BR102019025680A2

BR102019025680A2 - sistema de controle de voo, e, método para determinar uma falha com um valor de ângulo de ataque

Info

Publication number: BR102019025680A2
Application number: BR102019025680-0A
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: 2019-12-04
Publication date: 2020-11-10
Also published as: US11029706B2; US20200183424A1; JP2020090277A; EP3663773B1; JP7410685B2; CN111284716A; CN111284716B; EP3663773A1

Abstract

Um sistema de controle de voo (18) para uma aeronave (10) é descrito e inclui um ou mais processadores (1032) e uma memória (1034) acoplada aos processadores (1032). A memória (1034) armazena dados compreendendo uma base de dados e código de programa que, quando executado por um ou mais processadores (1032), faz o sistema de controle de voo (18) receber como entrada um ângulo de ataque medido que é baseado em um ângulo de ataque bruto e um ângulo de ataque estimado com base em uma pressão total. É adicionalmente feito com que o sistema de controle de voo (18)compare o ângulo de ataque medido com o ângulo de ataque estimado para determinar um erro. Em resposta à determinação de que o erro entre o ângulo de ataque medido e o ângulo de ataque estimado excede um valor de limiar, o sistema de controle de voo (18) determina a presença de uma falha com um valor de ângulo de ataque.

Description

SISTEMA DE CONTROLE DE VOO, E, MÉTODO PARA DETERMINAR UMA FALHA COM UM VALOR DE ÂNGULO DE ATAQUE

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 a presença de uma falha quando o erro entre um ângulo de ataque medido e um ângulo de ataque estimado excede um valor de limiar.

FUNDAMENTOS

[002] Um Monitor de Modo Comum (CMM) ou detector de falha é tipicamente usado para detectar falhas do tubo de Pitot, tal como detectar quando os tubos de Pitot possam estar bloqueados com gelo. Tubos de Pitot fornecem informação que é usada para calcular a velocidade e altitude de uma aeronave. Em operação, cada tubo de Pitot, ou canal, envia dados ao CMM. Em virtude de tubos de Pitot serem sensores baseados em pressão, quando um tubo de Pitot é bloqueado, sua saída pode ser imprecisa. Dessa forma, é desejável gerar um sinal que possa ser usado em lugar do sinal de tubo de Pitot quando houver suspeição de uma falha do tubo de Pitot.

SUMÁRIO

[003] De acordo com diversos 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 a um ou mais processadores. A memória armazena dados compreendendo uma base de dados e código de programa que, quando executado por um ou mais processadores, faz o sistema de controle de voo receber como entrada um ângulo de ataque medido que é baseado em um ângulo de ataque bruto. O sistema de controle de voo também recebe como entrada um ângulo de ataque estimado que é baseada em uma pressão total. O sistema de controle de voo também compara o ângulo de ataque medido com o ângulo de ataque estimado para determinar um erro. Em resposta à determinação de que o erro entre o ângulo de ataque medido e o ângulo de ataque estimado excede um valor de limiar, o sistema de controle de voo determina a presença de uma falha com um valor de ângulo de ataque.

[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 sensores de ângulo de ataque em comunicação com um ou mais processadores, onde a pluralidade de sensores de ângulo de ataque é configurada para medir um ângulo de ataque bruto. O sistema de controle de voo também inclui uma pluralidade de tubos de Pitot em comunicação com um ou mais processadores, onde a pluralidade de tubos de Pitot mede uma pressão total. O sistema de controle de voo também inclui uma memória acoplada a um ou mais processadores, a memória que armazena os dados compreendendo uma base de dados e código de programa que, quando executado por um ou mais processadores, faz o sistema de controle de voo receber como entrada um ângulo de ataque medido que é baseado no ângulo de ataque bruto. O sistema de controle de voo também recebe como entrada um ângulo de ataque estimado que é baseado na pressão total. O sistema de controle de voo compara o ângulo de ataque medido com ângulo de ataque estimado para determinar um erro. Em resposta à determinação de que o erro entre o ângulo de ataque medido e o ângulo de ataque estimado excede um valor de limiar, o sistema de controle de voo determina a presença de uma falha com uma maioria da pluralidade de sensores de ângulo de ataque.

[005] Em ainda um outro aspecto da descrição, um método para determinar uma falha com um valor de ângulo de ataque para uma aeronave é descrito. O método inclui receber como entrada, por um computador, um ângulo de ataque medido que é baseado em um ângulo de ataque bruto. O método também inclui receber como entrada, pelo computador, um ângulo de ataque estimado que é determinado com base em uma pressão total. O método inclui adicionalmente comparar, pelo computador, o ângulo de ataque medido com o ângulo de ataque estimado para determinar um erro. Em resposta à determinação de que o erro entre o ângulo de ataque medido e o ângulo de ataque estimado excede um valor de limiar, o método inclui determinar a presença da falha com o valor de ângulo de ataque.

[006] Os recursos, funções e vantagens que foram discutidos podem ser conseguidos independentemente em várias modalidades ou podem ser combinados em outras modalidades, detalhes adicionais das quais podem ser vistos com referência à descrição e desenhos seguintes.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[007] Os desenhos descritos aqui têm propósitos apenas de ilustração e não visam limitar o escopo da presente descrição de maneira nenhuma.

[008] A FIG. 1 é um diagrama esquemático de um sistema de controle de voo exemplar de uma aeronave de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 2 é uma vista em perspectiva elevacional da aeronave ilustrando várias superfícies de controle e sensores de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 3 é um fluxograma ilustrando o sistema de controle de voo durante um modo de operação normal de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 4 é um fluxograma do sistema de controle de voo mostrado na FIG. 3 respondendo a um evento pneumático de modo comum de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 5 é um diagrama de blocos de um filtro de Kalman estendido para determinar uma pressão dinâmica estimada de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 6 ilustra um módulo de controle para determinar a pressão dinâmica estimada de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 7 é uma vista em perspectiva elevacional da aeronave ilustrando um centro de gravidade de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 8 é um fluxograma de processo ilustrando um método exemplar para detectar uma falha por um sistema de Monitoramento de Modo Comum com base na pressão dinâmica estimada de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 9 é um fluxograma ilustrando o sistema de controle de voo durante um modo de operação normal, onde um ângulo de ataque medido é usado de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 10 é um fluxograma do sistema de controle de voo mostrado na FIG. 9 utilizando um ângulo de ataque estimado em vez do ângulo de ataque medido em resposta à detecção de uma falha de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 11 é um diagrama de blocos de um filtro de Kalman estendido para determinar um ângulo de ataque estimado de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 12 ilustra um módulo de controle para determinar o ângulo de ataque estimado de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 13 é um fluxograma de processo ilustrando um método exemplar para determinar o ângulo de ataque estimado de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 14 é uma ilustração de um sistema para detectar o evento pneumático de modo comum baseado na pressão dinâmica medida Qbar(m) e no ângulo de ataque, ondo sistema inclui um primeiro detector e um segundo detector de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 15 é uma ilustração do primeiro detector do sistema mostrado na FIG. 14 para detectar uma falha síncrona de uma pluralidade de tubos de Pitot de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 16 é uma ilustração do segundo detector do sistema mostrado na FIG. 14 para detectar uma falha síncrona da pluralidade de tubos de Pitot de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 17 é um fluxograma de processo ilustrando um método exemplar para determinar a falha síncrona baseado no sistema mostrado na FIG. 15 de acordo com uma modalidade exemplar;
a FIG. 18 é um fluxograma de processo ilustrando um método exemplar para determinar a falha síncrona baseado no sistema mostrado na FIG. 16 de acordo com uma modalidade exemplar; e
a FIG. 19 é uma ilustração de um sistema de computador usado pelo sistema de controle de voo da FIG. 1 de acordo com uma modalidade exemplar.

DESCRIÇÃO DETALHADA

[009] A presente descrição é direcionada para um sistema de controle de voo para uma aeronave que detecta uma falha com base em um valor de ângulo de ataque. O sistema de controle de voo muda de um ângulo de ataque medido para um valor de ângulo de ataque estimado em resposta à detecção de a falha. O ângulo de ataque medido é determinado com base em dados coletados de uma pluralidade de sensores de ângulo de ataque. Ao contrário, o ângulo de ataque estimado não é baseado nos valores medidos pelos sensores de ângulo de ataque. Em vez disso, o ângulo de ataque estimado é determinado com base em uma pressão total medida por uma pluralidade de tubos de Pitot que são parte da aeronave.

[0010] Em uma modalidade, em resposta à determinação de a presença de um evento pneumático de modo comum ser detectada, o sistema de controle de voo determina o ângulo de ataque medido sem usar a velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave e o número de Mach medido. Um evento pneumático de modo comum representa uma condição onde uma maioria da pluralidade de tubos de Pitot é bloqueada ou não produz leituras precisas.

[0011] A descrição seguinte é de natureza meramente exemplar e não visa limitar a presente descrição, aplicação, ou usos.

[0012] Referindo-se à FIG. 1, é mostrado um diagrama esquemático exemplar de uma aeronave 10 incluindo um sistema de controle de voo 18. O sistema de controle de voo 18 inclui um módulo de controle de voo 16 configurado para determinar sinais de velocidade aerodinâmica confiáveis que são enviados a um ou mais sistemas de aeronave 20. Os sinais de velocidade aerodinâmica confiáveis incluem um número de Mach estimado MMDL, uma velocidade aerodinâmica calibrada VcasMDL, e uma velocidade aerodinâmica 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 (FIG. 2). Entretanto, 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 sensores de superfícies de controle, inerciais, e de ângulo de ataque 24. Deve-se perceber 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).

[0013] O sistema de controle de voo 18 inclui uma detecção de falha de evento pneumático de modo comum (CMPE) e detector 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 (FIG. 2) é bloqueada ou de outra forma não está operando corretamente simultaneamente ou dentro de uma quantidade de tempo relativamente curta (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 em virtude de formação de gelo ou por partículas estranhas tal como cinza vulcânica. A pluralidade de tubos de Pitot 40 é cada um 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 pela determinação da média ou seleção de um valor médio, que, por sua vez, produz uma pressão total PTOT. Entretanto, quando bloqueados, a pluralidade de tubos de Pitot 40 produz uma pressão total PTOT que não é precisa. Especificamente, a leitura para pressão total PTOT é muito baixa, que resulta em uma velocidade aerodinâmica calculada irrealista. A velocidade aerodinâmica calculada é provida aos sistemas de aeronave 20.

[0014] Referindo-se à FIG. 1, a pressão dinâmica medida Qbar(m) é usada para determinar o número de Mach estimado MMDL, a velocidade aerodinâmica calibrada VcasMDL, e a velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL (isto é, os valores de velocidade aerodinâmica confiáveis) durante condições operacionais normais. Para efeitos da presente descrição, condições operacionais normais ou o modo de operação normal é quando uma maioria da pluralidade de tubos de Pitot 40 (FIG. 2) está funcionando. Entretanto, deve-se perceber que o modo de operação normal é também baseado em outros parâmetros operacionais da aeronave 10 tais como, por exemplo, sensores de dados inerciais.

[0015] Em resposta ao recebimento de uma notificação de que uma maioria dos tubos de Pitot 40 está bloqueada (isto é, o valor de velocidade aerodinâmica é agora irrealisticamente baixo), o módulo de controle de CMPE 36 comuta de pressão dinâmica medida Qbar(m) para a pressão dinâmica estimada Qbar(e) para determinar o número de Mach estimado MMDL, a velocidade aerodinâmica calibrada VcasMDL, e a velocidade aerodinâmica 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 do ar confiáveis com base em medições da pluralidade de tubos de Pitot 40. Entretanto, uma vez que o sistema de controle de voo 18 determina que uma maioria dos tubos de Pitot está bloqueada, então o sistema de controle de voo 18 determina as velocidades do ar confiáveis com base na pressão dinâmica estimada Qbar(e).

[0016] Os sistemas de aeronave 20 incluem tanto hardware quanto software para prover controle de manobra de aeronave. Em uma modalidade, os sistemas de aeronave 20 incluem, mas não se limitando a, computadores eletrônicos de controle de voo integrados, computadores aviônicos, computadores de controle eletrônico de motor, e os computadores de exibições e alerta de tripulação. Os computadores eletrônicos de controle de voo integrados podem incluir partições de software para prover funcionalidade tais como, mas não se limitando a, controle de voo primário, piloto automático, gerenciamento de sinal integrado, função de referência de dados de ar. Os computadores aviônicos fornecem controle de aceleração automática, planos de voo, e orientação por baliza. Os computadores de controle eletrônico de motor podem prover controles de propulsão para empuxos de motor. Os computadores de exibições e alerta de tripulação podem prover informação de estado de aeronave em tempo real tais como, mas não se limitando a, altitude, velocidade aerodinâmica, ângulos de passo e inclinação, temperatura do ar, e qualquer mensagem de alerta do sistema.

[0017] A FIG. 2 é uma vista em perspectiva elevacional de um exterior 42 da aeronave 10. A pluralidade de tubos de Pitot 40 é colocada em um nariz 46 da aeronave, adjacente a uma cúpula do radar 44. Especificamente, em um exemplo não limitante, dois da pluralidade de tubos de Pitot 40 são colocados em um lado esquerdo 50 da aeronave e um outro tubo de Pitot 40 é localizado em um lado direito 52 da aeronave 10 (não visível na FIG. 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-se perceber que mais tubos de Pitot ou menos tubos de Pitot podem ser igualmente usados. No presente exemplo, pelo menos dois dos três tubos de Pitot 40 seriam bloqueados ou inoperáveis para desencadear o evento pneumático de modo comum.

[0018] Além da pluralidade de tubos de Pitot 40, na modalidade exemplar mostrada na FIG. 2, a aeronave 10 também inclui uma pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60 (apenas um é visível na FIG. 2) e duas sondas de temperatura do ar total (TAT) 62 (apenas uma é visível na FIG. 2). A pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60 e as sondas 62 são localizadas no lado esquerdo 50 e no lado direito 52 do nariz 46 da aeronave 10. A aeronave 10 também inclui portas estáticas 64 localizadas tanto no lado esquerdo 50 quanto no lado direito 52 da aeronave 10 (apenas o lado esquerdo é visível na FIG. 2). As portas estáticas 64 são localizadas em uma fuselagem 66 em uma localização traseira da pluralidade de tubos de Pitot 40, e adjacentes às asas 70.

[0019] Uma nacele 74 é afixada a cada asa 70 por um pilone 76. Cada nacele 74 aloja um motor de aeronave correspondente 78. Uma sonda de temperatura do ar total do motor (TAT) (não visível na FIG. 2) é posicionada em uma carenagem de entrada 82 de cada nacele. Um sensor de velocidade de motor (não visível na FIG. 2) mede a velocidade rotacional de um correspondente dos motores de aeronave 78. Em uma modalidade, o sensor de velocidade de motor é localizado dentro de um núcleo de motor na frente dos anéis de paleta de estator de alta pressão (não visível na FIG. 2).

[0020] As superfícies de controle 68 (a FIG. 3) da aeronave 10 são agora descrito. As asas 70 ambas incluem um bordo de ataque 84 e um bordo de fuga 86. Ambas as asas 70 incluem aerofólios auxiliares do bordo de ataque correspondentes 88 localizados no bordo de ataque 84 de cada asa 70 e aerofólios auxiliares do bordo de fuga correspondentes 90 localizados no bordo de fuga 86 de cada asa 70. As asas 70 também incluem um ou mais depressores 92 dispostos ao longo de uma superfície superior 94 de cada asa 70 e um par de ailerons 98 localizados no bordo de fuga 86 de cada asa 70. Uma extremidade de cauda ou 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 localizada na extremidade da cauda da aeronave 10. A extremidade traseira 100 da aeronave 10 inclui um estabilizador vertical 106 e dois estabilizadores horizontais 108. Um leme direcional 110 é localizado em um bordo de fuga 112 do estabilizador vertical 106, e um elevador 114 é localizado em um bordo de fuga 116 de cada horizontal estabilizador 108. O leme direcional 110 é móvel para controlar a guinada da aeronave 10 e os elevadores 114 são móveis para controlar o passo da aeronave 10.

[0021] A FIG. 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 (A FIG. 2) não é bloqueada. Na modalidade mostrada na FIG. 3, não ocorreu nenhum evento pneumático de modo comum. Dessa forma, uma saída 96 gerada pelo módulo de controle de CMPE 36 é definido em um valor FALSO (isto é, FALHA DE CMPE = FALSO). Referindo-se a ambas as FIGS. 2 e 3, a pressão total PTOT da pluralidade de tubos de Pitot 40 e a pressão estática Ps das portas estáticas 64 são enviadas a 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 do ar total PTOT da pluralidade de tubos de Pitot 40 e na pressão estática Ps. Especificamente, a pressão dinâmica medida Qbar(m) é a diferença entre a pressão do ar total PTOT e a pressão estática Ps. Na modalidade mostrada na FIG. 3, a pressão dinâmica medida Qbar(m) é precisa em virtude de a pluralidade de tubos de Pitot 40 não estar bloqueada. Dessa forma, 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 uma ou mais exibições 146.

[0022] Referindo-se às FIGS. 1 e 3, o sistema de controle de voo 18 determina as velocidades do ar confiáveis (o número de Mach estimado MMDL, a velocidade aerodinâmica calibrada VcasMDL, e a velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL) desde que a aeronave 10 esteja no modo de operação normal. Um modo de proteção do envelope de voo, um recurso de piloto automático, e um recurso 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 CAS são disparadas pelas medições e eventos fora de limiares 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. Entretanto, quando uma maioria da pluralidade de tubos de Pitot 40 (FIG. 2) é bloqueada, a aeronave 10 comuta do modo de operação normal e para um modo de operação estendida, que é explicado em mais detalhe a seguir e é mostrado na FIG. 4.

[0024] Referindo-se à FIG. 3, quando a aeronave 10 está no modo de operação normal e o recurso de piloto automático está engatado, então o módulo de controle de piloto automático 142 envia comandos de piloto automático ao módulo de controle de voo primário 140. O módulo de controle de voo primário 140 determina comandos de controle de superfície que são enviados às superfícies de controle 68, e o módulo de controle de aceleração automática 144 determina empuxos de motor 145 dos motores da aeronave 78 (FIG. 2). Quando a aeronave 10 está no modo de operação normal, mas o recurso de piloto automático não está engatado, então os comandos de roda e manche gerados pelo piloto 130 são processados pelo módulo de controle de voo primário 140 de acordo com leis de controle de aeronave tais como, por exemplo, leis de controle de passo e leis de controle lateral. Adicionalmente, o recurso de proteção de controle do envelope de voo é engatado.

[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 mais detalhe a seguir e é ilustrado nas FIGS. 5 e 6. Um Monitor de Modo Comum (CMM) 126 recebe como entrada a pressão dinâmica medida Qbar(m) do bloco de função de referência de dados de ar 120, a pressão dinâmica estimada Qbar(e) do módulo de controle de EKF 122, e a saída 96 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 (FIG. 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 de limiar por uma quantidade de tempo limiar. Em uma modalidade exemplar, o valor de limiar é mais que cinquenta por cento e a limiar quantidade de tempo limiar varia de cerca de cinco segundos a cerca de quinze segundos. Entretanto, deve-se perceber que outros valores podem ser igualmente usados. Na modalidade mostrada na FIG. 3, o CMM 126 determina que não ocorreu falha no modo comum (por exemplo, o valor de limiar entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) e a saída 96 indica que FALHA DE CMPE = FALSO). Dessa forma, o CMM 126 envia uma saída 99 ao módulo de controle de voo primário 140 indicando o modo de operação normal (isto é, Modo Normal = VERDADEIRO).

[0027] De volta agora à FIG. 4, o modo de operação estendida normal é mostrado. Durante o modo de operação estendida normal, uma maioria da pluralidade de tubos de Pitot 40 (FIG. 2) é bloqueada. Dessa forma, o módulo de controle de CMPE 36 detecta um evento pneumático de modo comum. Entretanto, durante o modo de operação estendida, o módulo de controle de CMPE 36 suprime o evento pneumático de modo comum durante um atraso de tempo, que é conseguido continuando a gerar uma saída 96 que indica que nenhum evento pneumático de modo comum é detectado (isto é, FALHA DE CMPE = FALSO). Em outras palavras, mesmo que um evento pneumático de modo comum seja detectado, o módulo de controle de CMPE 36 envia uma mensagem ao CMM 126 indicando que não ocorreu nenhum evento pneumático de modo comum. Entretanto, o CMM 126 determina que ocorreu uma falha de modo comum (isto é, a diferença entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) excede o valor de limiar para a quantidade de tempo limiar). Em resposta ao recebimento do valor FALSO do módulo de controle de CMPE 36 (que indica nenhum evento pneumático de modo comum) ainda determinando simultaneamente a presença de uma falha de modo comum, o CMM 126 continua a gerar uma saída 99 indicando operação de modo normal (isto é, Normal Modo = VERDADEIRO). O módulo de controle de CMPE 36 continua a suprimir o evento pneumático de modo comum durante o atraso de tempo. Em uma modalidade, o atraso de tempo é cerca de 120 segundos. Esta quantidade pode variar com base na duração de tempo que um evento pneumático de modo comum intermitente pode ocorrer, entretanto, deve-se perceber que existe um limite na duração do atraso de tempo. É necessário que o atraso de tempo seja pelo menos 60 segundos. Como visto na FIG. 4, quando a aeronave 10 está no modo de operação estendida normal, a pressão dinâmica estimada Qbar(e) determinada pelo módulo de controle de EKF 122 é enviada ao módulo de controle de voo primário 140, ao módulo de controle de piloto automático 142, ao módulo de controle de aceleração automática 144, e à pluralidade de exibições 146.

[0028] Em alguns tipos de aeronave, o sistema de proteção de envelope de voo, controle de passo, controle lateral, e recursos de piloto automático não estão disponíveis quando o sistema de controle de voo está em um modo de operação secundário. Em vez disso, apenas simples controle de passo e rolamento são disponíveis. Em outros tipos de aeronave, um recurso de piloto automático secundário pode ser disponível, que provê controles básicos de manobra de piloto automático que são independentes de sinais de dados de ar de Pitot. Na modalidade mostrada na FIG. 4, o modo de operação estendida 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 fosse detectada durante o atraso de tempo. Entretanto, uma vez que o atraso de tempo é completado, então o evento pneumático de modo comum não é mais suprimido. Dessa forma, se o módulo de controle de CMPE 36 continuar a detectar um evento pneumático de modo comum, então a saída 96 é agora definida em VERDADEIRO (isto é, FALHA DE CMPE = VERDADEIRO), e a aeronave 10 agora muda para o modo de operação secundário.

[0029] A FIG. 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, inerciais e de ângulo de ataque 24 (FIG. 1). Em outras palavras, a pressão dinâmica estimada Qbar(e) não é determinada com base nas medições da pluralidade de tubos de Pitot 40 (FIG. 2). O módulo de controle de EKF 122 inclui um modelo de medição 150, um módulo de controle dinâmico 152, um bloco de ganho Kalman 154, um bloco de integrador 156, um bloco de erro 158, um multiplicador 160, e um adicionador 162. O modelo de medição 150 prevê 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 plataforma de asa, α é 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 dianteira XS em relação ao eixo geométrico do corpo XB e o eixo geométrico do corpo ZB da aeronave 10 (FIG. 7). Deve-se perceber que o ângulo de ataque α é considerado um valor medido (isto é, medido pela pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60).

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

α é o ângulo de ataque, g é a aceleração da gravidade, e ρ é densidade do 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 atribuído ao estado atual da aeronave 10 (isto é, as condições operacionais). O valor de ganho de Kalman K não é um valor escalar e, em vez disso, é representado com base em uma matriz 2x2. O valor de ganho de Kalman K varia com base nos parâmetros operacionais 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 (visto na FIG. 6) armazenadas em uma base de dados 228. As tabelas de consulta 226 são geradas com base nas condições operacionais da aeronave 10, e as entradas para as tabelas de consulta são o ângulo de ataque α 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) 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 mais detalhe a seguir. O bloco de erro 158 determina um valor de erro de aceleração E determinando 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 multiplicando o valor de erro de aceleração E pelo valor de ganho de Kalman K.

[0033] O adicionador 162 recebe como entrada o valor de Kalman residual do multiplicador 160 e a taxa estimada de mudança da pressão dinâmica do módulo de controle dinâmico 152. O adicionador 162 combina o valor de Kalman residual com a taxa estimada de mudança da pressão dinâmica Qbar(e) entre si. O valor de Kalman residual e a taxa estimada de mudança da pressão dinâmica Qbar(e) combinados são então enviados ao bloco de integrador 156. O bloco de integrador 156 então integra a soma do valor de Kalman residual e a taxa estimada de mudança da pressão dinâmica Qbar(e) para determinar a pressão dinâmica estimada Qbar(e).

[0034] A FIG. 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 pode indicar o uso de técnicas de programação modular. Entretanto, o projeto de software pode diminuir a extensão na qual os submódulos 200, 202, 204, 206, 208, 210, 212 são distintos combinando pelo menos algumas funções de programa de múltiplos módulos em um único módulo. Além disso, as funções atribuídas aos submódulos 200, 202, 204, 206, 208, 210, 212 podem ser distribuídas de outras maneiras, ou em outros sistemas além dos representados. Dessa forma, modalidades da presente descrição não são limitadas ao arranjo específico de sistemas ou módulos mostrados na FIG. 6.

[0035] Referindo-se agora a ambas as FIGS. 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 ambos correspondem ao modelo de medição 150 do sistema 148. Um submódulo de medição 204 do módulo de controle de EKF 122 corresponde ao adicionador 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 operacionais da aeronave 10 (FIGS. 1 e 2). Os parâmetros operacionais incluem, mas não se limitando aos fatores de aceleração medidos Ax(mea) e Az(mea), ao ângulo de ataque a, à altitude barométrica, ao ângulo de passo Ɵ, a uma deflexão das superfícies de controle δ da aeronave 10, à temperatura do ar total TTOT, à velocidade do motor N1 de ambos os motores da aeronave 78 (FIG. 2), e à pressão estática Ps. A deflexão das superfícies de controle δ inclui pelo menos algumas das superfícies de controle mostradas na FIG. 2. Especificamente, na modalidade mostrada na FIG. 2, a deflexão das superfícies de controle δ inclui os aerofólios auxiliares do bordo de ataque 88, os flapes do bordo de fuga 90, os depressores 92, os ailerons 98, o estabilizador vertical 106, os estabilizadores horizontais 108, o leme direcional 110 e o elevador 114.

[0037] A FIG. 7 ilustra os eixos geométricos do corpo da aeronave 10. Os parâmetros XB, YB e ZB representam os eixos geométricos do 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 do corpo XB da aeronave 10 e um vetor XS, que representa um eixo geométrico de estabilidade dianteira da aeronave 10. O eixo geométrico de estabilidade dianteira XS é uma projeção de uma direção de velocidade aerodinâmica XW da aeronave 10 em um plano definido pelos eixos geométricos x e z.

[0038] Referindo-se agora às FIGS. 6 e 7, a aceleração longitudinal medida Ax(mea) é a aceleração medida da aeronave 10 na direção do eixo geométrico do corpo XB da aeronave e a aceleração vertical medida Az(mea) é a aceleração da aeronave 10 na direção do eixo geométrico do corpo ZB. A aceleração longitudinal medida Ax(mea) e a aceleração vertical medida Az(mea) são determinadas por um ou mais acelerômetros localizados no centro de gravidade CG da aeronave 10. Entretanto, muitos tipos de acelerômetros realmente medem o fator de carga. Dessa forma, se os acelerômetros realmente medirem acelerações, então o fator de carga correspondente é calculado subtraindo a aceleração por causa da gravidade ao longo de cada eixo geométrico.

[0039] O submódulo de coeficiente 200 recebe como entrada uma pluralidade de primeiros parâmetros operacionais que representam cada um uma condição operacional 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 operacionais. Dessa forma, deve-se perceber 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 coeficientes inclui 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-se perceber que, bem no início de uma simulação, a pressão dinâmica estimada prévia Qbar(p) é definida na 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 coeficiente 220. As tabelas de consulta tridimensionais de coeficiente 220 fornecem um valor de coeficiente de arraste CD e um coeficiente de sustentação CL com base nos valores específicos da pluralidade de primeiros parâmetros operacionais (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 coeficiente 220 são derivadas de dados coletados durante teste (por exemplo, dados de teste de túnel de vento) e dados coletados durante teste em voo. As tabelas de consulta tridimensionais de coeficiente 220 são armazenadas em uma ou mais bases de dados de propulsão 222. Deve-se perceber que, embora as bases de dados 222 estejam mostradas como parte do módulo de controle de EKF 122, as bases de dados 222 podem ser igualmente localizadas em uma localização remota do módulo de controle de EKF 122, e a modalidade mostrada na FIG. 6 visa ilustrar apenas um exemplo de onde as tabelas de consulta tridimensionais podem ser armazenadas.

[0041] Deve-se perceber que as tabelas de consulta tridimensionais de coeficiente 220 são baseadas em valores de sustentação e arraste para as superfícies de controle individuais da aeronave 10 (por exemplo, os aerofólios auxiliares do bordo de ataque 88, os flapes do bordo de fuga 90, os depressores 92, os ailerons 98, os estabilizador vertical 106, os estabilizadores horizontais 108, o leme direcional 110, e o elevador 114). Cada superfície de controle inclui tabelas de consulta para condições de baixa velocidade (isto é, com 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 mais). Além disso, cada superfície de controle é associada com tabelas de consulta individuais para o coeficiente de arraste e o coeficiente de sustentação. Todas as tabelas de consulta podem ser influenciadas por vários parâmetros operacionais da aeronave 10 tais como, por exemplo, a altitude ou o ângulo de ataque. Todas as tabelas de consulta individuais são combinadas para determinar os coeficientes de arraste e coeficientes de sustentação listados nas tabelas de consulta tridimensionais de coeficiente 220.

[0042] O submódulo de propulsão 202 recebe como entrada uma pluralidade de segundos parâmetros operacionais da aeronave 10. Especificamente, a pluralidade de segundos parâmetros operacionais da aeronave 10 inclui a altitude barométrica, o ângulo de passo Θ, a temperatura do ar total Ttot, a velocidade do motor N1 de ambos os motores de aeronave 78 (FIG. 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 operacionais. Mais especificamente, o submódulo de propulsão 202 determina o empuxo útil estimado T da aeronave 10 com base em tabelas de consulta tridimensionais baseadas em propulsão 230 que fornecem o empuxo útil estimado T com base em valores específicos da altitude barométrica, ângulo de passo Θ, da temperatura do ar total TTOT, da velocidade do motor N1 de ambos os motores de aeronave 78 (FIG. 2), e da pressão estática Ps. As tabelas de consulta tridimensionais 230 são geradas com base em simulações feitas para o tipo ou modelo específico da aeronave 10. As tabelas de consulta tridimensionais 230 são armazenadas em uma ou mais bases 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, no coeficiente de sustentação CL, e no empuxo útil estimado T. Especificamente, o submódulo de medição 204 resolve as acelerações estimadas Ax(est), Az(est) com base em uma equação de movimento que expressa um força equivalente que atua na 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 plataforma 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 dianteira XS em relação ao eixo geométrico do corpo XB e o eixo geométrico do corpo ZB da aeronave 10 (FIG. 7), XT é força de empuxo em relação a um eixo geométrico do corpo XB da aeronave 10, YT é força de empuxo em relação a um eixo geométrico do corpo Yb da aeronave 10, hft é a altitude barométrica, N1C é velocidade do motor (corrigida pela temperatura), e x é um vetor de estado. A aceleração de arraste AD é determinada subtraindo a força de empuxo líquida do eixo geométrico do corpo XB da força de arraste e dividindo o resultado pela massa da aeronave 10. A aceleração de sustentação AL é determinada subtraindo a força de empuxo líquida do eixo geométrico do corpo ZB da força de sustentação e dividindo o 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), a 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 determinando 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 do submódulo de erro 206. O submódulo de ganho de Kalman 208 determina o valor de Kalman residual multiplicando o valor de erro de aceleração E para a primeira diferença e a segunda diferença pelo 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 passo 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 mudança da pressão dinâmica Qbar(e) com base na entrada. Especificamente, a taxa estimada de mudança da pressão dinâmica 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 do multiplicador 160 e a taxa estimada de mudança da pressão dinâmica Qbar(e) do módulo de controle dinâmico 152. O submódulo de integração 212 combina o valor de Kalman residual com a taxa estimada de mudança da pressão dinâmica entre si, e então integra a soma do valor de Kalman residual e da taxa estimada de mudança da pressão dinâmica Qbar(e), que resulta na pressão dinâmica estimada Qbar(e). Deve-se perceber que a pressão dinâmica estimada Qbar(e) provê maior precisão quando comparada aos valores de pressão dinâmica que são calculados usando abordagens convencionais.

[0048] Referindo-se a ambas as FIGS. 3 e 6, o CMM 126 recebe como entrada a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e). O CMM 126 compara a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) entre si para determinar uma diferença. Em resposta à determinação de que a diferença entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) excede o valor de limiar para a quantidade de tempo limiar, o CMM 126 determina uma falha. Deve-se perceber que o CMM descrito 126 detecta falhas com maior precisão quando comparado a sistemas CMM existentes. A maior precisão do CMM 126 resulta em menos alarmes falsos ou espúrios que são criados pelo sistema de controle de voo 18.

[0049] A FIG. 8 é um fluxograma de processo exemplar ilustrando um método 300 para determinar uma falha pelo CMM 126 com base na pressão dinâmica estimada Qbar(e). Referindo-se a FIGS. 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 do ar total PTOT da pluralidade de tubos de Pitot 40. O método 300 pode então ir 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 do ar total Ptot da pluralidade de tubos de Pitot 40 e na pressão estática Ps. O método 300 pode então ir 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 sub-rotina ou o método 310. O método 310 é realizado recursivamente para determinar 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 operacionais. O método 310 então vai para o bloco 314, onde o módulo de controle de EKF 122 determina o empuxo útil estimado T da aeronave 10 com base na pluralidade de segundos parâmetros operacionais da aeronave 10. O método 310 então vai para o bloco 316, onde 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, no coeficiente de sustentação CL, e no empuxo útil estimado T. O método então vai para o bloco 318, onde 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 vai para o bloco 320, onde o módulo de controle de EKF 122 determina o valor de Kalman residual multiplicando o valor de erro de aceleração E pelo valor de ganho de Kalman K. O método 310 então vai para o bloco 322, onde o módulo de controle de EKF 122 determina a taxa estimada de mudança da pressão dinâmica Qbar(e) com base na aceleração longitudinal estimada Ax(est) da aeronave 10. O método 310 pode então ir para o bloco 324. No bloco 324, o valor de Kalman residual é combinado com a taxa estimada de mudança da pressão dinâmica entre si, e a soma do valor de Kalman residual e a taxa estimada de mudança da pressão dinâmica Qbar(e) são integradas para determinar a pressão dinâmica estimada Qbar(e). O método 310 pode então retornar para o bloco 312.

[0053] Uma vez que a pressão dinâmica estimada Qbar(e) seja determinada, o método 300 pode ir para o bloco 326. No bloco 326, o CMM 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 ir 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 de limiar para a quantidade de tempo limiar, então o CMM 126 determina que não ocorreu nenhuma falha. O método 300 pode então retornar para o bloco 302. Entretanto, em resposta à determinação da diferença entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) exceder o valor de limiar para a quantidade de tempo limiar, o método 300 vai para o bloco 330.

[0055] No bloco 330, o CMM 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 mostrado na FIG. 3 e para o modo de operação normal estendido mostrado na FIG. 4. O método 300 pode então terminar.

[0056] Referindo-se no geral às FIGS. 1-9, 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 maior precisão. A maior precisão da pressão dinâmica estimada resulta em menos alarmes espúrios gerados pelo Monitor de Modo Comum quando comparado a sistemas convencionais. Em decorrência disso, existe uma reduzida ocorrência de a aeronave desnecessariamente comutar do modo de operação normal para o modo de operação secundário. Além disso, a pressão dinâmica estimada também suporta operação de envelope total da aeronave.

[0057] Referindo-se agora à FIGS. 1 e 9, em uma 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, onde o ângulo de ataque medido ɑm é baseado em 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 ɑest. Diferente do ângulo de ataque medido am, o ângulo de ataque estimado ɑest é determinado sem usar medições da pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60. Em vez disso, o ângulo de ataque estimado ɑest é determinado com base na pressão total PTOT medida pela pluralidade de tubos de Pitot 40 (FIG. 2).

[0058] O módulo de controle de voo 16 compara o ângulo de ataque medido ɑm com o ângulo de ataque estimado ɑest para determinar um erro. Em resposta à determinação de que o erro entre o ângulo de ataque medido am e o ângulo de ataque estimado ângulo de ataque estimado ɑest excede um valor de limiar, 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 include, por exemplo, sujeira que impacta a pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60 ou, alternativamente, formação de gelo torna o resolvedor do ângulo de ataque (não mostrado) aderente.

[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 uma maioria dos sensores de ângulo de ataque 60 não estão provendo dados precisos. Especificamente, como explicado a seguir, novos valores para a velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL e o número de Mach estimado Mmdl precisam ser recalculados usando a pressão dinâmica estimada Qbar(e). Isto se dá em virtude de os valores para a velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL e o número de Mach estimado MMDL serem erroneamente baixos durante um evento pneumático de modo comum.

[0060] Referindo-se agora à FIG. 9, um módulo de correção de ângulo de ataque 420 é configurado para corrigir a tendenciosidade introduzida pela pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60. Especificamente, a pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60 (FIG. 2) é configurada para medir um ângulo de ataque bruto ɑraw usando uma paleta de autoalinhamento. Cada sensor de ângulo de ataque 60 provê um valor de ângulo de ataque bruto exclusivo ɑraw. Um dos valores de ângulo de ataque bruto ɑraw é selecionado com base em lógica de seleção de sinal e detecção de falha (SSFD). A lógica SSFD é configurada para selecionar um único valor de um conjunto de sensores redundantes, onde o valor selecionado provavelmente é o mais representativos do valor real do parâmetro operacional medido pelos sensores. Deve-se perceber que o ângulo de ataque bruto ɑraw, 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 ɑraw é referido como o ângulo de ataque medido am.

[0061] O módulo de correção de ângulo de ataque 420 recebe como entrada o ângulo de ataque bruto ɑraw e a pressão do ar total PTOT medida pela pluralidade de tubos de Pitot 40 (FIG. 2). O módulo de correção de ângulo de ataque 420 determina o ângulo de ataque medido am com base em um termo de correção de braço de momento, (isto é, o termo de correção com base na paleta de autoalinhamento), o ângulo de ataque bruto ɑraw, a velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL, e o número de Mach estimado Mmdl. A velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL, e o número de Mach estimado Mmdl são determinados com base na pressão total PTOT.

[0062] Deve-se perceber que, durante um evento pneumático de modo comum aqui explicado, os valores para velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL e o número de Mach estimado MMDL são recalculados usando a pressão dinâmica estimada Qbar(e). Especificamente, em resposta ao CMM 126 (FIGS. 3 e 4) determinando que a diferença entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) excede um valor de limiar por uma quantidade de tempo limiar, o CMM 126 determina a presença de uma falha de modo comum da pressão dinâmica medida Qbar(m). Uma vez que o evento pneumático de modo comum é determinado, então o módulo de correção de ângulo de ataque 420 determina o ângulo de ataque medido ɑm 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 aerodinâmica verdadeira sintética da aeronave VtEKF (Equação 5):

[0063] Continuando com referência à FIG. 9, um módulo de controle de filtro de Kalman estendido (EKF) 422 é configurado para determinar o ângulo de ataque estimado ɑest, que é descrito em mais detalhe a seguir e é mostrado na FIGS. 11 e 12. Entretanto, deve-se perceber que, diferente do ângulo de ataque medido am, o ângulo de ataque estimado ɑest não é baseado em medições obtidas pela pluralidade de sensores de ângulo de ataque 60. Um do Monitor de Modo Comum de ângulo de ataque CMM 426, que é referido como o CMM 426, recebe como entrada o ângulo de ataque medido am, o ângulo de ataque estimado ɑest, e a saída 96 do módulo de controle de CMPE 36. O CMM 426 determina uma falha de modo comum, que é também referida como uma falha. Especificamente, o CMM 426 determina que uma falha ocorreu quando o erro entre o ângulo de ataque medido ɑm e o ângulo de ataque estimado ɑest excede o valor de limiar por uma quantidade de tempo limiar.

[0064] O valor de limiar 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 de limiar relativamente baixo). Por exemplo, uma taxa de erro relativamente baixa pode ser cerca de quinze segundos, enquanto uma taxa de erro relativamente alta inclui uma persistência muito maior de cerca de quinze segundos. Entretanto, deve-se perceber que outros valores podem ser igualmente usados.

[0065] A FIG. 9 ilustra uma condição de não falha onde não foi detectada nenhuma falha pelo CMM 426. Dessa forma, o ângulo de ataque medido am 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-se também perceber que a aeronave 10 está operando no modo de operação normal. A FIG. 10 ilustra uma condição de falha detectada pelo CMM 426. Em resposta ao CMM 426 detectando uma falha com relação ao valor de ângulo de ataque, o ângulo de ataque estimado ɑest é provido ao módulo de controle de voo primário 140, ao módulo de controle de piloto automático 142, ao módulo de controle de aceleração automática 144 e à pluralidade de exibições 146. Nas modalidades mostradas nas FIGS. 9 e 10, não existe falha de modo comum da pressão dinâmica estimada Qbar(e) (isto é, uma maioria da pluralidade de tubos de Pitot 40 não é bloqueada). Dessa forma, a saída 96 gerada pelo módulo de controle de CMPE 36 é definida em um valor FALSO (isto é, FALHA DE CMPE = FALSO). Entretanto, em resposta à detecção de uma falha de modo comum, os valores para velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL e o número de Mach estimado Mmdl podem não mais ser precisos. Em vez disso, o módulo de correção de ângulo de ataque 420 usa o número de Mach sintético MEKF (Equação 4) e a velocidade aerodinâmica verdadeira sintética da aeronave VtEKF (Equação 5) para preservar o sinal do ângulo de ataque estimado ɑest que é usado pelo módulo de controle de voo 140.

[0066] A FIG. 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 ɑest com base em dados coletados dos sensores de dados de ar 22 (FIG. 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 adicionador 462. Similar ao modelo de medição 150 mostrado na FIG. 5, o modelo de medição 450 prevê 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 mudança para o ângulo de ataque estimado, que é referida como uma taxa estimada de mudança do ângulo de ataque A taxa estimada de mudança do ângulo de ataque ȧ(e) é determinada com base em uma componente de aceleração normal estimada A_N(est) da aeronave 10, onde o componente de aceleração normal estimada A_N(est) é a aceleração vertical em um quadro de estabilidade da aeronave 10. Especificamente, a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque ȧ(e) é uma função de um passo q(dPs), da velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL, do ângulo de passo Ɵ, do componente de aceleração normal estimada A_N(est), e do ângulo de ataque estimado ɑest. Em uma modalidade, a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque estimado ɑest 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. Similar à modalidade mostrada na FIGS. 5, o valor de ganho de Kalman K representa o peso atribuído ao estado atual da aeronave 10 (isto é, as condições operacionais), e é um valor dinâmico que é determinado por um conjunto de tabelas de consulta 526 (visto na FIG. 12) armazenadas em uma base de dados 528. O bloco de erro 458 recebe como entrada a aceleração longitudinal estimada Ax(est) e uma aceleração vertical estimada Az(est) do modelo de medição 450 bem como a aceleração longitudinal medida Ax(mea) e a aceleração vertical medida Az(mea), e determina o valor de erro de aceleração E determinando 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 multiplicando o valor de erro de aceleração E pelo valor de ganho de Kalman K.

[0069] O adicionador 462 recebe como entrada o valor de Kalman residual do multiplicador 460 e a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque ȧ(e) do módulo de controle dinâmico 452. O adicionador 462 combina o valor de Kalman residual com a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque ȧ(e) entre si. O valor de Kalman residual e a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque combinados (e) são então enviados ao bloco de integrador 456. O bloco de integrador 456 então integra a soma do valor de Kalman residual e a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque ȧ(e) para determinar o ângulo de ataque estimado ɑest.

[0070] A FIG. 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 pode indicar o uso de técnicas de programação modular. Referindo-se agora à ambas as FIGS. 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 ambos correspondem ao modelo de medição 450 do sistema 448. Um submódulo de medição 484 do módulo de controle de EKF 422 corresponde ao adicionador 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 operacionais da aeronave 10 (FIGS. 1 e 2). Os parâmetros operacionais incluem, mas não se limitando aos fatores de aceleração medidos Ax(mea) e Az(mea), ao passo q(dps), velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL, ao ângulo de passo Θ, ao componente de aceleração normal estimada A_N(est), ao ângulo de ataque estimado ɑest, à pressão dinâmica estimada prévia Qbar(p), ao número de Mach estimado MMDL, à altitude barométrica, à deflexão das superfícies de controle δ da aeronave 10, à velocidade do motor N1 de ambos os motores de aeronave 78 (FIG. 2), e à pressão estática Ps. Similar ao submódulo de coeficiente 200 mostrado na FIG. 6, o submódulo de coeficiente 480 recebe como entrada a pluralidade de primeiros parâmetros operacionais que representam cada um uma condição operacional da aeronave 10, que inclui o ângulo de ataque estimado ɑest, a deflexão das superfícies de controle δ 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 operacionais e uma ou mais tabelas de consulta tridimensionais de coeficiente 520. As tabelas de consulta tridimensionais de coeficiente 520 fornecem um valor de coeficiente de arraste CD e um coeficiente de sustentação CL com base em valores específicos da pluralidade de primeiros parâmetros operacionais.

[0072] Similar ao submódulo de propulsão 202 mostrado na FIG. 6, o submódulo de propulsão 482 recebe como entrada a pluralidade de segundos parâmetros operacionais da aeronave 10, que inclui a altitude barométrica, o ângulo de passo Θ, velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL, a velocidade do motor N1 de ambos os motores de aeronave 78 (FIG. 2), a temperatura do 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 operacionais e tabelas de consulta tridimensionais baseadas em propulsão 530 que fornecem o empuxo útil estimado T com base em valores específicos da pluralidade de segundos parâmetros operacionais.

[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 determinando 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 do submódulo de erro 486. O submódulo de ganho de Kalman 488 determina o valor de Kalman residual multiplicando o valor de erro de aceleração E para a primeira diferença e a segunda diferença pelo valor de ganho de Kalman K.

[0076] O submódulo dinâmico 490 recebe como entrada o passo q(dps), a velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL, o ângulo de passo Θ, o componente de aceleração normal estimada A_N(est), e o ângulo de ataque estimado ɑest, e determina a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque ȧ(e) com base na Equação 6, que é descrita acima. O submódulo de integração 492 recebe como entrada o valor de Kalman residual do multiplicador 460 e a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque do submódulo dinâmico 490. O submódulo de integração 492 combina o valor de Kalman residual com a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque ȧ(e) entre si, e então integra a soma do valor de Kalman residual e taxa estimada de mudança do ângulo de ataque ȧ(e), que resulta no ângulo de ataque estimado ɑest.

[0077] Referindo-se à FIG. 9, o CMM 426 recebe como entrada o ângulo de ataque medido am e o ângulo de ataque estimado ɑest. O CMM 426 compara o ângulo de ataque medido am e o ângulo de ataque estimado ɑest um com o outro para determinar uma diferença. Em resposta à determinação de que a diferença entre o ângulo de ataque medido am e o ângulo de ataque estimado ɑest excede o valor de limiar na quantidade de tempo limiar, o CMM 426 determina que existe uma falha que afeta o valor de ângulo de ataque.

[0078] A FIG. 13 é um fluxograma de processo exemplar ilustrando um método 570 para determinar uma falha do valor de ângulo de ataque pelo CMM 426. Referindo-se às FIGS. 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 ɑraw e a pressão do ar total PTOT medidas pela pluralidade de tubos de Pitot 40 (FIG. 2). O método 300 pode então ir para o bloco 574.

[0079] No bloco 574, o módulo de correção de ângulo de ataque 420 determina o ângulo de ataque medido ɑm com base em um termo de correção de braço de momento, no ângulo de ataque bruto ɑraw, na velocidade aerodinâmica verdadeira sintética da aeronave VtEKF, e no número de Mach estimado MMDL. Como anteriormente mencionado, durante um evento pneumático de modo comum, os valores para velocidade aerodinâmica verdadeira sintética da aeronave VtEKF e o número de Mach sintético MEKF são calculados usando a pressão dinâmica estimada Qbar(e) (vide Equações 4 e 5). O método 570 pode então ir para o bloco 576.

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

[0081] O método 580 inclui 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 operacionais. O método 580 então vai para o bloco 584, onde o módulo de controle de EKF 422 determina o empuxo útil estimado T da aeronave 10 com base na pluralidade de segundos parâmetros operacionais da aeronave 10. O método 580 então vai para o bloco 586, onde 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, no coeficiente de sustentação CL e no empuxo útil estimado T. O método 580 então vai para o bloco 588, onde 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 vai para o bloco 590, onde o módulo de controle de EKF 422 determina o valor de Kalman residual multiplicando o valor de erro de aceleração E pelo valor de ganho de Kalman K. O método 580 então vai para o bloco 592, onde o módulo de controle de EKF 422 determina a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque ȧ(e) com base no componente de aceleração normal estimada A_N(est) da aeronave 10. O método 580 pode então ir para o bloco 594. No bloco 594, o valor de Kalman residual é combinado com a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque ȧ(e) entre si, e a soma do valor de Kalman residual e a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque são integrados para determinar o ângulo de ataque estimado ɑest. O método 580 pode então retornar para o bloco 582.

[0082] Uma vez que o ângulo de ataque estimado ɑest seja determinado, o método 570 pode ir para o bloco 596. No bloco 596, o CMM 426 compara o ângulo de ataque medido am e o ângulo de ataque estimado ɑest um com o outro para determinar o erro. O método 580 pode então ir para o bloco 598.

[0083] No bloco 598, se o erro não exceder o valor de limiar para a quantidade de tempo limiar, então o CMM 426 determina que não ocorreu nenhuma falha. O método 570 pode então retornar para o bloco 572. Entretanto, em resposta à determinação de que o erro excede o valor de limiar para a quantidade de tempo limiar, o método 570 vai para o bloco 599.

[0084] No bloco 599, o CMM 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 de utilizar o ângulo de ataque medido ɑm (mostrado na FIG. 9) e em vez disso usa o ângulo de ataque estimado ɑest (mostrado na FIG. 10). O método 570 pode então terminar.

[0085] Referindo-se no geral às FIGS. 9-13, o sistema descrito provê uma abordagem para determinar um ângulo de ataque estimado que é independente das medições coletadas pelos sensores de ângulo de ataque.
Portanto, o sistema substitui o ângulo de ataque estimado em resposta à determinação de que o ângulo de ataque medido não é mais utilizável. Além disso, no caso de um evento pneumático de modo comum ser detectado (isto é, uma maioria dos tubos de Pitot da aeronave é bloqueada), o sistema descrito também provê uma abordagem para determinar o ângulo de ataque medido sem usar a velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave e o número de Mach medido. Deve-se perceber que, durante um evento pneumático de modo comum, os valores para a velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave e o número de Mach estimado são erroneamente baixos e, portanto, qualquer valor determinado com base nesses valores pode não ser preciso. Dessa forma, o sistema determina valores sintéticos para a velocidade aerodinâmica 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 ser agora descrita. Referindo-se agora à FIG. 14, o módulo de controle de CMPE 36 recebe como entrada a pressão dinâmica medida Qbar(m) e o ângulo de ataque estimado ɑest 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 = VERDADEIRO) em resposta à detecção tanto de uma falha síncrona quanto de uma falha síncrona com a pluralidade de tubos de Pitot 40. Deve-se perceber que, nas modalidades descritas nas FIGS. 14-18, o ângulo de ataque estimado ɑest é o valor as descrito com referência às FIGS. 9-13 (isto é, o ângulo de ataque medido não é usado).

[0087] O módulo de controle de CMPE 36 inclui um primeiro detector CMPE 600 e um segundo detector CMPE 602. O primeiro detector CMPE 600 recebe como entrada a pressão dinâmica medida Qbar(m) e o ângulo de ataque estimado ɑest e determina um primeiro evento pneumático de modo comum com base em ambas as entradas. Mais especificamente, o primeiro detector 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 passam por uma falha simultânea. Ao contrário, o segundo detector CMPE 602 é configurado para detectar um segundo evento pneumático de modo comum, que é uma falha síncrona, com base apenas na pressão dinâmica medida Qbar(m). Uma falha síncrona é baseada na pluralidade tubos de Pitot 40 caindo em intervalos de tempo que são deslocados um do outro durante um intervalo de tempo específico. Por exemplo, uma falha síncrona ocorre quando um da pluralidade de tubos de Pitot 40 falha primeiro, então cerca de dois segundos depois um segundo tubo de Pitot 40 falha, e então um terceiro tubo de Pitot 40 falha cerca de dois segundos após o segundo tubo de Pitot 40.

[0088] Referindo-se agora à FIG. 15, o primeiro detector CMPE 600 é agora descrito. O primeiro detector CMPE 600 inclui um filtro de torção negativa de pressão dinâmica medida 610, um filtro de torção negativa de ângulo de ataque 612, um valor de limiar de pressão dinâmica 614, um valor de limiar de ângulo de ataque 616, um comparador de pressão dinâmica 618, um comparador de ângulo de ataque 620, um bloco AND 622, e um engate 624. O primeiro detector CMPE 600 gera um sinal de saída 642 que é definido em VERDADEIRO quando o primeiro evento pneumático de modo comum é detectado e é definido em FALSO quando nenhum evento pneumático de modo comum é detectado.

[0089] A pluralidade de tubos de Pitot 40 é cada um configurado para medir um valor de pressão P. Por exemplo, na modalidade não limitante mostrada, três valores de pressão P são ilustrados (isto é, um valor de pressão da esquerda PL, um valor de pressão do centro PC, e um valor de pressão da direita PR). Os valores de pressão PL, PC, PR de cada tubo de Pitot 40 são enviados a 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 é o mais representativo do valor real do parâmetro operativo medido pelos sensores. Dessa forma, o bloco SSFD 630 é configurado para selecionar um dos valores de pressão PL, PC, PR. O selecionado dos valores de pressão PL, PC, PR é o valor mais representativo da pressão dinâmica medida Qbar(m) quando comparado aos demais valores de pressão 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 CMPE 600.

[0090] O filtro de torção negativa de pressão dinâmica medida Qbar(m) 610 recebe como entrada a pressão dinâmica medida Qbar(m) e determina uma taxa de mudança da pressão dinâmica medida Qbar(m), que é referida como Qbar(m). Especificamente, o filtro de torção negativa de pressão dinâmica medida Qbar(m) 610 opera como um filtro passa-alta que rejeita valores de estado estacionário e deixa passar valores transientes da pressão dinâmica medida Qbar(m) para determinar a taxa de mudança da pressão dinâmica medida A taxa de mudança da pressão dinâmica medida Qbar(m) é enviada ao comparador de pressão dinâmica 618. O comparador de pressão dinâmica 618 recebe como entrada o valor de limiar de pressão dinâmica 614 e a taxa de mudança da pressão dinâmica medida Qbar(m) e compara os valores um com o outro. Em resposta à determinação de que a taxa de mudança da pressão dinâmica medida é menor que o valor de limiar de pressão dinâmica 614, o comparador de pressão dinâmica 618 gera um sinal de saída 636 indicando que a taxa de mudança da pressão dinâmica medida Qbar(m) está dentro de limites (por exemplo, um sinal VERDADEIRO). Entretanto, em resposta à determinação de que a taxa de mudança da pressão dinâmica medida Qbar(m) é maior ou igual ao valor de limiar de pressão dinâmica 614, o comparador de pressão dinâmica 618 gera um sinal FALSO como o sinal de saída 636.

[0091] O valor de limiar de pressão dinâmica 614 é representativo de uma taxa de mudança observada pela pressão dinâmica medida Qbar(m) quando uma maioria da pluralidade de tubos de Pitot 40 passa por uma falha (por exemplo, são bloqueados). Por exemplo, em uma modalidade, a taxa de mudança ou queda na pressão dinâmica medida Qbar(m) é de quase 100 megabars negativos por segundo (mBar/s). O valor de limiar de pressão dinâmica 614 é determinado com base em dados de avaliação quantitativa coletados de uso no campo. Mais especificamente, o valor de limiar de pressão dinâmica 614 é determinado analisando dados coletados de eventos pneumáticos de modo comum síncronos anteriores que ocorreram durante a operação de outra aeronave. Entretanto, o valor de limiar 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 tanto a uma simulação por computador bem como a dados de teste obtidos de dados de bancada de teste. O valor de limiar de ângulo de ataque estimado 616 é representativo da taxa de mudança do ângulo de ataque estimado ɑest quando uma maioria da pluralidade de tubos de Pitot 40 passa por uma falha. Por exemplo, em uma modalidade, a taxa de mudança ou o aumento escalonado no ângulo de ataque estimado ɑest é cerca de +10 graus/segundo.

[0092] O filtro de torção negativa de ângulo de ataque estimado 612 recebe como entrada o ângulo de ataque estimado ɑest e determina uma taxa de mudança do ângulo de ataque estimado ȧest. O filtro de torção negativa de ângulo de ataque estimado 612 opera como um filtro passa-alta que rejeita valores de estado estacionário e deixa passar valores transientes do ângulo de ataque estimado para determinar a taxa de mudança do ângulo de ataque estimado ȧest. O comparador de ângulo de ataque estimado 620 recebe como entrada a taxa de mudança do ângulo de ataque estimado ȧest e o valor de limiar de ângulo de ataque estimado 616 e compara os valores um com o outro. Em resposta à determinação de que a taxa de mudança da taxa de mudança do ângulo de ataque estimado ȧest é maior que o valor de limiar de ângulo de ataque estimado 616, o comparador de ângulo de ataque estimado 620 gera um sinal de saída 638 para o bloco AND 622 indicando que a taxa de mudança do ângulo de ataque estimado est está fora dos limites (por exemplo, um sinal VERDADEIRO). Em resposta à determinação de que a taxa de mudança da taxa de mudança do ângulo de ataque estimado ȧest é maior que o valor de limiar de ângulo de ataque estimado 616, o comparador de ângulo de ataque estimado 620 gera um sinal FALSO como o sinal de saída 638.

[0093] O bloco AND 622 recebe como entrada o sinal de saída 636 do comparador de pressão dinâmica 618 e o sinal de saída 638 do comparador de ângulo de ataque estimado 620. Em resposta a ambos os sinais de saída 636, 638 sendo VERDADEIRO, o bloco AND 622 gera um sinal de saída 640 que é enviado ao 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 a taxa de mudança da pressão dinâmica medida Qbar(m) é menor que o valor de limiar de pressão dinâmica 614 e a taxa e mudança da taxa de mudança do ângulo de ataque estimado ȧest é maior que o valor de limiar de ângulo de ataque estimado 616, o bloco AND 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 passando por uma falha simultânea.

[0094] Em resposta ao sinal de saída 640 indicando um evento pneumático de modo comum (por exemplo, VERDADEIRO), o engate 624 é definido durante o atraso de tempo. Deve-se perceber que, durante o atraso de tempo, o engate 624 pode ser redefinido a qualquer momento em resposta à pressão dinâmica medida Qbar(m) sendo precisa. Por exemplo, se a pressão dinâmica medida Qbar(m) for determinado como precisa em 26 segundos no atraso de tempo, então o engate 624 é redefinido e o atraso de tempo termina. Entretanto, o engate 624 permanece definido quando nenhum sinal de redefinição for recebido. Em outras palavras, em resposta ao erro entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) sendo abaixo de um valor de limiar, o engate 624 recebe um sinal de redefinição. Entretanto, no final do atraso de tempo, se o erro entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) ainda exceder o valor de limiar, então um evento pneumático de modo comum persistente é detectado. Dessa forma, o sinal de saída 642 do primeiro detector CMPE 600 indica a presença do primeiro evento pneumático de modo comum.

[0095] De volta agora à FIG. 16, o segundo detector CMPE 602 é agora descrito. O segundo detector CMPE 602 inclui um circuito de grampeamento 650, um seletor de valor médio 652, e um engate 654 que gera um sinal de saída 656. O segundo detector CMPE 602 é configurado para detectar o segundo evento pneumático de modo comum com base em uma falha síncrona da pluralidade de tubos de Pitot 40. Mais especificamente, algumas vezes a pluralidade de tubos de Pitot 40 podem não estar não operacionais ao mesmo tempo. Em vez disso, algumas vezes apenas um único tubo de Pitot 40 pode ficar bloqueado, e então alguns segundos depois um outro tubo de Pitot 40 pode ficar bloqueado.

[0096] Similar ao primeiro detector CMPE 600, os valores de pressão (isto é, o valor de pressão da esquerda PL, valor de pressão do centro PC, e o valor de pressão da direita PR) de cada da pluralidade de tubos de Pitot 40 são enviados a um bloco SSFD 648. O bloco SSFD 648 recebe como entrada o valor de pressão da esquerda PL, o valor de pressão do centro PC, e o valor de pressão da direita PR de cada da pluralidade de tubos de Pitot 40. O bloco SSFD 648 determina a presença de um ou mais tubos de Pitot bloqueados 40 comparando o valor de pressão da esquerda PL, o valor de pressão do centro Pc, e o valor de pressão da direita PR uns com os outros. Em resposta à determinação de que um ou mais dos valores de pressão PL, PC, PR difere dos demais valores de pressão PL, PC, PR por um valor de erro limiar, o bloco SSFD 648 marca o valor de pressão específico como uma comparação imperfeita, que é também referida como uma falha. O valor de erro limiar representa a diferença entre leituras de tubo de Pitot quando um tubo de Pitot 40 é bloqueado ou de outra fora inoperacional. Na modalidade mostrada, três leituras de pressão (o valor de pressão da esquerda PL, o valor de pressão do centro PC, e o valor de pressão da direita PR) são mostrados, entretanto deve-se perceber que mais ou menos que três leituras de pressão podem ser igualmente usadas.

[0097] O circuito de grampeamento 650 recebe como entrada a pluralidade de valores de pressão (por exemplo, o valor de pressão da esquerda PL, o valor de pressão do centro PC, e o valor de pressão da direita PR) do bloco SSFD 648, em que cada um da pluralidade de valores de pressão corresponde a um da pluralidade de tubos de Pitot 40. O circuito de grampeamento 650 também recebe como entrada um indicador de falha para cada valor de pressão individual do bloco SSFD 648. Em outras palavras, o valor de pressão da esquerda PL, o valor de pressão do centro PC, e o valor de pressão da direita PR são cada um associados com um indicador. O indicador é definido em VERDADEIRO quando uma falha é detectada, senão o indicador é definido em FALSO. Em resposta à determinação de que não existe indicador de falhas presente, o circuito de grampeamento 650 envia os valores de pressão ao 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 definido 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 indica uma falha, então o circuito de grampeamento 650 executa uma função de atraso de tempo que estende uma falha durante um intervalo de tempo. Em outras palavras, o circuito de grampeamento 650 determina a presença de um ou mais tubos de Pitot bloqueados 40 comparando a pluralidade de valores de pressão uns com outros, onde cada tubo de Pitot bloqueado 40 é uma condição de falha, e, em resposta à determinação de uma condição de falha, o circuito de grampeamento 650 executa a função de atraso de tempo que estende a condição de falha para o intervalo de tempo. O intervalo de tempo é definido para capturar duas ou mais falhas que ocorrem na pluralidade de tubos de Pitot 40 durante o segundo evento pneumático de modo comum (isto é, assíncrono). Em uma modalidade não limitante, o intervalo de tempo é cerca de dois a cinco segundos. Deve-se perceber que que uma condição de falha em um tubo de Pitot particular 40 pode existir apenas por um período de tempo relativamente curto. Em um exemplo, a condição de falha pode durar apenas alguns décimos de segundo. Uma vez que 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 logo a seguir. Entretanto, 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 em virtude de o circuito de grampeamento 650 estender a falha para o 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 de 3 tubos de Pitot 40) gerando uma falha síncrona a menos que a falha seja estendida. O circuito de grampeamento 650 é configurado para estender a falha que ocorre em um do tubo de Pitot 40 para o intervalo de tempo. Portanto, quando uma condição de falha ocorre em um 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 apenas por 0,5 segundo (por exemplo, a condição de falha é definida em VERDADEIRO por 0,5 segundo e então volta para FALSO). Entretanto, o circuito de grampeamento 650 estende a falha no intervalo de tempo, que é quatro segundos neste exemplo. Dessa forma, quando a leitura de pressão central PC indica uma condição de falha cerca de um segundo após a pressão esquerda PL, o seletor de valor médio 652 ainda recebe duas condições de falha do circuito de grampeamento 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. Ou seja, em outras palavras, o sinal de saída 660 detecta uma falha síncrona na pluralidade de tubos de Pitot 40. O sinal de saída 660 é enviado ao engate 654. Em resposta ao recebimento do sinal de saída 660 indicando a presença do segundo evento pneumático de modo comum, o engate 654 é definido para o atraso de tempo. O engate 654 é redefinido em resposta à pressão dinâmica medida Qbar(m) ser determinada como 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) sendo abaixo de um valor de limiar, o engate 654 recebe um sinal de redefinição. Entretanto, no final do atraso de tempo, se o erro entre a pressão dinâmica medida Qbar(m) e a pressão dinâmica estimada Qbar(e) ainda exceder o valor de limiar, então um evento pneumático de modo comum persistente é detectado. Dessa forma, o sinal de saída 656 do segundo detector CMPE 602 indica a presença do segundo evento pneumático de modo comum.

[00101] Referindo -se à FIG. 14, quando tanto o sinal de saída 642 do primeiro detector CMPE 600 indica a presença do primeiro evento pneumático de modo comum quanto o sinal de saída 656 do segundo detector CMPE 602 indica a presença do segundo evento pneumático de modo comum, a saída 96 do módulo de controle de CMPE 36 é definida em VERDADEIRO, senão a saída 96 é definida em FALSO. Deve-se perceber que tanto o primeiro evento pneumático de modo comum (determinado pelo primeiro detector CMPE 600) quanto o segundo modo evento pneumático (determinado pelo segundo detector CMPE 602) ambos representam um evento pneumático de modo comum de falsa taxa. Um evento pneumático de modo comum de falsa taxa se refere a uma maioria da pluralidade de tubos de Pitot 40 sendo 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, entretanto, deve-se perceber que a taxa pode mudar com base na aplicação. Ao contrário do evento pneumático de modo comum de falsa taxa, a pluralidade de tubos de Pitot 40 pode também ficar bloqueada igualmente com base em um evento pneumático de modo comum de baixa taxa. Um evento pneumático de modo comum de baixa taxa ocorre com base em um menor bloqueio que pode ocorrer com a pluralidade de tubos de Pitot 40. Em vez disso, um evento pneumático de modo comum de baixa taxa pode ser detectado e abordado com base em técnicas convencionais que já existem. Deve-se perceber que um evento pneumático de modo comum de baixa taxa não é detectado pelos primeiro e segundo detectores CMPE 600, 602.

[00102] Referindo-se agora às FIGS. 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 com a pressão dinâmica estimada Qbar(e) durante o cálculo do ângulo de ataque estimado ɑest. Mais especificamente, quando tanto o primeiro evento pneumático de modo comum síncrono é detectado pelo primeiro detector CMPE 600 quanto o segundo evento pneumático assíncrono é detectado pelo segundo detector CMPE 602, a pressão dinâmica Qbar(m) é substituída com a pressão dinâmica estimada Qbar(e) e o sistema de controle de voo descrito 18 fica no modo de operação estendida normal.

[00103] A FIG. 17 é um fluxograma de processo exemplar ilustrando um método 700 para determinar uma falha síncrona da pluralidade de tubos de Pitot 40. Referindo-se no geral às FIGS. 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 ɑest. O método 700 pode então ir para o bloco 704.

[00104] No bloco 704, o primeiro detector CMPE 600 determina a taxa de mudança da pressão dinâmica medida e a taxa de mudança do ângulo de ataque estimado à. Referindo-se especificamente às FIGS. 15 e 17, o filtro de torção negativa de pressão dinâmica medida Qbar(m) 610 recebe como entrada a pressão dinâmica medida Qbar(m) e determina a taxa de mudança da pressão dinâmica medida O filtro de torção negativa de ângulo de ataque estimado 612 recebe como entrada o ângulo de ataque estimado ɑest e determina a taxa de mudança do ângulo de ataque estimado ȧest. O método 700 pode então ir para o bloco 706.

[00105] No bloco 706, o comparador de pressão dinâmica 618 recebe como entrada o valor de limiar de pressão dinâmica 614 e a taxa de mudança da pressão dinâmica medida e compara os valores um com o outro. Adicionalmente, o comparador de ângulo de ataque estimado 620 recebe como entrada a taxa de mudança do ângulo de ataque estimado est e o valor de limiar de ângulo de ataque estimado 616 e compara os valores um com o outro. O método 700 pode então ir para o bloco de decisão 708.

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

[00107] No bloco 710, o engate 624 não é definido, e o método 700 retorna para o bloco 702. Entretanto, se o comparador de pressão dinâmica 618 determinar que a taxa de mudança da pressão dinâmica medida Qbar(m) é menor que o valor de limiar de pressão dinâmica 614, e se o comparador de ângulo de ataque estimado 620 determinar que a taxa de mudança do ângulo de ataque estimado ȧest é maior que o valor de limiar de ângulo de ataque estimado 616, então o método 700 vai para o bloco 712.

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

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

[00110] A FIG. 18 é um fluxograma de processo exemplar ilustrando um método 800 para determinar uma falha síncrona da pluralidade de tubos de Pitot 40. Referindo-se no geral às FIGS. 16 e 18, o método 800 pode começar no bloco 802. No bloco 802, o circuito de grampeamento 650 do segundo detector CMPE 602 recebe como entrada os valores de pressão (por exemplo, o valor de pressão da esquerda PL, o valor de pressão do centro PC, e o valor de pressão da direita PR) do bloco SSFD 648. O circuito de grampeamento 650 também recebe como entrada uma indicador de falha para cada valor de pressão individual do bloco SSFD 648. O método 800 pode então ir para o bloco de decisão 804.

[00111] No bloco de decisão 804, se o indicador for definido em FALSO (isto é, nenhuma falha é detectada), então o método vai para o bloco 806. No bloco 806 o circuito de grampeamento 650 envia os valores de pressão ao seletor de valor médio 652. O seletor de valor médio 652 então seleciona um dos valores de pressão. O valor de pressão selecionado é definido 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 for definido em VERDADEIRO (isto é, uma falha for detectada), então o método 800 pode ir para o bloco 808. No bloco 808, o circuito de grampeamento 650 executa a função de atraso de tempo que estende a falha para o intervalo de tempo. Como mencionado anteriormente, o intervalo de tempo é definido para capturar duas ou mais falhas que ocorrem na pluralidade de tubos de Pitot 40 durante o segundo evento pneumático de modo comum (isto é, assíncrono). O método 800 pode então ir 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 ir 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 ir para o bloco 814. No bloco 814, o seletor de valor médio 652 gera o sinal de saída 660. Como mencionado anteriormente, o sinal de saída 660 indica que o segundo evento pneumático de modo comum é detectado. O método 800 pode então ir para o bloco 816.

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

[00116] No bloco 818, em resposta ao recebimento do sinal de saída 660, o engate 654 é definido. O método 800 pode ir para o bloco de decisão 820.

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

[00118] Referindo-se no geral às FIGS. 14-18, deve-se perceber que sistemas de controle de voo convencionais atualmente disponíveis podem sair do modo de operação normal e imediatamente comutar para o modo de operação secundário em resposta à determinação de qualquer uma medição de pressão dinâmica falha ou uma medição do ângulo de ataque falha. Em outras palavras, sistemas convencionais não tentam isolar a fonte de erro quando uma falha é detectada com qualquer medição. Ao contrário, o sistema descrito substitui a pressão dinâmica medida com a pressão dinâmica estimada em resposta à detecção de uma medida de pressão dinâmica falha ou leitura de ângulo de ataque estimado. Portanto, o sistema de controle de voo descrito não comuta imediatamente para o segundo modo de operação como sistemas convencionais e, em vez disso, opera no modo de operação normal estendido.

[00119] Referindo-se agora à FIG. 19, o sistema de controle de voo 18 é implementado em um ou mais dispositivos ou sistemas de computador, tal como o sistema de computador exemplar 1030. O sistema de computador 1030 inclui um processador 1032, uma memória 1034, um dispositivo de memória de armazenamento de massa 1036, um interface de entrada/saída (I/O) 1038, e uma Interface Homem-Máquina (HMI) 1040. O sistema de computador 1030 é operacionalmente acoplado a um ou mais recursos externos 1042 por meio da rede 1026 ou interface I/O 1038. Recursos externos podem incluir, mas não se limitando a, servidores, bases de dados, dispositivos de armazenamento de massa, dispositivos periféricos, serviços de rede baseados em nuvem, ou qualquer outro recurso de computador adequado que pode ser usado pelo sistema de computador 1030.

[00120] O processador 1032 inclui um ou mais dispositivos selecionado de microprocessadores, microcontroladores, processadores de sinal digital, microcomputadores, unidades de processamento central, arranjos de porta programáveis no campo, dispositivos de lógica programável, máquinas de estado, circuitos lógicos, circuitos analógicos, circuitos digitais, ou qualquer outro dispositivo que manipule sinais (analógicos ou digitais) com base em instruções operacionais que são armazenadas na memória 1034. A memória 1034 inclui um único dispositivo de memória ou uma pluralidade de dispositivos de memória incluindo, mas não se limitando a, memória apenas de leitura (ROM), memória de acesso aleatório (RAM), memória volátil, memória não volátil, memória estática de acesso aleatório (SRAM), memória dinâmica de acesso aleatório (DRAM), memória flash, memória cache, ou qualquer outro dispositivo capaz de armazenar informação. O dispositivo de memória de armazenamento de massa 136 inclui dispositivos de armazenamento de dados tais como uma unidade de disco rígido, unidade de disco óptico, 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 reside na memória 1034. O sistema operacional 1046 gerencia recursos de computador de forma que o código de programa de computador incorporado como uma ou mais aplicações de software de computador, tal como uma aplicação 1048 que reside na memória 1034, pode ter instruções executadas pelo processador 1032. Em uma modalidade alternativa, o processador 1032 pode executar a aplicação 1048 diretamente, caso este em que o sistema operacional 1046 pode ser omitido. Uma ou mais estruturas de dados 1049 também reside na memória 1034, e pode ser usada pelo processador 1032, sistema operacional 1046, ou aplicação 1048 para armazenar ou manipular dados.

[00122] A interface I/O 1038 provê uma interface de máquina que operacionalmente acopla o processador 1032 a outros dispositivos e sistemas, tal como a rede 1026 ou recurso externo 1042. A aplicação 1048 por meio disso funciona cooperativamente com a rede 1026 ou recurso externo 1042 comunicando por meio da interface I/O 1038 para prover os vários recursos, funções, aplicações, processos, ou módulos compreendendo modalidades da invenção. A aplicação 1048 também inclui código de programa que é executado por um ou mais recursos externos 1042, ou senão baseiam em funções ou sinais providos por outros sistemas ou componentes de rede externos ao sistema de computador 1030. Certamente, dadas as configurações de hardware e software praticamente infinitas possíveis, pessoas com conhecimento ordinário entenderão que modalidades da invenção podem incluir aplicações que são localizadas externamente ao sistema de computador 1030, distribuídas dentre múltiplos computadores ou outros recursos externos 1042, ou providas por recursos de computação (hardware e software) que são providas como um serviço pela rede 1026, tal como um serviço de computação de nuvem.

[00123] O HMI 1040 é operacionalmente acoplado ao processador 1032 do sistema de computador 1030 de uma maneira conhecida para permitir que um usuário interaja diretamente com o sistema de computador 1030. O HMI 1040 pode incluir exibições de vídeo ou alfanuméricas, uma tela sensível ao toque, um alto-falante, e qualquer outro indicador de áudio e vídeo adequado capaz de prover dados ao usuário. O HMI 1040 também inclui dispositivos e controles de entrada tais como teclado alfanumérico, um dispositivo de apontamento, blocos de teclas, botões de apertar, botões de controle, microfones, etc., capazes de aceitar comandos ou entrada do usuário e transmitir a entrada alimentada para o processador 1032.

[00124] Uma base de dados 1044 pode residir no dispositivo de memória de armazenamento de massa 1036 e pode ser usado para coletar e organizar dados usados pelos vários sistemas e módulos descritos aqui. A base de dados 1044 pode incluir dados e suportar estruturas de dados que armazenam e organizam os dados. Em particular, a base de dados 1044 pode ser arranjada com qualquer organização de base de dados ou estrutura incluindo, mas não se limitando a uma base de dados relacional, uma base de dados hierárquica, uma base de dados de rede, ou combinações das mesmas. Um sistema de gerenciamento de base de dados na forma de uma aplicação de software de computador que executa como instruções no processador 1032 pode ser usado para acessar a informação ou dados armazenados em registro da base de dados 1044 em resposta a uma consulta, onde uma consulta pode ser dinamicamente determinada e executada pelo sistema operacional 1046, outras aplicações 1048, ou um ou mais módulos.

[00125] Adicionalmente, a descrição compreende modalidades de acordo com as cláusulas seguintes:
Cláusula 1. Um sistema de controle de voo (18) para uma aeronave (10), o sistema de controle de voo (18) compreendendo:
um ou mais processadores (1032); e
uma memória (1034) acoplada a um ou mais processadores (1032), a memória (1034) armazenando dados compreendendo uma base de dados (1044) e código de programa que, quando executado por um ou mais processadores (1032), faz o sistema de controle de voo (18):
receber como entrada um ângulo de ataque medido (ɑm) que é baseado em um ângulo de ataque bruto (ɑraw);
receber como entrada um ângulo de ataque estimado (ɑest) que é baseado em uma pressão total;
comparar o ângulo de ataque medido (ɑm) com o ângulo de ataque estimado (ɑest) para determinar um erro;
em resposta à determinação de que o erro entre o ângulo de ataque medido (ɑm) e o ângulo de ataque estimado (ɑest) excede um valor de limiar, determinar a presença de uma falha com um valor de ângulo de ataque.

[00126] Cláusula 2. O sistema de controle de voo (18) da cláusula 1, compreendendo adicionalmente uma pluralidade de sensores de ângulo de ataque (60) em comunicação com um ou mais processadores (1032), em que a pluralidade de sensores de ângulo de ataque (60) é configurada para medir o ângulo de ataque bruto (ɑraw).

[00127] Cláusula 3. O sistema de controle de voo (18) da cláusula 2, em que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
determinar o ângulo de ataque medido (ɑm) com base em um termo de correção de braço de momento, o ângulo de ataque bruto (ɑraw), uma velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL, e um número de Mach estimado (MMDL).

[00128] Cláusula 4. O sistema de controle de voo (18) da cláusula 1, compreendendo adicionalmente uma pluralidade de tubos de Pitot (40) em comunicação com um ou mais processadores (1032), em que a pluralidade de tubos de Pitot (40) mede a pressão total.

[00129] Cláusula 5. O sistema de controle de voo (18) da cláusula 4, em que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
determinar uma pressão dinâmica medida (Qbar(m)) com base na pressão do ar total da pluralidade de tubos de Pitot (40) e uma pressão estática (Ps);
determinar uma pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) com base tanto em um coeficiente de arraste (CD) quanto em um coeficiente de sustentação (CL), em que o coeficiente de arraste (CD) e o coeficiente de sustentação (CL) são baseados em uma pluralidade de primeiros parâmetros operacionais da aeronave (10);
comparar a pressão dinâmica medida (Qbar(m)) e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) uma com a outra para determinar uma diferença; e,
em resposta à determinação de que a diferença entre a pressão dinâmica medida (Qbar(m)) e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) excede um outro valor de limiar por uma quantidade de tempo limiar, determinar uma presença de uma falha de modo comum da pressão dinâmica medida Qbar(m).

[00130] Cláusula 6. O sistema de controle de voo (18) da cláusula 5, em que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
determinar o ângulo de ataque medido (ɑm) com base em um termo de correção de braço de momento, o ângulo de ataque bruto ɑraw, e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)).

[00131] Cláusula 7. O sistema de controle de voo (18) da cláusula 1, em que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
receber como entrada uma aceleração longitudinal medida (Ax(mea)) e uma aceleração vertical medida (Az(mea));
determinar uma aceleração longitudinal estimada (Ax(est)) e uma aceleração vertical estimada (Ax(est)) com base em um coeficiente de arraste (Cd) e um coeficiente de sustentação (Cl), em que o coeficiente de arraste (Cd) e um coeficiente de sustentação (Cl) são baseados em uma pluralidade de primeiros parâmetros operacionais da aeronave (10);
determinar um valor de erro de aceleração para 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)); e
determinar um valor de Kalman residual multiplicando o valor de erro de aceleração para a primeira diferença e a segunda diferença por um valor de ganho de Kalman.

[00132] Cláusula 8. O sistema de controle de voo da cláusula 7, em que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
determinar uma taxa estimada de mudança do ângulo de ataque (ȧ(e)) com base em um componente de aceleração normal estimada A_N(est) da aeronave (10);
combinar o valor de Kalman residual com a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque (ȧ(e)) juntos em uma soma; e
integrar a soma do valor de Kalman residual e a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque (ȧ(e)) para determinar o ângulo de ataque estimado (ɑest).

[00133] Cláusula 9. Um sistema de controle de voo (18) para uma aeronave (10), o sistema de controle de voo (18) compreendendo:
um ou mais processadores (1032);
uma pluralidade de sensores de ângulo de ataque (60) em comunicação com um ou mais processadores (1032), em que a pluralidade de sensores de ângulo de ataque (60) é configurada para medir um ângulo de ataque bruto (ɑraw); e
uma pluralidade de tubos de Pitot (40) em comunicação com um ou mais processadores (1032), em que a pluralidade de tubos de Pitot (40) mede uma pressão total;
uma memória (1034) acoplada a um ou mais processadores (1032), a memória (1034) armazenando dados compreendendo uma base de dados (1044) e código de programa que, quando executado por um ou mais processadores (1032), faz o sistema de controle de voo (18):
receber como entrada um ângulo de ataque medido (ɑm) que é baseado no ângulo de ataque bruto (ɑraw);
receber como entrada um ângulo de ataque estimado (ɑest) que é baseado na pressão total;
comparar o ângulo de ataque medido (ɑm) com ângulo de ataque estimado (ɑest) para determinar um erro;
em resposta à determinação de que o erro entre o ângulo de ataque medido (ɑm) e o ângulo de ataque estimado (ɑest) excede um valor de limiar, determinar a presença de uma falha com uma maioria da pluralidade de sensores de ângulo de ataque (60).

[00134] Cláusula 10. O sistema de controle de voo (18) da cláusula 9, em que um ou mais processadores (1032) executa instrução para:
determinar o ângulo de ataque medido (ɑm) com base em um termo de correção de braço de momento, o ângulo de ataque bruto (ɑraw), uma velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave (VtMDL), e um número de Mach estimado (MMDL).

[00135] Cláusula 11. O sistema de controle de voo (18) da cláusula 9, em que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
determinar uma pressão dinâmica medida (Qbar(m)) com base na pressão do ar total da pluralidade de tubos de Pitot (40) e uma pressão estática (Ps);
determinar uma pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) com base tanto em um coeficiente de arraste (CD) quanto um coeficiente de sustentação (CL), em que o coeficiente de arraste (CD) e o coeficiente de sustentação (CL) são baseados em uma pluralidade de primeiros parâmetros operacionais da aeronave (10);
comparar a pressão dinâmica medida (Qbar(m)) e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) uma com a outra para determinar uma diferença; e
em resposta à determinação de que a diferença entre a pressão dinâmica medida (Qbar(m)) e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) excede um outro valor de limiar por uma quantidade de tempo limiar, determinar uma presença de uma falha de modo comum da pressão dinâmica medida (Qbar(m)).

[00136] Cláusula 12. O sistema de controle de voo (18) da cláusula 11, em que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
determinar o ângulo de ataque medido (ɑm) com base em um termo de correção de braço de momento, o ângulo de ataque bruto ɑraw, e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)).

[00137] Cláusula 13. O sistema de controle de voo (18) da cláusula 9, em que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
receber como entrada uma aceleração longitudinal medida (Ax(mea)) e uma aceleração vertical medida (Az(mea));
determinar uma aceleração longitudinal estimada (Ax(est)) e uma aceleração vertical estimada (Ax(est)) com base em um coeficiente de arraste (CD) e um coeficiente de sustentação (CL);
determinar um valor de erro de aceleração para 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)); e
determinar um valor de Kalman residual multiplicando o valor de erro de aceleração para a primeira diferença e a segunda diferença por um valor de ganho de Kalman.

[00138] Cláusula 14. O sistema de controle de voo da cláusula 13, em que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
determinar uma taxa estimada de mudança do ângulo de ataque é determinada com base em um componente de aceleração normal estimada (A_N(est)) da aeronave (10);
combinar o valor de Kalman residual com a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque (ȧ(e)) juntos em uma soma; e
integrar a soma do valor de Kalman residual e a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque (ȧ(e)) para determinar o ângulo de ataque estimado (ɑest).

[00139] Cláusula 15. Um método para determinar uma falha com um valor de ângulo de ataque para uma aeronave (10), o método compreendendo:
receber como entrada, por um computador (1030), o ângulo de ataque medido (ɑm) que é baseado em um ângulo de ataque bruto ɑraw;
receber como entrada, pelo computador (1030), um ângulo de ataque estimado (ɑest) que é determinado com base em uma pressão total;
comparar, pelo computador (1030), o ângulo de ataque medido (ɑm) com o ângulo de ataque estimado (ɑest) para determinar um erro;
em resposta à determinação do erro entre o ângulo de ataque medido (ɑm) e o ângulo de ataque estimado (ɑest) excede um valor de limiar, determinar a presença da falha com o valor de ângulo de ataque.

[00140] Cláusula 16. O método da cláusula 15, compreendendo adicionalmente:
determinar o ângulo de ataque medido (ɑm) com base em um termo de correção de braço de momento, o ângulo de ataque bruto (ɑraw), uma velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave (VtMDL), e um número de Mach estimado (MMDL).

[00141] Cláusula 17. O método da cláusula 15, compreendendo adicionalmente:
determinar uma pressão dinâmica medida (Qbar(m)) com base na pressão do ar total de uma pluralidade de tubos de Pitot (40) e uma pressão estática (Ps);
determinar uma pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) com base tanto em um coeficiente de arraste (CD) quanto um coeficiente de sustentação (CL), em que o coeficiente de arraste (CD) e o coeficiente de sustentação (CL) são baseados em uma pluralidade de primeiros parâmetros operacionais da aeronave (10);
comparar a pressão dinâmica medida (Qbar(m)) e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) uma com a outra para determinar uma diferença; e
em resposta à determinação de que a diferença entre a pressão dinâmica medida (Qbar(m)) e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) excede uma outro valor de limiar por uma quantidade de tempo limiar, determinar uma presença de uma falha de modo comum da pressão dinâmica medida (Qbar(m)).

[00142] Cláusula 18. O método da cláusula 17, compreendendo adicionalmente:
determinar o ângulo de ataque medido (ɑm) com base em um termo de correção de braço de momento, o ângulo de ataque bruto (ɑraw), e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)).

[00143] Cláusula 19. O método da cláusula 15, compreendendo adicionalmente:
receber como entrada uma aceleração longitudinal medida (Ax(mea)) e uma aceleração vertical medida (Az(mea));
determinar uma aceleração longitudinal estimada (Ax(est)) e uma aceleração vertical estimada (Ax(est)) com base em um coeficiente de arraste (CD) e um coeficiente de sustentação (CL);
determinar um valor de erro de aceleração para 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)); e
determinar um valor de Kalman residual multiplicando o valor de erro de aceleração para a primeira diferença e a segunda diferença com um valor de ganho de Kalman.

[00144] Cláusula 20. O método da cláusula 19, compreendendo adicionalmente:
determinar uma taxa estimada de mudança do ângulo de ataque é determinado com base em um componente de aceleração normal estimada (A_N(est)) da aeronave (10);
combinar o valor de Kalman residual com a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque ( (e)) juntos em uma soma; e
integrar a soma do valor de Kalman residual e a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque (ȧ(e)) para determinar o ângulo de ataque estimado (ɑest).

[00145] A descrição da presente descrição é de natureza meramente exemplar e variações que não fogem da essência da presente descrição devem estar dentro do escopo da presente descrição. Tais variações não devem ser consideradas um desvio 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; (1032); e
uma memória (1034) acoplada a um ou mais processadores, (1032), a memória (1034) armazenando dados compreendendo uma base de dados (1044) e código de programa que, quando executado por um ou mais processadores, (1032), faz o sistema de controle de voo (18):
receber como entrada um ângulo de ataque medido (ɑm) que é baseada em um ângulo de ataque bruto; (ɑraw);
receber como entrada um ângulo de ataque estimado (ɑest) que é baseada em uma pressão total;
comparar o ângulo de ataque medido (ɑm) com o ângulo de ataque estimado (ɑest) para determinar um erro;
em resposta à determinação de que o erro entre o ângulo de ataque medido (ɑm) e o ângulo de ataque estimado (ɑest) excede um valor de limiar, determinar a presença de uma falha com um valor de ângulo de ataque.
Sistema de controle de voo (18) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente uma pluralidade de sensores de ângulo de ataque (60) em comunicação com um ou mais processadores, (1032), em que a pluralidade de sensores de ângulo de ataque (60) é configurada para medir o ângulo de ataque bruto (ɑraw).
Sistema de controle de voo (18) de acordo a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
determinar o ângulo de ataque medido (ɑm) com base em um termo de correção de braço de momento, o ângulo de ataque bruto, (ɑraw), uma velocidade aerodinâmica verdadeira da aeronave VtMDL, e um número de Mach estimado (MMDL).
Sistema de controle de voo (18) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
determinar uma pressão dinâmica medida (Qbar(m)) com base na pressão do ar total de uma pluralidade de tubos de Pitot (40) e uma pressão estática; (Ps);
determinar uma pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) com base tanto em um coeficiente de arraste (Cd) quanto um coeficiente de sustentação, (Cl), em que o coeficiente de arraste (Cd) e o coeficiente de sustentação (Cl) são baseados em uma pluralidade de primeiros parâmetros operacionais da aeronave; (10);
comparar a pressão dinâmica medida (Qbar(m)) e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) uma com a outra para determinar uma diferença; e
em resposta à determinação de que a diferença entre a pressão dinâmica medida (Qbar(m)) e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) excede um outro valor de limiar por uma quantidade de tempo limiar, determinar uma presença de uma falha de modo comum da pressão dinâmica medida Qbar(m).
Sistema de controle de voo (18) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado pelo fato de que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
determinar o ângulo de ataque medido (ɑm) com base em um termo de correção de braço de momento, o ângulo de ataque bruto ɑraw, e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)).
Sistema de controle de voo (18) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 5, caracterizado pelo fato de que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
receber como entrada uma aceleração longitudinal medida (Ax(mea)) e uma aceleração vertical medida; (Az(mea));
determinar uma aceleração longitudinal estimada (Ax(est)) e uma aceleração vertical estimada (Ax(est)) com base em um coeficiente de arraste (CD) e um coeficiente de sustentação, (CL), em que o coeficiente de arraste (CD) e um coeficiente de sustentação (CL) são baseados em uma pluralidade de primeiros parâmetros operacionais da aeronave; (10);
determinar um valor de erro de aceleração para 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)); e
determinar um valor de Kalman residual multiplicando o valor de erro de aceleração para a primeira diferença e a segunda diferença por um valor de ganho de Kalman.
Sistema de controle de voo de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 6, caracterizado pelo fato de que um ou mais processadores (1032) executa instruções para:
determinar uma taxa estimada de mudança do ângulo de ataque (ȧ(e)) com base em um componente de aceleração normal estimada A_N(est) da aeronave; (10);
combinar o valor de Kalman residual com a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque (ȧ(e)) juntos em uma soma; e
integrar a soma do valor de Kalman residual e a taxa estimada de mudança do ângulo de ataque (ȧ(e)) para determinar o ângulo de ataque estimado (ɑest).
Método para determinar uma falha com um valor de ângulo de ataque para uma aeronave (10), o método caracterizado pelo fato de que compreende:
receber como entrada, por um computador (1030), o ângulo de ataque medido (ɑm) que é baseada em um ângulo de ataque bruto ɑraw;
receber como entrada, pelo computador (1030), um ângulo de ataque estimado (ɑest) que é determinado com base em uma pressão total;
comparar, pelo computador (1030), o ângulo de ataque medido (ɑm) com o ângulo de ataque estimado (ɑest) para determinar um erro;
em resposta à determinação de que o erro entre o ângulo de ataque medido (ɑm) e o ângulo de ataque estimado (ɑest) excede um valor de limiar, determinar a presença da falha com o valor de ângulo de ataque.
Método de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente:
determinar uma pressão dinâmica medida (Qbar(m)) com base na pressão do ar total de uma pluralidade de tubos de Pitot (40) e uma pressão estática (Ps);
determinar uma pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) com base tanto em um coeficiente de arraste (CD) quanto um coeficiente de sustentação (CL), em que o coeficiente de arraste (CD) e o coeficiente de sustentação (CL) são baseados em uma pluralidade de primeiros parâmetros operacionais da aeronave (10);
comparar a pressão dinâmica medida (Qbar(m)) e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) uma com a outra para determinar uma diferença; e
em resposta à determinação de que a diferença entre a pressão dinâmica medida (Qbar(m)) e a pressão dinâmica estimada (Qbar(e)) excede um outro valor de limiar por uma quantidade de tempo limiar, determinar uma presença de uma falha de modo comum da pressão dinâmica medida Qbar(m).
Método de acordo com a reivindicação 8 ou 9, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente:
receber como entrada uma aceleração longitudinal medida (Ax(mea)) e uma aceleração vertical medida (Az(mea));
determinar uma aceleração longitudinal estimada (Ax(est)) e uma aceleração vertical estimada (Ax(est)) com base em um coeficiente de arraste (CD) e um coeficiente de sustentação (CL);
determinar um valor de erro de aceleração para 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)); e
determinar um valor de Kalman residual multiplicando o valor de erro de aceleração para a primeira diferença e a segunda diferença por um valor de ganho de Kalman.