BR112012017154B1 - Método de controlar a atitude de inclinação de uma aeronave multimotor experimentando assimetria de impulso e sistema para uma aeronave de multimotor - Google Patents

Abstract

cálculo e exibição de velocidade de aviso para controle da assimetria de impulso. um sistema e um método para calcular e, em seguida, exibir uma velocidade mínima de voo seguro para uma aeronave para manter o controle em condições de assimetria de impulso, e para fornecer orientação de percurso de voo e o comando automático do piloto para manter a velocidade da aeronave acima desta velocidade mínima calculada. o software de um computador de controle de voo calcula a velocidade mínima de segurança, na presença de assimetria de impulso utilizando dados provenientes de sensores de aeronaves existentes que estão disponíveis para outras razões. o computador de controle de voo produz os resultados do cálculo para um computador de exibição, que controla um visor do cockpit para indicar a velocidade de aviso para o piloto, e para o piloto automático para utilização na geração de comandos de piloto para controlar a posição angular dos elevadores.

Description

ANTECEDENTES

[001] Esta invenção geralmente refere-se a sistemas e métodos para indicar uma velocidade mínima de voo seguro para um piloto de uma aeronave de multimotor após uma falha do motor. Esta invenção também geralmente refere-se a sistemas e métodos para prover orientação de trajetória de voo e os comandos do piloto automático para manter uma velocidade segura de uma aeronave multimotor seguindo uma falha do motor.

[002] É conhecido na técnica detectar uma assimetria de impulso devido à falha do motor em uma aeronave de multimotor e, em seguida iluminar uma luz de aviso do cockpit. Uma luz de aviso que indica uma falha no motor não fornece qualquer informação sobre a que velocidade voar, a fim de manter o controle direcional. Dada oportunidade adequada de reação do piloto para uma falha de motor, o piloto, então, precisa saber a que velocidade voar e que velocidade evitar.

[003] O problema a ser resolvido é a falta de indicação de aviso do piloto ou, por certos tipos e desenhos de aeronaves, da velocidade mínima que provê um controle da aeronave aceitável com uma assimetria de impulso. Para aviões que não possuem avisos do cockpit da capacidade de controlar a velocidade mínima, um piloto desatento ou distraído pode deixar cair a velocidade e a aeronave pode perder o controle de voo antes do piloto receber um aviso de perigo.

[004] Algumas aeronaves de multimotor leves certificados para FAR e CS Part 23 são obrigadas por Sec. 23,1545 dos regulamentos FAA a mostrar o certificado de controle de velocidade mínima Vmc com um motor inoperante como uma linha vermelha radial no indicador de velocidade. Vmcé definida na Sec. 25,149 como "a velocidade calibrada em que, quando o motor crítico entra rapidamente em modo inoperante, é possível manter o controle da aeronave com o motor ainda inoperante e manter o voo em linha reta com um ângulo de inclinação não superior a 5 graus".

[005] Embora os regulamentos de transporte de avião (FAR e CS Part 25 para Peso > £ 12.500) requeiram velocidades de operação para ter margem específica para o controle de velocidade mínima de falha do motor, poucas, se houver, grandes aeronaves de multimotor possuem indicações do cockpit ou avisos do piloto de uma velocidade mínima que mantém um nível mínimo de controle lateral e direcional.

[006] Algumas aeronaves possuem controle direcional suficiente de modo que velocidades mínimas de controle do motor fora estão abaixo da velocidade mínima de voo limitada pela elevação da asa. Para estas aeronaves, as indicações do cockpit comuns de perda de velocidade e os sistemas de aviso de perda comuns proveem consciência da velocidade mínima suficiente para as condições de falha do motor.

[007] No entanto, algumas aeronaves possuem velocidades operacionais mínimas que são determinadas pelo controle direcional ou lateral com um motor falhado. São estas aeronaves que podem se beneficiar de um visor único de velocidade mínima e alerta que se baseia nas capacidades de controle laterais ou direcionais.

[008] As soluções existentes são a marcação fixa nos indicadores de velocidade ou superfícies de controle de tamanho grande o suficiente para colocar o controle de velocidade mínima abaixo da velocidade mínima de aviso de perda. Algumas aeronaves possuem não possuem qualquer dessas soluções e dependem de pilotagem para não voar demasiadamente lento ou reconhecer a correlação do uso de controle direcional com a velocidade, ou dependem da memória do piloto de uma velocidade mínima de controle calculada para uma condição específica.

[009] Um número fixo para a velocidade mínima é, por definição, calculado para apenas um conjunto de condições (retalho, altitude, impulso selecionado reduzido). É geralmente calculado para uma combinação de pior caso de retalho e altitude. Uma vez que o impulso máximo diminui em maior altitude, um cálculo do nível do mar é demasiadamente restritivo para altitudes mais elevadas. Além disso, para aeronaves com capacidade de redução de potência do motor, a velocidade mínima depende da redução de potência selecionada para uma dada decolagem. A velocidade mínima fixa será a excessivamente restritiva quando operando com potência reduzida do motor.

[010] As aeronaves que possuem superfícies de controle dimensionadas para colocar a velocidade mínima de controle abaixo da velocidade mínima de aviso de perda para todas as combinações de peso e impulso, satisfazer um peso grande e arrastar a pena para projetar para a capacidade de controlar o impulso máximo na perda de velocidade de uma aeronave vazia. Para aeronaves de longo alcance que carregam cargas de combustível muito grande, o impulso máximo é necessário para o combustível cheio e carga paga e é raramente utilizado durante o voo com baixo combustível e carga leve.

[011] Existe uma necessidade por um método de cálculo de uma velocidade mínima de proteção de uma aeronave de multimotor que siga uma falha do motor com base na magnitude de corrente de assimetria do impulso.

BREVE SUMÁRIO

[012] Um aspecto da invenção é um sistema e um método para calcular e, em seguida, exibir uma velocidade mínima de voo segura para uma aeronave para manter o controle em condições de assimetria de impulso. Outro aspecto da invenção é um sistema e um método para calcular uma velocidade mínima de voo segura para uma aeronave para manter o controle com assimetria de impulso e fornecer orientação da trajetória de voo e os comandos do piloto automático para manter a velocidade acima desta velocidade mínima calculada.

[013] Cada uma das modalidades aqui descritas ajuda um piloto de uma aeronave de multimotor, após falha de um motor, para evitar voar em uma velocidade insegura nos casos em que o controle direcional ou lateral é insuficiente para a assimetria de impulso dado. O cálculo de uma velocidade mínima que é baseada na assimetria de impulso atual ou de capacidade de impulso atual tem a vantagem sobre uma velocidade fixa de não impor um aviso a uma velocidade que é demasiadamente conservador para as condições e iria interferir com as velocidades de funcionamento aceitáveis.

[014] As modalidades preferidas são implementadas no software de controle de voo de uma aeronave e os computadores de exibição. O software do computador de controle de voo calcula a velocidade mínima de segurança (doravante denominada “VTENÇÃO”), na presença de assimetria de impulso usando dados provenientes de sensores de aviões já existentes, que está disponível por outras razões. O computador de controle de voo produz os resultados do cálculo para o computador de exibição, que controla o visor de cockpit de modo que indica visualmente o aviso de velocidade Vaviso para o piloto. O cálculo de uma velocidade mínima de voo segura para uma aeronave para manter o controle com a assimetria de impulso permite conscientização, aviso e orientação. Ela coloca atenção do piloto em velocidade, que é o segundo parâmetro mais importante para o motor fora de controle após a posição do leme angular.

[015] Outros aspectos da invenção são descritos e reivindicados abaixo.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[016] A figura 1 é um diagrama em blocos de alto nível mostrando os componentes de um sistema de controle de aeronaves que pode ser programado para prover a nova funcionalidade descrita aqui.

[017] A figura 2 é um desenho mostrando um visor da velocidade de acordo com uma modalidade da invenção.

[018] A figura 3 é um desenho mostrando o ângulo de ataque de um corpo da aeronave.

[019] A figura 4 é um diagrama em blocos mostrando o uso de piloto automático de uma velocidade de aviso para o controle de assimetria do impulso como um fator em ajuste de uma orientação mínima de e controle da velocidade.

[020] A figura 5 é um diagrama em blocos, mostrando um método para o cálculo e exibição de uma velocidade de aviso para o controle de assimetria do impulso.

[021] A figura 6 é um diagrama em blocos, mostrando um método para o cálculo e exibição de uma velocidade de aviso para o controle de assimetria do impulso.

[022] Referência será feita a seguir aos desenhos em que os elementos semelhantes em diferentes desenhos levam os mesmos números de referência.

DESCRIÇÃO DETALHADA

[023] A figura 1 é um diagrama em blocos, mostrando os componentes de hardware de um sistema de controle de um tipo que já existe em aeronaves modernas. O sistema de dados aéreos e o sistema de referência inercial (ADIRS) 14 compreende uma parte dos dados aéreos que fornece a velocidade, o ângulo de ataque, temperatura e dados de altitude barométrica, enquanto a parte de referência inercial dá a altitude, vetor trajetória de voo, velocidade de solo e dados posicionais para uma plataforma de gerenciamento de sinal de entrada 8 de um sistema de controle de voo 2. O sistema de controle de voo 2 compreende um computador / função de controle de voo primário 4 e um computador / função de piloto automático 6. O computador de controle de voo primário 4 e o de piloto automático computador 6 poderia ter plataformas de gerenciamento de sinal de entrada independente. O sistema de controle de voo 2 compreende ainda um computador / função da velocidade de aviso 5, que calcula \ velocidade de aviso VAVISO com base na informação adquirida pelos ADIRS 14 e outras informações que serão descritas em detalhe mais tarde aqui com referência às figuras 5 e 6. [O computador de velocidade de aviso poderia alternativamente ser incorporado em qualquer computador de piloto automático ou computador de voo primário]. O computador de velocidade de aviso 5 envia o resultado de cálculo para um computador de exibição 10, que controla um visor de cockpit 12 para exibir a velocidade de aviso, como será descrito abaixo em maiores detalhes com referência à figura 2. O computador de velocidade de aviso 5 também envia o resultado do cálculo para o computador de piloto automático 6, que utiliza a velocidade de aviso Vaviso e outra informação para gerar vários comandos de piloto automático (como será descrito abaixo em maiores detalhes com referência à figura 4) que são enviados para o computador de controle de voo primário 4. Quando o piloto automático está acionado, o computador de controle de voo primário 4 gera um comando de elevador para os acionadores do elevador 16 com base pelo menos em parte, nos comandos provenientes do computador do piloto automático 6. Como alternativa, o computador do piloto automático 6 poderia gerar o comando de elevador necessário independente do computador de controle de voo primário 4. O comando de elevador é determinado com base na configuração angular desejada dos elevadores (não mostrado). Os elevadores são usados para realizar as manobras de inclinação e também servem para ajustar a altitude da aeronave em relação ao solo para a decolagem e a aterrissagem. Quando o diretor do voo está envolvido, o computador de piloto automático 6 provê um exemplo de orientação da atitude de inclinação do diretor de voo.

[024] De acordo com uma modalidade, o visor de cockpit inclui uma indicação visual da velocidade de aviso Vaviso calculada enviada pelo computador de controle de voo primário 4 para o computador de exibição 10. A velocidade de aviso Vaviso é exibida em uma fita de velocidade de uma maneira que fornece uma indicação clara e inequívoca de uma velocidade mínima de segurança que se distingue claramente de outros símbolos exibidos em visores do cockpit modernos. A figura 2 mostra um visor da fita de velocidade 20 que compreende um sistema de marcas de ordenadas em intervalos fixos ao longo de um eixo vertical, cada intervalo representando 10 nós. A velocidade atual é indicada pelo número (neste exemplo, 131 nós) exibido no interior de um símbolo gráfico 22. O símbolo gráfico 22 é fixado e a escala vertical da fita de velocidade se move verticalmente por trás símbolo 22 como as mudanças de velocidade atual. Além disso, o número exibido no interior do símbolo 22 mudará conforme as mudanças de velocidade atuais. O ponteiro 22a no lado direito do símbolo gráfica 22 vai apontar para a posição ao longo da escala vertical que corresponde à velocidade atual indicada pelo número exibido no interior do símbolo gráfico 22. O ponteiro 24 indica uma velocidade alvo selecionada pela tripulação do voo no modo de painel de controle (a interface do convés de voo entre a tripulação de voo e o sistema de piloto automático), enquanto o símbolo gráfico 26 localizado acima do visor da fita de velocidade 20 contém um indicador numérico selecionado da velocidade alvo do mesmo piloto (neste exemplo, a velocidade alvo foi ajustada para 130 nós).

[025] De acordo com uma modalidade da invenção, um indicador visual da velocidade de aviso Vaviso é exibido como uma linha horizontal, indicado pelo número de referência 28 na figura 2. As linhas verticais 30 que se estendem para baixo a partir da linha horizontal 28 indicam a gama de velocidades da aeronave inferior à velocidade de aviso Vaviso. Em uma implementação eficaz, a linha horizontal 28 e as cinco linhas verticais mutuamente paralelas 30 são de preferência todas apresentadas em uma cor vermelho brilhante.

[026] Além disso, o visor da fita de velocidade 20 representado na figura 2 inclui uma indicação visual da velocidade do agitador de vara, isto é, uma velocidade na qual a perda da asa está próxima. No visor visto na figura 2, a parte superior da barra vertical relativamente mais espessa 32 indica a velocidade do agitador da vara na qual a perda de elevação da asa está próxima. A barra vertical é de preferência implementada como uma série de segmentos da barra de igual comprimento que se alternam na cor de preto para vermelho.

[027] O visor de fita de velocidade 20 mostrado na figura 2 pode ser incorporado em um visor de cockpit de outro modo típico. Os outros elementos gráficos de tal visor de cockpit de uma típica são conhecidos na técnica e não mostrado na figura 2.

[028] Além do indicador visual 28, de preferência de aviso um aviso de som de cockpit é emitido quando a velocidade da aeronave cai abaixo da velocidade mínima de segurança calculada Vaviso para a assimetria de impulso atual. A implementação preferida é um aviso de voz "VELOCIDADE, VELOCIDADE" que se concentra o piloto em restaurar a velocidade para uma maior do que a velocidade de aviso exibida.

[029] De acordo com uma modalidade adicional, a velocidade de aviso calculada Vaviso é usada para orientação de voo automático e de controle de modo que o sistema de piloto automático não irá guiar o piloto ou controlar a aeronave a uma velocidade baixa, que é inferior à velocidade mínima de segurança calculada para a assimetria de impulso atual quando de outra forma seria seguro fazê-lo se não houvesse assimetria de impulso.

[030] A figura 3 é um desenho mostrando o ângulo de ataque de um corpo da aeronave 120. A linha tracejada representa o vetor de trajetória de voo, que também indica a direção do ar que se aproxima, pressupondo as condições de ar calmo (isto é, sem vento). A direção do vetor de trajetória de voo é indicada pelo ângulo da trajetória de voo em relação ao horizonte. A linha de referência 122 indica o eixo longitudinal ou eixo da fuselagem. O ângulo indicado pela notação uma αcorpo é o ângulo do corpo da aeronave de ataque, que é o ângulo entre o ar que se aproxima e a linha de centro da fuselagem 122. O ângulo de inclinação (também chamado de "atitude de inclinação" a seguir) é o deslocamento angular da linha de centro da fuselagem 122 sobre um eixo paralelo ao eixo lateral da aeronave. O ângulo do corpo de ataque αcorpo é medido por palhetas de AOA (ou sensores) montadas sobre o nariz da aeronave e é convertido para o equivalente corpo AOA como explicado a seguir. O ângulo do corpo de ataque αcorpo, juntamente com a velocidade de aviso calculada Vaviso, a atitude de inclinação e outros parâmetros, são usados para determinar o comando do elevador, como descrito abaixo com referência à figura 4.

[031] De acordo com uma modalidade da invenção, as porções de um piloto automático que provê orientação da trajetória de voo e os comandos do piloto automático durante a assimetria de impulso são mostradas na figura 4. A figura 4 inclui os elementos básicos de um esquema de Controle Proporcional Integral (PIC), como é comumente usado na técnica de projeto de piloto automático. Um PIC é um esquema de controle de realimentação onde uma soma ponderada de sinal de erro (por exemplo, a diferença entre a velocidade e a velocidade alvo desejada) e integral do sinal de erro são usados para conduzir a 'planta'. Para facilitar a compreensão, os vários elementos representados na figura 4 foram agrupados em blocos funcionais indicados por retângulos tracejados. O bloco funcional 40 é novo, como é o uso da sua saída e a velocidade de aviso calculada Vaviso pelos blocos funcionais 42, 44 e 46.

[032] A informação fornecida na figura 4 é o nível muito alto, e nenhuma tentativa foi feita para incluir todas as entradas e saídas. Em vez disso, a figura 4 mostra como o esquema de proteção envolvido com base na perda existente foi modificado para impedir o controle automático ou orientação para velocidade inferior à velocidade de aviso calculada Vaviso.

[033] Como visto na figura 4, o bloco funcional 40 recebe as entradas seguintes: αcorpo - ângulo do corpo de ataque (em graus); a velocidade de aviso calculada Vaviso (em nós); Posição de retalho - posição de retalho atual (em graus), com base na posição do ângulo do retalho da borda de fuga e da posição das ranhuras da borda de ataque; e CAS (velocidade calibrada) - velocidade (em nós) corrigida para o erro do instrumento e erro de posição. Sondas do piloto e portas de pressão estáticas montadas sobre o corpo da aeronave são usadas para determinar CAS. As entradas de posição de retalho e αcorpo para uma tabela de consulta bidimensional 52 para determinar o CLI de saída, que é o coeficiente de elevação para a velocidade atual [sem unidade]. As entradas de CAS e VAVISO são multiplicadas no bloco 48 e o produto resultante é, então, quadrado, no bloco 50. As saídas do bloco 50 e da tabela de busca 52 são multiplicadas no bloco 54, o produto resultante sendo CL2, que é o coeficiente projetado de elevação [sem unidade] para a velocidade de aviso VAVISO. O parâmetros C L 2 e posição de retalho são então introduzidos para outra tabela de busca bidirecional 56, entradas nas quais determinam a saída αsolo_Lat / Dir (alfa solo lateral / direcional), que é o ângulo equivalente de ataque (em graus) em relação à velocidade de aviso VAVISO. Como visto na figura 4, o ângulo equivalente de ataque αsolo_Lat / Dir é emitido pelo bloco funcional 40 para um bloco funcional de proteção alfa 42 e para um bloco funcional de submodo alfa solo 46, o bloco sendo mais tarde parte da velocidade sobre o bloco funcional de controle do elevador funcional 44.

[034] Como visto na figura 4, o bloco funcional de proteção de alfa 42 recebe as entradas seguintes: αcorpo / Dir; αsolo_Lat / Dir; e αss (ângulo de ataque do agitador da vara em graus), que é o ângulo de ataque do corpo em que ocorre a agitação da vara. [O agitador da vara é uma indicação (pistas táteis, auditivas e visuais) à tripulação de voo que a aeronave está próxima a falhar]. O ângulo de ataque do agitador da vara e uma polarização são somados em uma junção de soma 58. Em seguida, o ângulo de ataque equivalente αsolo_Lat / Dir e a saída do somador 58 da junção são inseridos para o bloco de seleção MIN 60, que gera um parâmetro αmax, que é o ângulo de ataque (em graus) alvo (desejado) utilizado, através da função de proteção de alfa. A função do bloco de seleção MIN 60 é passar a menor das duas entradas. Os parâmetros αmax e αcorpo são introduzidos a um processador de comando de proteção alfa 62. O processador de comando de proteção alfa 62 gera dois comandos: um comando de proteção alfa proporcional e um comando de proteção alfa integral. O comando de proteção alfa proporcional é proporcional ao sinal de erro de proteção alfa, que é a diferença entre αmax e αcorpo (em graus). O comando de proteção de alfa integral é o integral do sinal de erro de proteção alfa (em graus / s).

[035] Para os modos de piloto automático que não estão em velocidade em modos de elevação (Altitude Hold, Captura de Altitude, velocidade vertical, Navegação Vertical e ângulo de desvio), o controle de velocidade é fornecido pelo controle de impulso do motor (controle do acionador manual ou acionador automático). Note-se que a figura 3 não inclui qualquer referência a estes modos. Como parte do esquema de proteção de envelope, a função de proteção alfa está no local para impedir a aeronave de voar muito lento quando há impulso suficiente. Quando o ângulo de ataque aumenta além αmax, o piloto automático irá mudar do seu modo de engate atual para um modo de controle alfa onde o piloto automático controla ativamente a um ângulo de ataque de segurança.

[036] Ainda com referência à figura 4, a velocidade do piloto automático em leis de controle de elevador (representado pelo bloco funcional 44), usado para subir e descer as manobras, fornecer controle preciso da velocidade a uma velocidade alvo, lançando a aeronave. A mudança de atitude de inclinação é fornecida pelo movimento da superfície de controle do elevador (daí o nome velocidade no elevador ou velocidade através de elevador). Quando o piloto automático é acionado, o controle do elevador é automático. Se o piloto estiver pilotando a aeronave manualmente, a orientação de inclinação é fornecida para os pilotos através da orientação de inclinação do diretor de voo. A velocidade nos modos de elevador inclui: mudança do nível de voo, a decolagem e volta de pista. Para os modos de decolagem e volta de pista, a velocidade nas leis de controle de elevadores possuem provisões para melhorar o desempenho no corte do vento. Abaixo de uma taxa de subida especificada, o piloto automático controla um comando de referência teta, ao invés de lançado para baixo para manter a velocidade em um cisalhamento do vento frontal diminuindo. O comando de referência teta é uma atitude de inclinação alvo para as condições de decolagem e volta da pista. Esta atitude de inclinação é referida como uma atitude de inclinação "de referência", como é o alvo de inclinação inicial para a aeronave durante uma manobra de decolagem ou de volta da pista. Ao girar o nariz da aeronave para a "referência teta" a atitude de inclinação durante a manobra de decolagem ou de volta da pista, a aeronave irá gerar a elevação necessária para ser escalada para fora (ganhando altitude) na velocidade desejada do alvo. No caso de um cisalhamento do vento frontal decrescente, há uma perda da elevação e da velocidade. Em vez de inclinar o nariz da aeronave para baixo para recuperar a velocidade, é mais desejável "estacionar" a atitude de inclinação da aeronave no alvo de referência teta até que a condição adversa (o cisalhamento do vento) tenha diminuído para um ponto onde não existe energia suficiente para subir e controle preciso de velocidade.

[037] Como visto na figura 4, o bloco funcional 44 recebe as seguintes entradas: a velocidade de aviso calculada VAVISO; VCMIN - uma velocidade mínima baseada na perda (em nós) para as operações de voo (normalmente, VCMIN é tipicamente 130% da velocidade de perda); a velocidade alvo - o alvo desejado da velocidade, tanto a velocidade selecionada pelo piloto (anteriormente descrito com referência à figura 3.) ou um alvo interno com base na velocidade de manobra de decolagem ou volta da pista; velocidade real - a velocidade calibrada corrigida para a temperatura e densidade; Velocidade máxima de Op - a velocidade máxima operacional; atitude de inclinação - o ângulo de inclinação da aeronave; Aceleração da trajetória de voo - a aceleração ao longo da trajetória de voo; e Taxa de Altitude - a taxa de subida (ou descida). A velocidade de aviso calculada Vaviso e uma polarização são somadas em uma junção de soma 70. Em seguida, a velocidade mínima baseada na perda VCMIN e a saída da junção de soma 70 são inseridas ao bloco de seleção MAX 72, que gera um parâmetro VCASmin, que é a velocidade mínima de solo utilizada na velocidade sobre as leis de controle do elevador. A função do bloco de seleção MAX 72 é passar a maior das duas entradas. A velocidade alvo é introduzida a um bloco limitador 74, o qual também recebe VCASmin do bloco 72 e aplica-o como um limite inferior para a velocidade alvo. Se a velocidade alvo for menor do que o VCASmin limite, então a saída CMDCASlim (velocidade no elevador de comando limitada) seria limitada a VCASmin. Caso contrário CMDCASlim é a velocidade alvo. Os parâmetros de CMDCASlim, CAS, Velocidade real, Velocidade Op máxima, atitude de inclinação, aceleração da trajetória de voo, Taxa de Altitude, etc., são introduzidos a uma velocidade no processador de comando do elevador 76. A velocidade no processador de comando do elevador 76 gera dois comandos: uma velocidade no comando proporcional de elevador e uma velocidade no comando do elevador integral. A velocidade no comando proporcional do elevador é proporcional à velocidade no sinal de erro do elevador, que é a diferença entre a velocidade real e velocidade alvo (isto é, CMDCASlim) (em graus). A velocidade no comando do elevador integral é o integral da velocidade no sinal de erro do elevador (em graus / s).

[038] O bloco funcional 44 também compreende um bloco funcional de submodo do solo 46, que impede o sistema de piloto automático de controlar (piloto automático envolvido) ou fornecer orientação para (diretor de voo) um ângulo de ataque inseguro durante as operações de decolagem e volta da pista. Os comutadores do sistema de piloto automático para o submodo de solo alfa, sempre que o comando de solo tiver nariz mais para baixo do que o comando de referência teta. O comando de referência teta refere-se ao comando do piloto automático para a referência atitude de inclinação acima mencionada.

[039] Como visto na figura 4, o bloco funcional de submodo do solo 46 recebe as seguintes entradas: αcorpo; αsolo_Lat/Dir; e αSS. O ângulo de ataque do agitador da vara e uma polarização são somados em uma junção de soma 64. Em seguida, o ângulo equivalente de ataque αsolo_Lat/Dir e a geração da junção de soma 64 são inseridos ao bloco MIN 66, que gera um parâmetro αsolo, que é o ângulo de ataque (desejado) alvo (em graus) utilizado pela função de submodo de alfa. Os parâmetros αsolo e αcorpo são inseridos a um processador de comando de solo alfa 68. O processador de comandos de solo alfa 68 gera dois comandos: um comando proporcional de solo alfa e um comando integral de solo alfa. O comando proporcional de solo alfa é proporcional ao sinal de erro de solo alfa, que é a diferença entre αsolo e αcorpo (em graus). O comando integral de solo alfa é o integral do sinal de erro de solo alfa (em graus / s).

[040] A figura 4 inclui três processadores de comando 62, 68 e 76. Cada processador de comando produz comandos proporcional e integral. Estes comandos são comandos "malha externa". Como mencionado acima, a figura 4 não inclui todos os comandos de malha externa, mas sim apenas aqueles modificados para fazer uso da informação calculada de velocidade de aviso (VAVISO). Os comandos de malha externa proporcionais também são processados adicionalmente para gerar a etapa de inclinação da orientação do diretor de voo. Quando o piloto automático está envolvido, os comandos de malha externa são processados a jusante pela malha interna de inclinação (que pode residir no computador do piloto automático ou no computador primário de voo) para produzir o comando do elevador necessário para atingir o resultado desejado (por exemplo, controlando a velocidade alvo ou ângulo de ataque alvo). Em outras palavras, o piloto comanda o elevador para mover de uma maneira a alcançar a velocidade alvo ou, se a velocidade for muito lenta, o elevador comandado pelo piloto automático controla a aeronave a uma velocidade mínima ou a um ângulo de ataque seguro.

[041] Um método para calcular uma velocidade mínima de segurança (VAVISO) com uma assimetria de impulso que corresponde à magnitude da corrente da assimetria de impulso com base na capacidade de controle direcional lateral e será agora descrito com referência à figura 5. Este método provê um cálculo em tempo real que permite a exibição para mostrar a velocidade mínima atual segura como alterações de assimetria de impulso e evita restrições de velocidade ou avisos onde não são necessários e provê visibilidade da margem atual do poder de controle restante. Por exemplo, à medida que o motor em funcionamento em alto impulso é desacelerado de volta ao impulso inferior, o piloto verá que a velocidade mínima diminuirá na tela, mostrando que a aeronave está mais longe dos seus limites de controle lateral e direcional. Os cálculos descritos são executados pelo computador principal de controle de voo, o qual envia a velocidade de aviso calculada para o computador de exibição e para o piloto.

[042] momento geralmente conhecidas são utilizadas. A primeira se refere à aceleração de guinada r para o momento de guinada da aeronave N e momento de guinada de inércia da aeronave Izz.

[043] A aceleração de guinada é aproximada, passando a taxa de guinada da aeronave medida através de um filtro de lavagem 78 e filtragem adicional para reduzir o ruído do sinal. O momento de guinada de inércia da aeronave pode ser aproximado como sendo uma função do peso da aeronave no bloco 80. O peso da aeronave é uma quantidade que pode ser obtida como um sinal a partir de sistemas de aeronaves existentes. A partir desta informação, o momento de guinada da aeronave N pode ser calculado.

[044] A segunda equação converte o momento de guinada dimensional em um coeficiente do momento de guinada:

onde a pressão dinâmica V é conhecida a partir de sistemas de dados de ar da aeronave e os valores de área da asa S e envergadura da asa b são conhecidas constantes para a aeronave. Este calcula o coeficiente total do momento de guinada da aeronave. É a soma de todos os momentos de guinada que atuam sobre a aeronave, incluindo aquela proveniente de sistemas de propulsão e aerodinâmica.

[045] Ainda com referência à figura 5, o coeficiente do momento de guinada aerodinâmico é modelado no bloco 84. Este bloco estima o componente do coeficiente total do momento de guinada da aeronave que é gerado pelas forças aerodinâmicas. Isto pode incluir contribuições tais como momento de guinada devido à deflexão do leme de direção, o ângulo de derrapagem da aeronave, taxas angulares da aeronave (taxa de rolagem, taxa de guinada), e controle de deflexão lateral. É prática comum na indústria gerar e utilizar modelos de forças e momentos de aerodinâmicas das aeronaves em todo o envelope de voo e gama de configurações da aeronave. O bloco 84 implementa um modelo desse tipo para o coeficiente do momento aerodinâmico de guinada. Este modelo pode ser simplificado e adaptado às condições de voo e configurações da aeronave para que a aeronave possa estar voando perto das suas limitações de controle com uma assimetria de impulso.

[046] O modelo Aero Cn gerado pelo bloco 84 é processado através de um simples filtro correspondente de atraso 86 de modo que o sinal de saída tem o mesmo atraso de tempo total, como o coeficiente total do momento de guinada da aeronave calculado a partir da aceleração de guinada. Este filtro é usado neste sinal quando o tempo de atraso total dos sinais de entrada e de computação é menor do que os atrasos de tempo dos sinais de entrada, filtragem e cálculo do sinal do coeficiente total do momento de guinada da aeronave.

[047] O coeficiente do momento de guinada de assimetria de impulso pode então ser calculado subtraindo-se os efeitos aerodinâmicos a partir do momento de guinada total da aeronave em junção 88. Esse cálculo utiliza a suposição de que os motores da aeronave e as aerodinâmicas modeladas são as únicas fontes do momento de guinada total da aeronave. Outro fator significativo é o efeito das forças sobre o motor de pouso quando a aeronave está no solo. Uma vez que este sistema não se destina a operar no solo, lógica é incluída para impedir a exibição de uma velocidade advertência no solo, a contribuição da força de engrenagem pode ignorada. A equação simplificada para o momento de guinada total da aeronave e a equação para o coeficiente do momento de guinada de assimetria de impulso são como se segue:

[048] Como mostrado na figura 5, coeficiente do momento de guinada de assimetria de impulso é então sujeito a uma função de valor absoluto 92 para remover a informação direcional, mas manter a magnitude. Isto serve para permitir que todos os cálculos posteriores para produzir o mesmo resultado se a assimetria de impulso tender à guinada da aeronave para a esquerda ou para a direita.

[049] A próxima etapa é a utilização da velocidade atual e um valor Cn para avisar ao computador uma velocidade de aviso VAVISO . Como é típico no desenho e na análise de aeronaves de multimotores, a capacidade de controlar uma assimetria de impulso pode ser expressa em termos de um coeficiente do momento de guinada de assimetria de impulso. Um único valor do coeficiente do momento guinada pode ser escolhido para representar um certo grau de controle da aeronave para uma configuração determinada da aeronave. Usando este parâmetro não dimensional permite o cálculo rápido da velocidade do ar, que irá prover o mesmo grau de controle da aeronave para uma gama de assimetrias axiais, que pode variar com a temperatura, altitude e limite de impulso selecionado. De um modo semelhante, um valor Cn é escolhido para corresponder ao grau de controle da aeronave no qual a assimetria de impulso de aviso é desejada. A figura 5 mostra que este valor Cn (bloco 90) como sendo uma função da posição asa da aeronave, mas poderia ser implementado como uma constante ou uma função de mais ou diferente parâmetros.

[050] O valor atual calculado do coeficiente do momento de guinada de assimetria de impulso é usado para calcular a velocidade de aviso da assimetria de impulso usando a seguinte equação:

[051] Esta equação é implementada por meio de um divisor 94, um bloco de função de raiz quadrada 94 e um multiplicador 98. A saída do multiplicador pode ser enviada para um filtro de suavização 100 para reduzir o ruído no sinal.

[052] A assimetria de impulso avisando indicação da velocidade 106 pode precisar de ser removida ou desativada para uma variedade de razões tais como quando a aeronave está no solo, e quando qualquer um dos parâmetros utilizados no cálculo são conhecidos por ser inválido. Para estes casos, qualquer um de uma série de métodos padrão pode ser utilizada para uma transição suave de um sinal de saída a partir do valor de entrada para um valor padrão ao longo de um período de tempo desejado. Um método consiste em utilizar a lógica de transição que as rampas do sinal de saída entre zero e o valor de entrada ao longo de 1 segundo, quando o estado de acoplamento das alterações de sinal entre verdadeiro e falso. Este método é realizado pelo bloco "deslizamento ligado - desligado” 104 visto na figura 5. O resultado de todos estes cálculos é a velocidade de aviso da assimetria de impulso Vaviso que é fornecido para a função de exibição da aeronave 106.

[053] A figura 6 é um fluxograma mostrando uma variação do método ilustrado na figura 5. Esta variação é uma simplificação em que a velocidade mínima de segurança é calculada com base na assimetria de impulso máxima possível, dada a capacidade de impulsão do motor na condição de voo atual independentemente da assimetria de impulso. A velocidade mínima pode ser exibida o tempo todo ou somente quando um nível de limite de assimetria de impulso é detectado.

[054] Mais especificamente, a figura 6 mostra um método diferente para o cálculo do coeficiente do momento de guinada de assimetria de impulso. Primeiro, o bloco 108 calcula a capacidade de impulsão do motor. Este processo contém um modelo da capacidade de impulso máxima do motor. Isto pode ser implementado utilizando tantos sinais de entrada quanto forem necessários e disponíveis para modelar a capacidade de impulsão para a precisão desejada. Este tipo de cálculo é familiar para os versados na técnica de sistemas de propulsão da aeronave.

[055] Em seguida, o bloco 110 calcula o momento de guinada de assimetria de impulso. A conversão do impulso máximo para momento de guinada de assimetria de impulso máximo pode ser feita com a seguinte equação para aeronaves com motores gêmeos com motores posicionados simetricamente no lado esquerdo e direito da aeronave: Cn =(linpnlsom„ — Impulso , ,, motor/

onde o impulso de um motor falhado de encosto IMPULSO é aproximado como uma constante ou estimado com métodos típicos; a distância lateral do motor a partir da linha central do motor da aeronave ymotor é uma constante conhecida; pressão dinâmica q é conhecida a partir dos sistemas de dados aéreos da aeronave; e os valores de área da asa S e envergadura da asa b são conhecidos constantes para a aeronave Para uma aeronave com um número diferente de motores ou diferentes localizações do motor, esta equação pode ser facilmente adaptada por aqueles versados na técnica da concepção da aeronave.

[056] As várias próximas etapas de cálculo são idênticas as do método descrito na figura 5. A diferença vem na lógica do interruptor liga / desliga 112. Nesta função, um sinal que indica uma falha do motor ou uma condição de assimetria do impulso pode ser usado como critérios adicionais para determinar se a guinada calculada será exibida na instrumentação de cockpit. Isto permite que a velocidade de aviso seja exibida apenas nos casos de uma grande assimetria de impulso. Há um número de métodos que são geralmente conhecidos para detectar uma falha do motor ou um grande impulso de assimetria.

[057] Estas modalidades descritas são implementadas no software do controle de voo e exibidas nos computadores usando sensores de aeronaves existentes cujos dados estão disponíveis no computador de controle de voo por outras razões. A invenção fornece alerta, conscien-tização e orientação. Ela coloca atenção do piloto em velocidade que é o segundo parâmetro mais importante para controle de falha do motor após o leme de direção. A invenção provê a solução para ter um aviso de piloto antes de atingir a velocidade mínima para o controle de avião com assimetria de impulso. Com este sistema no lugar, é possível reduzir o tamanho da cauda vertical e alcançar reduções de peso significativas e de arrasto em vez de usar a solução existente de uma maior cauda vertical que permite que a velocidade mínima de controle seja abaixo da velocidade de aviso de perda.

[058] Um visor de velocidade mínima fixa não seria praticável por uma aeronave que tem motores de alto impulso que podem ser operados em impulso significativamente reduzido para descolar (tal como uma redução de 30% a 40%), a fim de permitir a descolagem a partir de pistas mais curtas, devido à capacidade de controlar voo com falha do motor em velocidades mais baixas. A velocidade fixa com base na classificação mais alta tornaria a operação de impulso reduzida têm muito pouco valor e seria uma perda significativa de capacidade operacional em comparação com outras aeronaves de transporte comercial.

[059] Embora a invenção tenha sido descrita com referência a várias modalidades, será entendido pelos versados na técnica que várias alterações podem ser feitas e equivalentes podem ser substituídos por elementos do mesmo sem se afastar do âmbito da invenção. Além disso, muitas modificações podem ser feitas para adaptar uma situação particular com os ensinamentos da invenção sem se afastar do âmbito essencial da mesma. Por isso, se pretende que a invenção não seja limitada à modalidade particular descrita como o melhor modo contemplado para a realização desta invenção.

Claims (7)

1. Método de controlar a atitude de inclinação de uma aeronave multimotor experimentando assimetria de impulso, caracterizado pelo fato de que compreende as seguintes etapas: calcular em tempo real uma velocidade mínima de segurança (Vaviso) da dita aeronave de multimotor (120) experimentando assimetria de impulso compreendendo calcular um coeficiente do momento da guinada com assimetria do impulso como uma função de pelo menos os seguintes parâmetros: pressão dinâmica, taxa de guinada e peso da aeronave; e emitir um comando de controle para um acionador de elevador (16) para configurar a posição angular de um elevador da dita aeronave (120), a dita configuração da posição angular sendo selecionada de modo que a velocidade aérea atual da dita aeronave permanece acima da dita velocidade de segurança mínima calculada (Vaviso).

2. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a dita etapa de calcular uma velocidade mínima de segurança (Vaviso) compreende a etapa de calcular uma capacidade de impulso de um motor da dita aeronave e calcular um coeficiente do momento da guinada com assimetria do impulso máximo.

3. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda a etapa de exibir a dita velocidade mínima de segurança sobre um visor de cockpit (12) da dita aeronave.

4. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda a etapa de desativar a exibição da dita velocidade mínima de segurança sobre o dito visor de cockpit (12) da dita aeronave quando a dita aeronave está no solo.

5. Sistema para uma aeronave de multimotor, caracterizado pelo fato de que compreende um sistema de computador de controle de voo (2) e um acionador de elevador (16), o referido sistema de computador (2) sendo programado para calcular em tempo real uma velocidade mínima de segurança (Vaviso) da dita aeronave de multimotor durante assimetria de impulso e emitir um comando de controle ao dito acionador de elevador (16) que é uma função de pelo menos a dita velocidade mínima de segurança calculada, em que o referido sistema de computador (2) é programado para calcular a dita velocidade mínima de segurança (Vaviso) através do cálculo de um coeficiente do momento da guinada com assimetria do impulso como uma função de pelo menos os seguintes parâmetros: pressão dinâmica, taxa de guinada e peso do avião.

6. Sistema, de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que o referido sistema de computador (2) é programado para calcular a dita velocidade mínima de segurança (Vaviso) através do cálculo da capacidade de impulso de um motor da dita aeronave e cálculo de um coeficiente do momento da guinada com assimetria do impulso máximo como uma função de pelo menos os seguintes parâmetros: pressão dinâmica e dita capacidade de impulso calculada.

7. Sistema, de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um visor do cockpit (12) e um computador de exibição (10) programado para controlar o dito visor do cockpit (12) para exibir um indicador representando a dita velocidade mínima de segurança (Vaviso) calculada.

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