizador que é usado pelo sistema de aterrissagem automatizado 428 para gerar comandos para o módulo de controle de atuador 404. O módulo de controle de voo 402 recebe o desvio de localizador de MMR esquerdo 424 e o desvio de localizador de MMR direito 426 expressados na diferença na profundidade de modulação (ddm). O módulo de controle de voo 402 inclui os amplificadores 430 e 432 que aplicam, cada, um ganho, Kddm-graus, aos valores de ddm

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 13/120

10/25 para converter o desvio de localizador de MMR esquerdo 424 e o desvio de localizador de MMR direito 426 em graus.

[0027] O módulo de controle de voo 402 inclui um processador de módulo inercial de desvio de localizador sintético (SILD) 434 que computa um desvio de localizador inercial 436, também referido como SILD, baseado nos dados recebidos sobre o barramento de comunicação 414. O desvio de localizador inercial 436 é convertido de pés para graus por um amplificador 438 que aplica um ganho, K_pés--graus. O módulo de controle de voo 402 seleciona qual sinal de localizador usar para comandar o módulo de controle de atuador 404 usando um algoritmo de detecção de falha de seleção de sinal (SSFD). O módulo de controle de voo 402 inclui um seletor de valor médio 440 para realizar SSFD. Seletor de valor médio 440 é às vezes referido como um módulo de SSFD, que é configurado para selecionar um desvio de localizador dentre os desvios de localizador de MMR 424 e 426, e o desvio de localizador inercial 436 para uso no controle do sistema de aterrissagem automatizado 428 da aeronave 102. O seletor de valor médio 440 seleciona um valor médio dentre o desvio de localizador de MMR esquerdo 424, o desvio de localizador de MMR direito 426, e o desvio de localizador inercial 436. O desvio de localizador 444 selecionado é convertido de graus para pés por um amplificador 442 e realimentado para o processador de SILD 434. O processador de SILD 434 complementar filtra o desvio de localizador selecionado e gera um desvio de localizador 446 complementar filtrado.

[0028] A adição do desvio de localizador inercial 436 possibilita o uso continuado do sistema de aterrissagem automatizado 428 no evento de uma falha não detectada em um dito evento de uma falha não detectada em um do MMR 420 esquerdo e MMR 422 direito abaixo de uma altura de alerta ou altitude. Tipicamente, a altura de alerta são 200 pés. Se um do desvio de localizador de MMR esquerdo 424 e

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 14/120

11/25 desvio de localizador de MMR direito 426 falha e não é detectado respectivamente por MMR 420 esquerdo ou MMR 422 direito, o seletor de valor médio 440 detecta a falha, uma vez que o sinal falho será diferente dos dois sinais bons. Geralmente, os sistemas conhecidos utilizam três MMRs, que adicionam peso e custo à aeronave 102. Quando os dois sinais bons de desvio de localizador remanescentes comparam-se erradamente, o sistema de aterrissagem automatizado 428 desengata e perde o controle da aeronave 102 para o piloto. Outros sistemas conhecidos utilizam dois MMRs de automonitoração. No evento de uma falha não detectada no desvio de localizador de MMR esquerdo 424 ou desvio de localizador de MMR direito 426, os dois sinais comparam erradamente, mas nenhum terceiro sinal está disponível. Tal falha resulta no desengate do sistema de aterrissagem automatizado 428. O desvio de localizador inercial 436 introduz um terceiro sinal de localizador que possibilita que o módulo de controle de voo 402 suporte uma falha não detectada em um do desvio de localizador de MMR esquerdo 424 ou do desvio de localizador de MMR direito 426.

[0029] O módulo de controle de voo 402 pode ser incorporado em um ou mais processadores. Do mesmo modo, o processador de SILD 434, o seletor de valor médio 440 e o sistema de aterrissagem automatizado 428 podem ser incorporados em um ou mais processadores configurados para realizar a funcionalidade descrita acima.

[0030] A Figura 5 é um diagrama de bloco funcional do módulo de controle de voo 402 e, mais especificamente, o processador de SILD 434, mostrado na Figura 4. O processador de SILD 434 inclui um filtro complementar 502, um bloco de correção de curso de pista de pouso e decolagem 504, um bloco inercial transversal de velocidade de pista de pouso e decolagem 506, e um bloco de transladação para GCP 508.

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 15/120

12/25 [0031] O filtro complementar 502 mistura o conteúdo de alta frequência dos dados inerciais de IRU 304 com o conteúdo de baixa frequência do desvio de localizador de MMR esquerdo 424 e do desvio de localizador de MMR direito 426 para produzir um desvio de localizador filtrado complementar suave446 que opera geralmente em termos de pés. O filtro complementar 502 opera geralmente em termos de pés. O desvio de localizador filtrado complementar 446, expresso em pés, é realimentado e subtraído 510 do desvio de localizador 444 selecionado para produzir um valor de erro de desvio de localizador. O seletor de valor médio 440 opera em termos de graus ou radianos. Consequentemente, o desvio de localizador 444 selecionado é convertido em pés pelo ganho 442 antes do uso pelo filtro complementar 502 para computar o valor de erro de desvio de localizador. O valor de erro de desvio de localizador é adquirido por K₃ e integrado 512. O resultado da integração 512 é adicionado 514 à aceleração da pista de pouso e decolagem transversal 416, e então adicionado 516 ao valor de erro de desvio de localizador adquirido 518 por K₂. O resultado da soma 516 é integrado 520 e adicionado 522 ao valor de erro de desvio de localizador adquirido 524 por O resultado do somatório 522 é uma taxa de desvio de localizador 526 que é integrada 528 para gerar o desvio de localizador 446 filtrado complementar. O filtro complementar 502 é ainda caracterizado por, mas não limitado à seguinte equação, em que D_Cf θ o desvio de localizador complementar 446 como uma função de tempo, t, e expresso em pés, D_se/ é o desvio de localizador 444 selecionado como uma função de tempo, t, e expresso em pés, e A_Cr é a aceleração da pista de pouso e decolagem transversal 416 como uma função de tempo, t.

Equação 1

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 16/120

13/25 [0032] Quando a aeronave 102 desce, como medido pelo altímetro de radar 418, abaixo de um limiar de altitude 530, o desvio de localizador filtrado complementar 446 é travado 532 como uma condição inicial para integração 534 da velocidade de pista de pouso e da decolagem transversal inercial 318. A altitude da aeronave de altímetro de radar 418 é comparada 536 ao limiar de altitude 530, por exemplo, 200 pés, para ativar a trava 532.

[0033] Um bloco inercial transversal de velocidade de pista de pouso e decolagem 506 computa a velocidade de pista de pouso e decolagem transversal inercial 318 como uma função de um curso de pista de pouso e decolagem 538 ajustado, a velocidade relativa ao solo 310, e a rota 312. Velocidade de pista de pouso e decolagem inercial transversal 318 é uma projeção da velocidade relativa ao solo 310 ao longo da rota 312 para uma pista de pouso cruzada e vetor de decolagem; computada como velocidade relativa ao solo 310 multiplicada 540 pelo seno 542 da diferença 544 entre a rota 312 e o curso de pista de pouso e decolagem ajustado 538. O bloco inercial transversal da velocidade da pista de pouso e decolagem 506 é ainda caracterizado por, mas não limitado à seguinte equação, em que V_Cr é a velocidade da pista de pouso e decolagem cruzada 318 como uma função de tempo, t, S_Gnd θ a velocidade relativa ao solo 310 como uma função de tempo, t, T é a rota 312 como uma função de tempo, f, eéo curso de pista de pouso e decolagem ajustado 538 como uma função de tempo, t, e expresso em radianos.

X ^seno

Equação 2 [0034] Bloco de correção de curso de pista de pouso e decolagem 504 computa o curso de pista de pouso e decolagem ajustado 538 para corrigir erros no curso de pista de pouso e decolagem magnético 308 disponível na aeronave 102. O curso de pista de pouso e decolaPetição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 17/120

14/25 gem ajustado 538 representa a pista de pouso e decolagem azimute atual em relação a Norte para uso no bloco inercial transversal de velocidade de pista de pouso e decolagem 506 e bloco de transladação para GCP 508. O curso de pista de pouso e decolagem ajustado 538 é computado como uma função do curso de pista de pouso e decolagem magnético 308, da velocidade relativa ao solo 310, da rota 312, e da taxa de desvio de localizador 526 de filtro complementar 502. A taxa de desvio de localizador 526 é derivada da equação 1 acima, e é um componente do desvio de localizador filtrado complementar 446. A taxa de desvio de localizador 526 é um derivado do desvio de localizador filtrado complementar 446, isto é, S x D_Cp(t) e é representada pela seguinte equação, em que D_taxa é a taxa da desvio de localizador 526 como uma função de tempo, t.

tf₁5“ 4-^5“ 4-tf,5 ^a 4- tfj5^z -I- K₂S 4-tf.

.5 ² 4-^5² 4-tf₃5 4- tf.

Equação 3 [0035] No bloco de correção de curso de pista de pouso e decolagem 504, a taxa de desvio de localizador 526 é dividida 546 pela velocidade relativa ao solo 310 e subtraída 548, junto com o curso de pista de pouso e decolagem magnético 308 da rota 312. O resultado da subtração 548 é o filtrado tardio 550, isto é, filtrado de passagem baixam com uma constante de tempo, τ. O resultado da filtração tardia 550 é adicionado 552 ao curso de pista de pouso e decolagem magnético 308 para gerar o curso de pista de pouso e decolagem ajustado 538. O bloco de correção de curso de pista de pouso e decolagem 504 é ainda caracterizado, mas não limitado à seguinte equação, em que Hcorrida θ o curso de pista de pouso e decolagem magnético 308.

τ5 + 1 tS -h 1 S_GND

Equação 4

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 18/120

15/25 [0036] A integração 534 integra a velocidade da pista de pouso e decolagem cruzada 318 de uma condição inicial no limiar de altitude 530, que é travada no desvio de localizador filtrado complementar 446 com respeito ao GCP 302. A integração 534 produz o desvio de localizador inercial 436 com respeito à IRU 304. Uma compensação 554 é adicionada 556 ao desvio de localizador inercial 436 para corrigir a diferença entre o desvio de localizador inercial 436 na IRU 304 e o desvio de localizador inercial 436 em GCP 302. Por exemplo, GCP 302, no nariz da aeronave 102, está em uma posição da pista de pouso e decolagem cruzada diferente do que IRU 304 durante abordagens guinchadas para aterrissagens com vento cruzado. A compensação 554 representa alterações no curso da aeronave 314 que ocorrem abaixo do limiar de altitude 530, porque a integração 534 é inicializada no limiar de altitude 530 para desvio de localizador filtrado complementar 446, que é computado com respeito a GCP 302.

[0037] O bloco de transladação para GCP 508 computa a compensação 554 como uma função do curso da aeronave 314, curso de pista de pouso e decolagem ajustado 538, e a distância 306 ao longo da fuselagem da aeronave 102 entre IRU 304 e GCP 302. A distância 306 é multiplicada 558 pelo seno 560 de uma diferença 562 entre o curso de aeronave 314 e o curso de pista de pouso e decolagem ajustado 538, dando a compensação 554 como uma função de tempo, t. Quando a aeronave 102 desce para o limiar de altitude 530, um valor de retenção 564 da compensação 554 é travado 532. O valor de retenção 564 representa a porção de compensação 554 já incorporado no desvio de localizador inercial 436 através da condição inicial de desvio de localizador filtrado complementar 446 travado 532 no limiar de altitude 530. O valor de retenção 564 é subtraído 566 da compensação 554 para capturar somente as alterações no curso da aeronave 314 que ocorrem abaixo do limiar de altitude 530. O bloco de translaPetição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 19/120

16/25 dação para GCP 508 é ainda caracterizado, mas não limitado à seguinte equação, em que t_2Oo θ θ compensação 554 como uma função de tempo, t, L|_RU-gcp θ θ distância 306 ao longo da fuselagem da aeronave 102 entre IRU 304 e GCP 302, H_ac é o curso da aeronave 314 como uma função de tempo, t, e t_2Oo θ θ tempo em que a aeronave 102 desce para o limiar de altitude 530.

= LIRU-GCP (X jÃ) - (θ) — seno (^ac (doo) Hcorriãa,aãj Cd oo) )]

Equação 5 [0038] A Figura 6 é um diagrama de fluxo de um método exemplar 600 de detectar um desvio de localizador para uso no sistema de controle de voo 400, mostrado na Figura 4, da aeronave 102, mostrado nas Figuras 1 a 3. O método 600 começa com a aeronave 102 recebendo os sinais do localizador de ILS 610 definidos pelos primeiro e segundo feixes de localizador 112 e 114. Uma antena para receber os primeiro e segundo feixes de localizador 112 e 114 está tipicamente localizada no nariz da aeronave 102. Os sinais recebidos são então passados para o MMR 420 esquerdo e MMR 422 direito. MMR 420 esquerdo e MMR 422 direito computam620, respectivamente, os desvios de localizador de MMR 424 e 426 baseados nos sinais de localizador de ILS recebidos. Os desvios de localizador de MMR 424 e 426 são transmitidos para um barramento de comunicação 414, tal como um barramento ARINC-429, por exemplo.

[0039] O módulo de controle de voo 402 ganha acesso aos desvios de localizador de MMR 424 e 426 no barramento de comunicação 414 através da interface de comunicação 415, que pode incluir um cartão de circuito de interface de ARINC-429 configurado para se comunicar dentro do módulo de controle de voo 402 usando interconexão de componente periférico (PCI), PCI Express, PC/104, Ethernet, PCI

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 20/120

17/25 compacto, ou outro protocolo apropriado. O processador de SILD 434 recebe os desvios de localizador de MMR 424 e 426 e filtra 630 os mesmos usando um filtro complementar 502 para produzir o desvio de localizador filtrado complementar 446.

[0040] Quando a aeronave 102 desce para o limiar de altitude 530, a computação de desvio de localizador inercial é inicializada 640 baseada no desvio de localizador filtrado complementar 446, que provê a condição inicial para integração 534 da velocidade da pista de pouso e decolagem cruzada 318. Os dados inerciais são integrados 650 para gerar o desvio de localizador inercial 436 com respeito à IRU 304. Os dados inerciais incluem a aceleração de pista de pouso e decolagem transversal 416, o ângulo de rota 312, a velocidade relativa ao solo 310, e o curso da aeronave 314, que são todos determináveis baseados nas medições em IRU 304.

[0041] O desvio de localizador inercial 436 é transladado 660 de IRU 304 para GCP 302 usando o bloco de transladação para GCP 508, que representa alterações no curso da aeronave 314 que ocorrem abaixo do limiar de altitude 530.

[0042] As modalidades descritas acima dos sistemas de controle de voo para uso por uma aeronave durante aterrissagem proveem um desvio de localizador inercial que é considerado em combinação com sinais de desvio de localizador de MMR ao comandar um sistema de aterrissagem automatizado. Mais especificamente, o desvio de localizador inercial provê garantia de que o sistema de aterrissagem automatizado pode continuar uma aterrissagem automatizada no evento de uma falha do desvio de localizador de MMR não detectada. Os sistemas de controle de voo descritos no presente documento, e, mais especificamente, os módulos de controle de voo, geram o desvio de localizador inercial integrando dados inerciais a partir da IRU da aeronave de uma condição inicial estabelecida baseada nos desvios de localizador de MMR.

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 21/120

18/25 [0043] Além disso, a descrição compreende as modalidades de acordo com as seguintes cláusulas:

[0044] Cláusula 1. Um módulo de controle de voo para computar desvio de localizador durante aterrissagem de uma aeronave, compreendendo:

uma interface de comunicação configurada para receber dados inerciais para dita aeronave;

um processador acoplado à dita interface de comunicação e configurado para computar um desvio de localizador inercial baseado nos dados inerciais.

[0045] Cláusula 2. O módulo de controle de voo da Cláusula 1, em que dita interface de comunicação é ainda configurada para receber os primeiro e segundo sinais de desvio de localizador indicativos de respectivos desvios de localizador computados baseados em uma transmissão de localizador recebida por dita aeronave.

[0046] Cláusula 3. O módulo de controle de voo da Cláusula 2 compreendendo ainda um módulo de detecção de falha de seleção de sinal (SSFD) configurado para selecionar um desvio de localizador dentre os respectivos desvios de localizador e o desvio de localizador inercial para uso no controle de um sistema de aterrissagem automatizado de dita aeronave.

[0047] Cláusula 4. O módulo de controle de voo da Cláusula 3, em que dito módulo de SSFD compreende um seletor de valor médio configurado para selecionar um valor médio dentre os respectivos desvios de localizador e o desvio de localizador inercial.

[0048] Cláusula 5. O módulo de controle de voo de qualquer uma das Cláusulas 1 a 4, em que dito processador compreende um filtro complementar configurado para gerar um desvio de localizador filtrado baseado em um sinal de desvio de localizador recebido através de dita interface de comunicação e os dados inerciais, incluindo uma

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 22/120

19/25 aceleração de pista de pouso e decolagem transversal.

[0049] Cláusula 6. O módulo de controle de voo da Cláusula 5, em que a dita interface de comunicação é configurada para ser acoplada a uma unidade de referência inercial (IRU) através de um barramento de comunicação, a IRU compreendendo um sensor de velocidade relativa ao solo, um sensor de ângulo de rota, e um sensor de curso da aeronave sensor, e em que os dados inerciais incluem uma velocidade relativa ao solo, um ângulo de rota e um curso da aeronave.

[0050] Cláusula 7. O módulo de controle de voo da Cláusula 6, em que dita interface de comunicação é ainda configurada para receber um curso de pista de pouso e decolagem magnético, e em que dito processador é ainda configurado para computar um curso de pista de pouso e decolagem ajustado baseado no curso de pista de pouso e decolagem magnético na velocidade relativa ao solo, e em uma taxa de desvio de localizador computados por dito filtro complementar. [0051] Cláusula 8. O módulo de controle de voo da Cláusula 7, em que dito processador é ainda configurado para:

computar uma velocidade de pista de pouso e decolagem transversal inercial na IRU baseada na velocidade relativa ao solo, no ângulo de rota e the ângulo de rota, e no curso de pista de pouso e decolagem ajustado; e aplicar uma correção ao desvio de localizador inercial, a correção computada baseada no curso de pista de pouso e decolagem ajustado no curso da aeronave, e em uma distância entre a IRU e um ponto de controle de orientação da dita aeronave.

[0052] Cláusula 9. Um sistema de controle de voo para aterrissar uma aeronave, dito sistema de controle de voo compreendendo:

um barramento de comunicação;

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 23/120

20/25 primeiro e segundo receptores de múltiplos modos (MMRs) acoplados ao dito barramento de comunicação e configurado para:

computar os primeiro e segundo desvios de localizador baseado nos sinais de localizador recebidos, e transmitir os primeiro e segundo sinais de desvio de localizador indicativos do primeiro e segundo desvios de localizador para dito barramento de comunicação; e um módulo de controle de voo acoplado a dito barramento de comunicação e configurado para:

receber dados inerciais para a aeronave e o primeiro e segundo sinais de desvio de localizador sobre dito barramento de comunicação, computar um desvio de localizador inercial baseado nos dados inerciais, selecionar um desvio de localizador dentre o primeiro e segundo desvios de localizador e o desvio de localizador inercial, e transmitir o um desvio de localizador para um sistema de aterrissagem automatizado para dita aeronave.

[0053] Cláusula 10. O sistema de controle de voo da Cláusula 9 compreendendo ainda um módulo de controle de atuador acoplado ao dito sistema de aterrissagem automatizado através de um segundo barramento de comunicação, dito módulo de controle de atuador acoplado em comunicação com um atuador de controle de voo, dito sistema de aterrissagem automatizado configurado para instruir dito módulo de controle de atuador de acordo com um desvio de localizador. [0054] Cláusula 11. O sistema de controle de voo de qualquer uma das Cláusulas 9 ou 10 compreendendo ainda um altímetro de radar configurado para detectar uma altitude de dita aeronave, dito altímetro de radar acoplado a dito barramento de comunicação, em que dito módulo de controle de voo é ainda configurado para computar o

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 24/120

21/25 desvio de localizador inercial quando a altitude falha abaixo de um limiar predeterminado.

[0055] Cláusula 12. O sistema de controle de voo da Cláusula 11, em que dito módulo de controle de voo é ainda configurado para computar o desvio de localizador inercial quando a altitude falha abaixo do limiar predeterminado de 200 pés.

[0056] Cláusula 13. O sistema de controle de voo de qualquer uma das Cláusulas 11 ou 12, em que dito módulo de controle de voo é ainda configurado para selecionar um valor médio dentre os primeiro e segundo desvios de localizador, e o desvio de localizador inercial como o um desvio de localizador para transmissão ao dito sistema de aterrissagem automatizado.

[0057] Cláusula 14. O sistema de controle de voo de qualquer uma das Cláusulas 11 a 13, em que dito módulo de controle de voo é ainda configurado para inicializar a computação do desvio de localizador inercial baseado no primeiro e segundo sinais de desvio de localizador quando dita aeronave desce abaixo de 200 pés em altitude, em que os primeiro e segundo sinais de desvio de localizador são filtrados complementarmente antes da inicialização.

[0058] Cláusula 15. Um método de detectar um desvio de localizador para uma aeronave durante aterrissagem, dito método compreendendo:

receber sinais de localizador do sistema de aterrissagem por instrumentos (ILS);

computar os desvios de localizador de receptores de múltiplos modos (MMR) baseado nos sinais de localizador de ILS;

filtrar os desvios de localizador de MMR;

inicializar uma computação de desvio de localizador inercial baseada em um desvio de localizador de MMR filtrado;

integrar os dados inerciais gerados por uma unidade de rePetição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 25/120

22/25 ferência inercial (IRU) para a aeronave a partir do desvio de localizador de MMR filtrado para gerar um desvio de localizador inercial na IRU; e transladar o desvio de localizador inercial na IRU para um ponto de controle de orientação (GCP).

[0059] Cláusula 16. O método da Cláusula 15, em que filtrar os desvios de localizador de MMR compreende misturar uma aceleração de pista de pouso e decolagem transversal medida pela IRU, com os desvios de localizador de MMR usando um filtro complementar.

[0060] Cláusula 17. O método de qualquer uma das Cláusulas 15ou 16, em que integrar os dados inerciais gerados pela IRU compreende:

computar a velocidade de pista de pouso e decolagem transversal inercial baseada na velocidade relativa ao solo e no ângulo de rota medidos pela IRU, e um curso de pista de pouso e decolagem; e integrar a velocidade de pista de pouso e decolagem transversal inercial a partir do desvio de localizador de MMR filtrado para gerar o desvio de localizador inercial na IRU.

[0061] Cláusula 18. O método da Cláusula 17, em que integrar os dados inerciais gerados pela IRU compreende ainda:

computar uma correção de erro para o curso de pista de pouso e decolagem baseado na velocidade relativa ao solo no ângulo de rota, e em uma taxa de desvio de localizador, a taxa de desvio de localizador computada baseada nos desvios de localizador de MMR; e aplicar a correção de erro a um curso de pista de pouso e decolagem magnético para gerar um curso de pista de pouso e decolagem ajustado para uso na computação da velocidade de pista de pouso e decolagem transversal inercial e na transladação do desvio de localizador inercial na IRU para o GCP.

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 26/120

23/25 [0062] Cláusula 19. O método de qualquer uma das Cláusulas 15 a 18, em que transladar o desvio de localizador inercial na IRU para o GCP compreende:

computar uma diferença de posição da pista de pouso e decolagem transversal entre a IRU e o GCP baseado em um curso da aeronave medido pela IRU e um curso de pista de pouso e decolagem; e adicionar a diferença de posição da pista de pouso e decolagem transversal ao desvio de localizador inercial na IRU para gerar um desvio de localizador inercial no GCP.

[0063] Cláusula 20. O método de qualquer uma das Cláusulas 15 a 19, em que inicializar a computação de desvio de localizador inercial compreende travar o desvio de localizador de MMR filtrado em uma altitude da aeronave caindo abaixo de um limiar predeterminado.

[0064] As modalidades exemplares dos métodos, sistemas e aparelhos para os sistemas de controle de voo não estão limitadas às modalidades específicas descritas no presente documento, mas, preferivelmente, os componentes dos sistemas e/ou etapas dos métodos podem ser utilizados independentemente e separadamente de outros componentes e/ou etapas descritos no presente documento. Por exemplo, os métodos também podem ser usados em combinação com outros sistemas de controle de voo, e não estão limitados a praticar somente com os sistemas e métodos como descritos no presente documento. Mais apropriadamente, a modalidade exemplar pode ser implementada e utilizada em conexão com muitos outros aplicativos, equipamentos e sistemas que podem se beneficiar da eficácia aumentada, custo operacional reduzido, e gastos de capital reduzidos.

[0065] Um efeito técnico exemplar dos métodos, sistemas e aparelhos descritos no presente documento inclui pelo menos um de: (a) gerar um SILD para consideração em processos de SSFD; (b) controlar

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 27/120

24/25 um sistema de aterrissagem automatizado baseado em um SILD; (c) melhorar a confiabilidade dos sistemas de aterrissagem automatizados através da adição de um desvio de localizador inercial; (d) melhorar a detecção de falha em sinais de sinais de desvio de localizador de MMR; (e) reduzir o custo e o peso de produção de desvios de localizador de tripla redundância para os sistemas de aterrissagem automatizados através da eliminação de um terceiro dispositivo de MMR; e (f) melhorar a precisão do localizador para os sistemas de aterrissagem automatizados.

[0066] Algumas modalidades envolvem o uso de um ou mais dispositivos eletrônicos ou de computação. Tais dispositivos incluem tipicamente um processador, dispositivo de processamento, ou controlador, tal como uma unidade de processamento central (CPU) para fins gerais, uma unidade de processamento gráfica (GPU), um microcontrolador, um processador de computador de conjunto de instruções reduzido (RISC), um circuito integrado específico de aplicativo (ASIC), um circuito lógico programável (PLC), uma matriz de portal programável no campo (FPGA), um dispositivo de processamento de sinal digital (DSP), e/ou qualquer outro circuito ou dispositivo de processamento capaz de executar as funções descritas no presente documento. Os métodos descritos no presente documento podem ser codificados como instruções executáveis incorporadas em um meio legível por computador, incluindo, sem limitação, um dispositivo de armazenamento e/ou um dispositivo de memória. Tais instruções, quando executadas por um dispositivo de processamento, fazem com que o dispositivo de processamento realize pelo menos uma porção dos métodos descritos no presente documento. Os exemplos acima não pretendem limitar de modo algum a definição e/ou significado dos termos processador, dispositivo de processamento, e controlador.

[0067] Nas modalidades descritas no presente documento, a mePetição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 28/120

25/25 mória pode incluir, mas não está limitada a um meio legível por computador, tal como uma memória de acesso aleatório (RAM), e um meio não volátil legível por computador, tal como uma memória flash. Alternativamente, um disquete, um disco compacto - memória somente de leitura (CD-ROM), um disco magneto-ótico (MOD), e/ou um disco versátil digital (DVD) também podem ser usados. Também, nas modalidades descritas no presente documento, canais de entrada adicionais podem estar, mas não estão limitados a periféricos de computador associados com uma interface de operador, tais como um mouse e um teclado. Alternativamente, outros periféricos de computador também podem ser usados que podem incluir, por exemplo, mas não estão limitados a um escâner. Além disso, na modalidade exemplar, os canais de entrada adicionais podem incluir, mas não estão limitados a um monitor de interface de operador.

[0068] Esta descrição escrita usa exemplos para divulgar várias modalidades, que podem incluir o melhor modo, para capacitar qualquer perito na técnica a praticar essas modalidades, incluindo fazer e usar quaisquer dispositivos ou sistemas e realizar quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável é definido pelas reivindicações e pode incluir outros exemplos que ocorrem aos peritos na técnica. Tais outros exemplos são destinados a estar dentro do escopo das reivindicações se eles tiverem elementos estruturais que não difiram da linguagem literal das reivindicações, ou se eles incluírem elementos estruturais equivalentes com diferenças não substanciais a partir das linguagens literais das reivindicações.

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 29/120

1/5

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Módulo de controle de voo (402) para computar desvio de localizador durante aterrissagem de uma aeronave, caracterizado por compreender:

uma interface de comunicação (415) configurada para receber dados inerciais para dita aeronave (102);

um processador (434) acoplado à dita interface de comunicação (415) e configurado para computar um desvio de localizador inercial (436) baseado nos dados inerciais.
2. Módulo de controle de voo, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por dita interface de comunicação (415) ser ainda configurada para receber os primeiro e segundo sinais de desvio de localizador (424, 426) indicativo de respectivos desvios de localizador computados baseados em uma transmissão de localizador recebida por dita aeronave (102).
3. Módulo de controle de voo, de acordo com a reivindicação 2, caracterizado por compreender ainda um módulo de detecção de falha de seleção de sinal (SSFD) (440) configurado para selecionar um desvio de localizador dentre os respectivos desvios de localizador (424, 426) e o desvio de localizador inercial (436) para uso no controle de um sistema de aterrissagem automatizado (428) de dita aeronave de dita aeronave (102).
4. Módulo de controle de voo, de acordo com a reivindicação 3, caracterizado por dito módulo de SSFD compreender um seletor de valor médio (440) configurado para selecionar um valor médio dentre os respectivos desvios de localizador (424, 426) e o desvio de localizador inercial (436).
5. Módulo de controle de voo, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado por dito processador (434) compreender um filtro complementar (502) configurado para gerar

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 30/120

2/5 desvio de localizador filtrado (446) baseado em um sinal de desvio de localizador recebido através de dita interface de comunicação (415) e os dados inerciais, incluindo uma aceleração de pista de pouso e decolagem transversal (416).
6. Módulo de controle de voo, de acordo com a reivindicação 5, caracterizado por dita interface de comunicação (415) ser configurada para ser acoplada a uma unidade de referência inercial (IRU) (304) através de um barramento de comunicação (414), a IRU (304) compreendendo um sensor de velocidade relativa ao solo (310), um sensor de ângulo de rota (312), e um sensor de curso de aeronave (314), e em que os dados inerciais incluem uma velocidade relativa ao solo, um ângulo de rota, e um curso de aeronave.
7. Módulo de controle de voo, de acordo com a reivindicação 6, caracterizado por dita interface de comunicação (415) ser configurada ainda para receber um curso de pista de pouso e decolagem magnético (308), e por dito processador (434) ser ainda configurado para computar um curso de pista de pouso e decolagem ajustado (538) baseado no curso de pista de pouso e decolagem magnético (308), a velocidade relativa ao solo (310), e uma taxa de desvio de localizador (526) computada por dito filtro complementar (502).
8. Módulo de controle de voo, de acordo com a reivindicação 7, caracterizado por dito processador ser ainda configurado para:

computar uma velocidade de pista de pouso e decolagem transversal inercial (318) na IRU (304) baseada na velocidade relativa ao solo (310), no ângulo de rota (312), e no curso de pista de pouso e decolagem ajustado (538); e aplicar uma correção ao desvio de localizador inercial (436), a correção computada baseada no curso de pista de pouso e decolaPetição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 31/120

3/5 gem ajustado (538), no curso da aeronave (314), e em uma distância entre a IRU (304) e um ponto de controle de orientação (302) de dita aeronave (102).
9. Método de detectar um desvio de localizador para uma aeronave durante aterrissagem, dito método caracterizado por compreender:

receber (610) sinais de localizador de sistema de aterrissagem por instrumentos (ILS);

computar (620) desvios de localizador de receptor de múltiplos modos (MMR) (424, 426) baseado nos sinais de localizador de ILS;

filtrar (630) os desvios de localizador de MMR (424, 426); inicializar (640) uma computação inercial de desvios de localizador inercial baseada em um desvio de localizador de MMR filtrado (446);

integrar (650) dados inerciais, gerados por uma unidade de referência inercial (IRU) (304) para a aeronave (102) a partir do desvio de localizador de MMR filtrado (446) para gerar um desvio de localizador inercial (436) na IRU (304); e transladar (660) o desvio de localizador inercial (436) na IRU (304) para um ponto de controle de orientação (GCP) (302).
10. Método, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado por os desvios de localizador de MMR (424, 426) compreenderem misturar uma aceleração de pista de pouso e decolagem transversal medida pela IRU (304), com os desvios de localizador de MMR (424, 426) usando um filtro complementar (502).
11. Método, de acordo com qualquer a reivindicação 9 ou 10, caracterizado por integrar os dados inerciais gerados pela IRU (304) compreenderem:

computar a velocidade de pista de pouso e decolagem

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 32/120

4/5 transversal inercial baseada na velocidade relativa ao solo (310) e no ângulo de rota (312) medido pela IRU (304), e um curso de pista de pouso e decolagem (308); e integrar a velocidade de pista de pouso e decolagem transversal inercial (318) a partir do desvio de localizador de MMR filtrado para gerar o desvio de localizador inercial (436) na IRU (304).
12. Método, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado por integrar os dados inerciais gerados pela IRU (304) compreender ainda:

computar uma correção de erro para o curso de pista de pouso e decolagem (308) baseado na velocidade relativa ao solo (310), no ângulo de rota (312), e em uma taxa de desvio de localizador (526), a taxa de desvio de localizador (526) computada baseada nos desvios de localizador de MMR (424, 426); e aplicar a correção de erro a um curso de pista de pouso e decolagem magnético (308) para gerar um curso de pista de pouso e decolagem ajustado (538) para uso na computação da velocidade de pista de pouso e decolagem transversal inercial (318) e no traslado do desvio de localizador inercial (436) na IRU (304) para o GCP (302).
13. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicações 9 a 12, caracterizado por transladar o desvio de localizador inercial (436) uma IRU (304) para o GCP (302) compreender:

computar uma diferença de posição da pista de pouso e decolagem entre a IRU (304) e o GCP (302) baseado em um curso da aeronave (314) medido pela IRU (304) e um curso de pista de pouso e decolagem (308); e adicionar a diferença de posição da pista de pouso e decolagem transversal to the desvio de localizador inercial (436) na IRU (304) para gerar um desvio de localizador inercial (436) no GCP (302).

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 33/120

5/5
14. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicações 9 a 13, caracterizado por a inicialização de uma computação de desvio de localizador inercial (436) compreender travar o desvio de localizador de MMR filtrado em uma altitude da aeronave (102) caindo abaixo de um limiar (530) predeterminado.

Petição 870170074666, de 03/10/2017, pág. 34/120

1/5 οο ο οο