BR102018011011A2

BR102018011011A2 - sistema para estimar velocidade em relação ao ar de uma aeronave com base em um modelo de armazenamento temporário de condições meteorológicas

Info

Publication number: BR102018011011A2
Application number: BR102018011011-0A
Authority: BR
Inventors: Jia Luo
Original assignee: The Boeing Company
Priority date: 2017-06-12
Filing date: 2018-05-30
Publication date: 2018-12-26
Also published as: US20180356437A1; EP3415922B1; EP3415922A1; JP2019038519A; BR102018011011B1; RU2018106863A; JP7063731B2; CA2996764C; CA2996764A1; CN109033485A; CN109033485B; RU2755843C2; US10605822B2; RU2018106863A3

Abstract

um sistema e método para estimar uma pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar de uma aeronave são revelados. o sistema compreende um ou mais processadores e uma memória acoplada ao processador. a memória armazenando dados compreendendo uma base de dados e código de programa que, quando executado pelo um ou mais processadores, induz o sistema a receber uma pluralidade de parâmetros de operação, em que cada um representa uma condição de operação da aeronave. o sistema é induzido adicionalmente para determinar uma pressão dinâmica baseada em modelo com base nos parâmetros de operação. a pressão dinâmica baseada em modelo é estimada com base em condições de voo estáveis da aeronave. o sistema também é induzido para determinar uma pressão dinâmica baseada em ponte com base pelo menos em um desvio de temperatura e em um vetor de velocidade inercial. a pressão dinâmica baseada em ponte é estimada para condições de voo severas da aeronave.

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para SISTEMA PARA ESTIMAR VELOCIDADE EM RELAÇÃO AO AR DE UMA AERONAVE COM BASE EM UM MODELO DE ARMAZENAMENTO TEMPORÁRIO DE CONDIÇÕES METEOROLÓGICAS.

ANTECEDENTES [001] O sistema e o método revelados dizem respeito a um sistema para estimar velocidade em relação ao ar de uma aeronave e, mais particularmente, a um sistema que inclui um modelo de armazenamento temporário de condições meteorológicas para estimar velocidade em relação ao ar durante condições de voo severas.

[002] Um tubo ou sonda de pitot tipicamente é montado em um veículo e mede a velocidade de um veículo em relação a um fluido no qual o veículo está se deslocando. Em uma aplicação, uma sonda de pitot é montada em uma aeronave e mede a velocidade da aeronave em relação à massa de ar durante o voo. Sondas de pitot de uma maneira geral incluem um tubo vazio que define uma extremidade aberta apontando na direção de fluxo de fluido ou de movimento de veículo. O tubo vazio da sonda de pitot contém um fluido, tal como ar no caso de uma aeronave. A pressão dentro da sonda de pitot fornece uma medição de pressão de estagnação, a qual também é chamada de pressão total. A pressão total é combinada com uma pressão estática, a qual tipicamente é medida em uma localização diferente na fuselagem de avião, ou no lado da sonda de pitot no caso de uma sonda de pitot estática combinada, a fim de determinar uma pressão de impacto. A pressão de impacto é usada para determinar a velocidade em relação ao ar da aeronave.

[003] Algumas vezes sistemas de velocidade em relação ao ar baseados em sonda de pitot podem produzir leituras incorretas de velocidade em relação ao ar. A leitura incorreta pode ser causada por problemas tais como contaminação de sonda, dano na sonda ou pro

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2/39 blemas de manutenção. Alguns exemplos de contaminação de sonda incluem, mas não estão limitados a isto, gelo, cinza vulcânica e invasão de inseto. Sistemas que estimam velocidade em relação ao ar com base em um modelo de uma aeronave existem correntemente, entretanto estes sistemas podem não ser capazes de calcular uma velocidade em relação ao ar precisa se a aeronave estiver operando em condições de voo severas. Condições de voo severas podem incluir condições instáveis ou altamente dinâmicas que tipicamente são criadas à medida que a aeronave executa uma manobra, ou se a aeronave experimentar forças significativas por causa de ventos ou turbulência ambiente. Condições de voo severas usualmente são determinadas com base na taxa de mudança de um ângulo de ataque, de um ângulo de glissada ou de um ângulo de inclinação. A abordagem tradicional é congelar ou manter constante a estimativa de velocidade em relação ao ar enquanto a aeronave opera nas condições extremas. Entretanto, se a aeronave continuar a operar durante as condições extremas por mais que alguns segundos, isto pode afetar a precisão das leituras de velocidade em relação ao ar.

SUMÁRIO [004] A revelação diz respeito a um sistema aperfeiçoado para estimar a velocidade em relação ao ar de uma aeronave, especialmente durante condições de voo severas. Em um exemplo, um sistema para estimar uma pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar de uma aeronave é revelado. O sistema compreende um ou mais processadores e uma memória acoplada ao processador. A memória armazenando dados compreende uma base de dados e código de programa que, quando executado pelo um ou mais processadores, induz o sistema para receber uma pluralidade de parâmetros de operação, em que cada um representa uma condição de operação da aeronave. O sistema é também induzido para determinar uma pressão

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3/39 dinâmica baseada em modelo com base nos parâmetros de operação. A pressão dinâmica baseada em modelo é baseada em condições de voo estáveis da aeronave. O sistema é induzido adicionalmente para determinar uma pressão dinâmica baseada em ponte com base pelo menos em um desvio de temperatura e em um vetor de velocidade inercial. A pressão dinâmica baseada em ponte é baseada em condições de voo severas da aeronave. O sistema é induzido para avaliar uma estabilidade da aeronave durante operação com base pelo menos em um de um ângulo de ataque, um ângulo de glissada e um ângulo de inclinação, onde a estabilidade é indicativa das condições de voo severas da aeronave. O sistema também é induzido para determinar que a aeronave está operando nas condições de voo severas com base na estabilidade. Finalmente, em resposta a determinar que a aeronave está operando nas condições de voo severas, o sistema estima a pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar com base na pressão dinâmica baseada em ponte.

[005] Em um outro exemplo, um método de estimar uma pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar de uma aeronave é revelado. O método inclui receber uma pluralidade de parâmetros de operação, em que cada um representa uma condição de operação da aeronave, por um computador. O método também inclui determinar, pelo computador, uma pressão dinâmica baseada em modelo com base nos parâmetros de operação. A pressão dinâmica baseada em modelo é com base em condições de voo estáveis da aeronave. O método também inclui determinar, pelo computador, uma pressão dinâmica baseada em ponte com base pelo menos em um desvio de temperatura e em um vetor de velocidade inercial. A pressão dinâmica baseada em ponte é com base em condições de voo severas da aeronave. O método inclui avaliar uma estabilidade da aeronave durante operação com base pelo menos em um de um ângulo de ataque, um ângulo de

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4/39 glissada e um ângulo de inclinação. A estabilidade é indicativa das condições de voo severas da aeronave. O método inclui determinar, pelo computador, que a aeronave está operando nas condições de voo severas com base na estabilidade. Finalmente, em resposta a determinar que a aeronave está operando nas condições de voo severas, o método inclui estimar, pelo computador, a pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar com base na pressão dinâmica baseada em ponte.

[006] Outros objetivos e vantagens do método e sistema revelados estarão aparentes a partir da descrição a seguir, dos desenhos anexos e das reivindicações anexas.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS [007] A figura 1 é um diagrama de blocos esquemático exemplar do sistema de cálculo de velocidade em relação ao ar revelado de uma aeronave incluindo um módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar e um módulo de armazenamento temporário de condições meteorológicas;

[008] a figura 2 é uma ilustração da aeronave mostrada na figura 1, onde um eixo de fuselagem e um eixo da terra da aeronave estão mostrados;

[009] a figura 3 é uma ilustração de um sistema de computador usado pelo sistema de cálculo de velocidade em relação ao ar da figura 1;

[0010] a figura 4 é um diagrama de blocos exemplar do módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar mostrado na figura 1, incluindo um submódulo de resistência aerodinâmica, um submódulo de força de sustentação e um submódulo de lógica;

[0011] a figura 5 é um diagrama de blocos exemplar de um módulo de vento, de um módulo de temperatura e de um módulo de armazenamento temporário de condições meteorológicas mostrados na figura

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1;

[0012] a figura 6 é um diagrama de blocos exemplar de um módulo de lógica de ponte mostrado na figura 1; e [0013] a figura 7 é um diagrama de blocos exemplar de um módulo de lógica de seleção mostrado na figura 1.

DESCRIÇÃO DETALHADA [0014] A figura 1 é um diagrama de blocos esquemático exemplar do sistema de velocidade em relação ao ar revelado 10. O sistema de velocidade em relação ao ar 10 estima constantemente parâmetros de velocidade em relação ao ar de uma aeronave 18, sem contar com medições de sonda de pitot tradicionais. O sistema de velocidade em relação ao ar 10 recebe como entrada uma pluralidade dos parâmetros de operação 20, cada um dos quais é descrito com mais detalhes a seguir. Cada um dos parâmetros 20 é representativo de uma condição de operação particular da aeronave 18. O sistema de velocidade em relação ao ar 10 inclui um módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 22, um módulo de vento 24, um módulo de temperatura 25, um módulo de armazenamento temporário de condições meteorológicas 26, um módulo de lógica de ponte 27, um módulo de lógica de seleção 28 e um módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 29.

[0015] O sistema de velocidade em relação ao ar 10 estima os parâmetros de velocidade em relação ao ar, os quais são usados para calcular constantemente a velocidade em relação ao ar da aeronave 18. Especificamente, o sistema de velocidade em relação ao ar 10 estima os parâmetros de velocidade em relação ao ar durante condições de voo normais ou estáveis assim como durante condições de voo severas. Condições de voo severas incluem condições instáveis ou altamente dinâmicas criadas à medida que a aeronave 18 executa uma manobra, ou à medida que a aeronave 18 encontra força significativa

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6/39 por causa de ventos ou turbulência ambiente. Condições de voo severas são determinadas com base em um ângulo de ataque a, um ângulo de glissada β, ângulo de inclinação φ e em suas taxas de mudança, e isto é explicado com mais detalhes a seguir.

[0016] O módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 22 estima uma pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL com base nos parâmetros de operação 20. A pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL θ baseada em condições de voo estáveis da aeronave 18. Isto é, em outras palavras, o módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 22 estima a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL com a suposição de que a aeronave 18 não está operando em condições de voo severas e está operando normalmente. O Qbar_MDL baseado em modelo é determinado com base em qualquer número de abordagens. Em um caso exemplar, tal como mostrado na figura 4, o Qbar_MDL baseado em modelo é determinado com base em modelos de resistência aerodinâmica e de força de sustentação separados da aeronave 18. Os modelos de resistência aerodinâmica e de força de sustentação são baseados em condições de velocidade alta e em condições de velocidade baixa da aeronave 18. Especificamente, o sistema de velocidade em relação ao ar 10 determina que a aeronave 18 opera em condições de velocidade alta em resposta a determinar que os flaps 31 da aeronave 18 (figura 2) estão retraídos, e em resposta a um número de Mach estimado Qbar_MDL tendo um valor maior que 0,4. O sistema de velocidade em relação ao ar 10 determina que a aeronave 18 opera em condições de velocidade baixa em resposta a determinar que os flaps da aeronave 18 não estão retraídos, ou em resposta ao número de Mach estimado M_Mdl tendo um valor igual ou menor que 0,4.

[0017] Retornando para a figura 1, o módulo de armazenamento temporário de condições meteorológicas 26 estima uma pressão di

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7/39 nâmica baseada em ponte Qbar_BRG com base na aeronave 18 operando durante condições de voo severas. A pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL, a qual é baseada em condições de operação estáveis da aeronave 18, não pode mais produzir parâmetros de velocidade em relação ao ar precisos durante condições de voo severas. Referindo-se a ambas as figuras 1 e 2, o módulo de armazenamento temporário de condições meteorológicas 26 é baseado em uma estrutura de eixos da terra X_E, Ye, Z_e da aeronave 18, onde o eixo X_E aponta para a direção norte, o eixo Y_E aponta para a direção leste e o eixo Z_E aponta para a direção vertical para baixo. O módulo de armazenamento temporário de condições meteorológicas 26 também inclui o vetor de velocidade de vento e desvio de temperatura a partir das condições de dia padrão, os quais são baseados na Atmosfera de Padrão Internacional (ISA), e são descritos detalhadamente a seguir.

[0018] O módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 29 determina parâmetros de velocidade em relação ao ar, os quais incluem a pressão dinâmica estimada Qbar_EST, o número de Mach M_EST, uma velocidade em relação ao ar equivalente Veas_EST, uma pressão de impacto Qc_EST, uma velocidade em relação ao ar calibrada Vcas_ESTe uma velocidade em relação ao ar verdadeira Vt_EST da aeronave 18. O módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 29 determina os parâmetros de velocidade em relação ao ar com base na pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL ou na pressão dinâmica baseada em ponte Qbar_BRG.

[0019] Os parâmetros de operação 20 incluem um ângulo de ataque a, um ângulo de glissada β, uma pluralidade de posições de superfícies de controle, uma posição de superfície de estabilizador, uma posição de flap, uma posição de trem de pouso, pressão estática ps, velocidade de motor N1, temperatura do ar total T_Tot, peso de aeronave W, fatores de acelerações ou de carga, ângulo de rota de voo γ,

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8/39 ângulo de inclinação longitudinal Θ, ângulo de inclinação φ, ângulo de curso Ψ, e um vetor de velocidade inercial de eixo da terra detectado

Em um exemplo, uma altitude de pressão hp pode ser usada em vez da pressão estática ps, e uma razão de pressão de motor EPR pode ser usada em vez da velocidade de motor N1. Superfícies de controle da aeronave 18 incluem, sem limitação, ailerons, flaperons, lemes, redutores de velocidade, elevadores, dispositivos de equilíbrio longitudinal e flaps. As posições de superfícies de controle representam as posições de superfícies móveis de controle de voo da aeronave 18. Nos exemplos, tal como descrito, a posição de superfície de controle pode se referir à posição dos redutores de velocidade 8 (figura 2) e de um leme 6 (figura 2) da aeronave 18.

[0020] Referindo-se agora à figura 2, a posição de superfície de estabilizador é uma medida de um ângulo de incidência do estabilizador horizontal 14 em relação à fuselagem 12 da aeronave 18, tal como visto em uma vista lateral. A posição de flap é indicativa da posição de uma pluralidade dos flaps de bordo de fuga 31 (figura 2) das asas 16. Mais especificamente, a posição de flap indica se os flaps de bordo de fuga 31 estão em uma posição retraída. Em um exemplo, a aeronave 18 inclui uma alavanca de trem de pouso de três posições, onde as três posições são PARA BAIXO, PARA CIMA e DESLIGADO. As posições de trem de pouso seriam EM BAIXO, EM CIMA ou em algum valor entre elas se as engrenagens estiverem em movimento. A temperatura do ar total T_Tot também pode ser referida como a temperatura de estagnação, e é medida por uma sonda de temperatura do ar total (não ilustrada) montada na aeronave 18.

[0021] O fator de carga é a razão de força aerodinâmica e propulsiva total gerada pela aeronave 18 para o peso total da aeronave 18. Por exemplo, durante voo reto e em nível da aeronave 18, a força de sustentação total é igual ao peso total. Portanto, o fator de carga é a

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9/39 gravidade. A aceleração ou o fator de carga é determinado por um ou mais acelerômetros. Entretanto, muitos tipos de acelerômetros medem realmente o fator de carga. Se os acelerômetros medirem verdadeiramente acelerações, então o fator de carga correspondente é calculado ao subtrair a aceleração por causa da gravidade ao longo de cada eixo. O vetor de velocidade inercial é representativo do vetor de velocidade em relação ao solo da aeronave, e é detectado por um sistema de navegação inercial (INS) da aeronave 18. Um INS é um sistema de navegação que não depende de medições externas ou de rádio, e em vez disto determina posição, velocidade e atitude com base em aceleração, a qual é medida por acelerômetros, e em taxa de rotação, a qual é medida por giroscópios.

[0022] A figura 2 também ilustra um sistema de eixos de fuselagem X_B, Y_B, Z_b, a estrutura de eixos da terra X_E, Ye, Z_e, e um centro de gravidade CG da aeronave 18. Um eixo X_T é uma projeção do eixo de fuselagem X_B em um plano horizontal. O plano é definido pelos eixos da terra X_E e Y_E (isto é, a superfície da terra). Um eixo Z_T é substancialmente perpendicular ao eixo de fuselagem X_B, e fica em um plano definido pelo eixo de fuselagem X_B e um eixo X_T. O ângulo de inclinação longitudinal Θ é medido entre os eixos X_B e X_T, o ângulo de inclinação φ é medido entre os eixos Z_B e Z_T, e o ângulo de curso Ψ é medido entre os eixos X_E e X_T.

[0023] Retornando para a figura 1, todos os parâmetros 20 podem estar disponíveis como entradas provenientes de sensores. Entretanto, algumas vezes o ângulo de ataque α, o ângulo de glissada β e a pressão estática ps podem ser calculados ou valores estimados em vez de valores detectados. Especificamente, a pressão estática ps pode ser medida por uma fonte estática confiável tal como uma porta estática, ou em um outro exemplo a pressão estática ps é calculada com base na altitude geométrica da aeronave 18. Em um exemplo não limitativo,

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10/39 a altitude geométrica pode ser obtida de um sistema de posicionamento global (GPS). Em um exemplo, o ângulo de ataque α pode ser derivado de medições inerciais da aeronave 18. Entretanto, em uma outra abordagem, o ângulo de ataque α também pode ser fornecido por sensores de ângulo de ataque. O ângulo de glissada β pode ser medido por um sensor, ou estimado com base em modelo aerodinâmico de força lateral da aeronave 18. Em um outro exemplo, o ângulo de glissada β é derivado de medições inerciais.

[0024] Continuando a se referir à figura 1, em um exemplo o sistema de velocidade em relação ao ar 10 pode ser usado como uma fonte primária para determinar a velocidade em relação ao ar da aeronave 18. Em uma outra abordagem, o sistema de velocidade em relação ao ar 10 pode ser usado como uma fonte independente de velocidade em relação ao ar, e é usado para monitorar uma outra fonte de velocidade em relação ao ar tal como, por exemplo, um tubo de pitot. Especificamente, o sistema de velocidade em relação ao ar 10 pode ser usado para determinar a precisão de um tubo de pitot (não ilustrado). Ainda em um outro exemplo, o sistema de velocidade em relação ao ar 10 pode ser usado somente como uma de múltiplas fontes de velocidade em relação ao ar para identificar fontes de velocidade em relação ao ar imprecisas.

[0025] Referindo-se agora à figura 3, o sistema de velocidade em relação ao ar 10 é implementado em um ou mais dispositivos ou sistemas de computação, tais como o sistema de computador exemplar 30. O sistema de computador 30 inclui um processador 32, uma memória 34, um dispositivo de memória de armazenamento de massa 36, uma interface de entrada/saída (l/O) 38 e uma Interface HomemMáquina (HMI) 40. O sistema de computador 30 é acoplado operacionalmente a um ou mais recursos externos 42 por meio da rede 23 ou da interface de entrada/saída 38. Recursos externos podem incluir,

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11/39 mas não estão limitados a isto, servidores, bases de dados, dispositivos de armazenamento de massa, dispositivos periféricos, serviços de rede baseados em nuvem, ou qualquer outro recurso de computador adequado que possa ser usado pelo sistema de computador 30.

[0026] O processador 32 inclui um ou mais dispositivos selecionados de microprocessadores, microcontroladores, processadores de sinais digitais, microcomputadores, unidades centrais de processamento, matrizes de portas programáveis em campo, dispositivos lógicos programáveis, máquinas de estados, circuitos lógicos, circuitos analógicos, circuitos digitais, ou quaisquer outros dispositivos que manipulem sinais (analógicos ou digitais) com base em instruções operacionais que são armazenadas na memória 34. A memória 34 inclui um único dispositivo de memória ou uma pluralidade de dispositivos de memória incluindo, mas não limitado a, memória somente de leitura (ROM), memória de acesso aleatório (RAM), memória volátil, memória não volátil, memória estática de acesso aleatório (SRAM), memória dinâmica de acesso aleatório (DRAM), memória flash, memória cache, ou qualquer outro dispositivo capaz de armazenar informação. O dispositivo de memória de armazenamento de massa 36 inclui dispositivos de armazenamento de dados tais como uma unidade rígida, unidade ótica, unidade de fita, dispositivo de estado sólido volátil ou não volátil, ou qualquer outro dispositivo capaz de armazenar informação.

[0027] O processador 32 opera sob o controle de um sistema operacional 46 que reside na memória 34. O sistema operacional 46 gerencia recursos de computador de maneira que código de programa de computador incorporado como um ou mais aplicações de software de computador, tal como uma aplicação 48 residindo na memória 34, possa ter instruções executadas pelo processador 32. Em um exemplo alternativo, o processador 32 pode executar a aplicação 48 diretamente, em cujo caso o sistema operacional 46 pode ser omitido. Uma ou

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12/39 mais estruturas de dados 49 também residem na memória 34, e podem ser usadas pelo processador 32, pelo sistema operacional 46 ou pela aplicação 48 para armazenar ou manipular dados.

[0028] A interface de entrada/saída 38 fornece uma interface de máquina que acopla operacional mente o processador 32 a outros dispositivos e sistemas, tais como a rede 23 ou o recurso externo 42. A aplicação 48 desse modo trabalha cooperativamente com a rede 23 ou com o recurso externo 42 ao se comunicar por meio da interface de entrada/saída 38 para fornecer os vários recursos, funções, aplicações, processos ou módulos compreendendo exemplos da invenção. A aplicação 48 também inclui código de programa que é executado por um ou mais recursos externos 42, ou de outro modo conta com funções ou sinais fornecidos por outros componentes de sistema ou de rede externos ao sistema de computador 30. De fato, dadas as configurações de hardwares e de softwares quase sem fim possíveis, pessoas tendo conhecimento comum na técnica entenderão que exemplos da invenção podem incluir aplicações que ficam localizadas externamente ao sistema de computador 30, distribuídas dentre múltiplos computadores ou outros recursos externos 42, ou fornecidas por recursos de computação (hardware e software) que são fornecidos como um serviço na rede 23, tal como um serviço de computação em nuvem.

[0029] A HMI 40 é acoplada operacional mente ao processador 32 do sistema de computador 30 em um modo conhecido para permitir que um usuário interaja diretamente com o sistema de computador 30. A HMI 40 pode incluir mostradores de vídeo ou alfanuméricos, uma tela sensível ao toque, um alto-falante, e quaisquer outros indicadores de áudio e visuais adequados capazes de fornecer dados para o usuário. A HMI 40 também inclui dispositivos e controles de entrada tais como um teclado alfanumérico, um dispositivo indicador, miniteclados,

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13/39 teclas de pressão, botões de controle, microfones, etc. capazes de aceitar comandos ou entrada do usuário e transmitir a entrada fornecida para o processador 32.

[0030] Uma base de dados 44 pode residir no dispositivo de memória de armazenamento de massa 36, e pode ser usada para coletar e organizar dados usados pelos vários sistemas e módulos descritos neste documento. A base de dados 44 pode incluir dados e suportar estruturas de dados que armazenam e organizam os dados. Em particular, a base de dados 44 pode ser disposta com qualquer organização ou estrutura de base de dados incluindo, mas não limitado a isto, uma base de dados relacionais, uma base de dados hierárquicos, uma base de dados de rede ou combinações das mesmas. Um sistema de gerenciamento de base de dados na forma de uma aplicação de software de computador executando as instruções no processador 32 pode ser usado para acessar a informação ou dados armazenados em gravações da base de dados 44 em resposta a uma consulta, onde uma consulta pode ser determinada dinamicamente e executada pelo sistema operacional 46, pelas outras aplicações 48 ou por um ou mais módulos.

[0031] A figura 4 é um diagrama de blocos ilustrando o módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 22 mostrado na figura 1. O módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 22 inclui os submódulos 50, 52, 54. Os submódulos 50, 52, 54 estão mostrados como componentes distintos, o que pode indicar o uso de técnicas de programação modular. Entretanto, o projeto de software pode diminuir a extensão na qual os submódulos 50, 52, 54 são distintos ao combinar pelo menos algumas funções de programa de múltiplos módulos em um único módulo. Além disso, as funções atribuídas aos submódulos 50, 52, 54 podem ser distribuídas de outros modos, ou em outros sistemas além desses representados. Assim, exemplos da invenção

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14/39 não estão limitados ao arranjo específico de sistemas ou módulos mostrados na figura 4.

[0032] O módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 22 recebe como entrada os parâmetros de operação 20, cada um dos quais representando uma condição de operação da aeronave 18 (figura 1), e determina a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL com base nos parâmetros de operação 20. A pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL θ baseada em condições de voo estáveis da aeronave 18. O submódulo 50 é um submódulo de resistência aerodinâmica 50 que é usado para estimar uma pressão dinâmica baseada em resistência aerodinâmica Qbar_drag, a qual é baseada em um modelo de resistência aerodinâmica da aeronave 18 (figura 1). A pressão dinâmica baseada em resistência aerodinâmica Qbar_drag é usada para determinar a pressão dinâmica Qbar a não ser que a aeronave 18 opere em condições de velocidade baixa. O submódulo 52 é um submódulo de força de sustentação 52 que determina uma pressão dinâmica de velocidade baixa Qbari_ift assumindo que a aeronave 18 opera em condições de velocidade baixa. O submódulo de lógica 54 é um comutador lógico de velocidade. O submódulo 54 recebe como entrada a pressão dinâmica Qbar_drag determinada pelo submódulo de resistência aerodinâmica 50 e a pressão dinâmica Qbari_ift determinada pelo submódulo de força de sustentação 52, e determina a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL com base nas condições de operação da aeronave 18.

[0033] Tal como explicado a seguir, o módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 55 determina a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL, o número de Mach M_Mdl, θ velocidade em relação ao ar equivalente Veas_MDL, θ pressão de impacto Qc_Mdl, θ velocidade em relação ao ar calibrada Vcas_MDL θ θ velocidade em relação ao ar verdadeira da aeronave Ví_Mdl com base nas entradas. Tal como visto

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15/39 na figura 4, o número de Mach estimado M_Mdl θ retornado para os submódulos 50, 52 do módulo de pressão dinâmica 22 como entrada de realimentação.

[0034] Cálculo da pressão dinâmica Qbar_drag determinada pelo submódulo de resistência aerodinâmica 50 será agora discutido. O submódulo de resistência aerodinâmica 50 recebe como entrada as condições de operação 20 (figura 4). Especificamente, o submódulo de resistência aerodinâmica 50 recebe como entrada o ângulo de ataque α, o ângulo de glissada β, as posições de superfícies de controle, a posição de superfície de estabilizador, a posição de flap, a posição de trem de pouso e o número de Mach estimado M_Mdl (do módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 55). O submódulo de resistência aerodinâmica 50 determina um coeficiente de resistência aerodinâmica de eixo de estabilidade C_D com base nas entradas e em uma pluralidade dos componentes C_Di - C_D6- O coeficiente de resistência aerodinâmica de eixo de estabilidade C_D quantifica uma resistência aerodinâmica de eixo de estabilidade da aeronave 18 criada durante condições de velocidade alta. Tal como explicado a seguir, a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL θ determinada com base no coeficiente de resistência aerodinâmica de eixo de estabilidade C_D.

[0035] Os componentes C_Di - C_D6 são funções tabulares das entradas (isto é, do ângulo de ataque a, do ângulo de glissada β, das posições de superfícies de controle, da posição de superfície de estabilizador, da posição de flap, da posição de trem de pouso e do número de Mach estimado M_Mdl)- Em um exemplo, o coeficiente de resistência aerodinâmica de eixo de estabilidade C_D é determinado pela Equação 1 como:

Cd ⁼ Cdi(oc, Mmdl) ⁺ CD2(Flap, Mmdl) ⁺ CD3(Trem, Mmdl) ⁺ Co4(Rcdutor de Velocidade, a, MMdl) ⁺ CDs (estabilizador, a, M_Mdl) ⁺ C_D6(leme, β, Mmdl) Equação 1

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16/39 [0036] onde Flap representa a posição de flap indicativa da posição dos flaps de bordo de fuga 31 (figura 2) das asas 16, Trem representa a posição de trem de pouso, Redutor de Velocidade representa a posição dos redutores de velocidade 8 (figura 2), estabilizador representa a posição de superfície de estabilizador, e leme representa a posição do leme 6 da aeronave 18 (figura 2).

[0037] Cada um dos componentes C_Di - C_D6 θ determinado com base em respectivas tabelas de pesquisa salvas na memória 34 do sistema de velocidade em relação ao ar 10 (figura 3). Por exemplo, o componente C_Di é determinado ao pegar os valores específicos do ângulo de ataque α e do número de Mach estimado M_Mdl, encontrar estes valores em uma das tabelas de pesquisa, e então determinar o componente C_Di com base nos valores específicos do ângulo de ataque α e do número de Mach estimado M_Mdl- Além disso, cada um dos componentes C_D4 - C_D6 θ determinado com base em uma tabela de pesquisa tridimensional. Em um exemplo alternativo, os componentes Cdi - Cd6 são determinados com base em funções matemáticas, tais como polinomiais.

[0038] O submódulo de resistência aerodinâmica 50 determina um componente de impulso de eixo de estabilidade para frente T_xs com base na velocidade de motor N1 ou razão de pressão de motor EPR, a pressão estática ps ou altitude, a temperatura do ar total Τ_Τοτ, o número de Mach estimado M_Mdl , o ângulo de ataque α e o ângulo de glissada β. Adicionalmente, o submódulo de resistência aerodinâmica 50 também recebe como entrada um fator de ângulo de incidência de motor x_Fct, o qual é com relação ao eixo de fuselagem X_B (figura 2), e um fator de ângulo de incidência de motor z_Fct, o qual é em relação ao eixo de fuselagem Z_B (figura 2). Ambos os fatores de ângulos de incidência de motor x_Fct, Zfct são constantes geométricas, e são valores fixados com base na instalação específica de um motor turbojato da

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17/39 aeronave 18 (não ilustrado).

[0039] O impulso bruto do motor turbojato de aeronave (não ilustrado nas figuras) é o impulso produzido pelo fluxo de saída de um motor turbojato de aeronave. O submódulo de resistência aerodinâmica 50 determina dois componentes de impulso bruto, G_XB e G_Zb- O componente de impulso bruto G_XB é o impulso bruto em relação ao eixo de fuselagem X_B (figura 2), e o componente de impulso bruto G_Zb θ o impulso bruto em relação ao eixo de fuselagem Z_B (figura 2). O componente de impulso bruto G_XB é determinado com base na Equação 2, e o componente de impulso bruto G_ZB é determinado com base na

Equação 3. As Equações 2 e 3 estão listadas a seguir como:

	Equação 2
Geb = 11 íNl, pi.,· Μ’.ιπι,-Ττοι	Equação 3

[0040] onde T1 é uma função tabular da velocidade de motor N1, da pressão estática ps, do número de Mach estimado M_Mdl θ da tem peratura do ar total T_Tot[0041] O submódulo de resistência aerodinâmica 50 determina adicionalmente uma resistência aerodinâmica de aríete R_D. A resistên cia aerodinâmica de aríete R_D representa a resistência aerodinâmica causada pelo momento de ar de entrada no motor turbojato da aeronave 18 (não ilustrado). A resistência aerodinâmica de aríete R_D é determinada pela Equação 4, a qual é:

R_d = T2 (Ν1,ρ5,Μ_ΜΒΙιίΤ_τοτ) Equação 4 [0042] onde T2 é uma função tabular da velocidade de motor N1, da pressão estática ps, do número de Mach estimado M_Mdl θ da temperatura do ar total T_Tot[0043] O submódulo de resistência aerodinâmica 50 determina o componente de impulso de eixo de estabilidade para frente T_xs ao subtrair a resistência aerodinâmica de aríete do impulso bruto de motor. A resistência aerodinâmica de aríete é a resistência aerodinâmica cau

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18/39 sada pelo momento de ar de entrada no motor turbojato da aeronave 18, enquanto que o impulso bruto de motor é o impulso produzido pelo motor turbojato de aeronave durante condições estáticas. Mais especificamente, o componente de impulso de eixo de estabilidade para frente T_xs é determinado pela Equação 5, a qual é:

T_XR — G_Xfí cosa + G_/F! sen a — R_ncos β

Equação 5 [0044] O submódulo de resistência aerodinâmica 50 estima a pressão dinâmica Qbar_drag criada à medida que a aeronave 18 opera em condições de velocidade alta com base no coeficiente de resistên cia aerodinâmica de eixo de estabilidade C_D, no componente de impulso de eixo de estabilidade para frente T_xs, no peso de aeronave W, nos fatores de aceleração/carga Nx, Nz, no ângulo de ataque α e em uma área de referência S_ref- A área de referência S_ref representa a área de forma plana de asa. A pressão dinâmica Qbar_drag é baseada na força ao longo de um eixo de estabilidade da aeronave 18. A Equação 6 determina o fator de carga ao longo do eixo de estabilidade N_xs, e a Equação 7 determina a pressão dinâmica Qbar_drag criada em condições de velocidade alta.

Nxt = Μχ ¢032 — 3CIÍ2

Equação 6 Qbar_4dS = ÇTxs Equação 7 [0045] Cálculo da pressão dinâmica Qbari_ift determinada pelo submódulo de força de sustentação 52 será agora discutido. O submódulo de força de sustentação 52 determina um coeficiente de sustentação de eixo de fuselagem C_L que corresponde a uma força de sustentação criada ao longo do eixo de fuselagem vertical Z_B (figura 2) durante operação em velocidade baixa da aeronave 18. Tal como explicado a seguir, a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL θ determinada com base no coeficiente de sustentação de eixo de fuselagem C_L.

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19/39 [0046] O coeficiente de sustentação de eixo de fuselagem C_L é determinado com base no ângulo de ataque a, no ângulo de glissada β, nas posições de superfícies de controle, na posição de superfície de estabilizador, na posição de flap, na posição de trem de pouso e no número de Mach estimado M_Mdl- Similar ao coeficiente de resistência aerodinâmica de eixo de estabilidade C_D, o coeficiente de sustentação de eixo de fuselagem C_L é determinado com base em uma pluralidade dos componentes C_Li - C_L6- Os componentes C_Li - C_L6 são funções tabulares das entradas (do ângulo de ataque a, do ângulo de glissada β, das posições de superfícies de controle, da posição de superfície de estabilizador, da posição de flap, da posição de trem de pouso e do número de Mach estimado M_Mdl) θ o coeficiente de sustentação de eixo de fuselagem C_L é determinado com base na equação 8 como:

C_L = C_Li(a,M_MDL) + C_L2(Flap, M_Mdl)+ C_L3(Trem, M_Mdl) + C_L4(Redutor de

Velocidade, a, M_Mdl) ⁺ C_Ls (estabilizador, a, M_Mdl) Equação 8 [0047] O modelo de impulso de eixo de fuselagem 82 determina uma força de sustentação propulsiva de eixo de fuselagem, a qual é referida como T_Zb com base na equação 9 como:

Ted = ^_

Equação 9

[0048] A pressão dinâmica Qbari_ift é baseada na força ao longo do eixo de fuselagem vertical Z_B (figura 2). A Equação 10 determina a pressão dinâmica Qbari_ift como:

Qbarjift = CNeW + T?>)/ (QS··^)

Equação 10

[0049] A pressão dinâmica Qbar_drag proveniente do submódulo de resistência aerodinâmica 50 e a pressão dinâmica Qbari_ift proveniente do submódulo de força de sustentação 52 são ambas recebidas pelo submódulo de lógica 54. O submódulo de lógica 54 estima a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL com base pelo menos em uma de a pressão dinâmica Qbar_drag proveniente do submódulo de resistên

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20/39 cia aerodinâmica 50 e a pressão dinâmica Qbari_ift. Especificamente, o submódulo de lógica 54 recebe como entrada o número de Mach estimado M_Mdl assim como a posição de flap. A posição de flap é uma indicação de se os flaps de bordo de fuga 31 (figura 2) estão retraídos. Em resposta ao número de Mach estimado M_Mdl ter um valor que é maior que cerca de 0,4 e os flaps 31 estarem em uma posição retraída, o submódulo de lógica 54 seleciona a pressão dinâmica Qbar_dragproveniente do submódulo de resistência aerodinâmica 50 como a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL- Em resposta ao número de Mach estimado M_Mdl ser menor que cerca de 0,4, ou os flaps 31 estarem em uma posição estendida, o submódulo de lógica 54 seleciona a pressão dinâmica proveniente do submódulo de força de sustentação 52 como a pressão dinâmica baseada em modelo QbarMDL[0050] O submódulo de lógica 54 também inclui lógica de histerese. Em resposta ao número de Mach estimado M_Mdl ter um valor que é maior que cerca de 0,4 por uma margem de cerca de 0,02, a lógica de histerese determina que a aeronave 18 está comutando de condições de velocidade baixa para condições de velocidade alta. De modo similar, em resposta ao número de Mach estimado M_Mdl ter um valor que é igual ou menor que cerca de 0,4 por uma margem de cerca de 0,02, a lógica de histerese determina que a aeronave 18 está comutando de condições de velocidade alta para condições de velocidade baixa. A lógica de histerese pode impedir substancialmente comutação contínua entre duas fontes se o número de Mach M_Mdl estiver perto do limiar de 0,4.

[0051] O submódulo de lógica 54 também inclui um algoritmo de mistura que fornece uma transição suave à medida que a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL comuta de um valor de origem para um outro. Especificamente, um valor da pressão dinâmica basea

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21/39 da em modelo Qbar_MDL θ comutado entre a pressão dinâmica Qbar_drage a pressão dinâmica Qbari_ift com base no algoritmo de mistura, onde o algoritmo de mistura muda gradualmente o valor da pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL durante um período de tempo. O período de tempo para mudar entre os valores de pressões dinâmicas Qbar_drage Qbariift é de cerca de vários segundos. O algoritmo de mistura pode ser baseado em qualquer número de abordagens diferentes tais como, mas não limitado a isto, um comutador livre transitório.

[0052] A figura 5 é um diagrama de blocos do módulo de vento 24, do módulo de temperatura 25 e do módulo de armazenamento temporário de condições meteorológicas 26 mostrados na figura 1. Tal como explicado a seguir, a pressão dinâmica baseada em ponte Qbar_BRG é determinada com base em um desvio de temperatura ΔΤ, em um vetor de velocidade inercial de eixo da terra detectado VI_F θ em um vetor de velocidade de vento de eixo da terra VW_E θ medida que a aeronave 18 (figura 1) opera em condições de voo severas. O módulo de temperatura 25 recebe como entrada a temperatura do ar total Τ_Τοτ, θ pressão estática ps (ou a altitude de pressão hp) e o número de Mach estimado M_Mdl- O módulo de temperatura 25 determina o desvio de temperatura ΔΤ com base nas entradas. O desvio de temperatura ΔΤ é uma diferença entre uma temperatura ambiente T_Amb θ uma temperatura de dia padrão T_STd- O módulo de temperatura 25 determina a temperatura de dia padrão T_Std em um bloco 56 com base na pressão estática ps ou na altitude de pressão hp. A temperatura ambiente T_Amb θ determinada no bloco 58, e é determinada pela temperatura do ar total Τ_Τοτ θ ΡθΙο número de Mach estimado M_Mdl com base na Equação 11:

Tamb - TiQi/Cl 4- C\2M_?;_1DL)

Equação 11

[0053] O módulo de vento 24 inclui um bloco de velocidade em relação ao ar 60, um bloco de vetor de velocidade em relação ao ar de eixo de fuselagem 62, um bloco de vetor de velocidade em relação ao

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22/39 ar de eixo da terra 64 e um bloco de vetor de velocidade inercial 66. O bloco de velocidade em relação ao ar 60 determina uma velocidade em relação ao ar verdadeira Vt com base na temperatura do ar total T_Tot θ no número de Mach estimado M_Mdl- A velocidade em relação ao ar verdadeira Vt indica a velocidade da aeronave 18 em relação à massa de ar na qual a aeronave 18 está voando, e é determinada com base na Equação 12 como:

[0054] O bloco de vetor de velocidade em relação ao ar de eixo de fuselagem 62 recebe como entrada a velocidade em relação ao ar verdadeira Vt, o ângulo de ataque α e o ângulo de glissada β, e determina um vetor de velocidade em relação ao ar de eixo de fuselagem

Especificamente, o vetor de velocidade em relação ao ar de eixo de fuselagem θ determinado com base na Equação 13 como:

ua i_B + va + wa k_B

Equação 13 [0055] onde são vetores de unidade ao longo do sistema de eixos de fuselagem X_B, Yb, Z_b, (ilustrado na figura 2) respectiva mente, e os três componentes de eixo de fuselagem de são expressados como:

[0056] ua = Vt cosacos3 [0057] va = Vt βθηβ [0058] wa = Vt senacos3 [0059] O bloco de vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra 64 recebe como entrada o vetor de velocidade em relação ao ar de eixo de fuselagem o ângulo de inclinação longitudinal θ, o ângulo de inclinação φ e o ângulo de curso Ψ, e determina um vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra ^e. Especificamente, o

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23/39 vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra θ determinado com base em uma transformação de Euler de fuselagem para terra, a qual é expressada na Equação 14 como:

VA_HOKTE' va_le&te = ^Ã_VEET .

cos ψ cos θ ΰοεψεθηθεθίιφ — senip cos φ cosipsenOcostji + senip sen<f seni|jcos9 senip sen^senífi + cosxp cascji senipsenOcasífi — cosip 8εηφ . - sen© cosOsen<|) cas©cas<|) uava •wa[0060] onde ^^ΜΟΚΤΕ&κο θ a componente de velocidade em relação ao ar na direção norte (isto é, o eixo XE visto na figura 2) VA1ESTEBRe a componente de velocidade em relação ao ar na direção leste (isto é, o eixo YE visto na figura 2), e ^vaveet&rc θ _a componente de velocidade em relação ao ar na direção vertical (isto é, o eixo Z_E visto na figura 2).

O vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra é determinado com base na Equação 15 como:

¥Ae = VAhqkie Ϊε + VAlei»e jt + VAvori Re Equação 15 [0061] onde ^{1Εί ÍEí} ^^E são vetores de unidade ao longo dos eixos da terra X_E, Y_E, Z_E, respectivamente.

[0062] Finalmente, o vetor de velocidade de vento de eixo da terra VW_E é determinado com base em uma diferença entre o vetor de velocidade inercial de eixo da terra e o vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra O vetor de velocidade inercial de eixo da terra detectado ^e é determinado pela Equação 16 como:

VI_E = VJnqhte ^!e + ^ieste Ie + ^Κ’εκϊ Re Equação 16 [0063] Tal como visto na figura 5, o vetor de velocidade de vento

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24/39 de eixo da terra VW_E θ o desvio de temperatura ΔΤ são ambos recebidos como entrada pelo módulo de armazenamento temporário de condições meteorológicas 26. O módulo de armazenamento temporário de condições meteorológicas 26 envia o vetor de velocidade de vento de eixo da terra e o desvio de temperatura ΔΤ para o módulo de lógica de ponte 27 (figura 1). Voltando agora à figura 6, o módulo de lógica de ponte 27 está ilustrado. O módulo de lógica de ponte 27 inclui um bloco de vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra 70, um bloco de vetor de velocidade em relação ao ar de eixo de fuselagem 72, um bloco de temperatura ambiente 74 e um bloco de parâmetros de velocidade em relação ao ar 76.

[0064] O bloco de vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra 70 recebe como entrada o vetor de velocidade inercial de eixo da terra detectado e o vetor de velocidade de vento de eixo da terra VW_{Ej e} determina um vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra baseado em ponte ^VAeerg _{com base na en}trada. O vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra é determinado com base na Equação 17 como:

^vae_Erg ₌ Y1_e VW_e Equação 17 [0065] O vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra VA_{Ebko é} baseado nas velocidades em relação ao ar norte (isto é, no eixo X_E tal como mostrado na figura 2), leste (isto é, no eixo Y_E tal como mostrado na figura 2) e vertical (isto é, no eixo Z_E tal como mostrado na figura 2).

[0066] O bloco de vetor de velocidade em relação ao ar de eixo de fuselagem baseado em ponte 72 recebe como entrada o vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra proveniente do blo

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25/39 co de vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra 70, o ângulo de inclinação longitudinal θ, o ângulo de inclinação φ e o ângulo de curso Ψ, e determina um vetor de velocidade em relação ao ar de va ^h eixo de fuselagem baseado em ponte ^ΗΊΚίν com base na entrada. Especificamente, o vetor de velocidade em relação ao ar de eixo de u* * fuselagem é determinado com base em uma transformação de

Euler de terra para fuselagem, a qual é expressada na Equação 18 como:

^BBG'

VSbrg = ,^waBRG.

c&s ψ cos Θ sen ψ cos Θ — sen Θ cos4Jsen9sen<|j - senLpcascfi seni|jsen0sen4i + cosi^cascfi cos9sen<|j .cos ψ sen0 cos φ 4- sen ψ senφ sen ψ sen0 cos φ — cos ψ sen φ cos 0 cos φ. YÃ_noKTEeRG . VAveetbrg .

[0067] onde , ^V3ekg θ wserg representam componentes de fuselagem do vetor de velocidade em relação ao ar de eixo de fuselagem tais como ^^abErg ^{= 1,3}bbg ϊβ ^{1 ví,}bkg Jb ^{1 W3}bbg ^b Equação 19 [0068] onde ^^Anoete&rg θ a componente de velocidade em relação ao ar de eixo da terra na direção norte (isto é, o eixo X_E visto na figura 2) ^vale6te_erc θ a componente de velocidade em relação ao ar de eixo da terra na direção leste (isto é, o eixo Y_E visto na figura 2), e VAvekterg θ a componente de velocidade em relação ao ar de eixo da terra na direção vertical (isto é, o eixo Z_E visto na figura 2). O bloco de temperatura ambiente 74 recebe como entrada a temperatura de dia τ padrão ^SID e o desvio de temperatura ΔΤ, e determina uma temperatura ambiente baseada em ponte ^brg com base na entrada. A tempe

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26/39 ratura ambiente ^brg é determinada com base na equação 20 como:

Tbrg = T&td + AT Equação 20 [0069] Continuando a se referir à figura 6, o bloco de parâmetros de velocidade em relação ao ar 76 recebe como entrada a temperatura ambiente baseada em ponte T_Brg, a pressão estática ps ou a altitude de pressão hp e o vetor de velocidade em relação ao ar de eixo de fuselagem o bloco de parâmetros de velocidade em relação ao ar 76 então determina uma velocidade em relação ao ar verdadeira baseada em ponte Vr_BRG, o número de Mach M_BRG, a pressão dinâmica Qbar_BRG, a velocidade em relação ao ar equivalente Veas_BRG, a pressão de impacto Qc_BRG, a velocidade em relação ao ar calibrada

Vcas_BRG, o ângulo de ataque a_BRG e o ângulo de glissada 3_BRG com base nas equações 21-28:

Velocidade em relação ao ar verdadeira (nós):

^DBG ^— V^LLÈRG + ^VBBG + ^WBRG	Equação 21
Número de Mach: ^{ΜβΕα = ν}*Βκθ/(38,977Τ_Ηκο)	Equação 22
Pressão dinâmica (lbs/ft²): ⁼	Equação 23
Velocidade em relação ao ar equivalente (nós):
Veas_DRG = Qbaii_lff/Z95_J374	Equação 24

Pressão de impacto (lbs/ft²): ⁼ IC1 + - l]ps

Equação 25

Velocidade em relação ao ar calibrada (nós):

ν™»_ΒΕα = fifil,S7S[(Qc_BIt0/p₀ I 1)^ 1]

Equação 26 [0070] onde p₀ é pressão de dia padrão no nível do mar.

Ângulo de ataque: ^{= tatl L}t^waBBG/^lia»Re) Equação 27

Ângulo de glissada: ~ (^{va+ r}eeg) Equação 28 [0071] A pluralidade de parâmetros determinados pelo bloco de

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27/39 parâmetros de velocidade em relação ao ar 76 expressada nas equações 21-28 é utilizada com base em se a aeronave está operando em condições instáveis ou altamente dinâmicas. Isto é porque a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL estimada pelo módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 22 pode não ser mais precisa. [0072] Retornando para a figura 1, o módulo de lógica de seleção 28 recebe como entrada o ângulo de ataque α, o ângulo de glissada β, o ângulo de inclinação φ, a pressão dinâmica baseada em ponte Qbarbrg e o modelo baseado em Qbar_MDL A figura 7 é uma ilustração do módulo de lógica de seleção 28. Tal como visto na figura 7, o módulo de seleção 28 inclui um filtro de limpeza 80 para o ângulo de ataque a, um filtro de limpeza 82 para o ângulo de glissada β e um filtro de limpeza 84 para o ângulo de inclinação φ. O módulo de seleção 28 também inclui um bloco de estabilidade de ângulo de ataque 86, um bloco de estabilidade de ângulo de glissada 88 e um bloco de estabilidade de ângulo de inclinação 90, os quais são usados para avaliar estabilidade da aeronave 18 (figura 1) durante operação, e isto é explicado com mais detalhes a seguir. O módulo de seleção 28 também inclui um bloco lógico 92 e um bloco de suavização de comutação e transição de seleção 94.

[0073] Os filtros de limpeza 80, 82, 84 são filtros passa-alta que capturam o derivativo de conteúdos de frequência baixa de uma entrada. O filtro de limpeza 80 recebe como entrada o ângulo de ataque α e determina um derivativo do ângulo de ataque ά o filtro de limpeza 82 recebe como entrada o ângulo de glissada β e determina um derivativo do ângulo de glissada O filtro de limpeza 84 recebe como entrada o ângulo de inclinação φ e determina um derivativo do ângulo de inclina-

[0074] O módulo de seleção 28 avalia a estabilidade da aeronave com base pelo menos em um de o ângulo de ataque α, o ângulo de

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28/39 glissada β e o ângulo de inclinação φ, onde a estabilidade é indicativa das condições de voo severas da aeronave 18. Especificamente, o bloco de estabilidade de ângulo de ataque 86 recebe como entrada o ângulo de ataque α e o derivativo do ângulo de ataque ^à, e determina se o ângulo de ataque α é maior que um ângulo mínimo de ataque _{e m}en_Or q_{Ue um} ângulo máximo de ataque (isto é, ^σΜΤη < Em um exemplo não limitativo, o ângulo mínimo de ataque ^cmín é de cerca de zero grau e o ângulo máximo de ataque ^smax θ (j_e cerca de dez graus. O bloco de estabilidade de ângulo de ataque 86 também determina se um valor absoluto do derivativo do ângulo de ataque | ã| é menor que um valor derivativo máximo Em um caso exemplar, o valor máximo ^SmAx é de cerca de 2 °/segundo.

[0075] A saída do bloco de estabilidade de ângulo de ataque 86 é expressada como uma declaração verdadeira ou falsa. Em resposta a determinar que o ângulo de ataque α é maior que um ângulo mínimo de ataque “^Μ·^Η, menor que um ângulo máximo de ataque e o valor absoluto do derivativo do ângulo de ataque |«| é menor que o valor derivativo máximo o bloco de estabilidade de ângulo de ataque 86 retorna um valor verdadeiro, o qual é indicativo da aeronave 18 (figura 1) operando em condições de voo estáveis. Entretanto, em resposta ao ângulo de ataque a, ao valor absoluto do derivativo do ângulo de ataque |ã| ou ambos estarem fora de faixa, o bloco de estabilidade de ângulo de ataque 86 retorna um valor falso, o qual indica condições de voo severas. A saída também pode indicar por quanto o ângulo de ataque α e o derivativo do ângulo de ataque ^ώ estão fora de faixa.

[0076] De modo similar, o bloco de estabilidade de ângulo de glissada 88 recebe como entrada o ângulo de glissada β e o derivativo do

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29/39 ângulo de glissada l-\ e determina se o valor absoluto do ângulo de glissada IPI é menor que um ângulo máximo de glissada (isto é, D PI < βχΑχ). Em um exemplo não limitativo, o ângulo máximo de glissada Ρμλ» é de cerca de quatro graus. O bloco de estabilidade de ângulo de glissada 88 também determina se um valor absoluto do derivativo do ângulo de glissada |β| é menor que um valor derivativo máximo Em um exemplo, o valor máximo PmAx é de cerca de 2 °/segundo.

[0077] A saída do bloco de estabilidade de ângulo de glissada 88 é expressada como uma declaração verdadeira ou falsa. Em resposta a determinar que o valor absoluto do ângulo de glissada IPI é menor que um ângulo máximo de glissada e o valor absoluto do derivativo do ângulo de glissada |P| é menor que um valor derivativo máximo o bloco de estabilidade de ângulo de glissada 88 retorna um valor verdadeiro, o qual é indicativo da aeronave 18 (figura 1) operando em condições de voo estáveis. Entretanto, em resposta ao valor absoluto do ângulo de glissada β, ao valor absoluto do derivativo do ângulo de glissada β ou ambos estarem fora de faixa, o bloco de ângulo de glissada 88 retorna um falso valor, o qual indica condições de voo severas.

[0078] Finalmente, o bloco de estabilidade de ângulo de inclinação 90 recebe como entrada o ângulo de inclinação φ e o derivativo do ângulo de inclinação Φ, e determina se o valor absoluto do ângulo de inclinação ΦΙ é menor que um ângulo de inclinação máximo ΦμΑχ. Em um exemplo, o ângulo de inclinação máximo é de cerca de cinco graus. O bloco de estabilidade de ângulo de inclinação 90 também determina se o valor absoluto do derivativo do ângulo de inclinação |Φ| é

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30/39 menor que um valor máximo ^^mAk. Em um exemplo não limitativo, o valor máximo ΦμΑχ é de cerca de 2 °/segundo.

[0079] A saída do bloco de estabilidade de ângulo de inclinação 90 é expressada como uma declaração verdadeira ou falsa. Em resposta a determinar que o valor absoluto do ângulo de inclinação ΒφΙ é menor que um ângulo de inclinação máximo ‘Φμ.ϊχ θ o valor absoluto do derivativo do ângulo de inclinação |Φ| é menor que um valor máximo ΦμΑχ o bloco de estabilidade de ângulo de inclinação 90 retorna um valor verdadeiro, o qual é indicativo da aeronave 18 (figura 1) operando em condições de voo estáveis. Entretanto, em resposta ao valor absoluto do ângulo de inclinação ΙΦΙ, ao valor absoluto do derivativo do ângulo de inclinação |Φ| ou ambos estarem fora de faixa, o bloco de estabilidade de ângulo de inclinação 90 retorna um valor falso, o qual indica condições de voo severas.

[0080] As saídas do bloco de estabilidade de ângulo de ataque 86, do bloco de estabilidade de ângulo de glissada 88 e do bloco de estabilidade de ângulo de inclinação 90 são então enviadas para o bloco de suavização de comutação e transição de seleção 94. Em resposta a determinar que cada uma das condições no bloco de estabilidade de ângulo de ataque 86, no bloco de estabilidade de ângulo de glissada 88 e no bloco de estabilidade de ângulo de inclinação 90 é verdadeira, o bloco 94 determina que a aeronave 18 está operando em condições estáveis de forma aerodinâmica. Portanto, o bloco 94 seleciona a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL estimada pelo módulo de estimativa de velocidade em relação ao ar 22 (figura 1). Em resposta a determinar que pelo menos uma das condições no bloco de estabilidade de ângulo de ataque 86, no bloco de estabilidade de ângulo de glissada 88 e no bloco de estabilidade de ângulo de inclinação 90 é falsa, o bloco 94 determina que a aeronave 18 (figura 1) está ope

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31/39 rando em condições instáveis ou altamente dinâmicas. Portanto, o bloco 94 seleciona a pressão dinâmica baseada em ponte Qbar_BRG.

[0081] O bloco de suavização de comutação e transição de seleção 94 fornece uma transição suave à medida que a pressão dinâmica estimada Qbar_EsT comuta de um valor de origem para um outro. Especificamente, um valor da pressão dinâmica estimada Qbar_EST é comutado entre a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL θ a pressão dinâmica baseada em ponte Qbar_BRG com base no bloco lógico 92. O bloco 94 muda gradualmente o valor da pressão dinâmica estimada Qbar_EST durante um período de tempo. O período de tempo para mudar entre os valores de pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL θ Qbar_BRG é de cerca de vários segundos.

[0082] Retornando para a figura 1, a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL ou a pressão dinâmica baseada em ponte Qbar_BRG é estabelecida como a pressão dinâmica estimada Qbar_EST. A pressão dinâmica estimada Qbar_EST é então enviada para o módulo de estimativa de parâmetros de velocidade em relação ao ar 29. O módulo de estimativa de parâmetros de velocidade em relação ao ar 29 então determina os parâmetros de velocidade em relação ao ar, os quais incluem o número de Mach estimado M_EST, a velocidade em relação ao ar equivalente Veas_EST, a pressão de impacto Qc_EST, a velocidade em relação ao ar calibrada Vcas_EST e a velocidade em relação ao ar verdadeira Vt_EST da aeronave 18. Os parâmetros de velocidade em relação ao ar são usados para calcular constantemente a velocidade em relação ao ar da aeronave 18. A velocidade em relação ao ar verdadeira Vt_EST representa a velocidade da aeronave 18 em relação a um fluxo de ar livre, e a velocidade em relação ao ar equivalente Veas_EST é a velocidade em relação ao ar verdadeira corrigida pela densidade de ar local. A velocidade em relação ao ar calibrada Vcas_EST é computada com base na pressão de impacto Qc_EST.

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32/39 [0083] O número de Mach estimado M_Est θ determinado com base na equação 29, a velocidade em relação ao ar equivalente Veas_EsT θ com base na equação 30, a pressão de impacto Qc_EST é com base na equação 31, a velocidade em relação ao ar calibrada Vcas_EST é com base na equação 32, e a velocidade em relação ao ar verdadeira Vt_EST

é com base na equação 33:
M_Esi = L1957Qb^arE&T/ps	Equação 29
Veas_EST ⁼ ^/295,374 Obarrs.T	Equação 30
Qcksi - Γ(1 + - llps	Equação 31
VcasEsr = 66L5_v'5[(QPem/Ρ·> + l]^z/7 ~ 1]	Equação 32
VtjsT ⁼ 38»97Μ_Ε5ΐι/Ττητ/(1 + 0,2 M^._T	Equação 33

[0084] onde a velocidade em relação ao ar equivalente Veas_EST, a velocidade em relação ao ar calibrada Vcas_EST e a velocidade em relação ao ar verdadeira Vt_EST são todas medidas em nós, a pressão dinâmica Qbar_EST θ a pressão de impacto Qc_EST são ambas em libras por pé quadrado, p₀ representa pressão de dia padrão no nível do mar, e a temperatura do ar total Τ_Τοτ θ expressada em Kelvin. Portanto, em resposta a determinar que a aeronave 18 está operando em condições de voo severas, o sistema de velocidade em relação ao ar 10 estima a pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar com base na pressão dinâmica baseada em ponte (Qbar_BRG). De modo similar, em resposta a determinar que a aeronave 18 está operando nas condições de voo estáveis, o sistema de velocidade em relação ao ar 10 estima a pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar com base no modelo baseado em (Qbar_MDi_)[0085] Referindo-se de uma maneira geral às figuras, o sistema de velocidade em relação ao ar revelado fornece uma abordagem confiável para estimar a velocidade em relação ao ar, sem a necessidade de

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33/39 depender de medições de sonda de pitot tradicionais. Além disso, o sistema de velocidade em relação ao ar revelado inclui um módulo de armazenamento temporário de condições meteorológicas, o módulo de armazenamento temporário de condições meteorológicas estima parâmetros de velocidade em relação ao ar sintéticos e ângulos de ataque e de glissada sintéticos em resposta à aeronave operar em condições de voo severas. Portanto, o sistema de velocidade em relação ao ar fornece uma estimativa relativamente precisa dos parâmetros de velocidade em relação ao ar, mesmo quando a aeronave está operando em condições onde modelos de velocidade em relação ao ar tradicionais podem não ser capazes de determinar exatamente parâmetros de velocidade em relação ao ar. De fato, sistemas tradicionais podem congelar ou manter a estimativa de velocidade em relação ao ar constante enquanto a aeronave está no estado dinâmico. Entretanto, se a aeronave continuar a operar no estado dinâmico durante mais que alguns segundos, isto pode afetar a precisão das leituras. O sistema revelado fornece uma abordagem robusta para estimar o ângulo de ataque e glissada usando o vetor de velocidade inercial, o vetor de velocidade de vento e o desvio de temperatura com base na temperatura de dia padrão quando a aeronave opera no estado dinâmico.

[0086] Adicionalmente, a revelação compreende exemplos de acordo com as cláusulas seguintes.

[0087] Cláusula 1. Um sistema 10 para estimar uma pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar para calcular constantemente uma velocidade em relação ao ar de uma aeronave 18, o sistema 10 compreendendo:

[0088] um ou mais processadores 32; e [0089] uma memória 34 acoplada ao um ou mais processadores 32, a memória 34 armazenando dados compreendendo uma base de dados 44 e código de programa que, quando executado pelo um ou

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34/39 mais processadores 32, induz o sistema 10 para:

[0090] receber uma pluralidade de parâmetros de operação 20 em que cada um representa uma condição de operação da aeronave 18;

[0091] determinar uma pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL _ com base nos parâmetros de operaçao 20, em que a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL θ baseada em condições de voo estáveis da aeronave 18;

[0092] determinar uma pressão dinâmica baseada em ponte Qbarbrg com base pelo menos em um desvio de temperatura ΔΤ e em um vetor de velocidade inercial, em que a pressão dinâmica baseada em ponte Qbar_BRG θ baseada em condições de voo severas da aeronave 18;

[0093] avaliar uma estabilidade da aeronave 18 durante operação com base pelo menos em um de um ângulo de ataque, um ângulo de glissada e um ângulo de inclinação, em que a estabilidade é indicativa das condições de voo severas da aeronave 18;

[0094] determinar que a aeronave 18 está operando nas condições de voo severas com base na estabilidade; e [0095] em resposta a determinar que a aeronave 18 está operando nas condições de voo severas, estimar a pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar com base na pressão dinâmica baseada em ponte Qbar_BRG.

[0096] Cláusula 2. O sistema 10 da Cláusula 1, em que o sistema 10 é induzido para determinar que a aeronave 18 está operando nas condições de voo estáveis com base na estabilidade.

[0097] Cláusula 3. O sistema 10 da Cláusula 2, em resposta a determinar que a aeronave 18 está operando nas condições de voo estáveis, estimar a pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar com base na pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL[0098] Cláusula 4. O sistema 10 da Cláusula 1, em que o desvio

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35/39 de temperatura é baseado em uma diferença entre uma temperatura ambiente T_Amb θ uma temperatura de dia padrão T_STd[0099] Cláusula 5. O sistema 10 da Cláusula 1, em que a pressão dinâmica baseada em ponte Qbar_BRG é determinada com base em um vetor de velocidade de vento de eixo da terra, em que o vetor de velocidade de vento de eixo da terra é determinado com base em uma diferença entre o vetor de velocidade inercial e um vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra.

[00100] Cláusula 6. O sistema 10 da Cláusula 5, em que o vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra é determinado com base em:

VA_e = VA_nokte i_e I VA_1E&TE j_e I VA_veet k_E [00101] em que ^^E é o vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra, ^^Anortebrg θ um componente de velocidade em relação ao ar de eixo da terra em uma direção norte, θ 0 componente de velocidade em relação ao ar de eixo da terra em uma direção leste, ^vavertbrc θ ₀ componente de velocidade em relação ao ar de eixo da terra em uma direção vertical, ^e são vetores de unidade ao longo dos eixos da terra X_E, Ye, Z_e, respectivamente, da aeronave 18.

[00102] Cláusula 7. O sistema 10 da Cláusula 1, em que avaliar a estabilidade da aeronave 18 é com base em um ângulo de ataque e em um valor absoluto de um derivativo do ângulo de ataque.

[00103] Cláusula 8. O sistema 10 da Cláusula 7, em que o sistema é induzido adicionalmente para:

[00104] retornar um valor verdadeiro que é indicativo de que a aeronave 18 está operando nas condições de voo estáveis em resposta a determinar que o ângulo de ataque é maior que um ângulo mínimo de ataque, menor que um ângulo máximo de ataque e que o valor ab

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36/39 soluto do derivativo do ângulo de ataque é menor que um valor derivativo máximo.

[00105] Cláusula 9. O sistema 10 da Cláusula 1, em que avaliar a estabilidade da aeronave 18 é com base em um valor absoluto de um ângulo de glissada e em um valor absoluto de um derivativo do ângulo de glissada.

[00106] Cláusula 10. O sistema 10 da Cláusula 9, em que o sistema é induzido adicionalmente para:

[00107] retornar um valor verdadeiro que é indicativo de que a aeronave 18 está operando nas condições de voo estáveis em resposta a determinar que o valor absoluto do ângulo de glissada é menor que um ângulo máximo de glissada e que o valor absoluto do derivativo do ângulo de glissada é menor que um valor derivativo máximo.

[00108] Cláusula 11.0 sistema 10 da Cláusula 1, em que avaliar a estabilidade da aeronave 18 é com base em um valor absoluto de ângulo de inclinação e em um valor absoluto de um derivativo do ângulo de inclinação.

[00109] Cláusula 12. O sistema 10 da Cláusula 11, em que o sistema é induzido adicionalmente para:

[00110] retornar um valor verdadeiro que é indicativo de que a aeronave 18 está operando nas condições de voo estáveis em resposta a determinar que o valor absoluto do ângulo de inclinação é menor que um ângulo de inclinação máximo e que o valor absoluto do derivativo do ângulo de inclinação é menor que um valor derivativo máximo.

[00111] Cláusula 13.0 sistema 10 da Cláusula 1, em que a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL θ determinada com base em um coeficiente de resistência aerodinâmica de eixo de estabilidade C_D, e em que o coeficiente de resistência aerodinâmica de eixo de estabilidade C_D quantifica uma resistência aerodinâmica de eixo de estabilidade da aeronave 18 criada durante condições de velocidade alta.

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37/39 [00112] Cláusula 14. O sistema 10 da Cláusula 1, em que a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL θ determinada com base em um coeficiente de sustentação de eixo de fuselagem C_L, e em que o coeficiente de sustentação de eixo de fuselagem C_L corresponde a uma força de sustentação da aeronave 18 criada ao longo de um eixo de fuselagem vertical durante condições de velocidade baixa.

[00113] Cláusula 15. Um método de estimar uma pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar para calcular constantemente uma velocidade em relação ao ar de uma aeronave 18, o método compreendendo:

[00114] receber uma pluralidade de parâmetros de operação 20 em que cada um representa uma condição de operação da aeronave 18, por um computador 30;

[00115] determinar, pelo computador 30, uma pressão dinâmica baseada em modelo (Qbar_MDi_) com base nos parâmetros de operação 20, em que a pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL θ baseada em condições de voo estáveis da aeronave 18;

[00116] determinar, pelo computador 30, uma pressão dinâmica baseada em ponte Qbar_BRG com base pelo menos em um desvio de temperatura, um vetor de velocidade de vento e um vetor de velocidade inercial, em que a pressão dinâmica baseada em ponte Qbar_BRG é baseada em condições de voo severas da aeronave 18;

[00117] avaliar uma estabilidade da aeronave 18 durante operação com base pelo menos em um de um ângulo de ataque, um ângulo de glissada e um ângulo de inclinação, em que a estabilidade é indicativa das condições de voo severas da aeronave 18;

[00118] determinar, pelo computador 30, que a aeronave 18 está operando nas condições de voo severas com base na estabilidade; e [00119] em resposta a determinar que a aeronave 18 está operando nas condições de voo severas, estimar, pelo computador 30, a plurali

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38/39 dade de parâmetros de velocidade em relação ao ar com base na pressão dinâmica baseada em ponte Qbar_BRG.

[00120] Cláusula 16. O método da Cláusula 15, compreendendo determinar que a aeronave 18 está operando nas condições de voo estáveis com base na estabilidade.

[00121] Cláusula 17. O método da Cláusula 16, compreendendo estimar a pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar com base na pressão dinâmica baseada em modelo Qbar_MDL em resposta a determinar que a aeronave 18 está operando nas condições de voo estáveis.

[00122] Cláusula 18. O método da Cláusula 15, compreendendo determinar o desvio de temperatura que é baseado em uma diferença entre uma temperatura ambiente T_Amb θ uma temperatura de dia padrão T_Std[00123] Cláusula 19. O método da Cláusula 15, compreendendo determinar a pressão dinâmica baseada em ponte Qbar_BRG com base em um vetor de velocidade de vento de eixo da terra, em que o vetor de velocidade de vento de eixo da terra é determinado com base em uma diferença entre o vetor de velocidade inercial e um vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra.

[00124] Cláusula 20. O método da Cláusula 19, compreendendo determinar o vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra com base em:

VA_e — VA_horte i_e 4- VA_IESTE j_E -I- VA_vert k_E [00125] em que é o vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra, θ um componente de velocidade em relação ao ar de eixo da terra em uma direção norte, é o componente de velocidade em relação ao ar de eixo da terra em uma direção leste, ^VAveet&rg é o componente de velocidade em relação ao ar de

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39/39 eixo da terra em uma direção vertical, são vetores de unidade ao longo dos eixos da terra X_E, Ye, Z_e, respectivamente, da aeronave 18.

[00126] Embora as formas de aparelho e métodos descritas neste documento constituam exemplos preferidos desta invenção, é para ser entendido que a invenção não está limitada a estas formas precisas de aparelho e métodos, e as mudanças podem ser feitas nas mesmas sem divergir do escopo da invenção.

Claims

1. Sistema (10) para estimar uma pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar para calcular constantemente uma velocidade em relação ao ar de uma aeronave (18), o sistema (10) caracterizado pelo fato de que compreende:

um ou mais processadores (32); e uma memória (34) acoplada ao um ou mais processadores (32), a memória (34) armazenando dados compreendendo uma base de dados (44) e código de programa que, quando executado pelo um ou mais processadores (32), induz o sistema (10) para:

receber uma pluralidade de parâmetros de operação (20) em que cada um representa uma condição de operação da aeronave (18);

determinar uma pressão dinâmica baseada em modelo (Qbar_MDL) com base nos parâmetros de operação (20), em que a pressão dinâmica baseada em modelo (Qbar_MDL) θ baseada em condições de voo estáveis da aeronave (18);

determinar uma pressão dinâmica baseada em ponte (Qbar_BRG) com base pelo menos em um desvio de temperatura ΔΤ e em um vetor de velocidade inercial, em que a pressão dinâmica baseada em ponte (Qbar_BRG) é baseada em condições de voo severas da aeronave (18);

avaliar uma estabilidade da aeronave (18) durante operação com base pelo menos em um de um ângulo de ataque, um ângulo de glissada e um ângulo de inclinação, em que a estabilidade é indicativa das condições de voo severas da aeronave (18);

determinar que a aeronave (18) está operando nas condições de voo severas com base na estabilidade; e em resposta a determinar que a aeronave (18) está operando nas condições de voo severas, estimar a pluralidade de parâme

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2/5 tros de velocidade em relação ao ar com base na pressão dinâmica baseada em ponte (Qbar_BRG).

2. Sistema (10) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o sistema (10) é induzido para determinar que a aeronave (18) está operando nas condições de voo estáveis com base na estabilidade.

3. Sistema (10) de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que, em resposta a determinar que a aeronave (18) está operando nas condições de voo estáveis, compreende estimar a pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar com base na pressão dinâmica baseada em modelo (Qbar_MDi_)-

4. Sistema (10) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que o desvio de temperatura é baseado em uma diferença entre uma temperatura ambiente (T_Amb) θ uma temperatura de dia padrão (T_STd); θ em que a pressão dinâmica baseada em ponte (Qbar_BRG) é determinada com base em um vetor de velocidade de vento de eixo da terra, em que o vetor de velocidade de vento de eixo da terra é determinado com base em uma diferença entre o vetor de velocidade inercial e um vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra.

5. Sistema (10) de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que o vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra é determinado com base em:

¥Ar — ¥Αμπϊπε ir + VAt.esjie Jk + YAvebt k_K em que é o vetor de velocidade em relação ao ar de eixo da terra, VA_{noete&rc um} componente de velocidade em relação ao ar de eixo da terra em uma direção norte, ^^le*^teer& é o componente de velocidade em relação ao ar de eixo da terra em uma direção leste, VAvekt_&rg θ o componente de velocidade em relação ao ar de eixo da

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3/5 terra em uma direção vertical, ^1E' _são vetores de unidade ao longo dos eixos da terra X_E, Ye, Z_e, respectivamente, da aeronave (18).

6. Sistema (10) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 5, caracterizado pelo fato de que avaliar a estabilidade da aeronave (18) é com base em um ângulo de ataque e em um valor absoluto de um derivativo do ângulo de ataque.

7. Sistema (10) de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que o sistema é induzido adicionalmente para:

retornar um valor verdadeiro que é indicativo de que a aeronave (18) está operando nas condições de voo estáveis em resposta a determinar que o ângulo de ataque é maior que um ângulo mínimo de ataque, menor que um ângulo máximo de ataque e que o valor absoluto do derivativo do ângulo de ataque é menor que um valor derivativo máximo.

8. Sistema (10) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 7, caracterizado pelo fato de que avaliar a estabilidade da aeronave (18) é com base em um valor absoluto de um ângulo de glissada e em um valor absoluto de um derivativo do ângulo de glissada; e em que o sistema é induzido adicionalmente para:

retornar um valor verdadeiro que é indicativo de que a aeronave (18) está operando nas condições de voo estáveis em resposta a determinar que o valor absoluto do ângulo de glissada é menor que um ângulo máximo de glissada e que o valor absoluto do derivativo do ângulo de glissada é menor que um valor derivativo máximo.

9. Sistema (10) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 8, caracterizado pelo fato de que avaliar a estabilidade da aeronave (18) é com base em um valor absoluto de ângulo de inclinação e em um valor absoluto de um derivativo do ângulo de inclinação.

10. Sistema (10) de acordo com a reivindicação 9, caracte

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4/5 rizado pelo fato de que o sistema é induzido adicionalmente para:

retornar um valor verdadeiro que é indicativo de que a aeronave (18) está operando nas condições de voo estáveis em resposta a determinar que o valor absoluto do ângulo de inclinação é menor que um ângulo de inclinação máximo e que o valor absoluto do derivativo do ângulo de inclinação é menor que um valor derivativo máximo.

11. Sistema (10) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 10, caracterizado pelo fato de que a pressão dinâmica baseada em modelo (Qbar_MDi_) θ determinada com base em um coeficiente de resistência aerodinâmica de eixo de estabilidade (C_D), e em que o coeficiente de resistência aerodinâmica de eixo de estabilidade (C_D) quantifica uma resistência aerodinâmica de eixo de estabilidade da aeronave (18) criada durante condições de velocidade alta.

12. Sistema (10) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 11, caracterizado pelo fato de que a pressão dinâmica baseada em modelo (Qbar_MDL) θ determinada com base em um coeficiente de sustentação de eixo de fuselagem (C_L), e em que o coeficiente de sustentação de eixo de fuselagem (C_L) corresponde a uma força de sustentação da aeronave (18) criada ao longo de um eixo de fuselagem vertical durante condições de velocidade baixa.

13. Método de estimar uma pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar para calcular constantemente uma velocidade em relação ao ar de uma aeronave (18), o método caracterizado pelo fato de que compreende:

receber uma pluralidade de parâmetros de operação (20) em que cada um representa uma condição de operação da aeronave (18), por um computador (30);

determinar, pelo computador (30), uma pressão dinâmica baseada em modelo (Qbar_MDi_) com base nos parâmetros de operação (20), em que a pressão dinâmica baseada em modelo (Qbar_MDi_) θ ba

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5/5 seada em condições de voo estáveis da aeronave (18);

determinar, pelo computador (30), uma pressão dinâmica baseada em ponte (Qbar_BRG) com base pelo menos em um desvio de temperatura, um vetor de velocidade de vento e um vetor de velocidade inercial, em que a pressão dinâmica baseada em ponte (Qbar_brg) é baseada em condições de voo severas da aeronave (18);

determinar, pelo computador (30), que a aeronave (18) está operando nas condições de voo severas com base na estabilidade; e em resposta a determinar que a aeronave (18) está operando nas condições de voo severas, estimar, pelo computador (30), a pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar com base na pressão dinâmica baseada em ponte (Qbar_BRG).

14. Método de acordo com a reivindicação 13, caracterizado pelo fato de que compreende determinar que a aeronave (18) está operando nas condições de voo estáveis com base na estabilidade.

15. Método de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que compreende estimar a pluralidade de parâmetros de velocidade em relação ao ar com base na pressão dinâmica baseada em modelo (Qbar_MDi_) em resposta a determinar que a aeronave (18) está operando nas condições de voo estáveis.