BR102019025184A2

BR102019025184A2 - sistema de controle de voo, e, método para controlar um sistema de controle de voo

Info

Publication number: BR102019025184A2
Application number: BR102019025184-0A
Authority: BR
Inventors: Sherwin Chunshek Li; Brian Whitehead; Brian Kenyon Rupnik; Kioumars Najmabadi
Original assignee: The Boeing Company
Priority date: 2018-12-07
Filing date: 2019-11-28
Publication date: 2020-11-10
Also published as: US20200183423A1; JP7337653B2; EP3663774A1; EP3663774B1; US11003196B2; CN111290428A; JP2020093774A

Abstract

Um sistema de controle de voo (18) para uma aeronave é descrito, no qual o sistema de controle de voo (18) detecta um primeiro evento pneumático de modo comum. O sistema de controle de voo inclui um ou mais processadores (1030) e uma memória (1034) acoplada aos processadores (1030). A memória (1034) armazena dados compreendendo um banco de dados (1044) e código de programa que, quando executado pelo um ou mais processadores (1030), faz com que o sistema de controle de voo (18) receba, como entrada, uma pressão dinâmica medida e um ângulo de ataque estimado. É feito com que sistema de controle de voo (18) determine adicionalmente uma taxa de alteração da pressão dinâmica medida e compare a taxa de alteração da pressão dinâmica medida com um valor limite de pressão dinâmica. É feito com que sistema de controle de voo (18) determine adicionalmente uma taxa de alteração do ângulo de ataque estimado e compare a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado com um ângulo de ataque limite.

Description

SISTEMA DE CONTROLE DE VOO, E, MÉTODO PARA CONTROLAR UM SISTEMA DE CONTROLE DE VOO

INTRODUÇÃO

[001] A presente descrição se refere a sistemas de controle de voo. Mais especificamente, a presente descrição se refere a sistemas de controle de voo que determinam um evento pneumático de modo comum com base em uma pressão dinâmica medida e um ângulo de ataque estimado.

FUNDAMENTOS

[002] Um Monitor de Modo Comum (CMM) ou detector de falha é tipicamente usado para detectar falhas em tubos de pitot, tal como a detecção de quando os tubos de pitot podem ser bloqueados com gelo. Os tubos de pitot provêm informação que é usada para calcular a velocidade e altitude de uma aeronave. Na operação, cada tubo de pitot, ou canal, envia dados para o CMM. Porque os tubos de pitot são sensores baseados em pressão, quando um tubo de pitot é bloqueado, sua saída pode ser imprecisa. Assim, é desejável gerar um sinal que possa ser usado ao invés do sinal de tubo de pitot quando uma falha de tubo de pitot é suspeita.

SUMÁRIO

[003] De acordo com vários aspectos, um sistema de controle de voo para uma aeronave é descrito. O sistema de controle de voo inclui um ou mais processadores e uma memória acoplada ao um ou mais processadores. A memória armazena dados compreendendo um banco de dados e código de programa que, quando executado pelo um ou mais processadores, faz com que o sistema de controle de voo receba, como entrada, uma pressão dinâmica medida e um ângulo de ataque estimado. O sistema de controle de voo determina uma taxa de alteração da pressão dinâmica medida. O sistema de controle de voo compara a taxa de alteração da pressão dinâmica medida com um valor limite de pressão dinâmica. O sistema de controle de voo determina uma taxa de alteração do ângulo de ataque estimado e compara a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado com um valor limite de ângulo de ataque estimado. Em resposta à determinação de que a taxa de alteração da pressão dinâmica medida é menor que o valor limite de pressão dinâmica e a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado é maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado, o sistema de controle de voo determina que um primeiro evento pneumático de modo comum ocorreu.

[004] Em um aspecto adicional da presente descrição, um sistema de controle de voo para uma aeronave é descrito. O sistema de controle de voo inclui um ou mais processadores e uma pluralidade de tubos de pitot em comunicação com os um ou mais processadores, em que a pluralidade de tubos de pitot mede uma pressão total. O sistema de controle de voo também inclui uma memória acoplada ao um ou mais processadores, a memória armazenando dados compreendendo um banco de dados e código de programa que, quando executado pelo um ou mais processadores, faz com que o sistema de controle de voo receber, como entrada, recebe, como entrada, pressão dinâmica medida e um ângulo de ataque estimado. O sistema de controle de voo determina uma taxa de alteração da pressão dinâmica medida. O sistema de controle de voo compara a taxa de alteração da pressão dinâmica medida com um valor limite de pressão dinâmica e determina uma taxa de alteração do ângulo de ataque estimado. O sistema de controle de voo compara a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado com um valor limite de ângulo de ataque. Em resposta à determinação de que a taxa de alteração da pressão dinâmica medida é menor que o valor limite de pressão dinâmica e a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado é maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado, o sistema de controle de voo determina que um primeiro evento pneumático de modo comum ocorreu. O primeiro evento pneumático de modo comum é um evento pneumático de modo comum síncrono com base em uma maioria da pluralidade de tubos de pitot sofrendo uma falha simultânea.

[005] Em outro aspecto da descrição, um método para controlar um sistema de controle de voo para uma aeronave é descrito. O método inclui receber, por um computador, uma pressão dinâmica medida e um ângulo de ataque estimado. O método inclui determinar, pelo computador, a taxa de alteração da pressão dinâmica medida. O método também inclui comparar a taxa de alteração da pressão dinâmica medida com um valor limite de pressão dinâmica. O método inclui adicionalmente determinar, pelo computador, a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado. O método também inclui comparar a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado com um valor limite de ângulo de ataque. Finalmente, em resposta à determinação de que a taxa de alteração da pressão dinâmica medida é menor que o valor limite de pressão dinâmica e a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado é maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado, o método inclui determinar que um primeiro evento pneumático de modo comum ocorreu.

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

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[007] Os desenhos descritos aqui são somente para finalidades de ilustração e não são destinados, de nenhuma maneira, a limitar o escopo da presente descrição.

[008] A figura 1 é um diagrama esquemático de um sistema de controle de voo, de exemplo, de uma aeronave, de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 2 é uma vista em perspectiva elevada da aeronave, ilustrando várias superfícies de controle e sensores, de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 3 é um fluxograma ilustrando o sistema de controle de voo durante um modo de operação normal de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 4 é um fluxograma do sistema de controle de voo mostrado na figura 3, respondendo a um evento pneumático de modo comum, de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 5 é um diagrama de blocos de um filtro de Kalman estendido para determinar uma pressão dinâmica estimada de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 6 ilustra um módulo de controle para determinar a pressão dinâmica estimada de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 7 é uma vista em perspectiva elevada da aeronave ilustrando um centro de gravidade de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 8 é um fluxograma de processo ilustrando um método de exemplo para detectar uma falha por um sistema de monitoramento de modo comum com base na pressão dinâmica estimada de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 9 é um fluxograma ilustrando o sistema de controle de voo durante um modo de operação normal, no qual um ângulo de ataque medido é usado de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 10 é um fluxograma do sistema de controle de voo mostrado na figura 9 utilizando um ângulo de ataque estimado ao invés do ângulo de ataque medido em resposta à detecção de uma falha de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 11 é um diagrama de blocos de um filtro de Kalman estendido para determinar um ângulo de ataque estimado de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 12 ilustra um módulo de controle para determinar o ângulo de ataque estimado de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 13 é um fluxograma de processo ilustrando um método de exemplo de determinação do ângulo de ataque estimado de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 14 é uma ilustração de um sistema para detectar o evento pneumático de modo comum com base na pressão dinâmica medida e o ângulo de ataque, em que o sistema inclui um primeiro detector e um segundo detector de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 15 é uma ilustração do primeiro detector do sistema mostrado na figura 14 para detectar uma falha síncrona de uma pluralidade de tubos de pitot de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 16 é uma ilustração do segundo detector do sistema mostrado na figura 14 para detectar uma falha assíncrona da pluralidade de tubos de pitot de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 17 é um fluxograma de processo ilustrando um método de exemplo para determinar a falha síncrona com base no sistema mostrado na figura 15 de acordo com uma modalidade exemplificativa;
a figura 18 é um fluxograma de processo ilustrando um método de exemplo para determinar a falha assíncrona com base no sistema mostrado na figura 16 de acordo com uma modalidade exemplificativa; e
a figura 19 é uma ilustração de um sistema de computador usado pelo sistema de controle de voo da figura 1 de acordo com uma modalidade exemplificativa.

DESCRIÇÃO DETALHADA

[009] A presente descrição é dirigida a um sistema de controle de voo, que isola a fonte de erro quando uma falha é detectada ou com uma pressão dinâmica medida ou um ângulo de ataque estimado. Especificamente, em resposta à detecção de uma falha com a pressão dinâmica medida ou o ângulo de ataque estimado, o sistema de controle de voo substitui a pressão dinâmica medida por uma pressão dinâmica estimada. Por conseguinte, o sistema de controle de voo não comuta imediatamente para o segundo modo de operação, e, em vez disso, opera em um modo de operação normal estendido.

[0010] A seguinte descrição é de natureza meramente exemplificativa e não é destinada a limitar a presente descrição, aplicação, ou usos.

[0011] Com referência à figura 1, um diagrama esquemático de exemplo de uma aeronave 10 incluindo um sistema de controle de voo 18 é mostrado. O sistema de controle de voo 18 inclui um módulo de controle de voo 16 configurado para determinar sinais de velocidade de ar confiáveis que são enviados para um ou mais sistemas de aeronave 20. Os sinais de velocidade de ar confiáveis incluem um número de Mach estimado MMDL, uma velocidade de ar calibrada VcasMDL, e uma velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL. o módulo de controle de voo 16 determina uma pressão dinâmica medida Qbar(m) e uma pressão dinâmica sintética ou estimada Qbar(e). A pressão dinâmica medida Qbar(m) é determinada por um módulo de controle de dados de ar 28 com base em dados coletados de uma pluralidade de sensores de dados de ar 22. Especificamente, os sensores de dados de ar 22 incluem uma pluralidade de tubos de pitot 40 (figura 2). Todavia, a pressão dinâmica estimada Qbar(e) é um valor estimado determinado por um módulo de controle de estimador 30. A pressão dinâmica estimada Qbar(e) é baseada em dados coletados de uma pluralidade de superfícies de controle, sensores inerciais e de ângulos de ataque 24. Deve ser apreciado que a pressão dinâmica estimada Qbar(e) não é determinada com base em dados coletados de sensores de dados de ar 22 (isto é, a pluralidade de tubos de pitot 40).

[0012] O sistema de controle de voo 18 inclui um seletor de detecção de falha e sinal de evento pneumático de modo comum (CMPE) e de sinal, que é referido como um módulo de controle de CMPE 36. Na presente descrição, o evento pneumático de modo comum ocorre quando uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 (figura 2) está bloqueada ou de outra maneira não está operando corretamente simultaneamente ou dentro de uma quantidade de tempo relativamente pequena (por exemplo, cerca de 0,001 a cerca de 10 segundos em uma modalidade). Por exemplo, a pluralidade de tubos de pitot 40 pode ser bloqueada por causa de descongelamento ou por partículas estranhas, tais como cinza vulcânica. A pluralidade de tubos de pitot 40 é, cada, configurado para medir pressão, e as leituras de cada tubo de pitot 40 são combinadas em uma única medição. As medições de cada tubo de pitot 40 podem ser combinadas por formação de média ou seleção de um valor médio, que, por sua vez, produz uma pressão total PTOT. Todavia, quando bloqueada, a pluralidade tubos de pitot 40 produz uma pressão total Ptot que não é precisa. Especificamente, a leitura para a pressão total Ptot é muito baixa, que resulta em uma velocidade de ar calculada de forma irrealística. A velocidade de ar calculada é provida para os sistemas de aeronave 20.

[0013] Com referência à figura 1, a pressão dinâmica medida Qbar(m) é usada para determinar o número de Mach estimado Mmdl, a velocidade de ar calibrada VcasMDL, e a velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL(isto é, os valores de velocidade de ar confiáveis) durante as condições de operação normal. Para finalidades da presente descrição, as condições de operação normal ou o modo de operação normal é quando uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 (figura 2) está funcionando. Todavia, deve ser apreciado que o modo de operação normal é também baseado em outros parâmetros de operação da aeronave 10, tais como, por exemplo, sensores de dados inerciais.

[0014] Em resposta à recepção de uma notificação de que uma maioria de tubos de pitot 40 é bloqueada (isto é, o valor de velocidade de ar é agora irrealisticamente baixo), o módulo de controle de CMPE 36 comuta da pressão dinâmica medida Qbar(m) para a pressão dinâmica estimada Qbar(e) para determinar o número de Mach estimado mMDL, a velocidade de ar calibrada VcasMDL, e a velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL. Em outras palavras, quando uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 não está bloqueada, o sistema de controle de voo 18 determina as velocidades de ar confiáveis com base em medições da pluralidade de tubos de pitot 40. Todavia, uma vez quando o sistema de controle de voo 18 determina que uma maioria dos tubos de pitot é bloqueada, então o sistema de controle de voo 18 determina as velocidades de ar confiáveis com base na pressão dinâmica estimada Qbar(e).

[0015] Os sistemas de aeronave 20 incluem tanto hardware quanto software para prover o controle de manobra da aeronave. Em uma modalidade, os sistemas de aeronave 20 incluem, mas não são limitados a, computadores eletrônicos de controle de voo integrados, computadores de aviônicos, computadores de controle eletrônico de motores, e os computadores das exibições e de alerta à tripulação. Os computadores eletrônicos de controle de voo integrados podem incluir separações de software para prover funcionalidade, tais como, mas não limitados a, controle de voo primário, piloto automático, gerenciamento de sinais integrado, função de referência de dados de ar. Os computadores de aviônicos provêm controle de aceleração automático, planos de voo, e guia de pontos de pista. Os computadores de controle eletrônico de motores podem prover controles de propulsão para os empuxos de motores. Os computadores das exibições e de alerta à tripulação podem prover informação de estado da aeronave em tempo real, tal como, mas não limitada a, altitude, velocidade do ar, ângulos de inclinação lateral e de banco, temperatura do ar, e quaisquer mensagens de aviso de sistemas.

[0016] A figura 2 é uma vista em perspectiva elevada de um exterior 42 da aeronave 10. A pluralidade de tubos de pitot 40 é colocada em um nariz 46 da aeronave, adjacente à redoma 44. Especificamente, em um exemplo não limitativo, dois da pluralidade de tubos de pitot 40 são colocados em um lado esquerdo 50 da aeronave e outros tubos de pitot 40 são posicionados em um lado direito 52 da aeronave 10 (não visível na figura 2). Os tubos de pitot 40 nos lados esquerdo e direito 50, 52 da aeronave 10 correspondem a um piloto, um copiloto, e um reserva. Embora três tubos de pitot 40 sejam descritos, deve ser apreciado que mais tubos de pitot ou menos tubos de pitot podem ser também usados. No presente exemplo, pelo menos dois dos três tubos de pitot 40 seriam bloqueados ou inoperantes para disparar o evento pneumático de modo comum.

[0017] Em adição à pluralidade de tubos de pitot 40, na modalidade de exemplo como mostrada na figura 2, a aeronave 10 também inclui uma pluralidade de sensores de ângulos de ataque 60 (somente um é visível na figura 2) e duas sondas de temperatura de ar total (TAT) 62 (somente uma é visível na figura 2). A pluralidade de sensores de ângulos de ataque 60 e as sondas 62 são posicionadas no lado esquerdo 50 e no lado direito 52 do nariz 46 da aeronave 10. A aeronave 10 também inclui portas estáticas 64 posicionadas tanto no lado esquerdo 50 quanto no lado direito 52 da aeronave 10 (somente o lado esquerdo é visível na figura 2). As portas estáticas 64 são posicionadas em uma fuselagem 66 em um local atrás da pluralidade de tubos de pitot 40, e adjacentes às asas 70.

[0018] Uma nacela 74 é afixada a cada asa 70 por um "pylon" 76. Cada nacela 74 aloja um correspondente motor de aeronave 78. Uma sonda de temperatura de ar total de motor (não visível na figura 2) é posicionada em uma cobertura protetora de entrada 82 de cada nacela. Um sensor de velocidade de motor (não visível na figura 2) mede a velocidade rotacional de um dos correspondentes motores de aeronave 78. Em uma modalidade, o sensor de velocidade de motor é posicionado dentro de um núcleo de motor à frente dos anéis de palhetas de estator de alta pressão (não visível na figura 2).

[0019] As superfícies de controle 68 (figura 3) da aeronave 10 são agora descritas. As asas 70 incluem, ambas, uma borda dianteira 84 e uma borda traseira 86. Ambas as asas 70 incluem correspondentes bordos de ataque avançados auxiliares (slats) de borda dianteira 88, posicionados na borda dianteira 84 de cada asa 70 e correspondentes flaps de borda traseira 90, posicionados na borda traseira 86 de cada asa 70. As asas 70 também incluem um ou mais defletores 92 dispostos ao longo de uma superfície superior 94 de cada asa 70 e um par de ailerons 98 posicionados na borda traseira 86 de cada asa 70. Uma cauda ou extremidade traseira 100 da aeronave 10 termina em uma saída de escape 102. A saída de escape 102 é para uma unidade de potência auxiliar (APU) 104, posicionada na extremidade de cauda da aeronave 10. A extremidade traseira 100 da aeronave 10 inclui um estabilizador vertical 106 e dois estabilizadores horizontais 108. Um leme 110 é posicionado em uma borda traseira 112 do estabilizador vertical 106, e um elevador 114 é posicionado em uma borda traseira 116 de cada estabilizador horizontal 108. O leme 110 é móvel para controlar a guinada da aeronave 10 e os elevadores 114 são móveis para controlar a inclinação lateral da aeronave 10.

[0020] A figura 3 é um diagrama de blocos ilustrando um modo de operação normal da aeronave 10. Durante o modo de operação normal, uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 (figura 2) não está bloqueada. Na modalidade como mostrada na figura 3, nenhum evento pneumático de modo comum ocorreu. Assim, uma saída 96 gerada pelo módulo de controle de CMPE 36 é ajustada para um valor FALSO (FALSE) (isto é, FALHA DE CMPE = FALSA). Com referência a ambas as figuras 2 e 3, a pressão total PTOT da pluralidade de tubos de pitot 40 e a pressão estática Ps a partir das portas estáticas 64 são enviadas para um bloco de função de referência de dados de ar 120. O bloco de função de referência de dados de ar 120 determina a pressão dinâmica medida Qbar(m) com base na pressão de ar total Ptot da pluralidade de tubos de pitot 40 e a pressão estática Ps. Especificamente, a pressão dinâmica medida Qbar(m) é a diferença entre a pressão de ar total Ptot e a pressão estática Ps. Na modalidade como mostrada na figura 3, a pressão dinâmica medida Qbar(m) é precisa, porque a pluralidade de tubos de pitot 40 não está bloqueada. Consequentemente, a pressão dinâmica medida Qbar(m) determinada pelo bloco de função de referência de dados de ar 120 é recebida como entrada por um módulo de controle de voo primário 140, um módulo de controle de piloto automático 142, um módulo de controle de aceleração automática 144, e um ou mais exibições 146.

[0021] Com referência às figuras 1 e 3, o sistema de controle de voo 18 determina as velocidades de ar confiáveis (o número de Mach estimado Mmdl, a velocidade de ar calibrada VcasMDL, e a velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL) desde que a aeronave 10 esteja no modo de operação normal.

[0022] Um modo de proteção de envelope de voo, uma característica de piloto automático, e uma característica de aceleração automática são disponíveis durante o modo de operação normal.

[0023] A pluralidade de exibições 146 pode incluir uma exibição de Sistema de Alerta de Tripulação (CAS). As mensagens mostradas na exibição de CAS são disparadas por medições e eventos fora dos limites ou tolerâncias normais da aeronave 10 e são visíveis a um piloto 130 e outros membros da tripulação. Quando a aeronave 10 está no modo de operação normal, a pressão dinâmica medida Qbar(m) determinada pelo bloco de função de referência de dados de ar 120 é recebida como entrada pelo módulo de controle de voo primário 140, o módulo de controle de piloto automático 142, o módulo de controle de aceleração automática 144, e a pluralidade de exibições 146. Todavia, quando uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 (figura 2) está bloqueada, a aeronave 10 comuta do modo de operação normal e para um modo de operação estendido, que é explicado em maior detalhe abaixo e é mostrado na figura 4.

[0024] Com referência à figura 3, quando a aeronave 10 está no modo de operação normal e a característica de piloto automático está engatada, então o módulo de controle de piloto automático 142 envia comandos de piloto automático para o módulo de controle de voo primário 140. O módulo de controle de voo primário 140 determina comandos de controle de superfície que são enviados para as superfícies de controle 68, e o módulo de controle de aceleração automática 144 determina os empuxos de motores 145 dos motores de aeronave 78 (figura 2). Quando a aeronave 10 está no modo de operação normal, mas a característica de piloto automático não está engatada, então comandos de rodas e coluna gerados pelo piloto 130 são processados pelo módulo de controle de voo primário 140 de acordo com as leis de controle de aeronave, tais como, por exemplo, leis de controle de inclinação lateral e leis de controle lateral. Adicionalmente, a característica de proteção de controle de envelope de voo está engatada.

[0025] Um módulo de controle de Filtro de Kalman estendido (EKF) 122 determina a pressão dinâmica estimada Qbar(e). O módulo de controle de EKF 122 é descrito em maior detalhe abaixo e é ilustrado nas figuras 5 e 6. Um monitor de modo comum (CMM) 126 recebe, como entrada, a pressão dinâmica medida Qbar(m) a partir do bloco de função de referência de dados de ar 120, da pressão dinâmica estimada Qbar(e) a partir do módulo de controle de EKF 122, e a saída 96 a partir do módulo de controle de CMPE 36. O CMM 126 determina uma falha de modo comum, que é também referida como uma falha, da pressão dinâmica medida Qbar(m). A falha de modo comum da pressão dinâmica medida Qbar(m) representa uma falha de uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 (figura 2).

[0026] A falha de modo comum da pressão dinâmica medida Qbar(m) é determinada com base em uma diferença entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e). Especificamente, o CMM 126 determina que uma falha de modo comum da pressão dinâmica medida Qbar(m) ocorreu quando uma diferença entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) excede um valor limite para uma quantidade limite de tempo. Em uma modalidade de exemplo, o valor limite é mais que cinquenta por cento e a quantidade limite de tempo varia de cerca de cinco segundos até cerca de quinze segundos. Todavia, deve ser apreciado que outros valores podem ser também usados. Na modalidade como mostrada na figura 3, o CMM 126 determina que nenhuma falha de modo comum ocorreu (por exemplo, o valor limite entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) e a saída 96 indica que FALHA DE CMPE = FALSO). Consequentemente, o CMM 126 envia uma saída 99 para o módulo de controle de voo primário 140 indicando o modo de operação normal (isto é, Modo Normal = Verdadeiro).

[0027] Voltando agora para a figura 4, o modo de operação normal estendido é mostrado. Durante o modo de operação normal estendido, uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 (figura 2) está bloqueada. Assim, o módulo de controle de CMPE 36 detecta um evento pneumático de modo comum. Todavia, durante o modo de operação estendido, o módulo de controle de CMPE 36 suprime o evento pneumático de modo comum durante um retardo de tempo, que é realizado por continuação da geração de uma saída 96 que indica que nenhum evento pneumático de modo comum é detectado (isto é, FALHA DE CMPE = FALSO). Em outras palavras, mesmo se um evento pneumático de modo comum for detectado, o módulo de controle de CMPE 36 envia uma mensagem para o CMM 126 indicando que nenhum evento pneumático de modo comum ocorreu. Todavia, o CMM 126 determina que uma falha de modo comum ocorreu (isto é, a diferença entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) excede o valor limite para a quantidade limite de tempo). Em resposta à recepção do valor FALSO a partir do módulo de controle de CMPE 36 (que indica nenhum evento pneumático de modo comum) enquanto simultaneamente determina a presença de uma falha de modo comum, o CMM 126 continua a gerar uma saída 99 indicando a operação de modo normal (isto é, Modo Normal = Verdadeiro). O módulo de controle de CMPE 36 continua a suprimir o evento pneumático de modo comum durante o retardo de tempo. Em uma modalidade, o retardo de tempo é cerca de 120 segundos. Essa quantidade pode variar com base na extensão de tempo que um evento pneumático de modo comum intermitente pode ocorrer, todavia, deve ser apreciado que existe um limite sobre o comprimento do retardo de tempo. O retardo de tempo é requerido que seja pelo menos 60 segundos. Como visto na figura 4, quando a aeronave 10 está no modo de operação normal estendido, a pressão dinâmica estimada Qbar(e) determinada pelo módulo de controle de EKF 122 é enviada para o módulo de controle de voo primário 140, o módulo de controle de piloto automático 142, o módulo de controle de aceleração automática 144, e a pluralidade de exibições 146.

[0028] Em alguns tipos de aeronave, o sistema de proteção de envelope de voo, o controle de inclinação lateral, controle lateral, e características de piloto automático não estão disponíveis quando o sistema de controle de voo está em um modo de operação secundário. Em lugar disso, somente controles de inclinação lateral e inclinação transversal simples são disponíveis. Em outros tipos de aeronave, uma característica de piloto automático secundária pode ser disponível, que provê controles básicos de manobra de piloto automático, que são independentes dos sinais de dados de ar do piloto. Na modalidade como mostrada na figura 4, o modo de operação estendido permite que o módulo de controle de voo primário 140, o módulo de controle de piloto automático 142, e o módulo de controle de aceleração automática 144 operem como se nenhuma falha tivesse sido detectada durante o retardo de tempo. Todavia, uma vez quando o retardo de tempo está completo, então o evento pneumático de modo comum não é mais suprimido. Assim, se o módulo de controle de CMPE 36 continuar a detectar um evento pneumático de modo comum, então a saída 96 é agora ajustada para VERDADEIRO (isto é, FALHA DE CMPE = VERDADEIRO), e a aeronave 10 agora comuta para o modo secundário de operação.

[0029] A figura 5 é um diagrama de blocos de um filtro de Kalman estendido do módulo de controle de EKF 122. O diagrama de blocos representa um sistema 148 para determinar pressão dinâmica estimada Qbar(e) com base em dados coletados da pluralidade de sensores de superfícies de controle, sensores inerciais e sensores de ângulos de ataque 24 (figura 1). Em outras palavras, a pressão dinâmica estimada Qbar(e) não é determinada com base nas medições da pluralidade de tubos de pitot 40 (figura 2). O módulo de controle de EKF 122 inclui um modelo de medição 150, um módulo de controle dinâmico 152, um bloco de ganho de Kalman 154, um bloco de integrador 156, um bloco de erro 158, um multiplicador 160, e um somador 162. O modelo de medição 150 pré-diz valores esperados de acelerações medidas (aceleração longitudinal Ax, aceleração normal Az) na Equação 1 como:

onde m representa a massa da aeronave 10, CD representa um coeficiente de arraste da aeronave 10, Cl representa um coeficiente de sustentação da aeronave 10, Ps é pressão estática, S é a área de referência de uma forma plana de asa, aé o ângulo de ataque, x é a quantidade estimada (a pressão dinâmica estimada Qbar(e)), e R(α) é uma matriz rotacional do eixo geométrico de estabilidade para frente XS em relação ao eixo geométrico de corpo XB e ao eixo geométrico de corpo ZB da aeronave 10 (figura 7). Deve ser apreciado que o ângulo de ataque α é assumido para ser um valor medido (isto é, medido pela pluralidade de sensores de ângulos de ataque 60).

[0030] Continuando com referência à figura 5, o módulo de controle dinâmico 152 determina uma taxa de alteração para a pressão dinâmica estimada, que é referida como uma taxa de alteração estimada da pressão dinâmica Qbar(e). A taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) é determinada com base em um componente longitudinal de aceleração estimado A_D(est) da aeronave 10, que representa a aceleração longitudinal ao longo de um eixo geométrico de estabilidade para frente Xs (visto na figura 7). Especificamente, a taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) é uma função de uma altitude barométrica, do ângulo de ataque a, um ângulo de inclinação lateral da pressão dinâmica estimada Qbar(e), e um componente longitudinal de aceleração estimado A_D(est) da aeronave 10. Em uma modalidade, a taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) é determinada com base na Equação 2, que é:

α é o ângulo de ataque, g é a aceleração de gravidade, e ρ é densidade de ar.

[0031] O bloco de ganho de Kalman 154 armazena um valor de ganho de Kalman K. O valor de ganho de Kalman K representa o peso dado ao estado atual da aeronave 10 (isto é, as condições de operação). O valor de ganho de Kalman K não é um valor escalar, e, em lugar disso, é representado com base em uma matriz de 2x2. O valor de ganho de Kalman K varia com base nos parâmetros de operação da aeronave 10. Especificamente, o valor de ganho de Kalman K é um valor dinâmico que é determinado por um conjunto de tabelas de consulta 226 (vistas na figura 6) armazenado em um banco de dados 228. As tabelas de consulta 226 são geradas com base nas condições de operação da aeronave 10, e as entradas às tabelas de consulta são o ângulo de ataque oc e o número de Mach estimado mmdl da aeronave 10.

[0032] O bloco de erro 158 recebe, como entrada, a aceleração longitudinal estimada Ax(est) e uma aceleração vertical estimada Az(est) a partir do modelo de medição 150 bem como uma aceleração longitudinal medida Ax(mea) e uma aceleração vertical medida Az(mea), que são medidas por acelerômetros e são explicadas em maior detalhe abaixo. O bloco de erro 158 determina um valor de erro de aceleração E por determinar uma primeira diferença entre a aceleração longitudinal estimada Ax(est) e a aceleração vertical estimada Az(est) e uma segunda diferença entre a aceleração longitudinal medida AX(mea) e a aceleração vertical medida AZ(mea). O multiplicador 160 recebe, como entrada, o valor de erro de aceleração E e o valor de ganho de Kalman K, e determina uma atualização de estado estimado por multiplicação do valor de erro de aceleração E pelo e o valor de ganho de Kalman K.

[0033] O somador 162 recebe, como entrada, o valor de Kalman residual a partir do multiplicador 160 e a taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) a partir do módulo de controle dinâmico 152. O somador 162 combina o valor de Kalman residual com a taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) conjuntamente. O valor de Kalman residual combinado e a taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) são então enviados para o bloco de integrador 156. O bloco de integrador 156 então integra a soma do valor de Kalman residual e da taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) para determinar a pressão dinâmica estimada Qbar(e).

[0034] A figura 6 é uma ilustração do módulo de controle de EKF 122 incluindo uma pluralidade de submódulos 200, 202, 204, 206, 208, 210, 212. Os submódulos 200, 202, 204, 206, 208, 210, 212 são mostrados como componentes distintos, que podem indicar o uso de técnicas de programação modulares. Todavia, o projeto de software pode diminuir a extensão na qual os submódulos 200, 202, 204, 206, 208, 210, 212 são distintos por combinação de pelo menos algumas funções de programa de múltiplos módulos para um único módulo. Além disso, as funções atribuídas ao submódulos 200, 202, 204, 206, 208, 210, 212 podem ser distribuídas de outras maneiras, ou em outros sistemas que aqueles representados. Assim, as modalidades da presente descrição não são limitadas ao arranjo específico dos sistemas ou módulos, mostrados na figura 6.

[0035] Com referência agora a ambas as figuras 5 e 6, o módulo de controle de EKF 122 e o sistema 148 correspondem um ao outro. Especificamente, um submódulo de coeficiente 200 e um submódulo de propulsão 202 do módulo de controle de EKF 122 correspondem, ambos, ao modelo de medição 150 do sistema 148. Um submódulo de medição 204 do módulo de controle de EKF 122 corresponde ao somador 162 do sistema 148. Um submódulo de erro 206 do módulo de controle de EKF 122 corresponde ao bloco de erro 158 do sistema 148. Um submódulo de ganho de Kalman 208 do módulo de controle de EKF 122 corresponde ao bloco de ganho de Kalman 154 do sistema 148. Um submódulo dinâmico 210 do módulo de controle de EKF 122 corresponde ao módulo de controle dinâmico 152 do sistema 148. Finalmente, um submódulo de integração 212 corresponde ao bloco de integrador 156 do sistema 148.

[0036] O módulo de controle de EKF 122 recebe, como entrada, uma pluralidade de parâmetros de operação da aeronave 10 (as figuras 1 e 2). Os parâmetros de operação incluem, mas não são limitados a, os fatores de aceleração medidos Ax(mea) e Az(mea), o ângulo de ataque a, a altitude barométrica, o ângulo de inclinação lateral Θ, uma deflexão das superfícies de controle δ da aeronave 10, a temperatura de ar total Ttot, a velocidade de motor N1 de ambos os motores de aeronave 78 (figura 2), e a pressão estática Ps. As deflexões das superfícies de controle δ incluem pelo menos algumas das superfícies de controle mostradas na figura 2. Especificamente, na modalidade como mostrada na figura 2, a deflexão das superfícies de controle δ incluem os bordos de ataque avançados auxiliares (“slats”) de borda dianteira 88, os flaps de borda traseira 90, os defletores 92, os ailerons 98, o estabilizador vertical 106, os estabilizadores horizontais 108, o leme de direção 110, e o elevador 114.

[0037] A figura 7 ilustra os eixos geométricos de corpo da aeronave 10. Os parâmetros Xb, Yb, e Zb representam os eixos geométricos de corpo x, y e z da aeronave 10, respectivamente, e CG representa o centro de gravidade para a aeronave 10. O ângulo de ataque α é medido entre um eixo geométrico de corpo Xb da aeronave 10 e um vetor Xs, que representa um eixo geométrico de estabilidade para frente da aeronave 10. O eixo geométrico de estabilidade para frente Xs é uma projeção de uma direção de velocidade do ar XW da aeronave 10 sobre um plano definido pelos eixos geométricos x e z.

[0038] Com referência agora às figuras 6 e 7, a aceleração longitudinal medida Ax(mea) é a aceleração medida da aeronave 10 na direção do eixo geométrico de corpo XB da aeronave e a aceleração vertical medida Az(mea) é a aceleração da aeronave 10 na direção do eixo geométrico de corpo ZB. A aceleração longitudinal medida Ax(mea) e a aceleração vertical medida Az(mea) são determinadas por um ou mais acelerômetros posicionados no centro de gravidade CG da aeronave 10. Todavia, muitos tipos de acelerômetros atualmente medem o fator de carga. Assim, se os acelerômetros medirem confiavelmente as acelerações, então o correspondente fator de carga é calculado por subtração da aceleração devida à gravidade ao longo de cada eixo geométrico.

[0039] O submódulo de coeficiente 200 recebe, como entrada, uma pluralidade de primeiros parâmetros de operação que, cada, representam uma condição de operação da aeronave 10. O submódulo de coeficiente 200 determina o coeficiente de arraste Cd e um coeficiente de sustentação Cl com base na pluralidade de primeiros parâmetros de operação. Assim, deve ser apreciado que o módulo de controle de EKF 122 determina a pressão dinâmica estimada Qbar(e) com base tanto no coeficiente de arraste Cd quanto no coeficiente de sustentação Cl. A primeira pluralidade de coeficiente inclui o ângulo de ataque a, a deflexão das superfícies de controle δ da aeronave 10, uma pressão dinâmica estimada prévia Qbar(p) determinada em uma iteração imediatamente antes da presente iteração, e o número de Mach estimado MMDL. Deve ser apreciado que bem no começo de uma simulação, a pressão dinâmica estimada prévia Qbar(p) é ajustada para a pressão dinâmica medida Qbar(m)·

[0040] O submódulo de coeficiente 200 determina o coeficiente de arraste Cd e o coeficiente de sustentação Cl com base em uma ou mais tabelas de consulta tridimensionais de coeficientes 220. As tabelas de consulta tridimensionais de coeficientes 220 provêm um valor de coeficiente de arraste CD e um valor de coeficiente de sustentação CL com base nos valores específicos da pluralidade de primeiros parâmetros de operação (ângulo de ataque a, a deflexão das superfícies de controle δ da aeronave 10, a pressão dinâmica estimada prévia Qbar(P), e o número de Mach estimado MMDL). As tabelas de consulta tridimensionais de coeficientes 220 são derivadas de dados coletados durante o teste (por exemplo, dados de teste no túnel de vento) e dados coletados durante o teste de voo. As tabelas de consulta tridimensionais de coeficientes 220 são armazenadas em um ou mais bancos de dados de propulsão 222. Deve ser apreciado que, embora os bancos de dados 222 sejam mostrados como parte do módulo de controle de EKF 122, os bancos de dados 222 podem ser posicionados também em um local remoto ao módulo de controle de EKF 122, e a modalidade como mostrada na figura 6 é destinada a ilustrar somente um exemplo de onde as tabelas de consulta tridimensionais podem ser armazenadas.

[0041] Deve ser apreciado que as tabelas de consulta tridimensionais de coeficientes 220 são baseadas em valores de sustentação e arraste para as superfícies de controle individuais da aeronave 10 (por exemplo, os bordos de ataque avançados auxiliares ("slats") de borda dianteira 88, os flaps de borda traseira 90, os defletores 92, os ailerons 98, o estabilizador vertical 106, os estabilizadores horizontais 108, o leme de direção 110, e o elevador 114). Cada superfície de controle inclui tabelas de consulta para condições de baixa velocidade (isto é, tendo um número de Mach estimado menor que 0,4) e para condições de alta velocidade (isto é, um número de Mach estimado de 0,4 ou superior). Além disso, cada superfície de controle é associada com tabelas de consulta individuais para o coeficiente de arraste e o coeficiente de sustentação. Todas das tabelas de consulta podem ser influenciadas por vários parâmetros de operação da aeronave 10, tais como, por exemplo, a altitude ou o ângulo de ataque. Todas das tabelas de consulta individuais são combinadas para determinar os coeficientes de arraste e coeficientes de sustentação listados nas tabelas de consulta tridimensionais de coeficientes 220.

[0042] O submódulo de propulsão 202 recebe, como entrada, uma pluralidade de segundos parâmetros de operação da aeronave 10. Especificamente, a pluralidade de segundos parâmetros de operação da aeronave 10 inclui a altitude barométrica, o ângulo de inclinação lateral Θ, a temperatura de ar total TTOT, a velocidade de motor N1 de ambos os motores de aeronave 78 (figura 2), e a pressão estática Ps. O submódulo de propulsão 202 determina um empuxo útil estimado T da aeronave 10 com base na pluralidade de segundos parâmetros de operação. Mais especificamente, o submódulo de propulsão 202 determina o empuxo útil estimado T da aeronave 10 com base nas tabelas de consulta tridimensionais baseadas em propulsão 230, que provêm o empuxo útil estimado T com base em valores específicos da altitude barométrica, ângulo de inclinação lateral Θ, a temperatura de ar total TTOT, a velocidade de motor N1 de ambos os motores de aeronave 78 (figura 2), e a pressão estática Ps. As tabelas de consulta tridimensionais 230 são geradas com base em simulações realizadas para o tipo específico ou modelo da aeronave 10. As tabelas de consulta tridimensionais 230 são armazenadas em um ou mais bancos de dados de propulsão 232.

[0043] O submódulo de medição 204 recebe, como entrada, o coeficiente de arraste CD, o coeficiente de sustentação CL, e o empuxo útil estimado T. O submódulo de medição 204 determina a aceleração estimada Ax(est) e a aceleração estimada Az(est) com base no coeficiente de arraste CD, o coeficiente de sustentação CL, e o empuxo útil estimado T. Especificamente, o submódulo de medição 204 solves para a aceleração estimadas Ax(est), Az(est) com base em uma equação de movimento que expressa uma força equivalente atuando sobre a aeronave 10. A equação de movimento é expressa na Equação 3 como:

onde Ad é a aceleração de arraste, Al é a aceleração de sustentação, S é a área de referência de uma forma plana de asa, m é a massa da aeronave 10, α é o ângulo de ataque, PS é a pressão estática, RTa é uma matriz rotacional do eixo geométrico de estabilidade para frente XS em relação ao eixo geométrico de corpo XB e o eixo geométrico de corpo ZB da aeronave 10 (figura 7), XT é a força de empuxo em relação a um eixo geométrico de corpo XB da aeronave 10, YT é a força de empuxo em relação a um eixo geométrico de corpo YB da aeronave 10, hft é a altitude barométrica, N1c é a velocidade de motor (corrigida para temperatura), e x é um vetor de estado. A aceleração de arraste AD é determinada por subtração da força útil de empuxo do eixo geométrico de corpo Xb a partir da força de arraste e divisão do resultado pela massa da aeronave 10. A aceleração de sustentação AL é determinada por subtração da orça útil de empuxo do eixo geométrico de corpo Zb a partir da força de sustentação e divisão do resultado pela massa da aeronave 10.

[0044] O submódulo de erro 206 recebe, como entrada, a aceleração lateral estimada Ax(est), a aceleração vertical estimada Az(est), o fator de aceleração lateral medida Ax(mea), e o fator de aceleração vertical medida Az(mea). O submódulo de erro 206 determina o valor de erro de aceleração E por determinar uma primeira diferença entre a aceleração longitudinal estimada Ax(est) e a aceleração vertical estimada Az(est) e uma segunda diferença entre a aceleração longitudinal medida Ax(mea) e a aceleração vertical medida Az(mea).

[0045] O submódulo de ganho de Kalman 208 recebe, como entrada, o valor de erro de aceleração E a123 partir do submódulo de erro 206. O submódulo de ganho de Kalman 208 determina o valor de Kalman residual por multiplicação do valor de erro de aceleração E para a primeira diferença e a segunda diferença com o valor de ganho de Kalman K.

[0046] O submódulo dinâmico 210 recebe, como entrada, a altitude barométrica, o ângulo de ataque a, o ângulo de inclinação lateral Ɵ, a pressão dinâmica estimada Qbar(e), e a aceleração longitudinal estimada Ax(est) da aeronave 10. O submódulo dinâmico 210 determina a taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) com base na entrada. Especificamente, a taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) é determinada com base na Equação 2, que é descrita acima.

[0047] O submódulo de integração 212 recebe, como entrada, o valor de Kalman residual a partir do multiplicador 160 e a taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) a partir do módulo de controle dinâmico 152. O submódulo de integração 212 combina o valor de Kalman residual com a taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) conjuntamente, e então integra a soma do valor de Kalman residual e da taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e), que resulta na pressão dinâmica estimada Qbar(e). Deve ser apreciado que a pressão dinâmica estimada Qbar(e) provê precisão melhorada, quando comparada com valores de pressão dinâmica que são calculados usando propostas convencionais.

[0048] Com referência a ambas as figuras 3 e 6, o MMC 126 recebe, como entrada, a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e). O MMC 126 compara a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) uma com a outra para determinar uma diferença. Em resposta à determinação da diferença entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) exceder o valor limite para uma quantidade limite de tempo, o MMC 126 determina uma falha. Deve ser apreciado que o MMC descrito 126 detecta falhas com precisão melhorada, quando comparado com os sistemas de MMC existentes. A precisão melhorada do MMC 126 resulta em menos FALSA (FALSE)ou alarmes falsos que são criados pelo sistema de controle de voo 18.

[0049] A figura 8 é um fluxograma de processo exemplificativo ilustrando um método 300 para determinar uma falha pelo MMC 126 com base na pressão dinâmica estimada Qbar(e). Com referência às figuras 1, 2, 3, 6, e 8, o método 300 começa no bloco 302. No bloco 302, o bloco de função de referência de dados de ar 120 recebe, como entrada, a pressão de ar total Ptot da pluralidade de tubos de pitot 40. O método 300 pode então prosseguir para o bloco 304.

[0050] No bloco 304, o bloco de função de referência de dados de ar 120 determina a pressão dinâmica medida Qbar(m) com base na pressão de ar total PTOT da pluralidade de tubos de pitot 40 e a pressão estática Ps. O método 300 pode então prosseguir para o bloco 306.

[0051] No bloco 306, o módulo de controle de EKF 122 determina a pressão dinâmica estimada Qbar(e). Especificamente, o método 300 inclui a subrotina ou método 310. O método 310 é realizado recursivamente para determinar o a pressão dinâmica estimada Qbar(e).

[0052] O método 310 inclui os blocos 312, 314, 316, 318, 320, 322, e 324. No bloco 312, o módulo de controle de EKF 122 determina o coeficiente de arraste (CD) e o coeficiente de sustentação (CL) com base na pluralidade de primeiros parâmetros de operação. O método 310 então prossegue para o bloco 314, em que o módulo de controle de EKF 122 determina o empuxo útil estimado T da aeronave 10 com base na pluralidade de segundos parâmetros de operação da aeronave 10. O método 310 então prossegue para o bloco 316, em que o módulo de controle de EKF 122 a aceleração estimada Ax(est) e a aceleração estimada Az(est) com base no coeficiente de arraste CD, o coeficiente de sustentação CL, e o empuxo útil estimado T. O método então prossegue para o bloco 318, em que o módulo de controle de EKF 122 determina o valor de erro de aceleração E para a primeira diferença entre a aceleração longitudinal estimada Ax(est) e a aceleração vertical estimada Az(est) e a segunda diferença entre a aceleração longitudinal medida Ax(mea) e a aceleração vertical medida Az(mea). O método 310 então prossegue para o bloco 320, em que o módulo de controle de EKF 122 determina o valor de Kalman residual por multiplicação do valor de erro de aceleração E com o valor de ganho de Kalman K. O método 310 então prossegue para o bloco 322, em que o módulo de controle de EKF 122 determina a taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) com base na aceleração longitudinal estimada Ax(est) da aeronave 10. O método 310 pode então prosseguir para o bloco 324. No bloco 324, o valor de Kalman residual é combinado com a taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) conjuntamente, e a soma do valor de Kalman residual e da taxa estimada de alteração da pressão dinâmica Qbar(e) são integrados para determinar a pressão dinâmica estimada Qbar(e). O método 310 pode então retornar para o bloco 312.

[0053] Uma vez quando a pressão dinâmica estimada Qbar(e) é determinada, o método 300 pode prosseguir para o bloco 326. No bloco 326, o MMC 126 compara a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) uma com a outra para determinar uma diferença. O método 300 pode então prosseguir para o bloco 328.

[0054] No bloco 328, se a diferença entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) não exceder o valor limite para uma quantidade limite de tempo, então o MMC 126 determina que nenhuma falha ocorreu. O método 300 pode então retornar de volta para o bloco 302. Todavia, em resposta à determinação da diferença entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) exceder o valor limite para uma quantidade limite de tempo, o método 300 prossegue para o bloco 330.

[0055] No bloco 330, o MMC 126 determina a presença de uma falha de modo comum da pressão dinâmica medida Qbar(m). O sistema de controle de voo 18 então comuta do modo de operação normal, como mostrado na figura 3, e para o modo de operação normal estendido, mostrado na figura 4. O método 300 pode então terminar.

[0056] Com referência geralmente às figuras 1 a 9, o sistema de controle de voo descrito determina a pressão dinâmica estimada com base tanto no coeficiente de sustentação quanto no coeficiente de arraste, que resulta em precisão melhorada. A precisão melhorada da pressão dinâmica estimada resulta em menos alarmes falsos gerados pelo monitor de modo comum quando comparado com os sistemas convencionais. Como um resultado, existe uma ocorrência reduzida de a aeronave mudar desnecessariamente a partir do modo de operação normal e para o modo de operação secundário. Além disso, a pressão dinâmica estimada também suporta a operação de envelope completa da aeronave.

[0057] Com referência agora às figuras 1 e 9, em outra modalidade, o módulo de controle de voo 16 é configurado para detectar uma falha com base em um valor usado para o valor de ângulo de ataque. Em resposta à detecção de uma falha, o módulo de controle de voo 16 determina um valor sintético ou estimado para o ângulo de ataque que não é baseado nos valores medidos pela pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60. Mais especificamente, o módulo de controle de voo 16 recebe, como entrada, um ângulo de ataque medido am, em que o ângulo de ataque medido am é baseado nas medições da pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60 da aeronave 10. O módulo de controle de voo 16 também recebe, como entrada, um ângulo de ataque estimado αest. Diferentemente do ângulo de ataque medido αm, o ângulo de ataque estimado αest é determinado sem o uso das medições da pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60. Em lugar disso, o ângulo de ataque estimado αest é determinado com base na pressão total Ptot medida pela pluralidade de tubos de pitot 40 (figura 2).

[0058] O módulo de controle de voo 16 compara o ângulo de ataque medido αm com o ângulo de ataque estimado αest para determinar um erro. Em resposta à determinação de que o erro entre o ângulo de ataque medido αm e o ângulo estimado de ângulo de ataque estimado αest excede um valor limite, o módulo de controle de voo 16 determina a presença de uma falha com um valor de ângulo de ataque. Em algumas modalidades, a pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60 cria a falha. Alguns exemplos de eventos que podem criar uma falha com a pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60 incluem, por exemplo, detrito que impacta a pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60 ou, alternativamente, o congelamento faz com que o conversor de ângulo de ataque (não mostrado) fique preso.

[0059] O módulo de controle de voo 16 provê valores sintéticos que representam o ângulo de ataque da aeronave 10 em resposta à determinação de que uma maioria dos sensores de ângulo de ataque 60 não está provendo dados precisos. Especificamente, como explicado abaixo, novos valores para a velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL e o número de Mach estimado Mmdl precisam ser recalculados usando a pressão dinâmica estimada Qbar(e). Isso é porque os valores para a velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL e o número de Mach estimado Mmdl são erroneamente baixos durante um evento pneumático de modo comum.

[0060] Com referência agora à figura 9, um módulo de correção de ângulo de ataque 420 é configurado para corrigir a polarização introduzida pela pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60. Especificamente, a pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60 (figura 2) é configurada para medir um ângulo bruto de ataque αraw usando uma palheta de auto-alinhamento. Cada ângulo do sensor de ataque 60 provê um único valor de ângulo de ângulo de ataque αraw bruto. Um dos valores de ângulo de ataque αraw bruto é selecionado com base em lógica de seleção de sinal e detecção de falha (SSFD). A lógica de SSFD é configurada para selecionar um único valor a partir de um conjunto de sensores redundantes, onde o valor selecionado é mais provavelmente para ser o representativo do valor atual do parâmetro operativo medido pelos sensores. Deve ser apreciado que o ângulo de ataque bruto αraw, que é medido diretamente pela pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60, representa um fluxo local que precisa ser ajustado por um fator de correção. Em uma modalidade, o fator de correção é cerca de quarenta e cinco graus. O valor corrigido para o ângulo de ataque bruto αraw é referido como o ângulo de ataque medido αm.

[0061] O módulo de correção de ângulo de ataque 420 recebe, como entrada, o ângulo de ataque bruto αraw e a pressão de ar total Ptot medida pela pluralidade de tubos de pitot 40 (figura 2). O módulo de correção de ângulo de ataque 420 determina o ângulo de ataque medido αm com base em um termo de correção de braço de momento, (isto é, o termo de correção com base na palheta de auto-alinhamento), no ângulo de ataque bruto araw, na velocidade de ar verdadeira da aeronave vtMDL, e o número de Mach estimado Mmdl. A velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL, e o número de Mach estimado Mmdl são determinados com base na pressão total Ptot.

[0062] Deve ser apreciado que, durante um evento pneumático de modo comum, como explicado acima, os valores para a velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL e o número de Mach estimado Mmdl são recalculados usando a pressão dinâmica estimada Qbar(e). Especificamente, em resposta ao MMC 126 (figuras 3 e 4) determinando a diferença entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) exceder um valor limite por uma quantidade limite de tempo, o MMC 126 determina a presença de uma falha de modo comum da pressão dinâmica medida Qbar(m). Uma vez quando o evento pneumático de modo comum é determinado, então o módulo de correção de ângulo de ataque 420 determina o ângulo de ataque medido αm com base na pressão dinâmica estimada (Qbar(e)). Especificamente, o módulo de correção de ângulo de ataque 420 é determinado com base em um número de Mach sintético Mekf (Equação 4) e uma velocidade de ar verdadeira sintética da aeronave VtEKF (Equação 5):

[0063] Continuando com referência à figura 9, um módulo de controle de filtro de Kalman estendido (EKF) 422 é configurado para determinar o ângulo de ataque estimado αest, que é descrito em maior detalhe abaixo e é mostrado nas figuras 11 e 12. Todavia, deve ser apreciado que diferentemente do ângulo de ataque medido αm, o ângulo de ataque estimado αest não é baseado nas medições obtidas pela pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60. Um monitor de modo comum de ângulo de ataque MMC 426, que é referido como o MMC 426, recebe, como entrada, o ângulo de ataque medido αm, o ângulo de ataque estimado αest, e a saída 96 a partir do módulo de controle de CMPE 36. O MMC 426 determina uma falha de modo comum, que é também referida como uma falha. Especificamente, o MMC 426 determina uma falha ocorreu quando o erro entre o ângulo de ataque medido am e o ângulo de ataque estimado αest excede o valor limite por uma quantidade limite de tempo.

[0064] O valor limite é determinado com base na precisão da pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60 (isto é, uma taxa de precisão relativamente alta resulta em um valor limite relativamente baixo). Por exemplo, uma taxa de erro relativamente lenta pode ser cerca de quinze segundos, enquanto uma taxa de erro relativamente rápida inclui uma persistência muito mais longa de cerca de quinze segundos. Todavia, deve ser apreciado que outros valores podem também ser usados.

[0065] A figura 9 ilustra uma condição de não falha, na qual nenhuma falha foi detectada pelo MMC 426. Consequentemente, o ângulo de ataque medido αm é recebido como entrada pelo módulo de controle de voo primário 140, o módulo de controle de piloto automático 142, o módulo de controle de aceleração automática 144, e a pluralidade de exibições 146. Deve também ser apreciado que a aeronave 10 está operando no modo de operação normal. A figura 10 ilustra uma condição de falha detectada pelo MMC 426. Em resposta ao MMC 426 detectando uma falha com relação ao valor de ângulo de ataque, o ângulo de ataque estimado αest é provido para o módulo de controle de voo primário 140, o módulo de controle de piloto automático 142, o módulo de controle de aceleração automática 144, e a pluralidade de exibições 146. Nas modalidades como mostrada nas figuras 9 e 10, nenhuma falha de modo comum da pressão dinâmica estimada Qbar(e) existe (isto é, uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 não está bloqueada). Assim, a saída 96 gerada pelo módulo de controle de CMPE 36 é ajustada para um valor FALSO (FALSE)(isto é, FALHA DE CMPE = FALSA). Todavia, em resposta à detecção de uma falha de modo comum, os valores para a velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL e o número de Mach estimado MMDL podem não mais ser precisos. Em lugar disso, o módulo de correção de ângulo de ataque 420 usa o número de Mach sintético MEKF (Equação 4) e a velocidade de ar verdadeira sintética da aeronave VtEKF (Equação 5) para preservar o sinal de ângulo de ataque estimado αest que é usado pelo módulo de controle de voo 140.

[0066] A figura 11 é um diagrama de blocos de um filtro de Kalman estendido do módulo de controle de EKF 422. O diagrama de blocos representa um sistema 448 para determinar o ângulo de ataque estimado αest com base em dados coletados a partir dos sensores de dados de ar 22 (figura 1). O módulo de controle de EKF 422 inclui um modelo de medição 450, um módulo de controle dinâmico 452, um bloco de ganho de Kalman 454, um bloco de integrador 456, um bloco de erro 458, um multiplicador 460, e um somador 462. Similarmente ao modelo de medição 150 mostrado na figura 5, o modelo de medição 450 pré-diz os valores esperados de acelerações medidas (por exemplo, a aceleração longitudinal medida Ax(mea) e a aceleração vertical medida Az(mea)) com base na Equação 1 (mostrada acima).

[0067] O módulo de controle dinâmico 452 determina uma taxa de alteração para o ângulo de ataque estimado, que é referida como uma taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e). A taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e) é determinada com base em um componente de aceleração normal estimado A_N(est) da aeronave 10, onde o componente de aceleração normal estimado A_N(est) é a aceleração vertical em um quadro de estabilidade da aeronave 10. Especificamente, a taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e) é uma função de uma inclinação lateral q(dps), da velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL, do ângulo de inclinação lateral O, do componente de aceleração normal estimado A_N(est), e do ângulo de ataque estimado αest. Em uma modalidade, a taxa estimada de alteração do ângulo de ataque estimado αest é determinada com base na Equação 6, que é:

onde g representa a constante gravitacional.

[0068] O bloco de ganho de Kalman 454 armazena o valor de ganho de Kalman K. Similarmente à modalidade como mostrada nas figuras 5, o valor de ganho de Kalman K representa o peso dado ao estado atual da aeronave 10 (isto é, uma condição de operação s), e é um valor dinâmico que é determinado por um conjunto de tabelas de consulta 526 (vistas na figura 12) armazenadas em um banco de dados 528. O bloco de erro 458 recebe, como entrada, a aceleração longitudinal estimada Ax(est) e uma aceleração vertical estimada Az(est) a partir do modelo de medição 450 bem como uma aceleração longitudinal medida Ax(mea) e a aceleração vertical medida Az(mea), e determina o valor de erro de aceleração E por determinar uma primeira diferença entre a aceleração longitudinal estimada Ax(est) e a aceleração vertical estimada Az(est) e uma segunda diferença entre a aceleração longitudinal medida Ax(mea) e a aceleração vertical medida Az(mea). O multiplicador 460 recebe, como entrada, o valor de erro de aceleração E e o valor de ganho de Kalman K, e determina uma atualização de estado estimado por multiplicação do valor de erro de aceleração E com e o valor de ganho de Kalman K.

[0069] O somador 462 recebe, como entrada, o valor de Kalman residual a partir do multiplicador 460 e a taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e) (e) a partir do módulo de controle dinâmico 452. O somador 462 combina o valor de Kalman residual com a taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e) conjuntamente. O valor de Kalman residual combinado e a taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e) são então enviados para o bloco de integrador 456. O bloco de integrador 456 então integra a soma do valor de Kalman residual e da taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e) para determinar o ângulo de ataque estimado αest.

[0070] A figura 12 é uma ilustração do módulo de controle de EKF 422 incluindo uma pluralidade de submódulos 480, 482, 484, 486, 488, 490, 492. Os submódulos 480, 482, 484, 486, 488, 490, 492 são mostrados como componentes distintos, que podem indicar o uso de técnicas de programação modulares. Com referência agora a ambas as figuras 11 e 12, o módulo de controle de EKF 422 e o sistema 448 correspondem um ao outro. Especificamente, um submódulo de coeficiente 480 e um submódulo de propulsão 482 do módulo de controle de EKF 422 correspondem, ambos, ao modelo de medição 450 do sistema 448. Um submódulo de medição 484 do módulo de controle de EKF 422 corresponde ao somador 462 do sistema 448. Um submódulo de erro 486 do módulo de controle de EKF 422 corresponde ao bloco de erro 458 do sistema 448. Um submódulo de ganho de Kalman 488 do módulo de controle de EKF 422 corresponde ao bloco de ganho de Kalman 454 do sistema 448. Um submódulo dinâmico 490 do módulo de controle de EKF 422 corresponde ao módulo de controle dinâmico 452 do sistema 448. Finalmente, um submódulo de integração 492 corresponde ao bloco de integrador 456 do sistema 448.

[0071] O módulo de controle de EKF 422 recebe, como entrada, uma pluralidade de parâmetros de operação da aeronave 10 (as figuras 1 e 2). Os parâmetros de operação incluem, mas não são limitados a, os fatores de aceleração medidos Ax(mea) e Az(mea), a inclinação lateral q(dps), velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL, o ângulo de inclinação lateral Θ, o componente de aceleração normal estimado A_N(est), o ângulo de ataque estimado αest, a pressão dinâmica estimada prévia Qbar(p), o número de Mach estimado MMDL, a altitude barométrica, a deflexão das superfícies de controle δ da aeronave 10, a velocidade de motor N1 de ambos os motores de aeronave 78 (figura 2), e a pressão estática PS. Similarmente ao submódulo de coeficiente 200 mostrado na figura 6, o submódulo de coeficiente 480 recebe, como entrada, a pluralidade de primeiros parâmetros de operação que, cada, representam uma condição de operação da aeronave 10, que incluem o ângulo de ataque estimado αest, a deflexão das superfícies de controle ä da aeronave 10, a pressão dinâmica medida Qbar(m), e um número de Mach medido M. O submódulo de coeficiente 480 determina o coeficiente de arraste CD e o coeficiente de sustentação CL com base na pluralidade de primeiros parâmetros de operação e uma ou mais tabelas de consulta tridimensionais de coeficientes 520. As tabelas de consulta tridimensionais de coeficientes 520 provêm um valor de coeficiente de arraste CD e um valor de coeficiente de sustentação CL com base em valores específicos da pluralidade de primeiros parâmetros de operação.

[0072] Similar ao submódulo de propulsão 202 mostrado na figura 6, o submódulo de propulsão 482 recebe, como entrada, a pluralidade de segundos parâmetros de operação da aeronave 10, que incluem a altitude barométrica, o ângulo de inclinação lateral O, velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL, a velocidade de motor N1 de ambos os motores de aeronave 78 (figura 2), a temperatura de ar total Ttot, e a pressão estática Ps. O submódulo de propulsão 482 determina o empuxo útil estimado T da aeronave 10 com base na pluralidade de segundos parâmetros de operação e tabelas de consulta tridimensionais baseadas em propulsão 530, que provêm o empuxo útil estimado T com base em valores específicos da pluralidade de segundos parâmetros de operação.

[0073] O submódulo de medição 484 recebe, como entrada, o coeficiente de arraste CD, o coeficiente de sustentação CL, e o empuxo útil estimado T. O submódulo de medição 484 determina a aceleração estimada Ax(est) e a aceleração estimada Az(est) com base no coeficiente de arraste CD, no coeficiente de sustentação CL, e no empuxo útil estimado T com base na equação de movimento, é expressa na Equação 3 acima.

[0074] O submódulo de erro 486 recebe, como entrada, a aceleração lateral estimada Ax(est), a aceleração vertical estimada Az(est), o fator de aceleração lateral medida Ax(mea), e o fator de aceleração vertical medida Az(mea). O submódulo de erro 486 determina o valor de erro de aceleração E por determinar uma primeira diferença entre a aceleração longitudinal estimada Ax(est) e a aceleração vertical estimada Az(est) e uma segunda diferença entre a aceleração longitudinal medida Ax(mea) e a aceleração vertical medida Az(mea).

[0075] O submódulo de ganho de Kalman 488 recebe, como entrada, o valor de erro de aceleração E a partir do submódulo de erro 486. O submódulo de ganho de Kalman 488 determina o valor de Kalman residual por multiplicação do valor de erro de aceleração E para a primeira diferença e a segunda diferença com o valor de ganho de Kalman K.

[0076] O submódulo dinâmico 490 recebe, como entrada, a inclinação lateral q(dpS), a velocidade de ar verdadeira da aeronave VtMDL, o ângulo de inclinação lateral O, o componente de aceleração normal estimado A_N(est), e o ângulo de ataque estimado αest, e determina a taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e) com base na Equação 6, que é descrita acima. O submódulo de integração 492 recebe, como entrada, o valor de Kalman residual a partir do multiplicador 460 e a taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e) a partir do submódulo dinâmico 490. O submódulo de integração 492 combina o valor de Kalman residual com a taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e) conjuntamente, e então integra a soma do valor de Kalman residual e taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e), que resulta no ângulo de ataque estimado αest.

[0077] Com referência à figura 9, o MMC 426 recebe, como entrada, o ângulo de ataque medido αm e o ângulo de ataque estimado αest. O MMC 426 compara o ângulo de ataque medido αm e o ângulo de ataque estimado αest uma com a outra para determinar uma diferença. Em resposta à determinação da diferença entre o ângulo de ataque medido am e o ângulo de ataque estimado αest exceder o valor limite para uma quantidade limite de tempo, o MMC 426 determina que existe uma falha que afeta o valor de ângulo de ataque.

[0078] A figura 13 é um fluxograma de processo exemplificativo ilustrando um método 570 para determinar uma falha do valor de ângulo de ataque pelo MMC 426. Com referência às figuras 1, 9, 10, 11, 12 e 13, o método 570 começa no bloco 572. No bloco 302, o módulo de correção de ângulo de ataque 420 recebe, como entrada, o ângulo de ataque bruto αraw e a pressão de ar total PTOT medida pela pluralidade de tubos de pitot 40 (figura 2). O método 300 pode então prosseguir para o bloco 574.

[0079] No bloco 574, o módulo de correção de ângulo de ataque 420 determina o ângulo de ataque medido αm com base em um termo de correção de braço de momento, o ângulo de ataque bruto αraw, a velocidade de ar verdadeira sintética da aeronave VtEKF, e o número de Mach estimado MMDL. Como mencionado acima, durante um evento pneumático de modo comum, os valores para a velocidade de ar verdadeira sintética da aeronave VtEKF e o número de Mach sintético Mekf são calculados usando a pressão dinâmica estimada Qbar(e) (ver as Equações 4 e 5). O método 570 pode então prosseguir para o bloco 576.

[0080] No bloco 576, o módulo de controle de EKF 422 determina o ângulo de ataque estimado αest. Especificamente, o método 570 inclui a subrotina ou método 580. O método 580 é realizado recursivamente para determinar o ângulo de ataque estimado αest.

[0081] O método 580 inclui os blocos 582, 584, 586, 588, 590, 592, e 594. No bloco 592, o módulo de controle de EKF 422 determina o coeficiente de arraste (CD) e o coeficiente de sustentação (CL) com base na pluralidade de primeiros parâmetros de operação. O método 580 então prossegue para o bloco 584, em que o módulo de controle de EKF 422 determina o empuxo útil estimado T da aeronave 10 com base na pluralidade de segundos parâmetros de operação da aeronave 10. O método 580 então prossegue para o bloco 586, em que o módulo de controle de EKF 422 determina a aceleração estimada Ax(est) e a aceleração estimada Az(est) com base no coeficiente de arraste CD, o coeficiente de sustentação CL, e o empuxo útil estimado T. O método 580 então prossegue para o bloco 588, em que o módulo de controle de EKF 422 determina o valor de erro de aceleração E para a primeira diferença entre a aceleração longitudinal estimada Ax(est) e a aceleração vertical estimada Az(est) e a segunda diferença entre a aceleração longitudinal medida Ax(mea) e a aceleração vertical medida Az(mea). O método 580 então prossegue para o bloco 590, em que o módulo de controle de EKF 422 determina o valor de Kalman residual por multiplicação do valor de erro de aceleração E com o valor de ganho de Kalman K. O método 580 então prossegue para o bloco 592, em que o módulo de controle de EKF 422 determina a taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e) com base no componente de aceleração normal estimado A_N(est) da aeronave 10. O método 580 pode então prosseguir para o bloco 594. No bloco 594, o valor de Kalman residual é combinado com a taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e) conjuntamente, e a soma do valor de Kalman residual e da taxa estimada de alteração do ângulo de ataque α(e) são integrados para determinar o ângulo de ataque estimado αest. O método 580 pode então retornar para o bloco582.

[0082] Uma vez quando o ângulo de ataque estimado αest é determinado, o método 570 pode prosseguir para o bloco 596. No bloco 596, o MMC 426 compara o ângulo de ataque medido αm e o ângulo de ataque estimado αest um com o outro para determinar o erro. O método 580 pode então prosseguir para o bloco 598.

[0083] No bloco 598, se o erro não exceder o valor limite para uma quantidade limite de tempo, então o MMC 426 determina que nenhuma falha ocorreu. O método 570 pode então retornar de volta para o bloco 572. Todavia, em resposta à determinação de se o erro excedeu o valor limite para uma quantidade limite de tempo, o método 570 prossegue para o bloco 599.

[0084] No bloco 599, o MMC 426 determina a presença de uma falha de modo comum do valor de ângulo de ataque. O sistema de controle de voo 18 então comuta da utilização do ângulo de ataque medido αm (mostrado na figura 9) e, em vez disso, uses o ângulo de ataque estimado αest (mostrado na figura 10). O método 570 pode então terminar.

[0085] Com referência geralmente às figuras 9 a 13, o sistema descrito provê uma proposta para determinar um ângulo de ataque estimado, que é independente das medições coletadas pelo sensores de ângulo de ataque. Por conseguinte, o sistema substitui o ângulo de ataque estimado em resposta à determinação de que o ângulo de ataque medido não pode ser mais usado. Além disso, no caso em que um evento pneumático de modo comum é detectado (isto é, uma maioria dos tubos de pitot da aeronave está bloqueada), o sistema descrito também provê uma proposta para determinar o ângulo de ataque medido sem usar a velocidade de ar verdadeira da aeronave e o número de Mach medido. Deve ser apreciado que, durante um evento pneumático de modo comum, os valores para a velocidade de ar verdadeira da aeronave e o número de Mach estimado são erroneamente baixos, e, por conseguinte, qualquer valor determinado com base nesses valores, pode não ser preciso. Consequentemente, o sistema determina valores sintéticos para a velocidade de ar verdadeira da aeronave e o número de Mach estimado com base na pressão dinâmica estimada.

[0086] A detecção do evento pneumático de modo comum pelo módulo de controle de CMPE 36 deve agora ser descrita. Com referência agora à figura 14, o módulo de controle de CMPE 36 recebe, como entrada, a pressão dinâmica medida Qbar(m) e o ângulo de ataque estimado αest e determina um evento pneumático de modo comum com base na entrada. Mais especificamente, o módulo de controle de CMPE 36 determina a presença de um evento pneumático de modo comum (por exemplo, FALHA DE CMPE = VERDADEIRA) em resposta à detecção de ou uma falha síncrona ou uma falha assíncrona com a pluralidade de tubos de pitot 40. Deve ser apreciado que nas modalidades como descritas nas figuras 14 a 18, o ângulo de ataque estimado αest é o valor como descrito com referência às figuras 9 a 13 (isto é, o ângulo de ataque medido não é usado).

[0087] O módulo de controle de CMPE 36 inclui um primeiro detector de CMPE 600 e um segundo detector de CMPE 602. O primeiro detector de CMPE 600 recebe, como entrada, a pressão dinâmica medida Qbar(m) e o ângulo de ataque estimado αest e determina um primeiro evento pneumático de modo comum com base em ambas as entradas. Mais especificamente, o primeiro detector de CMPE 600 é configurado para detectar o primeiro evento pneumático de modo comum. O primeiro evento pneumático de modo comum é um evento pneumático de modo comum síncrono com base em uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 que sofrem uma falha simultânea. Em contraste, o segundo detector de CMPE 602 é configurado para detectar um segundo evento pneumático de modo comum, que é uma falha assíncrona, com base somente na pressão dinâmica medida Qbar(m). Uma falha assíncrona é baseada na pluralidade tubos de pitot 40 falhando a intervalos de tempo que são defasados um do outro durante um intervalo de tempo específico. Por exemplo, uma falha assíncrona ocorre quando um da pluralidade de tubos de pitot 40 falha primeiro, então aproximadamente dois segundos depois um segundo tubo de pitot 40 falha, e então um terceiro tubo de pitot 40 falha em aproximadamente dois segundos depois do segundo tubo de pitot 40.

[0088] Com referência agora à figura 15, o primeiro detector de CMPE 600 é agora descrito. O primeiro detector de CMPE 600 inclui um filtro de lavagem de pressão dinâmica medida 610, um filtro de lavagem de ângulo de ataque 612, um valor limite de pressão dinâmica 614, um valor limite de ângulo de ataque 616, um comparador de pressão dinâmica 618, um comparador de ângulo de ataque 620, um bloco E 622, e uma engate 624. O primeiro detector de CMPE 600 gera um sinal de saída 642 que é ajustado para VERDADEIRA (TRUE) quando o primeiro evento pneumático de modo comum é detectado e é ajustado para FALSA (FALSE) quando nenhum evento pneumático de modo comum é detectado.

[0089] Os vários tubos de pitot 40 são, cada, configurados para medir um valor de pressão P. Por exemplo, na modalidade não limitativa como mostrada, três valores de pressão P são ilustrados (isto é, um valor de pressão esquerdo PL, um valor de pressão central PC, e um valor de pressão direito PR). Os valores de pressão PL, PC, PR de cada tubo de pitot 40 são enviados para um bloco de seleção de sinal e detecção de falha (SSFD) 630. A lógica de SSFD é configurada para selecionar um único valor a partir de um conjunto de sensores redundantes. O valor selecionado mais provavelmente ser o representativo do valor atual do parâmetro operativo medido pelos sensores. Assim, o bloco de SSFD 630 é configurado para selecionar um dos valores de pressão PL, PC, PR. O um valor selecionado dos valores de pressão PL, PC, PR é o valor mais representativo da pressão dinâmica medida Qbar(m) quando comparado com os valores de pressão restantes PL, PC, PR medidos pela pluralidade de tubos de pitot 40. A pressão dinâmica medida Qbar(m) é então recebida como entrada pelo primeiro detector de CMPE 600.

[0090] O filtro de lavagem de pressão dinâmica medida 610 recebe, como entrada, a pressão dinâmica medida Qbar(m) e determina uma taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m), que é referida como Qbar(m). Especificamente, o filtro de lavagem de pressão dinâmica medida 610 opera como um filtro passa-alto que rejeita valores de estado estável e passa valores transientes da pressão dinâmica medida Qbar(m) para determinar a taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m). A taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m) é enviada para um comparador de pressão dinâmica 618. Um comparador de pressão dinâmica 618 recebe, como entrada, um valor limite de pressão dinâmica 614 e a taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m) e compara os valores uns com os outros. Em resposta à determinação de que a taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m) é menor que um valor limite de pressão dinâmica 614, um comparador de pressão dinâmica 618 gera um sinal de saída 636 indicando que a taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m) está dentro de limites (por exemplo, um sinal de VERDADEIRA (TRUE)). Todavia, em resposta à determinação de que uma taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m) é igual a, ou maior que, um valor limite de pressão dinâmica 614, um comparador de pressão dinâmica 618 gera um sinal de FALSA (FALSE) como o sinal de saída 636.

[0091] O valor limite de pressão dinâmica 614 é representativo de uma taxa de alteração sofrida pela pressão dinâmica medida Qbar(m) quando uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 sofre uma falha (por exemplo, os tubos de pitot são bloqueados). Por exemplo, em uma modalidade, a taxa de alteração ou queda em pressão dinâmica medida Qbar(m) é cerca de 100 Megabars negativos por segundo (mBar/seg.). O valor limite de pressão dinâmica 614 é determinado com base em dados de avaliação quantitativa coletados a partir do uso no campo. Mais especificamente, o valor limite de pressão dinâmica 614 é determinado por análise de dados coletados de prévios eventos pneumáticos síncronos de modo comum que ocorreram durante a operação de outra aeronave. Todavia, o valor limite de ângulo de ataque estimado 616 é determinado com base em dados coletados durante um evento pneumático de modo comum síncrono simulado. Um evento pneumático de modo comum síncrono simulado pode se referir ou a uma simulação por computador bem como dados de teste obtidos a partir de dados de bancada de teste. O valor limite de ângulo de ataque estimado 616 é representativo da taxa de alteração do ângulo de ataque estimado αest quando uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 sofre uma falha. Por exemplo, em uma modalidade, a taxa de alteração ou o aumento escalonado no ângulo de ataque estimado αest é aproximadamente +10 graus/segundo.

[0092] O filtro de lavagem de ângulo de ataque estimado 612 recebe, como entrada, o ângulo de ataque estimado αest e determina uma taxa de alteração do ângulo de ataque estimado ȧest. O filtro de lavagem de ângulo de ataque estimado 612 opera como um filtro passa-alto que rejeita valores de estado estável e passa valores transientes do ângulo de ataque estimado para determinar a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado ȧest. O comparador de ângulo de ataque estimado 620 recebe, como entrada, a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado ȧest e o valor limite de ângulo de ataque estimado 616 e compara os valores um com o outro. Em resposta à determinação de que a taxa de alteração da taxa de alteração do ângulo de ataque estimado ȧest é maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado 616, o comparador de ângulo de ataque estimado 620 gera um sinal de saída 638 para o bloco E 622 indicando que a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado ȧest está fora de limites (por exemplo, um sinal de VERDADEIRA (TRUE)). Em resposta à determinação de que a taxa de alteração da taxa de alteração do ângulo de ataque estimado ȧest é maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado 616, o comparador de ângulo de ataque estimado 620 gera um sinal de FALSA (FALSE) como o sinal de saída 638.

[0093] O bloco E 622 recebe, como entrada, o sinal de saída 636 a partir do comparador de pressão dinâmica 618 e o sinal de saída 638 a partir do comparador de ângulo de ataque estimado 620. Em resposta ambos os sinais de saída 636, 638 sendo VERDADEIRA (TRUE), o bloco E 622 gera um sinal de saída 640 que é enviado para a engate 624. O sinal de saída 640 indica que o primeiro evento pneumático de modo comum é detectado. Mais especificamente, em resposta à determinação de que uma taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m) é menor que um valor limite de pressão dinâmica 614 e a taxa de alteração da taxa de alteração do ângulo de ataque estimado ȧest é maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado 616, o bloco E 622 determina que o primeiro evento pneumático de modo comum ocorreu. O primeiro evento pneumático de modo comum é um evento pneumático de modo comum síncrono, que é determinado com base em uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 que sofrem uma falha simultânea.

[0094] Em resposta ao sinal de saída 640 indicando um evento pneumático de modo comum (por exemplo, VERDADEIRA), a engate 624 é ajustada durante o retardo de tempo. Deve ser apreciado que, durante o retardo de tempo, a engate 624 pode ser reajustada a qualquer tempo em resposta à pressão dinâmica medida Qbar(m) sendo precisa. Por exemplo, se a pressão dinâmica medida Qbar(m) for determinada para ser precisa em 26 segundos para o retardo de tempo, então a engate 624 é reajustada e o retardo de tempo termina. Todavia, a engate 624 permanece ajustada quando nenhum sinal de reajuste é recebido. Em outras palavras, em resposta ao erro entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) estando abaixo de um valor limite, a engate 624 recebe um sinal de reajuste. Todavia, no final do retardo de tempo, se o erro entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) ainda exceder o valor limite, então um evento pneumático de modo comum persistente é detectado. Consequentemente, o sinal de saída 642 do primeiro detector de CMPE 600 indica a presença do primeiro evento pneumático de modo comum.

[0095] Voltando agora para a figura 16, o segundo detector de CMPE 602 é agora descrito. O segundo detector de CMPE 602 inclui um prendedor 650, um seletor de valor médio 652, e uma engate 654 que gera um sinal de saída 656. O segundo detector de CMPE 602 é configurado para detectar o segundo evento pneumático de modo comum com base em uma falha assíncrona da pluralidade de tubos de pitot 40. Mais especificamente, às vezes a pluralidade de tubos de pitot 40 pode não se tornar não operacional ao mesmo tempo. Em lugar disso, às vezes somente um único tubo de pitot 40 pode se tornar bloqueado, e então poucos segundos depois outro tubo de pitot 40 pode se tornar bloqueado.

[0096] Similarmente ao primeiro detector de CMPE 600, os valores de pressão (isto é, o valor de pressão esquerdo PL, o valor de pressão central PC, e o valor de pressão direito PR) de cada um da pluralidade de tubos de pitot 40 são enviados para um bloco de SSFD 648. O bloco de SSFD 648 recebe, como entrada, o valor de pressão esquerdo PL, o valor de pressão central PC, e o valor de pressão direito PR a partir de cada um da pluralidade de tubos de pitot 40. O bloco de SSFD 648 determina a presença de um ou mais tubos de pitot bloqueados 40 por comparar o valor de pressão esquerdo PL, o valor de pressão central PC, e o valor de pressão direito PR uns com os outros. Em resposta à determinação de que um ou mais dos valores de pressão PL, PC, PR diferem dos valores de pressão restantes PL, PC, PR por um valor de erro de limite, o bloco de SSFD 648 marca o valor de pressão específico como uma comparação errônea, que é também referida como uma falha. O valor de erro de limite representa a diferença entre leituras de tubo de pitot quando um tubo de pitot 40 é bloqueado ou de outra maneira não operacional. Na modalidade como mostrada, três leituras de pressão (o valor de pressão esquerdo PL, o valor de pressão central PC, e o valor de pressão direito PR) são mostrados, todavia, deve ser apreciado que então mais ou menos que três leituras de pressão podem também ser usadas.

[0097] O prendedor 650 recebe, como entrada, a pluralidade de valores de pressão (por exemplo, o valor de pressão esquerdo PL, o valor de pressão central PC, e o valor de pressão direito PR) a partir do bloco de SSFD 648, em que cada um da pluralidade de valores de pressão corresponde a um da pluralidade de tubos de pitot 40. O prendedor 650 também recebe, como entrada, um indicador de falha para cada valor de pressão individual a partir do bloco de SSFD 648. Em outras palavras, o valor de pressão esquerdo PL, o valor de pressão central PC, e o valor de pressão direito PR são, cada, associados a um indicador. O indicador é ajustado para VERDADEIRA (TRUE) quando uma falha é detectada, caso contrário o indicador é ajustado para FALSA. Em resposta à determinação de não existir um indicador de falhas presente, o prendedor 650 envia os valores de pressão para o seletor de valor médio 652. O seletor de valor médio 652 então seleciona um dos valores de pressão PL, PC, PR. O valor de pressão selecionado é ajustado como a pressão total PTOT com base em um algoritmo de seleção de valor médio.

[0098] Em resposta à determinação de que um ou mais dos valores de pressão PL, PC, PR indicam uma falha, então o prendedor 650 executa uma função de retardo de tempo que estende uma falha durante um intervalo de tempo. Em outras palavras, o prendedor 650 determina a presença de um ou mais tubos de pitot bloqueados 40 por comparar a pluralidade de valores de pressão uns com os outros, onde cada tubo de pitot bloqueado 40 é uma condição de falha, e, em resposta à determinação de uma condição de falha, o prendedor 650 executa a função de retardo de tempo que estende a condição de falha pelo intervalo de tempo. O intervalo de tempo é ajustado para capturar duas ou mais falhas que ocorrem na pluralidade de tubos de pitot 40 durante o segundo evento (isto é, assíncrono) pneumático de modo comum. Em uma modalidade não limitativa, o intervalo de tempo é cerca de dois a cinco segundos. Deve ser apreciado que uma condição de falha em um tubo de pitot particular 40 pode existir por somente um período de tempo relativamente pequeno. Em um exemplo, a condição de falha pode durar por somente poucas dezenas de segundo. Uma vez quando uma condição de falha em um da pluralidade de tubos de pitot 40 ocorre, então uma condição de falha pode ocorrer em um segundo tubo de pitot 40 brevemente depois disso. Todavia, a falha no segundo tubo de pitot 40 não ocorre simultaneamente com a outra falha de tubo de pitot. Em outras palavras, as falhas entre a pluralidade de tubos de pitot 40 são assíncronas.

[0099] O seletor de valor médio 652 detecta um evento pneumático de modo comum assíncrono porque o prendedor 650 estenda falha pelo intervalo de tempo. Em outras palavras, o seletor de valor médio 652 é incapaz de detectar uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 (por exemplo, 2 dentre 3 tubos de pitot 40) gerando uma falha assíncrona, a menos que a falha seja estendida. O prendedor 650 é configurado para estender a falha que ocorre em um dos tubos de pitot 40 pelo intervalo de tempo. Por conseguinte, quando uma condição de falha ocorre em outro tubo de pitot 40, o seletor de valor médio 652 detecta o segundo evento pneumático de modo comum. Por exemplo, a leitura de pressão esquerda PL pode indicar uma condição de falha por somente 0,5 segundos (por exemplo, a condição de falha é ajustada para VERDADEIRA (TRUE) por 0,5 segundos e então vai de volta para FALSA). Todavia, o prendedor 650 estenda falha pelo intervalo de tempo, que é quatro segundos nesse exemplo. Assim, quando a leitura de pressão central Pc indicar uma condição de falha em aproximadamente um segundo depois da pressão esquerda PL, o seletor de valor médio 652 ainda recebe duas condições de falha a partir do prendedor 650.

[00100] O seletor de valor médio 652 recebe, como entrada, dois ou mais valores de pressão e indicadores de falha. Cada valor de pressão e indicador de falha corresponde a um da pluralidade de tubos de pitot 40. Em resposta à determinação de uma condição de falha, o seletor de valor médio 652 gera um sinal de saída 660. O sinal de saída 660 indica que o segundo evento pneumático de modo comum ocorreu. Isso é, em outras palavras, o sinal de saída 660 detecta uma falha assíncrona na pluralidade de tubos de pitot 40. O sinal de saída 660 é enviado para a engate 654. Em resposta à recepção do sinal de saída 660 indicando a presença do segundo evento pneumático de modo comum, a engate 654 é ajustada para o retardo de tempo. A engate 654 é reajustada em resposta à pressão dinâmica medida Qbar(m) que é determinada para ser precisa (isto é, uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 não mais exibe uma falha). Mais especificamente, em resposta ao erro entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) estando abaixo de um valor limite, a engate 654 recebe um sinal de reajuste. Todavia, no final do retardo de tempo, se o erro entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) ainda exceder o valor limite, então um evento pneumático de modo comum persistente é detectado. Consequentemente, o sinal de saída 656 do segundo detector de CMPE 602 indica a presença do segundo evento pneumático de modo comum.

[00101] Com referência à figura 14, quando ou o sinal de saída 642 do primeiro detector de CMPE 600 indica a presença do primeiro evento pneumático de modo comum ou o sinal de saída 656 do segundo detector de CMPE 602 indica a presença do segundo evento pneumático de modo comum, a saída 96 do módulo de controle de CMPE 36 é ajustada para VERDADEIRA (TRUE), caso contrário a saída 96 é ajustado para FALSA. Deve ser apreciado que tanto o primeiro evento pneumático de modo comum (determinado pelo primeiro detector de CMPE 600) quanto o segundo evento pneumático de modo (determinado pelo segundo detector de CMPE 602), ambos, representam um evento pneumático de modo comum de taxa rápida. Um evento pneumático de modo comum de taxa rápida se refere a uma maioria da pluralidade de tubos de pitot 40 estando bloqueada por algum objeto estranho (por exemplo, gelo, cinza vulcânica, etc.), onde a pressão da pluralidade de tubos de pitot 40 cai de forma relativamente rápida a uma taxa específica. Por exemplo, em uma modalidade, a taxa específica é cerca de -100 mBar/segundo, todavia deve ser apreciado que a taxa pode se alterar com base na aplicação. Em contraste ao evento pneumático de modo comum de taxa rápida, a pluralidade de tubos de pitot 40 pode também se tornar bloqueada com base em um evento pneumático de modo comum de taxa mais lenta, também. Um evento pneumático de modo comum de taxa mais lenta também ocorre com base em um bloqueio mais lento que pode ocorrer com a pluralidade de tubos de pitot 40. Em lugar disso, um evento pneumático de modo comum de taxa mais lenta, também pode ser detectado e abordado com base em técnicas convencionais que já existem. Deve ser apreciado que um evento pneumático de modo comum de taxa mais lenta, também não é detectado pelo primeiro e pelo segundo detectores de CMPE 600, 602.

[00102] Com referência agora às figuras 1, 4, 6, e 14, quando o módulo de controle de CMPE 36 determina um evento pneumático de modo comum, a pressão dinâmica medida Qbar(m) é substituída pela pressão dinâmica estimada Qbar(e) quando do cálculo do ângulo de ataque estimado αest. Mais especificamente, quando ou o primeiro evento pneumático de modo comum síncrono é detectado pelo primeiro detector de CMPE 600 ou o segundo evento pneumático assíncrono é detectado pelo segundo detector de CMPE 602, a pressão dinâmica Qbar(m) é substituída pela pressão dinâmica estimada Qbar(e) e o sistema de controle de voo descrito 18 está no modo de operação normal estendido.

[00103] A figura 17 é um fluxograma de processo exemplificativo ilustrando um método 700 para determinar uma falha síncrona da pluralidade de tubos de pitot 40. Com referência geralmente às figuras 14 e 17, o método 700 pode começar no bloco 702. No bloco 702, o módulo de controle de CMPE 36 recebe, como entrada, a pressão dinâmica medida Qbar(m) e o ângulo de ataque estimado αest. O método 700 pode então prosseguir para o bloco 704.

[00104] No bloco 704, o primeiro detector de CMPE 600 determina a taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m) e a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado à. Com referência especificamente às figuras 15 e 17, o filtro de lavagem de pressão dinâmica medida 610 recebe, como entrada, a pressão dinâmica medida Qbar(m) e determina a taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m). O filtro de lavagem de ângulo de ataque estimado 612 recebe, como entrada, o ângulo de ataque estimado αest e determina a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado ȧest. O método 700 pode então prosseguir para o bloco 706.

[00105] No bloco 706, um comparador de pressão dinâmica 618 recebe, como entrada, um valor limite de pressão dinâmica 614 e a taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m) e compara os valores uns com os outros. Adicionalmente, o comparador de ângulo de ataque estimado 620 recebe, como entrada, a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado ȧest e o valor limite de ângulo de ataque estimado 616 e compara os valores uns com os outros. O método 700 pode então prosseguir para o bloco de decisão 708.

[00106] No bloco de decisão 708, se um comparador de pressão dinâmica 618 determinar que a taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m) não é menor que um valor limite de pressão dinâmica 614, e se o comparador de ângulo de ataque estimado 620 determinar que a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado ȧest não é maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado 616, então o método 700 prossegue para o bloco 710.

[00107] No bloco 710, a engate 624 não é ajustada, e o método 700 retorna de volta para o bloco 702. Todavia, se um comparador de pressão dinâmica 618 determinar que a taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m) é menor que um valor limite de pressão dinâmica 614, e se o comparador de ângulo de ataque estimado 620 determina a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado ȧest for maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado 616, então o método 700 prossegue para o bloco 712.

[00108] No bloco 712, a engate 624 é ajustada. O método 700 pode prosseguir para o bloco de decisão 714.

[00109] No bloco de decisão 714, se, em qualquer ponto no tempo, durante o retardo de tempo, a pressão dinâmica medida Qbar(m) for precisa, então o método 700 prossegue para o bloco 716. Mais especificamente, em resposta ao erro entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) estando abaixo de um valor limite, o método 700 prossegue para o bloco 716. No bloco 716, a engate 624 recebe um sinal de reajuste. O método 700 pode então retornar para o bloco 702. Todavia, se o retardo de tempo terminar e o erro entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) ainda exceder o valor limite, então o método 700 prossegue para o bloco 718. No bloco 718, a engate 624 e o sinal de saída 642 do primeiro detector de CMPE 600 indicam a presença do primeiro evento pneumático de modo comum. O método 700 pode então terminar.

[00110] A figura 18 é um fluxograma de processo exemplificativo ilustrando um método 800 para determinar uma falha assíncrona da pluralidade de tubos de pitot 40. Com referência geralmente às figuras 16 e 18, o método 800 pode começar no bloco 802. No bloco 802, o prendedor 650 do segundo detector de CMPE 602 recebe, como entrada, os valores de pressão (por exemplo, o valor de pressão esquerdo PL, o valor de pressão central PC, e o valor de pressão direito PR) a partir do bloco de SSFD 648. O prendedor 650 também recebe, como entrada, um indicador de falha para cada valor de pressão individual a partir do bloco de SSFD 648. O método 800 pode então prosseguir para o bloco de decisão 804.

[00111] No bloco de decisão 804, se o indicador for ajustado para FALSA (FALSE) (isto é, nenhuma falha é detectada), então o método prossegue para o bloco 806. No bloco 806, o prendedor 650 envia os valores de pressão para o seletor de valor médio 652. O seletor de valor médio 652 então seleciona um dos valores de pressão. O valor de pressão selecionado é ajustado como a pressão total PTOT com base em um algoritmo de seleção de valor médio. O método 800 pode então terminar.

[00112] Se o indicador é ajustado para VERDADEIRA (TRUE) (isto é, uma falha é detectada), então o método 800 pode prosseguir para o bloco 808. No bloco 808, o prendedor 650 executa a função de retardo de tempo que estenda falha pelo intervalo de tempo. Como mencionado acima, o intervalo de tempo é ajustado para capturar duas ou mais falhas que ocorrem na pluralidade de tubos de pitot 40 durante o segundo evento (isto é, assíncrono) pneumático de modo comum. O método 800 pode então prosseguir para o bloco 810.

[00113] No bloco 810, o seletor de valor médio 652 recebe, como entrada, dois ou mais valores de pressão e indicadores de falha, onde cada valor de pressão e indicador corresponde a um da pluralidade de tubos de pitot 40. O método pode então prosseguir para o bloco de decisão 812.

[00114] No bloco de decisão 812, em resposta ao seletor de valor médio 652 determinando que uma condição de falha não está presente, o método 800 pode então terminar. Em resposta ao seletor de valor médio 652 determinando que uma condição de falha está presente, o método 800 pode prosseguir para o bloco 814. No bloco 814, o seletor de valor médio 652 gera o sinal de saída 660. Como mencionado acima, o sinal de saída 660 indica que o segundo evento pneumático de modo comum é detectado. O método 800 pode então prosseguir para o bloco 816.

[00115] No bloco 816, o sinal de saída 660 é enviado para a engate 654. O método 800 pode então prosseguir para o bloco 818.

[00116] No bloco 818, em resposta à recepção do sinal de saída 660, a engate 654 é ajustada. O método 800 pode prosseguir para o bloco de decisão 820.

[00117] No bloco de decisão 822, se, em qualquer ponto no tempo, durante o retardo de tempo, a pressão dinâmica medida Qbar(m) é precisa, então o método 800 prossegue para o bloco 822. Mais especificamente, em resposta ao erro entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) estando abaixo de um valor limite, o método 800 prossegue para o bloco 822. No bloco 822, a engate 654 recebe um sinal de reajuste. O método 800 pode então retornar para o bloco 802. Todavia, se o retardo de tempo terminar. e o erro entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) ainda exceder o valor limite, então o método 800 prossegue para o bloco 824. No bloco 824, a engate 654 e o sinal de saída 656 do segundo detector de CMPE 602 indicam a presença do segundo evento pneumático de modo comum. O método 800 pode então terminar.

[00118] Com referência geralmente às figuras 14 a 18, deve ser apreciado que os sistemas de controle de voo convencionais, atualmente disponíveis, podem cair fora do modo de operação normal e imediatamente comutar para o modo de operação secundário em resposta à determinação de ou uma medição de pressão dinâmica defeituosa ou uma medição de ângulo de ataque estimado defeituosa. Em outras palavras, os sistemas convencionais não tentam isolar a fonte de erro quando uma falha é detectada com qualquer medição. Em contraste, o sistema descrito substitui a pressão dinâmica medida pela pressão dinâmica estimada em resposta à detecção de uma pressão dinâmica medida defeituosa ou leitura de ângulo de ataque estimado. Por conseguinte, o sistema de controle de voo descrito não comuta imediatamente para o segundo modo de operação, como os sistemas convencionais, e, em vez disso, opera no modo de operação normal estendido.

[00119] Com referência agora à figura 19, o sistema de controle de voo 18 é implementado em um ou mais dispositivos ou sistemas de computador, tais como o sistema de computador de exemplo 1030. O sistema de computador 1030 inclui um processador 1032, uma memória 1034, um dispositivo de memória de armazenamento de massa 1036, uma interface de entrada/saída (E/S) 1038, e uma interface de homem-máquina (HMI) 1040. O sistema de computador 1030 é operativamente acoplado a um ou mais recursos externos 1042 por intermédio da rede 1026 ou da interface de E/S 1038. Os recursos externos podem incluir, mas não são limitados a, servidores, bancos de dados, dispositivos de armazenamento de massa, dispositivos periféricos, serviços de rede baseados em nuvem, ou qualquer outro recurso de computador apropriado que pode ser usado pelo sistema de computador 1030.

[00120] O processador 1032 inclui um ou mais dispositivos selecionados a partir de microprocessadores, microcontroladores, processadores de sinais digitais, microcomputadores, unidades de processamento central, redes de portas lógicas programáveis, dispositivos lógicos programáveis, máquinas de estado, circuitos lógicos, circuitos analógicos, circuitos digitais, ou quaisquer outros dispositivos que manipulam sinais (analógicos ou digitais) com base em instruções operacionais que estão armazenadas na memória 1034. A memória 1034 inclui um único dispositivo de memória ou uma pluralidade de dispositivos de memória incluindo, mas não limitados a, memória exclusivamente de leitura (ROM), memória de acesso aleatório (RAM), memória volátil, memória não volátil, memória de acesso aleatório estática (SRAM), memória de acesso aleatório dinâmica (DRAM), memória flash, memória de cachê, ou qualquer outro dispositivo capaz de armazenar informação. Um dispositivo de memória de armazenamento em massa 136 inclui dispositivos de armazenamento de dados, tais como uma unidade de disco rígido, unidade óptica, unidade de fita, dispositivo de estado sólido volátil ou não volátil, ou qualquer outro dispositivo capaz de armazenar informação.

[00121] O processador 1032 opera sob o controle de um sistema operacional 1046 que está situado na memória 1034. O sistema operacional 1046 gerencia recursos de computador de forma que código de programa de computador incorporado como um ou mais aplicativos de software de computador, tal como um aplicativo 1048 que reside na memória 1034, pode ter instruções executadas pelo processador 1032. Em uma modalidade alternativa, o processador 1032 pode executar o aplicativo 1048 diretamente, em cujo caso o sistema operacional 1046 pode ser omitido. Uma ou mais estruturas de dados 1049 também residem na memória 1034, e podem ser usadas pelo processador 1032, sistema operacional 1046, ou aplicativos 1048 para armazenar ou manipular dados.

[00122] A interface de E/S 1038 provê uma interface de máquina que operativamente acopla o processador 1032 a outros dispositivos e sistemas, tais como a rede 1026 ou recurso externo 1042. O aplicativo 1048 trabalha assim cooperativamente com a rede 1026 ou recurso externo 1042 por comunicação por intermédio da interface de E/S 1038 para prover as várias características, funções, aplicações, processos, ou módulos compreendendo as modalidades da descrição. O aplicativo 1048 inclui também código de programa que é executado por um ou mais recursos externos 1042, ou de outra maneira contam com funções ou sinais providos por outros componentes de sistema ou rede, externos ao sistema de computador 1030. Na verdade, dadas as configurações possíveis de hardware e software aproximadamente infinitas, pessoas que têm o conhecimento comum na técnica irão compreender que as modalidades da descrição podem incluir aplicações que são posicionadas externamente ao sistema de computador 1030, distribuídos entre múltiplos computadores ou outros recursos externos 1042, ou providos por recursos de computação (hardware e software) que são providos como um serviço sobre a rede 1026, tal como um serviço de computação em nuvem.

[00123] A HMI 1040 é operativamente acoplada ao processador 1032 do sistema de computador 1030 de uma maneira conhecida para permitir a um usuário interagir diretamente com o sistema de computador 1030. A HMI 1040 pode incluir exibições de vídeo ou alfanuméricas, uma unidade de visualização sensível ao toque, um alto-falante, e quaisquer outros indicadores apropriados de áudio e visuais capazes de prover dados ao usuário. A HMI 1040 inclui também dispositivos e controles de entrada, tais como um teclado alfanumérico, um dispositivo de apontar, teclados de multifrequência, botões de compressão, botões de controle, microfones, etc., capazes de aceitar comandos ou entrada a partir do usuário e transmitir a entrada alimentada ao processador 1032.

[00124] Um banco de dados 1044 pode estar situado em um dispositivo de memória de armazenamento em massa 1036 e pode ser usado para coletar e organizar dados usados pelos vários sistemas e módulos descritos aqui. O banco de dados 1044 pode incluir dados e suportar estruturas de dados que armazenam e organizam os dados. Em particular, o banco de dados 1044 pode ser arranjado com qualquer organização ou estrutura de bancos de dados incluindo, mas não limitada a, um banco de dados relacional, um banco de dados hierárquico, um banco de dados de rede, ou combinações dos mesmos. Um sistema de gerenciamento de bancos de dados na forma de um aplicativo de software de computador executando as instruções no processador 1032 pode ser usado para acessar as informações ou dados armazenados em gravações do banco de dados 1044 em resposta à uma consulta, onde uma consulta pode ser dinamicamente determinada e executada pelo sistema operacional 1046, outros aplicações 1048, ou um ou mais módulos.

[00125] Adicionalmente, a descrição compreende modalidades de acordo com as seguintes cláusulas:
Cláusula 1. Um sistema de controle de voo para uma aeronave, o sistema de controle de voo compreendendo:
um ou mais processadores; e
uma memória acoplada ao um ou mais processadores, a memória armazenando dados compreendendo um banco de dados e código de programa que, quando executado pelo um ou mais processadores, faz com que o sistema de controle de voo:
receba, como entrada, uma pressão dinâmica medida e um ângulo de ataque estimado;
determine uma taxa de alteração da pressão dinâmica medida;
compare a taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar com um valor limite de pressão dinâmica;
determine uma taxa de alteração do ângulo de ataque estimado;
compare a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado com um valor limite de ângulo de ataque estimado; e
em resposta à determinação de que a taxa de alteração da pressão dinâmica medida é menor que o valor limite de pressão dinâmica e a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado é maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado, determine que um primeiro evento pneumático de modo comum ocorreu.

[00126] Cláusula 2. O sistema de controle de voo de acordo com a cláusula 1, compreendendo adicionalmente uma pluralidade de tubos de pitot em comunicação com os um ou mais processadores, em que a pluralidade de tubos de pitot mede uma pressão total.

[00127] Cláusula 3. O sistema de controle de voo da cláusula 2, em que o primeiro evento pneumático de modo comum é um evento pneumático de modo comum síncrono com base em uma maioria da pluralidade de tubos de pitot sofrendo uma falha simultânea.

[00128] Cláusula 4. O sistema de controle de voo da cláusula 2, em que os um ou mais processadores executam instruções para:
receber, como entrada, uma pluralidade de valores de pressão, em que cada um da pluralidade de tubos de pitot corresponde a um valor de pressão individual;
determinar uma presença de um ou mais tubos de pitot bloqueados por comparação da pluralidade de valores de pressão uns com os outros, em que cada tubo de pitot bloqueado é uma condição de falha;
em resposta à determinação da condição de falha, executar uma função de retardo de tempo que estende a condição de falha por um intervalo de tempo; e
em resposta à determinação de uma maioria da pluralidade de tubos de pitot é bloqueada durante o intervalo de tempo, determinar um segundo evento pneumático de modo comum que ocorreu.

[00129] Cláusula 5. O sistema de controle de voo da cláusula 4, em que o segundo evento pneumático de modo comum é uma falha assíncrona ocorrendo quando a pluralidade de tubos de pitot falhar em intervalos de tempo que são deslocados uns dos outros durante um intervalo de tempo específico.

[00130] Cláusula 6. O sistema de controle de voo da cláusula 4, em que o intervalo de tempo é ajustado para capturar duas ou mais falhas que ocorrem na pluralidade de tubos de pitot durante o segundo evento pneumático de modo comum.

[00131] Cláusula 7. O sistema de controle da cláusula 4, em que tanto o primeiro evento pneumático de modo comum quanto o segundo evento pneumático de modo representam um evento pneumático de modo comum de taxa rápida.

[00132] Cláusula 8. Sistema de controle de voo da cláusula 2, em que o valor limite de pressão dinâmica é representativo da taxa de alteração da pressão dinâmica medida quando uma maioria da pluralidade de tubos de pitot sofre uma falha.

[00133] Cláusula 9. Sistema de controle de voo da cláusula 2, em que o valor limite de ângulo de ataque estimado é representativo do ȧest quando uma maioria da pluralidade de tubos de pitot sofre uma falha.

[00134] Cláusula 10. Sistema de controle de voo para uma aeronave, o sistema de controle de voo compreendendo:
um ou mais processadores; e
uma pluralidade de tubos de pitot em comunicação com os um ou mais processadores, em que a pluralidade de tubos de pitot mede uma pressão total;
uma memória acoplada ao um ou mais processadores, a memória armazenando dados compreendendo um banco de dados e código de programa que, quando executado pelo um ou mais processadores, faz com que o sistema de controle de voo:
receber, como entrada, recebe, como entrada, pressão dinâmica medida e um ângulo de ataque estimado;
determine uma taxa de alteração da pressão dinâmica medida;
compare a taxa de alteração da pressão dinâmica medida com um valor limite de pressão dinâmica;
determine uma taxa de alteração do ângulo de ataque estimado;
compare a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado com um valor limite de ângulo de ataque; e
em resposta à determinação de que a taxa de alteração da pressão dinâmica medida é menor que o valor limite de pressão dinâmica e a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado é maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado, determine que um primeiro evento pneumático de modo comum ocorreu, em que o primeiro evento pneumático de modo comum é um evento pneumático de modo comum síncrono com base em uma maioria da pluralidade de tubos de pitot sofrendo uma falha simultânea.

[00135] Cláusula 11. O sistema de controle de voo da cláusula 10, em que os um ou mais processadores executam instruções para:
receber, como entrada, uma pluralidade de valores de pressão, em que cada um da pluralidade de tubos de pitot corresponde a um valor de pressão individual;
determinar uma presença de um ou mais tubos de pitot bloqueados por comparação da pluralidade de valores de pressão uns com os outros, em que cada tubo de pitot bloqueado é uma condição de falha;
em resposta à determinação da condição de falha, executar uma função de retardo de tempo que estende a condição de falha por um intervalo de tempo; e
em resposta à determinação de uma maioria da pluralidade de tubos de pitot é bloqueada durante o intervalo de tempo, determinar um segundo evento pneumático de modo comum que ocorreu.

[00136] Cláusula 12. O sistema de controle de voo da cláusula 11, em que o segundo evento pneumático de modo comum é uma falha assíncrona ocorrendo quando a pluralidade de tubos de pitot falhar em intervalos de tempo que são deslocados uns dos outros durante um intervalo de tempo específico.

[00137] Cláusula 13. O sistema de controle de voo da cláusula 12, em que o intervalo de tempo é ajustado para capturar duas ou mais falhas que ocorrem na pluralidade de tubos de pitot durante o segundo evento pneumático de modo comum.

[00138] Cláusula 14. O sistema de controle de voo da cláusula 11, em que tanto o primeiro evento pneumático de modo comum quanto o segundo evento pneumático de modo representam um evento pneumático de modo comum de taxa rápida.

[00139] Cláusula 15. O sistema de controle de voo da cláusula 10, em que o valor limite de pressão dinâmica é representativo da taxa de alteração sofrida pela pressão dinâmica medida quando uma maioria da pluralidade de tubos de pitot sofre uma falha.

[00140] Cláusula 16. O sistema de controle de voo da cláusula 10, em que o valor limite de ângulo de ataque estimado é representativo da taxa de alteração do ângulo de ataque estimado quando uma maioria da pluralidade de tubos de pitot sofre uma falha.

[00141] Cláusula 17. Um método para controlar um sistema de controle de voo para uma aeronave, o método compreendendo:
receber, por um computador, uma pressão dinâmica medida e um ângulo de ataque estimado;
determinar, pelo computador, a taxa de alteração da pressão dinâmica medida;
comparar a taxa de alteração da pressão dinâmica medida com um valor limite de pressão dinâmica;
determinar, pelo computador, a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado;
comparar a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado com um valor limite de ângulo de ataque; e
em resposta à determinação de que a taxa de alteração da pressão dinâmica medida é menor que o valor limite de pressão dinâmica e a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado é maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado, determinar que um primeiro evento pneumático de modo comum ocorreu.

[00142] Cláusula 18. O método de acordo com a cláusula 17, compreendendo adicionalmente medir uma pressão total por uma pluralidade de tubos de pitot.

[00143] Cláusula 19. O método de acordo com a cláusula 18, compreendendo adicionalmente:
receber, pelo computador, uma pluralidade de valores de pressão, em que cada um da pluralidade de tubos de pitot corresponde a um valor de pressão individual;
determinar a presença de um ou mais tubos de pitot bloqueados por comparação da pluralidade de valores de pressão uns com os outros, em que cada tubo de pitot bloqueado é uma condição de falha;
em resposta à determinação da condição de falha, executar uma função de retardo de tempo que estende a condição de falha por um intervalo de tempo; e
em resposta à determinação de uma maioria da pluralidade de tubos de pitot é bloqueada durante o intervalo de tempo, determinar um segundo evento pneumático de modo comum que ocorreu.

[00144] Cláusula 20. O método de acordo com a cláusula 18, em que o primeiro evento pneumático de modo comum é um evento pneumático de modo comum síncrono com base em uma maioria da pluralidade de tubos de pitot sofrendo uma falha simultânea.

[00145] A descrição da presente descrição é de natureza meramente exemplificativa e variações que não se afastam do espírito da presente descrição são destinadas a estarem dentro do escopo da presente descrição. Tais variações não são consideradas como fugas do espírito e escopo da presente descrição.

Claims

Sistema de controle de voo (18) para uma aeronave (10), o sistema de controle de voo (18), caracterizado pelo fato de que compreende:
um ou mais processadores (1030); e
uma memória (1034) acoplada ao um ou mais processadores (1030), a memória (1034) armazenando dados compreendendo um banco de dados (1044) e código de programa que, quando executado pelo um ou mais processadores (1030), faz com que o sistema de controle de voo (18):
receba, como entrada, uma pressão dinâmica medida (Qbar(m)) e um ângulo de ataque estimado (ȧest);
determine uma taxa de alteração da pressão dinâmica medida (Qbar(m));
compare a taxa de alteração da pressão dinâmica medida Qbar(m) com um valor limite de pressão dinâmica (614);
determine uma taxa de alteração do ângulo de ataque estimado (ȧest);
compare a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado (ȧest) com um valor limite de ângulo de ataque estimado (616); e
em resposta à determinação de que a taxa de alteração da pressão dinâmica medida (Qbar(m)) é menor que o valor limite de pressão dinâmica (614) e a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado (ȧest) é maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado (616), determine que um primeiro evento pneumático de modo comum ocorreu.
Sistema de controle de voo (18) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente uma pluralidade de tubos de pitot (40) em comunicação com os um ou mais processadores (1030), em que a pluralidade de tubos de pitot (40) mede uma pressão total.
Sistema de controle de voo (18) de acordo a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que o primeiro evento pneumático de modo comum é um evento pneumático de modo comum síncrono com base em uma maioria da pluralidade de tubos de pitot (40) sofrendo uma falha simultânea.
Sistema de controle de voo (18) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que os um ou mais processadores (1030) executam instruções para:
receber, como entrada, uma pluralidade de valores de pressão, em que cada um da pluralidade de tubos de pitot (40) corresponde a um valor de pressão individual;
determinar uma presença de um ou mais tubos de pitot bloqueados (40) por comparação da pluralidade de valores de pressão uns com os outros, em que cada tubo de pitot bloqueado (40) é uma condição de falha;
em resposta à determinação da condição de falha, executar uma função de retardo de tempo que estende a condição de falha por um intervalo de tempo; e
em resposta à determinação de que uma maioria da pluralidade de tubos de pitot (40) está bloqueada durante o intervalo de tempo, determinar um segundo evento pneumático de modo comum que ocorreu.
Sistema de controle de voo (18) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado pelo fato de que o segundo evento pneumático de modo comum é uma falha assíncrona ocorrendo quando a pluralidade de tubos de pitot (40) falhar em intervalos de tempo que são deslocados uns dos outros durante um intervalo de tempo específico.
Sistema de controle de voo (18) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 5, caracterizado pelo fato de que o intervalo de tempo é ajustado para capturar duas ou mais falhas que ocorrem na pluralidade de tubos de pitot (40) durante o segundo evento pneumático de modo comum.
Sistema de controle de voo (18) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 6, caracterizado pelo fato de que tanto o primeiro evento pneumático de modo comum quanto o segundo evento pneumático de modo representam um evento pneumático de modo comum de taxa rápida.
Sistema de controle de voo (18) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 7, caracterizado pelo fato de que o valor limite de pressão dinâmica (614) é representativo da taxa de alteração da pressão dinâmica medida (Qbar(m)) quando uma maioria da pluralidade de tubos de pitot (40) sofre uma falha e em que o valor limite de ângulo de ataque estimado (616) é representativo do ȧest quando uma maioria da pluralidade de tubos de pitot (40) sofre uma falha.
Método para controlar um sistema de controle de voo (18) para uma aeronave (10), o método caracterizado pelo fato de que compreende:
receber, por um computador (1030), uma pressão dinâmica medida (Qbar(m)) e um ângulo de ataque estimado (ȧest);
determinar, pelo computador (1030), uma taxa de alteração da pressão dinâmica medida (Qbar(m));
comparar a taxa de alteração da pressão dinâmica medida (Qbar(m)) com um valor limite de pressão dinâmica (614);
determinar, pelo computador (1030), uma taxa de alteração do ângulo de ataque estimado (ȧest);
comparar a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado (ȧest) com um valor limite de ângulo de ataque (616); e
em resposta à determinação de que a taxa de alteração da pressão dinâmica medida (Qbar(m)) é menor que o valor limite de pressão dinâmica (614) e a taxa de alteração do ângulo de ataque estimado (ȧest) é maior que o valor limite de ângulo de ataque estimado (616), determinar que um primeiro evento pneumático de modo comum ocorreu.
Método de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente:
receber, pelo computador (1030), uma pluralidade de valores de pressão, em que cada um da pluralidade de tubos de pitot (40) corresponde a um valor de pressão individual;
determinar uma presença de um ou mais tubos de pitot bloqueados (40) por comparação da pluralidade de valores de pressão uns com os outros, em que cada tubo de pitot bloqueado (40) é uma condição de falha;
em resposta à determinação da condição de falha, executar uma função de retardo de tempo que estende a condição de falha por um intervalo de tempo; e
em resposta à determinação de que uma maioria da pluralidade de tubos de pitot (40) está bloqueada durante o intervalo de tempo, determinar um segundo evento pneumático de modo comum que ocorreu.