BR112017021458B1 - Sistema e método para indicação de ângulo de ataque sem sensores dedicados e informações de aeronave - Google Patents

Abstract

SISTEMA E MÉTODO PARA INDICAÇÃODE ÂNGULO DE ATAQUE SEM SENSORES DEDICADOS E INFORMAÇÕES DE AERONAVE. Trata-se de um sistema e um método para indicar um ângulo de ataque de uma aeronave. O sistema utiliza medições de sensores de aeronave existente de modo que um sensor de ângulo de ataque dedicado não seja exigido. O sistema habilita e se beneficia de um método único que inclui realizar operações de voo padrão durante um voo de calibragem. O sistema não precisa de nenhum modelo aerodinâmico da aeronave devido ao fato de que utiliza informações do voo de calibragem para desenvolver um modelo aerodinâmico estimado do avião específico. O sistema utiliza o modelo aerodinâmico e outras informações para estimar um ângulo de ataque da aeronave durante o voo. Finalmente, o sistema utiliza informações adicionais para indicar o ângulo de ataque estimado da aeronave com relação a um ângulo de ataque otimizado para a aeronave e/ou um ângulo de ataque crítico da aeronave. O sistema habilita adicionalmente uma recalibragem, de modo a acomodar modificações aerodinâmicas da aeronave.

Description

REFERÊNCIA CRUZADA A PEDIDOS RELACIONADOS

[001] Este pedido reivindica a prioridade prevista no Pedido de Patente Provisório copendente no de série U.S. 62/144.047, depositado em 7 de abril de 2015, e 62/318.520, depositado em 5 de abril 2016, sendo que as revelações inteiras dos mesmos estão incorporadas no presente documento a título de referência.

CAMPO DA INVENÇÃO

[002] A presente invenção refere-se, de modo geral, a sistemas de aeronave e métodos para determinar informações de voo. Mais especificamente, a presente invenção se refere a sistemas e métodos para determinar o ângulo de ataque de uma aeronave.

ANTECEDENTES DA INVENÇÃO

[003] Seja durante uma situação de emergência ou durante uma operação de voo de rotina, o conhecimento de um ângulo de ataque de uma aeronave pode ajudar um piloto da aeronave a realizar manobras mais estáveis e seguras. Devido ao fato de os pilotos serem frequentemente inundados com informações, uma indicação de um ângulo de ataque com relação a um ângulo de ataque crítico e/ou otimizado pode ser ainda mais útil. Por exemplo, embora um instrumento que indica um ângulo de ataque seja útil a um piloto que conhece a aeronave bastante o suficiente para entender imediatamente como a indicação se relaciona com um ângulo de ataque crítico e/ou otimizado para a aeronave particular em uma configuração particular e/ou em determinadas circunstâncias, uma indicação da relação de um ângulo de ataque com um ângulo de ataque crítico e/ou otimizado é útil a um piloto independentemente de quão bem o piloto conhece a aeronave. Consequentemente, seria benéfico ter um sistema de indicação de ângulo de ataque e um método para determinar e indicar um ângulo de ataque de uma aeronave com relação a um ângulo de ataque crítico e/ou otimizado da aeronave.

[004] Diversos sistemas de ângulo de ataque existentes exigem sensores dedicados e/ou conhecimento de parâmetros aerodinâmicos de uma aeronave. Essas limitações tornam complexa a instalação desses sistemas em uma aeronave existente e/ou tornam os sistemas ineficazes e/ou não confiáveis quando alterações aerodinâmicas e/ou outras alterações e/ou modificações são realizadas em uma aeronave que já tem tal sistema. Consequentemente, seria benéfico ter um sistema e método de indicação de ângulo de ataque que não exige um sensor dedicado. Seria, adicionalmente, benéfico ter um sistema de indicação de ângulo de ataque que utiliza um processo de calibragem para estimar os parâmetros aerodinâmicos da aeronave, de modo que o sistema possa ser instalado em uma variedade de aeronaves existentes, e de modo que o sistema possa permanecer útil e confiável mesmo após a aeronave ser modificada realizando-se um novo processo de calibragem.

[005] Devido ao fato de os pilotos frequentemente dependerem de informações, tais como uma indicação de ângulo de ataque, é imperativo que as informações sejam as mais precisas possíveis, as mais confiáveis possíveis e as mais atualizadas possíveis. Consequentemente, seria benéfico ter um sistema e método de indicação de ângulo de ataque que obtém informações a partir de sensores de navegação que são mais confiáveis e têm menos ruído e têm respostas mais rápidas que sensores de ângulo de ataque dedicados. Além disso, devido ao fato de que informações imprecisas podem ser mais perigosas a um piloto do que nenhuma informação, seria benéfico ter um sistema e método de indicação de ângulo de ataque que fornece uma indicação de uma anomalia e/ou não exibe uma indicação de ângulo de ataque se uma anomalia for detectada.

[006] Uma variedade de sistemas e/ou métodos existentes para calcular um ângulo de ataque de uma aeronave incluem um ou mais sensores dedicados. Por exemplo, o Pedido Publicado no U.S. 2014/0230539, cuja revelação inteira está incorporada no presente documento a título de referência, ensina uma sonda especial que tem uma aleta giratória; o Pedido Publicado no U.S. 2014/0053644, cuja revelação inteira está incorporada no presente documento a título de referência, ensina uma entrada de porta de torneira de parede; o documento de Patente no U.S. 8.653.990, cuja revelação inteira está incorporada no presente documento a título de referência, ensina palhetas de ângulo de ataque; o documento de Patente no U.S. 8.620.495, cuja revelação inteira está incorporada no presente documento a título de referência, ensina sondas independentes; o documento de Patente no U.S. 8.104.339, cuja revelação inteira está incorporada no presente documento a título de referência, ensina portas que são acopladas a sensores de pressão por meio de dutos; o documento de Patente no U.S. 7.377.159, cuja revelação inteira está incorporada no presente documento a título de referência, ensina uma pluralidade de sensores de fluxo de massa; o documento de Patente no U.S. 6.940.425, cuja revelação inteira está incorporada no presente documento a título de referência, ensina sensores de pressão; e o documento de Patente no U.S. 6.012.331, cuja revelação inteira está incorporada no presente documento a título de referência, ensina sondas únicas. Adicionalmente, o documento de Patente no U.S. 5.089.968, o documento de Patente no U.S. 7.406.369 e o documento de Patente no U.S. 6.772.976, cujas revelações inteiras estão incorporadas no presente documento a título de referência, ensinam sensores físicos para calcular e/ou determinar de outra forma um ângulo de ataque para uma aeronave.

[007] Outros sistemas e/ou métodos existentes para calcular um ângulo de ataque de uma aeronave exigem conhecimento de parâmetros aerodinâmicos de uma aeronave que nem sempre estão disponíveis ou que não podem ser facilmente determinados. O documento de Patente no U.S. 6.928.341, cuja revelação inteira está incorporada no presente documento a título de referência, ensina um sistema que exige um modelo aerodinâmico de aeronave detalhado. O sistema exige adicionalmente medições de superfícies de controle aerodinâmico. O documento de Patente no U.S. 4.769.759, cuja revelação inteira está incorporada no presente documento a título de referência, ensina um sistema que exige dados aerodinâmicos para a aeronave, o peso bruto inicial da aeronave e a posição do centro de gravidade da aeronave. O documento de Patente no U.S. 4.046.341, cuja revelação inteira está incorporada no presente documento a título de referência, ensina um sistema que exige um modelo aerodinâmico de uma aeronave.

[008] Ainda outros sistemas e/ou métodos existentes para calcular um ângulo de ataque de uma aeronave exigem conhecimento apenas de dados inerciais e não são, dessa forma, tão precisos em condições de vento e turbulência. O documento de Patente no U.S. 6.273.370, cuja revelação inteira está incorporada no presente documento a título de referência, ensina um sistema que exige sensores inerciais, tais como acelerômetros, para computar uma estimativa inercial do ângulo de ataque. O sistema é direcionado principalmente para ser usado como um dispositivo de reserva possível para sistemas que incluem um ou mais sensores dedicados e/ou como fontes para curvas de correção. O documento de Patente no U.S. 3.948.096 e o documento de Patente no U.S. 6.791.208, cujas revelações inteiras estão incorporadas no presente documento a título de referência, ensinam um sistema que utiliza acelerômetros para derivar o ângulo de ataque de uma aeronave independentemente das características aerodinâmicas da aeronave. Tal sistema não exige e não ganharia benefício nenhum de um voo de calibragem, assim, o mesmo concede apenas uma estimativa aproximada do ângulo de ataque.

SUMÁRIO DA INVENÇÃO

[009] A presente invenção compreende um sistema e método para determinar um ângulo de ataque de uma aeronave. Mais especificamente, a presente invenção é destinada a fornecer uma indicação de um ângulo de ataque de uma aeronave, de modo a auxiliar um piloto a evitar condições perigosas, tal como uma condição de parada, e/ou para dar orientação ao piloto para melhor abordar o ângulo de ataque para a aeronave. Em algumas modalidades, essas informações são fornecidas ao piloto por meio de uma interface gráfica selecionável pelo piloto de um dispositivo de aviônica da invenção. Algumas tais modalidades permitem que um piloto escolha entre um Indexador de AOA que exibe vários símbolos gráficos para indicar o AOA (referência à Figura 3), um Medidor de AOA que fornece uma representação gráfica de um medidor físico (referência à Figura 4) e uma Fita de AOA que fornece uma indicação gráfica em uma barra vertical com um indicador que representa o AOA (referência às Figuras 5A e 5B). Em algumas modalidades, a barra vertical tem dois indicadores que representam AOA com configurações de Flapes levantados e Flapes abaixados. Em algumas modalidades, a interface gráfica é uma tela de exibição de um instrumento de aeronave existente. Em outras modalidades, a interface gráfica é um dispositivo de exibição de AOA dedicado.

[010] O conceito básico da presente invenção compreende vários algoritmos para realizar várias funções que são realizadas por um processador de um dispositivo de aviônica da invenção. Um algoritmo de calibragem realiza um processo de calibragem durante um voo de calibragem, de modo a identificar características aerodinâmicas da aeronave, tais como uma curva de sustentação e/ou perfil de sustentação da aeronave. Ao longo do processo de calibragem, a presente invenção tem capacidade para estimar um modelo aerodinâmico para a aeronave. Em algumas modalidades, uma calibragem é exigida apenas uma vez para uma aeronave particular, a menos que uma modificação na aeronave particular faça com que a configuração aerodinâmica da aeronave se altere. Em algumas tais modalidades, o voo de calibragem é sempre exigido pelo menos uma vez para uma aeronave particular. Em outras tais modalidades, o voo de calibragem precisa ser repetido após qualquer alteração nas aerodinâmicas da aeronave.

[011] Após a presente invenção ser calibrada com sucesso, um algoritmo de estimativa tem capacidade para aplicar o modelo aerodinâmico estimado para computar uma estimativa do ângulo de ataque da aeronave durante operações de voo normal. O algoritmo de estimativa utiliza um Filtro de Kalman Estendido que é com base em um modelo de processo cinemático, que não é dependente de um modelo aerodinâmico de aeronave ou do peso da aeronave, para convergir dados de sensor com o modelo aerodinâmico estimado. O resultado é um ângulo de ataque estimado que é quase independente do peso da aeronave. Em outras modalidades, a presente invenção utiliza informações de peso. Em algumas tais modalidades, as informações de peso são informações de peso medidas. Em outras tais modalidades, as informações de peso são informações de peso estimadas. Em algumas modalidades, as informações de peso estimadas são estimadas por um algoritmo de estimativa. Em algumas tais modalidades, o algoritmo de estimativa utiliza dados obtidos a partir de um voo de calibragem para derivar as informações de peso estimadas. Em algumas modalidades, o cálculo de ângulo de ataque é completamente independente do peso da aeronave.

[012] Após um ângulo de ataque estimado ser calculado com sucesso, um algoritmo de indicação computa uma indicação de ângulo de ataque comparando- se o ângulo de ataque estimado com vários parâmetros. Alguns tais parâmetros são obtidos diretamente de um manual de operação do piloto para a aeronave e introduzidos no sistema. Outros parâmetros são calculados como parte do processo de calibragem. Em algumas modalidades, a presente invenção inclui adicionalmente um algoritmo de monitoramento que tem capacidade para realizar várias funções de guarda, de modo a verificar que o sistema e/ou os vários algoritmos trabalham adequadamente. Em outras tais modalidades, a presente invenção inclui apenas um algoritmo que realiza todas as funções necessárias para calibrar o sistema, estimar um ângulo de ataque, indicar o ângulo de ataque e/ou verificar que o sistema trabalha adequadamente.

[013] Os objetivos supracitados e outros objetivos são destinados a serem ilustrativos da invenção e não são pensados em um sentido de limitação. Diversas modalidades possíveis da invenção podem ser produzidas e serão prontamente evidentes sob um estudo do relatório descritivo a seguir e dos desenhos anexos que compreendem uma parte do mesmo. Vários recursos e subcombinações da invenção podem ser empregados sem referência aos outros recursos e subcombinações. Outros objetivos e vantagens desta invenção se tornarão aparentes a partir da seguinte descrição tomada em combinação com os desenhos anexos, em que é apresentada a título de ilustração e exemplo, uma modalidade desta invenção e vários recursos da mesma.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[014] Uma modalidade preferencial da invenção, ilustrativa do melhor modo no qual o requerente contemplou aplicar os princípios, é apresentada na seguinte descrição e é mostrada nos desenhos, e é apontada e apresentada de maneira particular e distinta nas reivindicações anexas.

[015] A Figura 1 é uma representação gráfica de vários componentes da presente invenção.

[016] A Figura 2 é um fluxograma que mostra o conceito geral da presente invenção.

[017] A Figura 3 é uma representação gráfica de uma modalidade de um Indexador de AOA.

[018] A Figura 4 é uma representação gráfica de uma modalidade de um Medidor de AOA.

[019] A Figura 5A é uma representação gráfica de uma modalidade de uma Fita de AOA com indicadores de Flapes levantados e Flape abaixado.

[020] A Figura 5B é uma representação gráfica de uma modalidade de uma Fita de AOA.

[021] A Figura 6 é um fluxograma que mostra a lógica para determinar se a aeronave está no solo ou suspensa no ar.

DESCRIÇÃO DETALHADA DE UMA MODALIDADE PREFERENCIAL

[022] Um sistema e método para determinar um ângulo de ataque de uma aeronave será descrito agora em detalhes com referência às Figuras 1 a 6 dos desenhos anexos. Deve ser entendido que as modalidades reveladas são meramente exemplificativas dos princípios da invenção, que podem ser incorporados em várias formas. Portanto, detalhes estruturais e funcionais específicos revelados neste documento não devem ser interpretados como limitantes, mas meramente como uma base para as reivindicações e como uma base representativa para ensinar uma pessoa versada na técnica a empregar de modo variado a presente invenção virtualmente em qualquer estrutura apropriadamente detalhada.

VISÃO GERAL DOS PRINCIPAIS COMPONENTES DE SISTEMA

[023] Em algumas modalidades da presente invenção, o sistema é configurado para ser um dispositivo de aviônica que é instalado em uma aeronave de modo a ajudar um piloto da aeronave a realizar manobras mais estáveis e seguras durante uma pluralidade de fases de voo, tais como decolagem, viagem e pouso. Em algumas tais modalidades, o sistema tem capacidade para determinar um ângulo de ataque da aeronave e antecipar uma velocidade de parada da aeronave.

[024] Com referência à Figura 1, o sistema 10 inclui um computador de dados aéreos 20, sistema de sensores de atitude e aceleração 30, um sistema de posicionamento global 40, um módulo de configuração 50 e uma tela de exibição 60, sendo que cada um está em comunicação de dados com um processador de sistema (não mostrado) durante operações de voo. Em algumas modalidades, o sistema 10 inclui adicionalmente um sistema de configuração de flape 70 e um Sistema de Gerenciamento de Voo 80 para coletar o peso atual da aeronave. Em algumas modalidades, o Sistema de Gerenciamento de Voo 80 compreende um sensor de peso. Em outras modalidades, o Sistema de Gerenciamento de Voo 80 compreende um dispositivo de entrada de usuário de modo a habilitar um usuário a introduzir informações de peso, tais como informações de peso medidas e/ou informações de peso estimadas. Um método para usar o sistema para determinar um ângulo de ataque da aeronave inclui fornecer ao sistema algumas informações antes de um processo de calibragem, gerar informações adicionais durante um processo de calibragem, usar as informações para estimar um ângulo de ataque da aeronave durante operações de voo e fornecer uma indicação do ângulo de ataque da aeronave a um piloto da aeronave.

[025] O computador de dados aéreos 20 é configurado para fornecer Dados Aéreos ao processador de sistema durante operações de voo. Em algumas modalidades da presente invenção, Dados Aéreos incluem dados, tais como velocidade de ar calibrada, velocidade de ar indicada, velocidade de ar verdadeira, dados de altitude e/ou de tendência de altitude, tais como dados de taxa de subida e/ou velocidade vertical barométrica ou semelhantes. Em algumas tais modalidades, Dados Aéreos são derivados de dados de pressão de ar recebidos a partir do sistema estático do piloto da aeronave. Em outras tais modalidades, Dados Aéreos são recolhidos a partir de um modelo de computador de dados aéreos.

[026] Sistema de sensores de aceleração e atitude 30 é configurado para fornecer Dados de Aeronave ao processador de sistema durante operações de voo. Em algumas modalidades da presente invenção, Dados de Aeronave incluem dados, tais como a taxa de movimento angular da aeronave, acelerações sentidas pela aeronave e/ou a atitude e orientação da aeronave, tal como o ângulo de arfagem, o ângulo de rolamento e o ângulo de rumo da aeronave. Em algumas modalidades, os Sensores de Aeronave são fornecidos por um Sistema de Referência de Rumo de Altitude (AHRS).

[027] O sistema de posicionamento global 40 é configurado para fornecer Dados de Posição e Velocidade ao processador de sistema durante operações de voo. Em algumas modalidades da presente invenção, Dados de Posição e Velocidade incluem dados, tais como a velocidade no solo da aeronave e/ou dados de ângulo de pista da aeronave. Em algumas tais modalidades, os Dados de Posição e Velocidade são recolhidos a partir de um módulo de GPS de um processador de aplicação principal. Em outras tais modalidades, os Dados de Posição e Velocidade são recebidos a partir de um GPS externo.

[028] O módulo de configuração 50 é configurado para armazenar Parâmetros de Calibragem e Parâmetros de Instalação. Em algumas modalidades, os Parâmetros de Calibragem incluem parâmetros que são gerados durante um processo de calibragem, tal como velocidade de ar indicada e/ou ângulo de arfagem da aeronave. Em outras modalidades, os Parâmetros de Instalação incluem Parâmetros de Manual de Voo e um Peso Estimado de Calibragem. Em algumas tais modalidades, os Parâmetros de Manual de Voo incluem parâmetros que estão normalmente disponíveis em um manual de operação de piloto da aeronave, tal como velocidade de parada de flape levantado (“VS”), velocidade de parada de flape completo (“VSO”), velocidade de cruzeiro estrutural máxima (“VNO”), nunca exceder a velocidade (“VNE”), velocidade máxima de flapes estendidos (“VFE”), velocidade de manobra (“Va”), velocidade de aproximação com flapes completos (“VAppr_Spd”), peso máximo de decolagem (“WMTOW”) e/ou peso vazio padrão (“WSEW”). Em outras tais modalidades, o Peso Estimado de Calibragem é o peso estimado de decolagem da aeronave para um voo no qual um processo de calibragem é conduzido.

[029] Em algumas modalidades, os Parâmetros de Calibragem e Parâmetros de Instalação são armazenados em um dispositivo removível, tal como um Cartão SD. Em tais modalidades, o sistema inclui um meio de ler informações a partir do e/ou gravar informações no disco removível. Em outras tais modalidades, o disco removível inclui um pacote de software para atualizar um sistema existente da aeronave, tal como Evolution Flight Display da ASPEN. Em uma tal modalidade, a atualização habilita o sistema existente a funcionar como pelo menos parte do sistema da presente invenção.

[030] A tela de exibição 60 é configurada para fornecer informações a um usuário. Em algumas modalidades, a presente invenção inclui adicionalmente uma ou mais interfaces de usuário para receber várias informações de um usuário. Em algumas tais modalidades, a interface de usuário é incorporada na tela de exibição 60. Por exemplo, uma vista de calibragem da tela de exibição 60 é configurada para receber uma entrada de um usuário, tal como para ligar ou desligar um processo de calibragem e/ou para adquirir um ponto de definição de dados durante um processo de calibragem. Em várias modalidades da presente invenção, o sistema é configurado para receber várias outras informações de usuários e/ou de vários componentes, que incluem sinalizadores de validação que são recebidos a partir da mesma fonte como outras informações e que fornecem uma indicação da possibilidade das outras informações serem válidas ou não.

[031] Em algumas modalidades, um sistema de configuração de flape é usado para fornecer a configuração de flape do avião. Em algumas tais modalidades, a configuração de flape determina a posição de flape medindo-se a configuração real dos flapes. Em outras tais modalidades, a configuração de flape determina a posição de flape fornecendo-se um controle manual, em que o piloto define em uma posição de flape desejada. Em algumas modalidades, o controle manual faz com que os flapes na aeronave alterem a configuração. Em outras modalidades, o controle manual é separado de um controle que faz com que os flapes na aeronave alterem a configuração.

[032] Em algumas modalidades, o peso atual da aeronave não está disponível e/ou não é necessário. Em algumas outras modalidades, os dados de peso atuais são recolhidos a partir de um ou mais dispositivos ou sistemas, tal como um Sistema de Gerenciamento de Voo 80. Em algumas modalidades adicionais, o peso da aeronave atual é diretamente inserido pelo piloto antes do voo ou é aproximadamente estimado pelo algoritmo logo após a decolagem. Em algumas modalidades, um dispositivo de entrada de usuário e/ou sensor de peso é utilizado para determinar o peso da aeronave.

MÉTODO PARA CALIBRAR O SISTEMA

[033] A presente invenção inclui adicionalmente um método para calibrar o sistema 10. Em algumas modalidades, um processo de calibragem é iniciado durante um voo de calibragem enquanto o processador de sistema recebe Dados de Voo de Calibragem, tais como Dados Aéreos do computador de dados aéreos 20, Dados de Aeronave do sistema de sensor de atitude e aceleração 30 e/ou Dados de Posição e Velocidade do sistema de posicionamento global 40. Em algumas tais modalidades, o processo de calibragem é iniciado quando um comando para ativação de modo de calibragem é recebido pelo sistema 10. Em outras tais modalidades, o processo de calibragem inclui uma etapa de verificar que pelo menos alguns dos Parâmetros de Instalação estão armazenados no módulo de configuração 50 antes de permitir que o processador de sistema receba Dados de Voo de Calibragem e/ou antes de permitir que o modo de calibragem seja ativado.

[034] Em algumas modalidades da presente invenção, o sistema fornece texto e/ou símbolos gráficos em uma tela de exibição 60 de modo a fornecer a um usuário do sistema informações que pertencem a um processo de calibragem. Por exemplo, em algumas modalidades, uma tela de exibição 60 fornece informações de Situação de Calibragem de Voo e/ou outras informações relativas a possibilidade de que uma determinada etapa deve ser realizada, a possibilidade de uma determinada etapa ter sido executada corretamente, a possibilidade de que uma determinada etapa deve ser repetida, a possibilidade de um erro existir e/ou a possibilidade do processo de calibragem ser completo. Em algumas modalidades, o texto é uma mensagem. Em algumas tais modalidades, a tela de exibição 60 exibe uma mensagem, tal como “VOAR 119Kt, Flapes levantados”, “VOAR 75Kt, Flapes abaixados”, “VOAR 119Kt, Flapes levantados, APERTE INICIAR AQUISIÇÃO” e/ou alguma outra mensagem, quando uma etapa particular deve ser realizada e/ou quando uma etapa particular foi executada corretamente. Em outras tais modalidades, a tela de exibição 60 exibe um indicador de etapa, tal como “(1/3)” e/ou algum outro indicador, de modo a indicar diversas etapas a serem concluídas, diversas etapas que foram concluídas e/ou a etapa atual em um processo de multietapas. Ainda em outras tais modalidades, a tela de exibição 60 exibe um temporizador, contagem regressiva e/ou algum outro indicador, de modo a indicar a quantidade de tempo restante em uma etapa, tal como uma etapa de aquisição de ponto. Em ainda outras tais modalidades, a tela de exibição 60 exibe uma mensagem, tal como “AQUISIÇÃO FALHOU”, “FALHA DE AQUISIÇÃO” e/ou alguma outra mensagem, quando uma etapa particular deve ser repetida. Em ainda outras modalidades, a tela de exibição 60 exibe uma mensagem, tal como “Erro de Calibragem”, “CALIBRAGEM FALHOU”, “SENSOR FALHOU”, “ERRO DE SENSOR” e/ou alguma outra mensagem, quando um erro existe. Em ainda outras modalidades, a tela de exibição 60 exibe uma mensagem, tal como “Sair de Calibragem”, “SALVAR ou REJEITAR CAL”, e/ou alguma outra mensagem, quando o processo de calibragem é concluído.

[035] Em algumas modalidades da presente invenção, pelo menos alguns dos Dados de Voo de Calibragem, tais como a velocidade de ar indicada e/ou o ângulo de arfagem da aeronave, são armazenados no módulo de configuração 50 sob conclusão com sucesso de um processo de calibragem. Em algumas tais modalidades, alguns ou todos os Dados de Voo de Calibragem armazenados no módulo de configuração 50 são armazenados como um Parâmetro de Calibragem.

[036] Em algumas modalidades da presente invenção, o processo de calibragem inclui gravar dados para uma pluralidade de situações de voo, de modo a obter uma pluralidade de pontos de definição de dados. Um tal processo de calibragem inclui três pontos de definição em voo nivelado em que: dados para o primeiro ponto de definição são gravados enquanto a aeronave está em uma configuração limpa e voa na velocidade de ar de cruzeiro; dados para o segundo ponto de definição são gravados enquanto a aeronave está em uma configuração limpa e voa a uma velocidade de ar que é mais lenta que a velocidade de ar de cruzeiro, tal como, em alguns exemplos, uma velocidade de ar que é equivalente a 1,3 vezes a velocidade de ar de parada de flape levantado; e dados para o terceiro ponto de definição que são gravados enquanto a aeronave está em uma configuração suja e voa a uma velocidade de ar que é típica de velocidades de aproximação, tal como 1,3 vezes a velocidade de ar de parada de flape abaixado. Em algumas tais modalidades, velocidades aerodinâmicas do Manual de Operação do Piloto, tal como a Velocidade de Aproximação de Curto Campo em Peso Bruto máximo, a Velocidade de Aproximação Normal em Peso Bruto máximo e/ou alguma outra velocidade de ar do Manual de Operação do Piloto é utilizada como uma velocidade-alvo de ar para gravar um ou mais pontos de definição, tais como o segundo e/ou o terceiro pontos de definição. Em algumas tais modalidades, a maior velocidade de aproximação de configuração suja fornecida no Manual de Operação do Piloto é a velocidade-alvo de ar.

[037] Em algumas modalidades, os Parâmetros de Calibragem incluem velocidade de ar de cruzeiro (“IASC”), velocidade de ar de descida otimizada limpa (“lASo”), velocidade de ar otimizada com flape, ângulo de arfagem de cruzeiro (“θo”), ângulo de arfagem de descida otimizado limpo (“θo”) e ângulo de arfagem otimizado com flape.

[038] Em algumas modalidades, o processo de calibragem inclui dois pontos de definição em voo nivelado em configuração limpa e dois pontos de definição em voo nivelado em configuração com flape. Em outras modalidades, o processo de calibragem inclui dois pontos de definição em voo nivelado em configuração limpa, um ou dois pontos de definição em voo nivelado em configuração com flape e um ou dois pontos de definição adicionais em voo nivelado para identificar as aerodinâmicas de aeronave quando outras superfícies secundárias são implantadas (tais como Aerofólios Auxiliares ou semelhantes). Em ainda outras modalidades, tais como modalidades em que a aeronave não tem flapes, o processo de calibragem inclui apenas dois pontos de definição em voo nivelado em configuração limpa. Em todas as tais modalidades, os Parâmetros de oalibragem incluem medição de velocidade de ar e ângulo de arfagem para cada ponto de definição adquirido.

[039] Em algumas modalidades, os Parâmetros de Calibragem incluem uma entrada de validade de calibragem. Em algumas tais modalidades, a entrada de validade de calibragem é definida em um quando o processo de calibragem é concluído corretamente e é definida em zero quando o processo de calibragem é concluído incorretamente. Dessa maneira, o sistema tem capacidade para usar um Parâmetro de Calibragem para avaliar a confiabilidade dos outros Parâmetros de Calibragem. Em algumas tais modalidades, o sistema armazenará apenas os Parâmetros de Calibragem no módulo de configuração se a entrada de validade de calibragem indicar que o processo de calibragem foi concluído corretamente.

[040] Alguns métodos para calibrar o sistema 10 são executados em apenas um voo de calibragem realizando-se manobras de pilotagem comuns. Em algumas modalidades, uma fase de calibragem de um voo de calibragem é iniciada selecionando-se um botão de “Iniciar Calibragem”. Em algumas tais modalidades, o botão de “Iniciar Calibragem” é um botão físico. Em outras tais modalidades, o botão de “Iniciar Calibragem” é um botão virtual exibido na tela de exibição 60.

[041] Durante uma fase de calibragem, o sistema fornece instruções ao piloto para se obter um ou mais pontos de definição. Em algumas modalidades, as instruções afirmam “Voar 120 nós, Flape levantado”, “Voar 88 nós, Flape Levantado”, “Voar 77 nós, Flape abaixado” ou alguma outra instrução similar, de modo a informar ao piloto como ajustar a aeronave em voo nivelado. Quando a aeronave está em voo nivelado com a velocidade de ar sugerida e com a configuração suja sugerida, o piloto tem capacidade para adquirir um ponto de definição apertando-se um botão de “Iniciar Aquisição”. Em algumas modalidades, o botão de “Iniciar Aquisição” é um botão físico. Em outras modalidades, o botão de “Iniciar Aquisição” é um botão virtual exibido na tela de exibição 60. Em ainda outras modalidades, o sistema fornece uma indicação que o botão de “Iniciar Aquisição” foi selecionado com sucesso e/ou que o sistema atualmente adquire dados. Em algumas tais modalidades, a tela de exibição exibe uma mensagem, tal como “ADQUIRIR: 120 nós, Flape levantado”, “ADQUIRIR: VOAR 88 nós, Flape levantado”, “(2/3) ADQUIRIR: VOAR 77 nós 1:05 RESTANTE”, ou alguma outra mensagem similar.

[042] Em algumas modalidades, o piloto precisa manter a aeronave na condição de voo particular enquanto o sistema adquire dados. Em algumas tais modalidades, o tempo de aquisição está entre trinta e cinco (35) segundos e dois (2) minutos. Em outras tais modalidades, o tempo de aquisição está dentro de 1 minuto e 30 segundos. Em algumas modalidades, o sistema indica se o procedimento de aquisição foi bem-sucedido. Se o procedimento de aquisição não for bem-sucedido, o sistema fornece uma indicação de tal. Por exemplo, em algumas modalidades, o sistema indica que o procedimento de aquisição não foi bem-sucedido ao exibir uma mensagem, tal como “FALHA DE AQUISIÇÃO. AGUARDE...”, “FALHA DE AQUISIÇÃO: IAS” e/ou ao fornecer alguma outra indicação de que o procedimento de aquisição não foi bem-sucedido e/ou precisa ser repetido. Em algumas tais modalidades, a mensagem fornece uma indicação do porque o procedimento de aquisição não foi bem-sucedido e/ou quando o procedimento de aquisição falhou.

[043] Se um procedimento de aquisição para um ponto de definição particular for bem-sucedido, o sistema fornece instruções adicionais, caso seja necessário. Por exemplo, em algumas modalidades, o sistema fornece instruções que pertencem à aquisição de um ponto de definição adicional. Em alguns métodos, tais como métodos para aeronave que não tem flapes, apenas dois pontos de definição em voo nivelado em configuração limpa são adquiridos durante um procedimento de calibragem. Em alguns dos tais métodos, o primeiro ponto de definição é um ponto de “CRUZEIRO” e o segundo ponto de definição é um ponto “OTIMIZADO”. Em alguns outros métodos, três pontos de definição são adquiridos durante um procedimento de calibragem. Em alguns dos tais métodos, o primeiro ponto de definição é um ponto de “CRUZEIRO”, o segundo ponto de definição é um ponto “OTIMIZADO FLAPE LEVANTADO” e o terceiro ponto de definição é um ponto “OTIMIZADO FLAPE ABAIXADO”. Em alguns outros métodos, quatro pontos de definição são adquiridos durante um procedimento de calibragem. Em alguns dos tais métodos, os primeiros dois pontos são um ponto de “CRUZEIRO” e um ponto “OTIMIZADO” associado à aeronave que está em uma configuração limpa, enquanto o terceiro e o quarto pontos de definição são um ponto de “CRUZEIRO” e um ponto “OTIMIZADO” associado à aeronave que está em uma configuração com flape/suja. Em alguns métodos adicionais, um ponto de definição adicional para cada superfície aerodinâmica secundária disponível (tal como Aerofólios Auxiliares ou semelhantes) é adquirido durante um procedimento de calibragem. Em alguns dos tais métodos, cada ponto de definição adicional é um ponto “OTIMIZADO” associado à aeronave que está em voo nivelado e na configuração aerodinâmica de aeronave quando uma superfície secundária é implantada. Em alguns métodos adicionais, dois pontos de definição adicional para cada superfície aerodinâmica secundária disponível são adquiridos durante um procedimento de calibragem. Em alguns dos tais métodos, os pontos de definição adicionais são um ponto “OTIMIZADO” e um ponto “OTIMIZADO” associado à aeronave que está em voo nivelado e na configuração aerodinâmica de aeronave quando uma superfície secundária é implantada.

[044] Em algumas modalidades, o sistema permite que um usuário salve ou rejeite a calibragem do sistema. Em algumas modalidades, o sistema induz um usuário no fim de um procedimento de calibragem a selecionar seja para salvar ou rejeitar a calibragem. Em outras modalidades, o sistema permite que um usuário salve ou rejeite um ou mais pontos de definição.

CÁLCULOS DE CALIBRAGEM

[045] Uma modalidade do processo de calibragem inclui usar valores de pressão dinâmica (“Q”), valores de ângulo de arfagem (“θ”), o Peso Estimado de Calibragem da aeronave (“Wcal” definido acima) e um Peso Convencional (“Wconv” definido abaixo) para determinar ganhos de calibragem para operação normal (“k1” e “k0”). Em algumas modalidades, tais como as modalidades em que dois pontos de definição são adquiridos para cada configuração aerodinâmica (limpa ou suja), um primeiro valor de pressão dinâmica (“Ql”) e um primeiro valor de ângulo de arfagem (“θl”) correspondem a um primeiro ponto de definição enquanto um segundo valor de pressão dinâmica (“Q2”) e um segundo valor de ângulo de arfagem (“θ2”) correspondem a um segundo ponto de definição. Em algumas tais modalidades, o primeiro ponto de definição corresponde às medições que foram obtidas enquanto a aeronave voava nivelada em velocidade de ar de cruzeiro. Em outras tais modalidades, o segundo ponto de definição corresponde às medições que foram obtidas enquanto a aeronave voava nivelada em uma velocidade de ar otimizada, tal como uma velocidade de ar que é equivalente a 1,3 vezes a velocidade de ar de parada de flape levantado. Em algumas modalidades, as medições incluem ângulo de arfagem e velocidade de ar indicada. Em algumas tais modalidades, os ganhos de calibragem para operação normal para cada configuração aerodinâmica são calculados com o uso das seguintes equações:

em que:

[046] Conforme mostrado nas Equações 4, o Peso Convencional é o maior dentre o Peso Estimado de Calibragem e um Peso de Referência (“Wref”). Em algumas modalidades da presente invenção, o Peso Convencional é usado nas Equações 1 e 2 em vez do peso da aeronave real, especialmente em circunstâncias quando o peso da aeronave real não é conhecido. Em outras modalidades e/ou em outras circunstâncias, tais como quando o peso da aeronave real é conhecido e/ou pode ser precisamente estimado, o Peso Convencional nas Equações 1 e 2 pode ser substituído pelo peso da aeronave real ou estimado. Em diversos casos, tais como com aeronave comercial, a medição/estimativa de peso é normalmente bastante conhecida.

[047] O Peso de Referência é um valor derivado que está relacionado ao peso vazio padrão da aeronave, o peso de decolagem máximo da aeronave e as Constantes de Calibragem (“C0” e “C1”). Em algumas modalidades, as Constantes de Calibragem são desenvolvidas durante um processo de afinação da presente invenção de modo a eliminar ou minimizar quaisquer erros em potencial na estimativa de um ângulo de ataque de uma aeronave da presente invenção. Em algumas tais modalidades, as Constantes de Calibragem eliminam ou minimizam os efeitos de usar o Peso Convencional em vez do peso da aeronave real.

[048] As Equações 5 e 6 incluem variáveis para derivados aerodinâmicos de sustentação (“Clα” e “Cl0”) e para a superfície de referência aerodinâmica (“S”) da aeronave. Ao assumir que o coeficiente de sustentação é linear com relação ao ângulo de ataque e que as contribuições de ajuste aerodinâmico e superfícies de controle para o coeficiente de sustentação são desprezíveis, o perfil de sustentação de aeronave (“L”) para cada configuração aerodinâmica identificada adquirindo-se dois pontos de definição é calculado com a seguinte equação: L = Q- S-CL = Q- S- (CLO + CLαα) = Q■ Wcal ■ (k0 + fciα) (Equação 7)

[049] A sustentação computada através da Equação 7 depende do peso da aeronave. Para considerar isso, o Peso Estimado de Calibragem, que se espera fornecer uma grande aproximação do peso da aeronave real durante o processo de calibragem, é usado nas Equações 5, 6 e 7. Mesmo que, por alguma razão, o Peso Estimado de Calibragem não forneça uma grande aproximação do peso da aeronave real durante o processo de calibragem, o algoritmo minimizará o impacto dessa fraca aproximação.

[050] Em algumas outras modalidades, tais como modalidades em que apenas um ponto de definição é adquirido para identificar as aerodinâmicas de aeronave em uma configuração suja (quando flapes ou superfícies secundárias são implantadas), a suspensão é computada adicionando-se um deslocamento na k0Equação 7, que leva em conta a mudança de curva de sustentação com relação à configuração limpa devido à implantação de superfície aerodinâmica.

VERIFICAÇÃO DE CALIBRAGEM

[051] Algumas modalidades do processo de calibragem incluem verificações de calibragem que são realizadas por um algoritmo de verificação de calibragem. Uma modalidade de um algoritmo de verificação de calibragem inclui um algoritmo de avaliação de calibragem que avalia se as informações de ponto de definição foram corretamente adquiridas. Por exemplo, alguns dos tais algoritmos de avaliação de calibragem verificam que todas as medições de voo são válidas, tal como verificando-se que cada medição é fornecida por um sensor apropriado e/ou que cada medição é dotada de um sinalizador de validade. Outros tais algoritmos de avaliação de calibragem verificam que medições foram obtidas enquanto a aeronave estava em voo nivelado, tal como avaliando-se a velocidade vertical e ângulo de rolamento da aeronave e/ou comparando-se os valores absolutos da velocidade vertical e ângulo de rolamento para valores limítrofes predeterminado. Ainda outros tais algoritmos de avaliação de calibragem verificam que as medições obtidas durante o processo de calibragem satisfazem determinadas exigências de estabilidade. Em outras palavras, o algoritmo de avaliação de calibragem determina a variação de uma ou mais medições ao longo de um período de tempo específico durante o processo de calibragem e compara a variação com um limite predeterminado e/ou compara uma inclinação de uma aproximação linear da tendência da medição com faixas predeterminadas.

[052] Outra modalidade de um algoritmo de verificação de calibragem inclui um algoritmo de avaliação de calibragem que avalia se um procedimento de calibragem é corretamente executado. Por exemplo, alguns tais algoritmos de avaliação de calibragem avaliam o ângulo de arfagem durante o processo de calibragem, tal como durante a aquisição do primeiro e/ou do segundo conjuntos de medições e comparam o ângulo de arfagem com um ângulo de ataque estimado que corresponde ao mesmo exemplo em tempo ou período de tempo que o ângulo de arfagem. Em algumas tais modalidades, o ângulo de arfagem e o ângulo de ataque estimado são valores médios que são derivados de uma pluralidade de valores. Dessa maneira, o algoritmo de avaliação de calibragem habilita a verificação da execução de calibragem quando os ganhos de calibragem são definidos iguais a k0 e kv

INICIALIZAÇÃO DE ALGORITMO

[053] Em algumas modalidades da presente invenção, o sistema inclui pelo menos um algoritmo para conduzir várias operações antes, durante e/ou após as operações normais. Alguns algoritmos são configurados de modo a terem capacidade para realizar uma função de inicialização que recupera e/ou determina valores limítrofes e/ou valores de ganho de calibragem, tais como k0 e k1 calculados na Equação 1. Outras funções de inicialização verificam que os Parâmetros de Instalação e os Parâmetros de Calibragem estão disponíveis e/ou que são compatíveis com uma ou mais restrições de verificação de inicialização. Algumas das tais restrições de verificação de inicialização são representadas por um ou mais dentre as seguintes equações. Em algumas tais modalidades, o valor de deslocamento na Equação 10 é destinado a levar em conta um peso convencional para o piloto e o propulsor.

ESTIMATIVA DE ÂNGULO DE ATAQUE

[054] Em algumas modalidades da presente invenção, o sistema inclui um algoritmo de estimativa que tem capacidade para realizar a função de estimar um ângulo de ataque de uma aeronave. Em algumas tais modalidades, o algoritmo de estimativa de ângulo de ataque é com base em um Filtro de Kalman Estendido (“EKF”), que combina informações, tais como Dados Aéreos, Dados de Aeronave, Dados de Posição e Velocidade, dados que são recebidos de um sistema de navegação interno e/ou outros dados. Em algumas modalidades, um filtro explora o conhecimento da curva de sustentação de aeronave identificada durante o voo de calibragem, tal como o perfil de sustentação calculado na Equação 7, com relação a um ângulo de ataque.

[055] Em algumas modalidades da presente invenção, o algoritmo de estimativa estima pelo menos cinco variáveis e/ou estados de filtro. Em algumas tais modalidades, duas das variáveis estão relacionadas com ângulos aerodinâmicos, tais como ângulo de ataque (“α”) e escorregamento lateral (“β”) e as outras três variáveis correspondem aos três componentes de velocidade de vento, tais como velocidade de vento com relação a um eixo geométrico Norte (“WN”), velocidade de vento com relação a um eixo geométrico Leste (“WE”) e velocidade de vento com relação a um eixo geométrico Descendente (“WD”) em um sistema de eixo geométrico de referência Norte-Leste-Descendente.

[056] Em algumas modalidades, a estimativa de ângulos aerodinâmicos é com base em equações cinemáticas mecânicas de voo clássicas em forma de coordenada polar. Em algumas tais modalidades, as equações cinemáticas mecânicas de voo clássicas não são dependentes do tipo de aeronave ou características de aeronave. Em outras modalidades, as dinâmicas de componentes de velocidade de vento são modeladas como processos de Gauss-Markov. Em algumas tais modalidades, as equações relacionadas não são dependentes do tipo de aeronave. Em outras tais modalidades, as equações relacionadas não são dependentes das características de aeronave. Em ainda outras modalidades, as características de aeronave são estimadas. Em algumas tais modalidades, os parâmetros de calibragem são utilizados para estimar características de aeronave. Em outras modalidades, as características de aeronave de uma aeronave, estimadas ou obtidas de outra forma, são utilizadas para estimar e exibir o ângulo de ataque da aeronave.

[057] Em algumas modalidades da presente invenção, o algoritmo de estimativa inclui uma ou mais equações de medição para computar um ou mais valores computados. Em algumas modalidades, os valores computados incluem três componentes de velocidade inercial e um componente normal de fator de carga em eixo geométrico de corpo. Em algumas tais modalidades, um ou mais dentre os valores computados são comparados com valores fornecidos por outros sistemas, tais como valores de velocidade fornecidos por um sistema de posicionamento global e/ou acelerações fornecidas por uma unidade de medição inercial. Em algumas modalidades, comparar um ou mais dentre os valores computados com valores fornecidos por outros sistemas permite que o sistema gere um termo de correção para uma estimativa de filtro. Em outras modalidades, a equação de fator de carga é dependente do peso da aeronave. Em ainda outras modalidades, a equação de fator de carga é sempre dependente do peso da aeronave. Em algumas tais modalidades, o uso do peso convencional e/ou do peso real estimado/medido elimina e/ou reduz tal dependência. Em algumas tais modalidades, um Filtro de Kalman Estimado é utilizado para corrigir ou parcialmente corrigir quaisquer imprecisões em potencial associadas ao uso de um peso convencional e/ou um peso estimado/medido.

[058] Em algumas modalidades da presente invenção, as seguintes equações, implantadas em forma discreta, representam equações de estado de EKF:

[059] a e b são os ângulos de ataque e escorregamento lateral, respectivamente

[060] uw, vw e ww são os componentes de velocidade de vento expressos na fuselagem, em que WN, WE e WD são os componentes de velocidade de vento na armação NED;

[061] ax, ay e az são a aceleração inercial na fuselagem;

[062] p, q e r são a taxa de rolamento, taxa de arfagem e taxa de guinada na fuselagem, respectivamente;

[063] TAS é a velocidade de ar verdadeira

[064] pα, pβ,pWN,pWE and pWD são os ruídos de processo que se assume serem ruídos gaussianos multivariados de média zero com matriz de covariância Qruído.

[065] Em algumas modalidades da presente invenção, as seguintes equações, implantadas em forma discreta, representam equações de medição de EKF:

em que:

[066] VN, VE e VD são os componentes de velocidade inercial na armação NED;

[067] /<>■/ é a matriz de Transformação de fuselagem em armação NED;

[068] VVN,VVE e VVD são os ruídos de medição que se assume serem ruídos gaussianos multivariados de média zero com matriz de covariância Rruído.

[069] Nx e Nz são as acelerações axial e normal

[070] k1 e k0 são fornecidos pelas Equações 1 e 2.

[071] Em algumas modalidades, a Equação 19 é obtida ao assumir contribuição de impulso desprezível para o fator de carga normal. Em algumas tais modalidades, o fator de carga normal se refere a um fator de carga normal com relação a um eixo geométrico aerodinâmico. Em outras modalidades, a Equação 19 é obtida ao assumir um pequeno ângulo de ataque e/ou aproximando-se um pequeno ângulo de ataque.

INDICAÇÃO DE ÂNGULO DE ATAQUE

[072] Em algumas modalidades da presente invenção, o sistema inclui um algoritmo de indicação para realizar uma função de indicação de ângulo de ataque. Em algumas modalidades, o algoritmo de indicação utiliza um valor de ângulo de ataque estimado que é normalizado entre valores máximo e mínimo de ângulo de ataque medidos. Em outras modalidades, o algoritmo de indicação realiza uma função para verificar se um ângulo de ataque estimado está dentro de uma faixa permitida (AoAMIN a AoAMAX). Em algumas tais modalidades, a faixa permitida é computada por uma função de inicialização. Em outras tais modalidades, o algoritmo de indicação gera um código de “Fora da Faixa” e/ou faz com que um filtro reinicie se o ângulo de ataque estimado estiver fora da faixa predeterminada.

[073] Em outras modalidades da presente invenção, o algoritmo de indicação realiza uma função de comparação para determinar um valor de código de cor e/ou um componente de vetor de faixa. Em algumas tais modalidades, a função de comparação compara o ângulo de ataque estimado com uma pluralidade de limites de código de cor predeterminados com relação aos valores de código de cor predeterminados. Em algumas modalidades, pelo menos alguns dos limites de código de cor são com base em Parâmetros de Instalação e/ou Parâmetros de Calibragem e/ou são fornecidos por uma função de inicialização.

[074] Em ainda outras modalidades da presente invenção, o algoritmo de indicação faz com que uma tela de exibição exiba um Indexador de AOA 100, um Medidor de AOA 200 e/ou uma Fita de AOA 300, de modo a fornecer informações a um usuário. Em algumas tais modalidades, o sistema da presente invenção habilita um usuário a selecionar se uma tela de exibição 60 exibe o Indexador de AOA 100, o Medidor de AOA 200 e/ou a Fita de AOA 300.

[075] Algumas modalidades de um Indexador de AOA 100 incluem um ou mais elementos gráficos. Por exemplo, algumas modalidades incluem pelo menos quatro distintos elementos gráficos na forma de um padrão em V superior 110 posicionado acima de um círculo 130 e um padrão em V inferior 120 posicionado abaixo do círculo 130. Em algumas tais modalidades, o círculo 130 é representado por uma porção superior 132 que é deslocada de uma porção inferior 134 de modo que o gráfico de círculo 130 seja, na realidade, dois gráficos que, quando combinados, produzem o formato geral de um círculo. Outras modalidades de um Indicador de AOA incluem um elemento gráfico distinto na forma de uma barra horizontal 140. Em algumas tais modalidades, a barra horizontal 140 está posicionada abaixo de um padrão em V inferior 120.

[076] Algumas modalidades de padrões em V 110, 120 incluem pelo menos dois segmentos de linha angulados opostos, sendo que cada segmento de linha tem uma extremidade proximal 112, 122 posicionada adjacente ao e/ou levemente deslocada do círculo 130 e uma extremidade distal 114, 124 deslocada na direção oposta ao círculo 130 de modo que uma distância entre as respectivas extremidades distais 114, 124 seja maior que uma distância entre as respectivas extremidades proximais 112, 122. Em algumas modalidades, a combinação de todos os quatro segmentos de linha representa aproximadamente um formato em “X”, sendo que uma porção superior do formato em “X” é representada pelos segmentos de linha do padrão em V superior 110, uma porção inferior do formato em “X” é representada pelos segmentos de linha do padrão em V inferior 120 e uma porção central do formato em “X” é removida de modo a não interferir com a capacidade para visualizar o círculo 130. Em ainda outras modalidades, um ou mais segmentos de linha incluem uma ou mais porções, de modo que pelo menos um padrão em V inclua uma seção superior e uma seção inferior. Em algumas tais modalidades, as porções de cada segmento de linha são separadas umas das outras de modo que um único segmento de linha pareça ser mais de um segmento de linha.

[077] Algumas modalidades de um Medidor de AOA 200 incluem um gráfico de escala 210 que tem uma pluralidade de gráficos de marca de seleção 212 e um gráfico de agulha 220 que é móvel com relação ao gráfico de escala 210 e às marcas de seleção 212, de modo a indicar um ângulo de ataque estimado. Em algumas tais modalidades, o Medidor de AOA 200 inclui um gráfico de indicador de AOA otimizado 230 e/ou um gráfico de indicador de AOA crítico 240 posicionado com relação ao gráfico de escala 210 e às marcas de seleção 212, de modo que quando o gráfico de agulha 220 se move com relação ao gráfico de escala 210 e às marcas de seleção 212, um usuário tenha capacidade para determinar se o ângulo de ataque estimado está dentro de uma faixa otimizada e/ou está próximo a um valor crítico.

[078] Em algumas modalidades, o gráfico de agulha 220 não é exibido quando a aeronave está no solo. Em outras modalidades, o Medidor de AOA inclui dois gráficos de agulha. Em algumas tais modalidades, um primeiro gráfico de agulha 220 corresponde a uma primeira configuração de flape e um segundo gráfico de agulha 222 corresponde a uma segunda configuração de flape.

[079] Com referência às Figuras 5A e 5B, algumas modalidades de uma Fita de AOA 300 incluem uma pluralidade de áreas de fita coloridas, 310, 320, 330, 340. Algumas das tais modalidades incluem uma primeira área de fita 310 posicionada em uma primeira extremidade da Fita de AOA 300, uma quarta área de fita 340 posicionada em uma segunda extremidade da Fita de AOA 300 e uma segunda 320 e terceira 330 áreas de fita posicionadas entre a primeira 310 e a quarta 340 áreas de fita, sendo que a segunda área de fita 320 é adjacente à primeira área de fita 310, a terceira área de fita 330 é adjacente à quarta área de fita 340 e a segunda 320 e a terceira 330 áreas de fita são adjacentes umas às outras.

[080] Em algumas modalidades, cada área de fita colorida representa um AOA relativo. Por exemplo, em algumas modalidades, um alto AOA próximo ao AOA Crítico é indicado colorindo-se a primeira área de fita 310 de vermelho e/ou incluindo-se indícios 370 dentro da primeira área de fita. Em outras modalidades, um baixo AOA é indicado colorindo-se a quarta área de fita 340 de azul. Em ainda outras modalidades, um AOA associado às condições de aproximação normal ou ideal é indicado colorindo-se uma terceira área de fita 330 de verde. Em ainda outras modalidades, a segunda área de fita 320 é colorida de amarelo.

[081] Algumas modalidades de uma Fita de AOA 300 incluem adicionalmente pelo menos um gráfico indicador, tal como um gráfico de agulha 350. Em algumas tais modalidades, o gráfico de agulha está posicionado adjacente a uma ou mais áreas de fita 310, 320, 330, 340 e tem capacidade para se mover ao longo de um comprimento das áreas de fita, de modo a fornecer uma indicação do ângulo de ataque da aeronave. Em outras tais modalidades, as áreas de fita 310, 320, 330, 340 têm capacidade para se mover com relação ao gráfico de agulha 350.

[082] Outras modalidades da Fita de AOA 300 incluem adicionalmente um primeiro gráfico de agulha 350 e um segundo gráfico de agulha 360. Em algumas tais modalidades, o primeiro 350 e o segundo 360 gráficos de agulha estão posicionados adjacentes a uma ou mais áreas de fita 310, 320, 330, 340 e têm capacidade para se mover ao longo de um comprimento das áreas de fita, de modo a fornecer uma indicação do ângulo de ataque da aeronave. Em outras tais modalidades, as áreas de fita 310, 320, 330, 340 têm capacidade para se mover com relação aos gráficos indicadores 350, 360.

[083] Em algumas modalidades, o primeiro 350 e o segundo 360 gráficos de agulha estão posicionados em lados opostos das áreas de fita 310, 320, 330, 340. Em outras modalidades, os gráficos de agulha têm capacidade para se mover independentemente uns dos outros. Em ainda outras modalidades, tais como modalidades sem uma entrada de Sensor de Posição de Flape, o primeiro gráfico de agulha 350 indica o AOA associado à aeronave com configuração de Flapes Levantados e o segundo gráfico de agulha 360 indica o AOA associado à aeronave em uma configuração de Flapes Abaixados. Em ainda outras modalidades, os gráficos de agulha 350, 360 não são exibidos quando a aeronave está no solo.

[084] Em algumas modalidades, o algoritmo de indicação determina uma configuração para um Indexador de AOA 100. Em algumas tais modalidades, a determinação está ligada a uma função de comparação que compara um ângulo de ataque estimado com uma pluralidade de valores limítrofes predeterminados, tais como limites de código de cor.

[085] Em algumas modalidades da presente invenção, o algoritmo de indicação faz com que a tela de exibição 60 exiba um Indexador de AOA 100 em uma ou mais cores, de modo a fornecer informações a um usuário, tal como para indicar uma situação de algoritmo associada às operações de voo. Por exemplo, em algumas modalidades, a combinação de um padrão em V vermelho superior 110 e um padrão em V vermelho inferior 120 indica uma situação de algoritmo que está associada às operações de voo normal (código de cor 1) e/ou uma situação de algoritmo que está associada à detecção de uma parada completa (código de cor 11). Em outras modalidades, uma situação de algoritmo associada às operações de voo normal é indicada por um padrão em V vermelho inferior 120 (código de cor 2); uma metade superior 132 de um círculo verde 130 combinada com um padrão em V vermelho inferior 120 (código de cor 3); uma metade superior 132 de um círculo verde 130 (código de cor 4); um círculo verde completo 130 (código de cor 5); uma metade inferior 134 de um círculo verde 130 (código de cor 6); uma metade inferior 134 de um círculo verde 130 combinada com um padrão em V amarelo 110, 120 (código de cor 7); um padrão em V amarelo 110, 120 (código de cor 8); pelo menos um padrão em V amarelo 110, 120 combinado com uma barra azul horizontal 140 (código de cor 9); e/ou uma barra azul horizontal 140 (código de cor 10). Em ainda outras modalidades, nenhum dos elementos gráficos são exibidos durante operações normais no solo e/ou quaisquer elementos gráficos exibidos são subjugados e/ou de outra maneira alterados (código de cor 12). Em ainda outras modalidades, um “X” vermelho é exibido na tela de exibição 60 para indicar uma situação de algoritmo associada às operações anormais da aeronave e/ou operações anormais do sistema da presente invenção. Em outras palavras, o algoritmo de indicação fornece uma indicação a um usuário quando uma anomalia de sistema existe.

[086] Em algumas modalidades, o sistema inclui um ou mais códigos que correspondem a um ou mais ângulos de ataque. Por exemplo, em algumas das tais modalidades: O código 1 corresponde a um ângulo de ataque associado a um aviso de parada quando a aeronave está em uma configuração de flapes abaixados; o código 2 corresponde a um ângulo de ataque associado a um aviso de parada quando a aeronave está em uma configuração de flapes levantados; o código 3 corresponde a um ângulo de ataque que se aproxima das proximidades de parada quando a aeronave está em uma configuração de flapes levantados; o código 4 corresponde a um ângulo de ataque que está logo acima da condição otimizada para aproximação e pouso em configuração limpa; o código 5 corresponde a um ângulo de ataque que é uma condição otimizada para aproximação e pouso em configuração limpa; o código 6 corresponde a um ângulo de ataque que está logo abaixo da condição otimizada para aproximação e pouso em configuração limpa; o código 7 corresponde a um ângulo de ataque que é associado a um primeiro conjunto de operações de ângulo de ataque baixo; o código 8 corresponde a um ângulo de ataque que é associado a um segundo conjunto de operações de ângulo de ataque baixo; o código 9 corresponde a um ângulo de ataque que é associado a um terceiro conjunto de operações de ângulo de ataque baixo; o código 10 corresponde a um ângulo de ataque que é associado a um quarto conjunto de operações de ângulo de ataque baixo e/ou operações de cruzeiro; e/ou o código 11 corresponde a um ângulo de ataque que é associado a uma parada completa.

[087] Em algumas modalidades da presente invenção, o algoritmo de indicação faz com que a tela de exibição 60 exiba um Medidor de AOA 200, de modo a fornecer informações a um usuário. Em algumas modalidades, a tela de exibição 60 exibe um gráfico de agulha 220 em várias posições com relação a um gráfico de escala 210 que depende de um valor de ângulo de ataque estimado. Em algumas tais modalidades, conforme o valor de ângulo de ataque estimado se altera, o algoritmo de indicação faz com que a tela de exibição 60 reposicione o gráfico de agulha 220 com relação ao gráfico de escala 210, de modo a fornecer a ilusão de que uma agulha física se move com relação a uma escala física. Em outras modalidades, o gráfico de agulha 220 está posicionado com relação a um gráfico indicador de AOA otimizado 230 quando uma situação de algoritmo é associada a um ângulo de ataque otimizado. Em ainda outras modalidades, o gráfico de agulha 220 está posicionado com relação a um gráfico de indicação de AOA crítico 240 quando uma situação de algoritmo é associada à detecção de uma parada completa. Em ainda outras modalidades, o gráfico de agulha 220 não é exibido durante operações normais no solo. Em ainda outras modalidades, um “X” vermelho é exibido na tela de exibição 60 para indicar uma situação de algoritmo associada às operações anormais da aeronave e/ou operações anormais do sistema da presente invenção.

DETECÇÃO DE PARADA COMPLETA

[088] Em ainda outras modalidades da presente invenção, o algoritmo de indicação realiza uma função de detecção para detectar se a aeronave está em uma parada completa. Em algumas modalidades, a função de detecção utiliza informações que são computadas durante um teste de voo de calibragem, tal como os ganhos de calibragem. Em outras modalidades, uma relação nominal entre a reciprocidade de velocidade de ar indicada (“IAS”) quadrada e ângulo de ataque pode ser elaborada. Em algumas tais modalidades, a relação nominal é com base em ganhos de calibragem. Em outras tais modalidades, uma aeronave pode parar apenas se a velocidade de ar indicada da aeronave estiver abaixo de uma velocidade de ar indicada limítrofe (“IASthres”). Ainda em outras tais modalidades, um valor de velocidade de ar indicada limítrofe é igual à velocidade de parada de flape levantado (“VS”) da aeronave vezes um fator de escala de segurança (“K”). Em algumas tais modalidades, o fator de escala de segurança é maior que 1. IASthres = K-Vs (Equação 20)

[089] Em algumas modalidades, o algoritmo de indicação calcula uma banda permitida para o ângulo de ataque da aeronave para cada valor de velocidade de ar indicada que for menor que a velocidade de ar indicada limítrofe. Em algumas tais modalidades, o cálculo da banda leva em conta o erro de estimativa admissível no ângulo de ataque e o erro de medição de velocidade de ar indicada. A banda permitida é definida por um limite superior (“AOAsuperior”) e um limite inferior (“AOAinferior”). Em uma tal modalidade, o algoritmo de indicação declara uma parada completa se a velocidade de ar da aeronave for menor que o limite de velocidade de ar indicada e o ângulo de ataque estimado for maior que o limite superior da banda permitida ou menor que o limite inferior da banda permitida. Em outras modalidades, o algoritmo de indicação não declara uma parada completa se a velocidade de ar indicada da aeronave for maior que um limite de velocidade de ar indicada e/ou se um ângulo de ataque estimado da aeronave estiver dentro de uma banda permitida. Em ainda outras modalidades, as informações de uma parada completa estão incluídas em um código de cor.

ESTIMATIVA DE PESO

[090] Em algumas modalidades, o peso convencional é usado para toda a computação. Em algumas outras modalidades, o peso é recolhido a partir de outros dispositivos 80 ou inserido diretamente pelo piloto no sistema. Em ainda outras modalidades, o peso da aeronave é estimado aproximadamente logo após a decolagem com o uso de uma comparação de melhor correspondência com os parâmetros de calibragem ou outros meios equivalentes para estabelecer a razão de peso atual com relação às condições de calibragem.

FAIXAS DE AOA

[091] Em ainda outras modalidades da presente invenção, o sistema fornece valores máximos e mínimos para uma pluralidade de faixas, tais como uma faixa de AoA Crítico Limpo, uma faixa de AoA Otimizado Limpo, uma faixa de AoA Crítico Sujo e/ou uma faixa de AoA Otimizado Sujo. Em algumas tais modalidades, o sistema inclui um componente de AoA Máximo Crítico Limpo, um componente de AoA Mínimo Otimizado Limpo, um componente de AoA Máximo Crítico Sujo e um componente de AoA Mínimo Otimizado Sujo. Em outras modalidades, o sistema fornece um componente de ângulo de ataque máximo e/ou um componente de ângulo de ataque mínimo. Em algumas tais modalidades, os componentes de ângulo de ataque máximo e mínimo representam os valores de ângulo de ataque máximo e mínimo calculados, respectivamente, que foram usados para normalizar o valor de ângulo de ataque de modo a gerar um valor de ângulo de ataque estimado. Em algumas modalidades, os vários componentes de ângulo de ataque são utilizados para definir áreas coloridas para um medidor de AOA e/ou para uma Fita de AOA.

FUNÇÕES DE GUARDA

[092] Em algumas modalidades da presente invenção, o sistema inclui um algoritmo de monitoramento para realizar uma ou mais funções de guarda, tais como uma função de fase de voo, uma função de computação de sinal de habilitação e/ou uma função de verificação em voo.

[093] Uma função de fase de voo é utilizada pelo algoritmo de monitoramento para determinar a situação de fase de voo de uma aeronave. Em algumas modalidades, a situação de fase de voo é automaticamente definida em uma situação em voo quando o sistema da presente invenção é ligado. Em outras modalidades, a função de fase de voo compara medições de velocidade vertical (“Vs”) e/ou velocidade de ar indicada (“IAS”) com valores limítrofes para determinar se a situação de fase de voo da aeronave deve: ser alterada de em voo para no solo; ser alterada de no solo para em voo; ser mantida como em voo; ou ser mantida como no solo. Em algumas tais modalidades, os valores limítrofes, tais como limite mínimo de velocidade vertical (“Vsmin”), velocidade de ar indicada mínima (“IASmin”) e/ou velocidade de ar de voo (“IASvoo”), são computados a partir de Parâmetros de Instalação. Por exemplo, em algumas modalidades, a função de fase de voo calcula que a aeronave está no solo se a velocidade vertical medida for menor que o limite de velocidade vertical e se a velocidade de ar medida for menor que a velocidade de ar indicada mínima. Em outras modalidades, a função de fase de voo calcula que a aeronave está em voo se a velocidade de ar medida for maior que a velocidade de ar de voo.

[094] Em algumas modalidades, a situação de fase de voo da aeronave é apenas alterada se uma condição para alterar a situação de fase de voo for mantida por uma quantidade de tempo contínua adequada. Em algumas tais modalidades, 3 segundos é uma quantidade de tempo contínua adequada. Em outras tais modalidades, menos que 3 segundos é uma quantidade de tempo contínua adequada.

[095] Uma função de computação de sinal de habilitação é utilizada pelo algoritmo de monitoramento para determinar se uma função de estimativa de ângulo de ataque da presente invenção deve ser habilitada. Em algumas modalidades, a função de computação de sinal de habilitação calcula que a função de estimativa de ângulo de ataque deve ser habilitada se todas as medições de entrada forem válidas, a aeronave estiver em voo, os Parâmetros de Calibragem e Parâmetros de Instalação forem válidos e um procedimento de calibragem for desabilitado.

[096] Uma função de verificação em voo é utilizada pelo algoritmo de monitoramento para determinar se uma estimativa de ângulo de ataque estiver correta. Em algumas modalidades, a função de verificação em voo compara os valores médios em um prazo adequado do ângulo de arfagem medido e do ângulo de ataque estimado. Em algumas tais modalidades, a função de verificação em voo calcula que a estimativa de ângulo de ataque está correta se os valores forem quase iguais. Em outras tais modalidades, a função de verificação em voo é apenas utilizada pelo algoritmo de monitoramento se a aeronave estiver em voo nivelado e os flapes não estiverem implantados. Em algumas tais modalidades, o algoritmo de monitoramento determina se os flapes são levantados comparando-se a velocidade de ar indicada com a velocidade máxima estendida de flapes.

MODALIDADES DE LIMITAÇÃO DE SISTEMA

[097] Algumas modalidades da presente invenção são configuradas para funcionar adequadamente apenas com determinadas classificações de aeronave e/ou para funcionar apenas com aeronave que corresponde determinadas exigências. Por exemplo, em algumas modalidades, o sistema é configurado de modo que funcione adequadamente apenas com aeronave que tem um impulso máximo que é menor que o peso da aeronave. Em outras modalidades, a aeronave precisa ser uma aeronave de asa fixa com uma configuração convencional. Uma configuração convencional pode incluir uma aeronave de asa fixa que tem uma asa principal e uma cauda horizontal deslocada na traseira da asa principal. A asa principal define uma área de superfície de asa principal e a cauda horizontal define uma área de superfície de cauda horizontal. Em algumas modalidades de uma aeronave que tem uma configuração convencional, a área de superfície de asa principal precisa ser maior que a área de superfície de cauda horizontal.

[098] Algumas modalidades da presente invenção são desabilitadas quando a aeronave está no solo.

[099] Algumas modalidades da presente invenção não são afetadas por pelo menos algumas variáveis de voo comuns, tais como temperatura e altitude. Outras modalidades da presente invenção, tais como modalidades que não têm acesso às medições e/ou informações de peso e/ou flape, são apenas levemente afetadas por pelo menos algumas variáveis de voo comuns, tais como peso da aeronave e posição de flapes. Em algumas tais modalidades, a dependência resultante de tais variáveis de voo comuns está dentro da faixa de precisão geral do sistema e/ou está polarizada de uma maneira conservadora, de modo que o sistema seja configurado para fornecer uma indicação de ângulo de ataque mais crítico quando tais variáveis de voo comuns resultam em incerteza entre uma indicação de ângulo de ataque menos crítico e a indicação de ângulo de ataque mais crítico.

MÉTODOS PARA INSTALAR O SISTEMA

[100] A presente invenção inclui adicionalmente um método para instalar o sistema em uma aeronave existente. Alguns métodos incluem transferir por upload um pacote de software para um banco de dados do sistema. O banco de dados está em comunicação de dados com um processador de sistema, de modo que o pacote de software tenha capacidade para influenciar e/ou controlar o processador de sistema. O método para instalar o sistema inclui adicionalmente estabelecer uma conexão de dados entre o processador de sistema e um ou mais componentes de aeronave existente. Alguns dos tais componentes de aeronave incluem um computador de dados aéreos 20, um sistema de referência de atitude e rumo 30, um sistema de posicionamento global 40, um módulo de configuração 50 e uma tela de exibição 60. Em algumas modalidades, o computador de dados aéreos 20 e o sistema de referência de atitude e rumo 30 são, cada um, incluídos em um computador de dados aéreos e sistema de referência de atitude e rumo. Em outras modalidades, a tela de exibição, o sistema banco de dados, e/ou o processador de sistema são incluídos como parte de um aparelho de exibição, tal como Evolution Flight Display da ASPEN. Em ainda outras modalidades, o pacote de software é instalado em um sistema que utiliza um visor dedicado, tal como um visor que tem LEDs com um microprocessador. Em ainda outras modalidades, o pacote de software é instalado em um sistema que inclui anúncios somente de voz, tal como quando um visor está indisponível. Em ainda outras modalidades, o pacote de software é instalado em um sistema que inclui um substituto de um agitador de manche, tal como em casos em que um aviso de parada não está disponível.

MÉTODO PARA CALCULAR UM ÂNGULO DE ATAQUE ESTIMADO

[101] A presente invenção inclui adicionalmente um método para calcular um ângulo de ataque estimado da aeronave. Em algumas modalidades, o método inclui utilizar um Filtro Kalman Estendido para combinar informações a partir de uma variedade de fontes, tal como informações que pertencem a um modelo aerodinâmico estimado para a aeronave.

[102] Em algumas modalidades, o sistema inclui um método para verificar o processo de calibragem antes de habilitar um método para calcular um ângulo de ataque estimado. Em algumas tais modalidades, o sistema avalia pelo menos algumas das informações recebidas durante o processo de calibragem, que inclui avaliar se as informações foram corretamente adquiridas. Em outras tais modalidades, o sistema avalia se o procedimento de calibragem foi e/ou é corretamente executado. Ainda em outras tais modalidades, o sistema avalia se o sistema tem informações o suficiente para ao menos começar um processo de calibragem e/ou um processo para estimar um ângulo de ataque.

MÉTODO PARA INDICAR UM ÂNGULO DE ATAQUE ESTIMADO

[103] A presente invenção inclui adicionalmente um método para indicar um ângulo de ataque estimado. Em algumas modalidades, o método inclui comparar um valor de ângulo de ataque estimado com um ou mais valores limítrofes e para atribuir um código ao valor de ângulo de ataque estimado com base na relação do valor de ângulo de ataque com o um ou mais valores limítrofes. Em algumas tais modalidades, o método inclui adicionalmente fornecer uma indicação a um usuário do sistema, sendo que a indicação é dependente do código atribuído ao valor de ângulo de ataque estimado. Em outras modalidades, o método inclui fornece uma indicação a um usuário do sistema, sendo que a indicação é dependente do valor do valor de ângulo de ataque estimado. Em algumas tais modalidades, o método inclui adicionalmente fornecer uma indicação de uma faixa de ângulo de ataque otimizado e/ou um valor de ângulo de ataque crítico, de modo que um usuário do sistema possa determinar se o ângulo de ataque estimado atual está dentro da faixa de ângulo de ataque otimizado e/ou se o mesmo alcançou o valor de ângulo de ataque crítico.

[104] Em algumas modalidades da presente invenção, todas as informações que são recebidas a partir de sensores externos são recebidas a partir de sensores externos existentes. De maneira similar, todas as informações que são derivadas de informações recebidas a partir de sensores externos são derivadas de informações recebidas a partir de sensores externos existentes. Consequentemente, o método para instalar o sistema na aeronave existente não exige perfurar o revestimento da aeronave. Adicionalmente, a presente invenção não exige um sensor de ângulo de ataque dedicado. Em vez disso, a presente invenção utiliza sensores e sistemas existentes para derivar um ângulo de ataque da aeronave.

REALIZAR CALIBRAGEM E ESTIMATIVA EM CONJUNTO

[105] Algumas modalidades da presente invenção incluem um procedimento para identificar automaticamente alguns parâmetros de uma aeronave específica durante um voo de calibragem. Em algumas tais modalidades, pelo menos alguns dos parâmetros são Parâmetros de Calibragem. Em outras tais modalidades, o procedimento não exige informações a partir de e/ou conhecimento de sensores adicionais, tais como um sensor de ângulo de ataque dedicado e/ou um modelo aerodinâmico, para uso subsequente dos parâmetros identificados para estimativa de ângulo de ataque. Dessa maneira, o sistema não exige conhecimento anterior de modelos aerodinâmicos, não exige análise aerodinâmica dispendiosa e/ou não exige sensores específicos. Em algumas modalidades, o procedimento utiliza uma ou mais dentre as equações definidas acima, e/ou outras equações conforme necessário, para realizar a calibragem de sistema e estimativa de ângulo de ataque em conjunto.

VOOS DE PRÉ-CALIBRAGEM

[106] Em algumas modalidades da presente invenção, um voo de pré- calibragem é conduzido para estabelecer velocidades aerodinâmicas, tais como velocidades aerodinâmicas de chifre de parada associadas ao fato da aeronave estar na configuração de flapes levantados e flapes abaixados. Em outras modalidades, um voo de pré-calibragem não é necessário porque as velocidades de chifre de parada são conhecidas e/ou podem ser prevista com relativa certeza.

VOOS DE CALIBRAGEM

[107] Em algumas modalidades da presente invenção, um voo de calibragem é conduzido após um menu de instalação ser definido e conferências de equipamento serem concluídas. Em algumas tais modalidades, o sistema da presente invenção e entradas associadas, tais como entradas de GPS, precisam estar em operação normalmente antes e durante o voo de calibragem. Em outras tais modalidades, o menu de instalação compreende um ou mais recursos, sendo que cada recurso está associado a uma ou mais opções.

[108] Na descrição supracitada, determinados termos foram usados a título de brevidade, clareza e entendimento; porém, nenhuma limitação desnecessária deve ser implicada dos mesmos para além das exigências da técnica anterior, porque tais termos são usados com propósitos descritivos e são destinados a serem amplamente interpretados. Além disso, a descrição e ilustração das invenções é a título de exemplo e o escopo das invenções não é limitado aos detalhes exatos mostrados ou descritos.

[109] Embora a descrição detalhada supracitada da presente invenção tenha sido descrita a título de referência para uma modalidade exemplificativa e o melhor modo contemplado para conduzir a presente invenção tenha sido mostrado e descrito, será entendido que determinadas alterações, modificações ou variações podem ser feitas ao incorporar a invenção acima, e na construção da mesma, diferente daquelas especificamente apresentadas no presente documento, podem ser alcançadas por aqueles que são versados na técnica sem que se afaste do espírito e escopo da invenção, e que tais alterações, modificações ou variações devem ser consideradas como dentro do escopo total da presente invenção. Portanto, é contemplado cobrir a presente invenção e toda e quaisquer alterações, modificações, variações ou equivalentes que estejam dentro do verdadeiro espírito e escopo dos princípios estruturais revelados e reivindicados no presente documento. Consequentemente, o escopo da presente invenção é destinado a ser limitado apenas pelas reivindicações anexas, toda a matéria contida na descrição acima e mostrada nos desenhos anexos deve ser interpretada como ilustrativa e não em um sentido de limitação.

[110] Agora, descritos os recursos, constatações e princípios da invenção, a maneira na qual a invenção é construída e usada, as características da construção, e os resultados vantajosos, novos e úteis obtidos; as estruturas, dispositivos, elementos, disposições, partes e combinações novas e úteis são apresentadas nas reivindicações anexas.

[111] Também deve ser entendido que as seguintes reivindicações são destinadas a cobrir todos os recursos genéricos e específicos da invenção descritos no presente documento, e todas as demonstrações do escopo da invenção que, por uma questão de linguagem, pode se dizer que estão dentro do mesmo.

Claims (34)

1. Sistema (10) para determinar um ângulo de ataque estimado de uma aeronave, sendo que o sistema (10) é caracterizado por compreender: uma tela de exibição (60) posicionada dentro de uma aeronave de modo a ser visível a um piloto da aeronave durante operações de voo da aeronave, sendo que a dita tela de exibição (60) é configurada para exibir uma indicação gráfica do ângulo de ataque estimado da aeronave durante as ditas operações de voo; e um processador de sistema em comunicação de dados com a dita tela de exibição (60), em que o processador de sistema está em comunicação de dados com um computador de dados aéreos (20), sendo que o dito computador de dados aéreos (20) é configurado para fornecer dados de velocidade aerodinâmica verdadeiros, dados de velocidade de ar indicados e dados de taxa de subida ao dito processador de sistema durante as ditas operações de voo; um sistema de dados de sensor de atitude e aceleração (30), sendo que o dito sistema de dados de sensor de atitude e aceleração (30) é configurado para fornecer dados de aceleração de aeronave, dados de atitude de aeronave e dados que pertencem à taxa de movimento angular da aeronave ao dito processador de sistema durante as ditas operações de voo; um sistema de posicionamento global (40), sendo que o dito sistema de posicionamento global (40) é configurado para fornecer dados de velocidade no solo e dados de ângulo de pista ao dito processador de sistema durante as ditas operações de voo; e um módulo de configuração (50), durante as operações de voo da aeronave, sendo que o dito módulo de configuração (50) é configurado para armazenar parâmetros de instalação e parâmetros de calibragem, em que os referidos parâmetros de calibração são obtidos pelo sistema durante um ou mais voos de calibração, e em que o processador de sistema compreende: um algoritmo de calibração que estima um modelo aerodinâmico para a aeronave realizando um processo de calibração durante o voo de calibração para identificar as características aerodinâmicas da aeronave, incluindo uma curva de elevação ou um perfil de elevação da aeronave; um algoritmo de estimativa que estima o ângulo de ataque da aeronave durante as operações de voo normais, mesclando os dados do sensor com o modelo aerodinâmico estimado, em que o referido algoritmo de estimativa utiliza um filtro de Kalman estendido, que é baseado em um modelo de processo cinemático e que não depende de um modelo aerodinâmico de aeronave ou o peso da aeronave, em que os dados do sensor compreendem os dados reais de velocidade do ar, os dados de aceleração da aeronave e os dados de atitude da aeronave; e um algoritmo de indicação para executar uma função de indicação de ângulo de ataque.

2. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, sendo que o sistema (10) é caracterizado por não incluir um sensor de ângulo de ataque dedicado.

3. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por compreender adicionalmente um sistema de configuração de flape (70) em comunicação de dados com o dito processador de sistema, sendo que o dito sistema de configuração de flape (70) é configurado para fornecer a posição atual dos flapes de aeronave.

4. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por compreender adicionalmente um meio de obtenção de informações de peso.

5. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 4, caracterizado por o dito meio de obtenção de informações de peso ser um sensor de peso.

6. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 4, caracterizado por o dito meio de obtenção de informações de peso ser um dispositivo de entrada de usuário que é configurado para permitir que um usuário introduza informações de peso.

7. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 4, caracterizado por o dito meio de obtenção de informações de peso ser um algoritmo de estimativa que utiliza dados provenientes do voo de calibragem.

8. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por a tela de exibição (60) fornecer uma indicação do ângulo de ataque com relação a um ângulo de ataque otimizado para a aeronave.

9. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por a tela de exibição (60) fornecer uma indicação do ângulo de ataque com relação a um ângulo de ataque crítico para a aeronave.

10. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por compreender adicionalmente uma indicação gráfica de um ângulo de ataque na forma de um Indexador de AOA (100) que tem um padrão em V superior (110), um padrão em V inferior (120), um círculo (130) posicionado entre os padrões em V superior (110) e inferior (120).

11. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por o Indexador de AOA (100) incluir adicionalmente uma barra horizontal (140) posicionada abaixo do padrão em V inferior (120).

12. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por compreender adicionalmente uma indicação gráfica de um ângulo de ataque na forma de um primeiro Medidor de AOA (200) que tem um gráfico de escala (210) e um primeiro gráfico de agulha (220) que é móvel com relação ao gráfico de escala (210) de modo a representar aproximadamente uma agulha física que se move com relação a uma escala física.

13. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 12, caracterizado por compreender adicionalmente um algoritmo de monitoramento que remove o gráfico de agulha (220) da indicação gráfica se o algoritmo de monitoramento determina que a aeronave não está em voo.

14. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 12, caracterizado por o Medidor de AOA (200) compreender adicionalmente um segundo gráfico de agulha (222), sendo que o primeiro gráfico de agulha (220) corresponde a uma primeira configuração de flape e o segundo gráfico de agulha (222) corresponde a uma segunda configuração de flape.

15. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 12, caracterizado por a indicação gráfica compreender adicionalmente um segundo Medidor de AOA, sendo que o primeiro Medidor de AOA corresponde a uma primeira configuração de flape e o segundo Medidor de AOA corresponde a uma segunda configuração de flape.

16. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por a indicação gráfica ser uma Fita de AOA (300) que tem uma pluralidade de áreas de fita (310, 320, 330, 340) e um primeiro gráfico de agulha que é móvel com relação à pluralidade de áreas de fita (310, 320, 330, 340) de modo a representar aproximadamente uma agulha física que se move com relação a uma fita física.

17. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 16, caracterizado por compreender adicionalmente um algoritmo de monitoramento que remove a agulha gráfica da indicação gráfica se o algoritmo de monitoramento determina que a aeronave não está em voo.

18. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 16, caracterizado por a Fita de AOA (300) incluir adicionalmente uma segunda agulha gráfica (222), sendo que a primeira agulha gráfica (220) corresponde a uma primeira configuração de flape e a segunda agulha gráfica (222) corresponde a uma segunda configuração de flape.

19. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por um usuário poder selecionar entre uma pluralidade de indicações gráficas de um ângulo de ataque.

20. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por compreender adicionalmente um algoritmo de indicação que fornece uma indicação a um usuário quando uma anomalia de sistema existe, de modo a informar ao usuário da existência da anomalia de sistema.

21. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 20, caracterizado por o algoritmo de monitoramento determinar que a aeronave não está em voo se: um número suficiente de medições consecutivas de velocidade vertical é menor que um limite mínimo de velocidade vertical; e um número suficiente de medições consecutivas de velocidade de ar indicada é menor que uma velocidade de ar indicada mínima, sendo que pelo menos um conjunto do número suficiente de medições consecutivas de velocidade vertical e velocidade de ar indicada se sobrepõe completamente com o outro conjunto.

22. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por compreender um valor de ângulo de ataque limítrofe, em que uma indicação de ângulo de ataque tem capacidade para ser exibida na tela de exibição (60) quando o ângulo de ataque da aeronave é igual ou maior que o valor de ângulo de ataque limítrofe.

23. Sistema (10), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por compreender adicionalmente uma indicação de ângulo de ataque, sendo que a indicação de ângulo de ataque é removida de vista quando o ângulo de ataque da aeronave cai abaixo de um valor de ângulo de ataque limítrofe.

24. Método para indicar um ângulo de ataque estimado de uma aeronave, sendo que o método é caracterizado por compreender: fornecer um módulo de configuração (50) com parâmetros de instalação de uma aeronave antes de um voo de calibragem da aeronave; receber, durante operações de voo da aeronave, dados do sensor do processador do sistema consistindo em: - dados de velocidade de ar verdadeiros, dados de velocidade de ar indicados e dados de taxa de subida de um computador de dados aéreos (20); - dados de aceleração de aeronave, dados de atitude de aeronave e dados que pertencem à taxa de movimento angular da aeronave de um sistema de referência inercial e de rumo; e - dados de velocidade no solo e dados de ângulo de pista de um sistema de posicionamento global (40); realizar pelo menos um voo de calibragem para determinar parâmetros de calibragem, incluindo características aerodinâmicas da aeronave, e incluindo uma curva de elevação ou perfil de elevação da aeronave; criar um modelo aerodinâmico estimado da aeronave processando as características aerodinâmicas que incluem a curva de elevação ou o perfil de elevação da aeronave usando um algoritmo de calibração; armazenar os parâmetros de instalação e pelo menos um dentre os parâmetros de calibragem ou o modelo aerodinâmico estimado da aeronave no módulo de configuração (50); estimar o ângulo de ataque da aeronave durante as operações de voo usando um algoritmo de estimativa para mesclar os dados do sensor com o modelo aerodinâmico estimado, em que o algoritmo de estimativa utiliza um filtro de Kalman estendido, que é baseado em um modelo de processo cinemático e que não é dependente de um modelo aerodinâmico de aeronave ou peso da aeronave; exibir uma indicação do ângulo de ataque estimado da aeronave; e exibir uma indicação de (i) um ângulo de ataque ideal, (ii) um ângulo crítico de valor de ataque, (iii) um ângulo de ataque fora de alcance ou (iv) um estol completo, sendo que durante as ditas operações de voo, o processador de sistema que está em comunicação de dados com o computador de dados aéreos (20), o sensor de atitude e aceleração sistema (30), o sistema de posicionamento global (40) e o módulo de configuração (50), sendo que a etapa de estimativa do ângulo de ataque é realizada pelo processador de sistema, e em que a etapa de exibição é realizada por uma tela de exibição (60), sendo que a tela de exibição (60) está posicionada dentro da aeronave de modo a ser visível a um piloto da aeronave durante as ditas operações de voo.

25. Método, de acordo com a reivindicação 24, caracterizado por o sistema (10) não receber dados de um sensor de ângulo de ataque dedicado.

26. Método, de acordo com a reivindicação 24, caracterizado por compreender adicionalmente atribuir um código ao ângulo de ataque estimado, sendo que o código é atribuído com base na relação do ângulo de ataque estimado com um ou mais valores de ângulo de ataque limítrofes.

27. Método, de acordo com a reivindicação 26, caracterizado por a etapa de exibição ser dependente da etapa de atribuição.

28. Método, de acordo com a reivindicação 24, caracterizado por compreender adicionalmente receber dados de peso.

29. Método, de acordo com a reivindicação 28, caracterizado por o dito processador de sistema estar em comunicação de dados com um sensor de peso de modo a habilitar o dito processador de sistema a receber dados de peso do dito sensor de peso.

30. Método, de acordo com a reivindicação 28, caracterizado por o dito processador de sistema estar em comunicação de dados com um dispositivo de entrada de usuário de modo a habilitar o dito processador de sistema a receber dados de peso do dito dispositivo de entrada de usuário, sendo que o dito dispositivo de entrada de usuário é configurado para permitir que um usuário introduza dados de peso no dispositivo de entrada de usuário.

31. Método, de acordo com a reivindicação 28, caracterizado por os ditos dados de peso serem estimados por um algoritmo de estimativa de peso que utiliza dados do voo de calibragem.

32. Método para instalar o sistema (10) em uma aeronave existente caracterizado por compreender: transferir por upload um pacote de software para um banco de dados do sistema (10); estabelecer comunicação de dados entre o banco de dados do sistema (10) e um processador do sistema (10), de modo que o pacote de software tenha capacidade para controlar o processador de sistema; estabelecer uma conexão de dados entre o processador de sistema e um ou mais componentes de aeronave existente; evitar que o sistema (10) receba informações de ângulo de ataque, seja direta ou indiretamente, de um sensor de ângulo de ataque dedicado.

33. Método, de acordo com a reivindicação 32, caracterizado por a etapa de prevenção ser realizada instalando-se o sistema (10) em uma aeronave que não tem um sensor de ângulo de ataque dedicado.

34. Método, de acordo com a reivindicação 32, caracterizado por a etapa de prevenção ser realizada não estabelecendo-se uma conexão de dados entre o sistema (10) da presente invenção e um sensor de ângulo de ataque dedicado da aeronave.

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