BRPI0611679A2 - sistema e método para determinar eventos de aterrissagem difìcil de aeronaves a partir de dados de quadro inerciais e de referência de aeronaves - Google Patents

Abstract

SISTEMA E MéTODO PARA DETERMINAR EVENTOS DE ATERRISSAGEM DIFìCIL DE AERONAVES A PARTIR DE DADOS DE QUADRO INERCIAIS E DE REFERENCIA DE AERONAVES. Esta invenção proporciona a determinação precisa das condições de aterrissagem de uma aeronave e se uma aeronave experimentou uma aterrissagem difícil que ultrapassa as cargas projetadas permissiveis da engrenagem de aterrissagem da aeronave. O sistema compreende um computador que mede os sinais de uma unidade de medição inercial (IMU) a taxas de dados elevadas (100 Hz, por exemplo) e também registra sinais do barramento aviónico da aeronave. O computador compara a saída dos acelerómetros da unidade de medição inercial com um parâmetro de limite predeterminado de modo a determinar se a desaceleração de aterrissagem tridimensional da aeronave está seguramente dentro das tolerâncias de desenho ou outras limitações reguladoras, ou se é necessário investigar ainda mais o evento de aterrissagem.

Description

"SISTEMA E MÉTODO PARA DETERMINAR EVENTOS DEATERRISSAGEM DIFÍCIL DE AERONAVES A PARTIR DE DADOS DEQUADRO INERCIAIS E DE REFERÊNCIA DE AERONAVES"

Campo da Invenção

A presente invenção refere-se a sistemas de ater-rissagem de aeronaves e, mais especificamente, a um método eum sistema para determinar as condições de aterrissagem pre-cisas de uma aeronave e se um dado evento de aterrissagemultrapassa os limites projetados ou limites reguladores,também conhecido como "aterrissagem difícil".

Antecedentes da Invenção

Para se otimizar o desenho da engrenagem de ater-rissagem de uma aeronave de modo a se reduzir ao mínimo opeso e o custo, os engenheiros encarregados da tensão reali-zam análises de desenho detalhadas baseadas na especificaçãopara condições de aterrissagem antecipada.

O invólucro aceitável de condições de aterrissagemé um conjunto multidimensional de condições relacionadas coma velocidade de descida, atitude, peso, acelerações instan-tâneas e a posição da aeronave durante a aterrissagem. Istose traduz em um invólucro multidimensional de tensões sobrediferentes componentes da engrenagem de aterrissagem. Sequalquer dada aterrissagem ultrapassa as tensões permissí-veis sobre qualquer dado componente, então se considera queessa engrenagem de aterrissagem experimentou uma "engrenagemdifícil" e deve ser imediatamente tirada de serviço parainspeção adicional e substituição potencial.Embora os danos reais à engrenagem de aterrissagemsejam devidos a uma combinação complexa de condições de a-terrissagem, as autoridades reguladoras têm tentado simpli-ficar todas estas condições em um único fator, a velocidadede descida vertical.

As aeronaves, especialmente as aeronaves do tipode transporte, como as certificadas de acordo com a parte deregulação aérea federal norte-americana 25, são projetadaspara aterrissar a velocidades de descida vertical de até3,04 metros por segundo (10 pés por segundo). 0(s) caso(s)de desenho de 3,04 m/s (10 pe/s) para a aeronave e sua en-grenagem de aterrissagem representa(m) uma condição de cargalimite. Embora a certificação da aeronave e da engrenagem deaterrissagem exige tipicamente análise e teste para veloci-dades de descida de 3,65 m/s (12 pe/s), espera-se que os da-nos materiais possam ocorrer em qualquer aterrissagem comuma velocidade de descida além de 3,04 m/s (10 pe/s). Άquantidade de energia absorvida pela engrenagem de aterris-sagem (amortecedor e estrutura) e pela estrutura da aeronaveé baseada na energia cinética na aeronave. Isto é dado pelafórmula Ek=l/2mV2. Conforme se pode ver, a quantidade de e-nergia depende tanto da massa da aeronave quanto da veloci-dade de descida da aeronave, com a energia variando com oquadrado da velocidade, donde sua importância na determina-ção do comportamento de aterrissagem.

Os dados FAA, mostrados nas Figuras 1 e 2, mostra-ram que a variação da velocidade de descida de aterrissagemé semelhante à especificada em MIL-A-8866 (a curva de fre-qüência de velocidade de afundamento comumente utilizada pa-ra fins de desenho de engrenagem de aterrissagem). Conformese pode ver nos dados, aterrissagens além de 3,04 m/s (10pe/s) ocorrem periodicamente.

O processo atual para decidir que uma aeronave te-ve uma "aterrissagem difícil" e que, portanto, pode ter com-prometido a segurança e a integridade da engrenagem de ater-rissagem, é baseado em uma avaliação subjetiva do piloto eda tripulação de vôo. O piloto determina se uma aterrissagemdifícil ocorreu com base na experiência do piloto e na per-cepção dos eventos de aterrissagem. A evidência anedóticasugere que a maioria dos pilotos é conservadora em sua de-terminação de aterrissagens difíceis e tende a relatar comoMificeis' aterrissagens que são realmente inferiores a 3,04m/s (10 pe/s). Dada a baixa porcentagem de aterrissagens a-lém do limite projetado indicado pelos dados da FFA, não éirracional esperar que a maioria dos pilotos tenha aterris-sado a 3,04 m/s (10 pe/s), donde não terem experiência delinha de base com a qual uma comparação possa ser feita.

Por causa da falta de dados quantitativos seguros,erros podem ser cometidos nesta avaliação. Conseqüentemente,uma aeronave pode retida desnecessariamente, a um custo con-siderável de tempo e dinheiro ou, inversamente, uma aeronavedanificada pode continuar em funcionamento, comprometendopotencialmente assim a segurança do público.

Uma vez que o piloto tenha relatado uma "aterris-sagem difícil", o operador imediatamente retém o avião esubmete as informações de registro de dados de vôo, peso daaeronave, condições do tempo, resultados de inspeção e ou-tros dados incidentes ao fabricante da aeronave e/ou ao fa-bricante da engrenagem de aterrissagem para análise, de modoa se determinar se ou não essa aterrissagem ultrapassou defato a especificação de desenho para o invólucro operacionalpermissivel para aterrissagens. Os registros de dados devôo convencionais não tomam todas as informações necessáriasnem utilizam uma taxa de aquisição de dados suficientementeelevada para permitir uma análise abrangente e detalhada.

Conseqüentemente, para serem conservadores, os dados limita-dos freqüentemente não permitem que o fabricante desista dorelatório sobre "aterrissagem difícil". Portanto, em muitoscasos a análise confirma a "aterrissagem difícil", e a en-grenagem de aterrissagem deve ser concebida de acordo com asdisposições de SAE ARP-4915, que freqüentemente exige que aengrenagem de aterrissagem seja substituída e posta em qua-rentena durante seis meses. Em casos extremos, podem sertambém necessárias inspeções adicionais da estrutura do avião.

A capacidade de avaliar qualitativamente se umaaterrissagem difícil ocorreu é importante para a indústriade transportação de modo a se reduzir o custo dos relatóriossobre aterrissagens difíceis. Entretanto, há uma razão adi-cional para se ter um indicador de aterrissagem difícil.

Por outro lado, em uma aterrissagem perfeitamentesuave, a velocidade de descida vertical resulta em que umadada energia depende da massa (ou peso) do avião. Assim, olimite regulador de 3,04 m/s (10 pe/s) determina o peso per-missivel dos passageiros e da bagagem em todos os vôos. Seeste limite viesse a ser reduzido ligeiramente (de 3,04 para2,89 m/s) (de 10 para 9,5 pe/s, por exemplo), então o pesopermissivel dos passageiros e da bagagem pode ser aumentadoe as companhias de aviação podem preencher mais assentos eser mais lucrativas.

Uma vez que a velocidade de descida vertical per-missivel afeta diretamente a lucratividade da companhia deaviação, esta é uma questão que justifica atenção.

Embora diversas companhias tenham tentado imple-mentar um sistema de detecção de aterrissagem difícil nopassado, elas fracassaram em grande medida. Há essencialmen-te três razões básicas pelas quais estes sistemas falharam.

Em primeiro lugar, uma aterrissagem difícil não éregida exclusivamente pela velocidade de descida vertical,ela é regida por um conjunto multidimensional complexo decondições de aterrissagem, inclusive a atitude e a posiçãoda aeronave. Assim, mesmo se a velocidade de descida verti-cal fosse medida com precisão, as autoridades reguladoraspodem hesitar em reduzir o limite de velocidade de descidavertical, uma vez que ela é realmente uma medição substitutade todas as condições de aterrissagem multidimensionais quenão estão sendo monitoradas.

Em segundo lugar, não é realmente a velocidade quedita a força de aterrissagem, mas a aceleração (Força = Mas-sa X Aceleração ou F = MA) . Assim, a medição da velocidadede descida não pode realmente fornecer cálculos precisos daforça ou carga, ela é realmente apenas uma medição substituta.

Em terceiro lugar, algumas companhias têm tentadocontornar a necessidade de medir as condições de aterrissa-gem e em vez disso medir as forças de aterrissagem direta-mente. Um problema com a medição das forças de aterrissagemé que um sistema preciso necessitaria da instalação de umgrande número de sensores para captar o conjunto multidimen-sional completo de cargas sobre cada componente de cada en-grenagem de aterrissagem. Além disto, cada engrenagem de a-terrissagem necessitaria deste grande número de sensores eseria necessário colocar muitos dos sensores em áreas queseriam altamente suscetíveis a danos, tornando assim os da-dos imprecisos e levando a um sistema não robusto e dispen-dioso.

Sumário da Invenção

A presente invenção é um sistema instalado na ae-ronave, e não necessariamente na engrenagem de aterrissagem.A invenção proporciona a medição da atitude e das acelera-ções da aeronave, o que proporciona uma reconstrução comple-ta do evento de aterrissagem da aeronave, inclusive posição,velocidade e aceleração. A integração com o sistema aviônicoda aeronave permite o uso de sensores de medição inercial decusto mais baixo no registro de eventos de aterrissagem. Apropagação de erros durante a integração (e a dupla integra-ção) dos acelerômetros e sensores de velocidade angular podeser controlada pela correção dos dados da aeronave existentes.A presente invenção apresenta um sistema para ad-quirir condições de aterrissagem para a aeronave, o sistemasendo capaz de identificar quando uma aterrissagem difícilocorreu. 0 sistema compreende uma série de sensores de ace-leração e uma série de giroscópios e um dispositivo para me-dir e armazenar os dados de cada sensor. 0 sistema comparaos dados recebidos dos sensores com pelo menos um parâmetrode limite predeterminado e, se os dados ultrapassarem pelomenos um parâmetro de limite, um indicador identificará aocorrência de um evento de aterrissagem difícil e/ou umapossível aterrissagem difícil que exigem análise adicional.

Além da análise dos dados de aceleração e angulares, o sis-tema pode simultaneamente coletar dados do sistema aviônicoda aeronave. Tais dados podem ser então utilizados para aná-Iise adicional juntamente com os dados dos sensores de ace-leração e dos giroscópios para confirmar o evento de ater-rissagem difícil depois que tiver sido fornecida uma indica-ção de tal evento. O sistema pode ser adicionalmente utili-zado para adquirir condições de aterrissagem gerais, inclu-sive velocidades de impacto de aterrissagem, acelerações,atitude e força de impacto da aeronave.

A presente invenção também proporciona um aparelhopara determinar um evento de aterrissagem difícil de uma ae-ronave e um aparelho para determinar as velocidades de im-pacto de aterrissagem de uma aeronave.

A presente invenção também apresenta um método pa-ra determinar a velocidade de impacto de aterrissagem de umaaeronave e um método para determinar a ocorrência de um e-vento de aterrissagem da aeronave.

Em uma modalidade da presente invenção, uma unida-de de medição inercial (IMU), constituída por uma série desensores de aceleração e uma série de giroscópios seleciona-dos de sensores de ângulo e velocidade angular, e sistemasdo tipo usinados micro-elétricos (MEMS) são empregados comoo núcleo de medição. Uma placa de processador controla a in-terface com o sistema aviônico da aeronave e a interface coma placa de conversor analógico-digital que digitaliza as sa-ídas da IMU.

Com a utilização de entradas do barramento aviôni-co da aeronave, o sistema começa a medir e registrar dadosquando a aeronave está em aproximação, o que é usualmentesignificado pela transição do estado da engrenagem de ater-rissagem de recuado para estendido. A placa de processadorfaz medições da IMU a taxas de dados elevadas e medições daaviônica da aeronave e as registra na memória até que a pla-ca de processador detecte, da aviônica da aeronave, que aengrenagem de aterrissagem obteve "peso sobre as rodas", is-to é, quando o peso da aeronave se estabeleceu sobre a ater-rissagem, e uma velocidade de avanço definida foi alcançada.Tal informação é tipicamente recebida da unidade de controlede frenagem anti-deslizante. Uma vez que esta informação te-nha sido recebida, o processador faz uma comparação de jane-la sobre os dados de aceleração no ponto de impacto. Sequalquer aceleração estivesse fora de um parâmetro de limitepredeterminado, ou "janela permissível", um indicador, tipi-camente do tipo de engate magnético, seria configurado paraindicar que uma aterrissagem difícil tinha ocorrido, e a u-nidade salvará os dados como um arquivo em um dispositivo dearmazenamento removível, tal como um cartão flash compactoou cartão PCMCIA. Uma análise detalhada do evento de ater-rissagem pode ser então efetuada utilizando-se um sistema decomputador baseado na terra separado, de modo a se transfe-rir os dados do dispositivo de armazenamento removível e emseguida se reconstruir a trajetória de vôo.

Em outra modalidade, é utilizada uma unidade demedição inercial (IMU), constituída por uma série de senso-res de aceleração e uma série de giroscópios selecionados desensores de ângulo e/ou velocidade angular. Um processadortoma as medições da IMU a taxas de dados elevadas geralmentedo início da aeronave em aproximação à aterrissagem até queum sinal final seja recebido para mostrar que a aterrissagemocorreu. 0 processador compara então os dados da IMU com umparâmetro de limite ou invólucro de parâmetros de limitepredeterminado. Se os dados da IMU ultrapassarem os do Iimi-te predeterminado, então um indicador indicará que uma ater-rissagem difícil ocorreu. Os dados recebidos da IMU estarãoentão disponíveis para análise adicional.

Sob um aspecto, a presente invenção apresenta umsistema para adquirir condições de aterrissagem de uma aero-nave que compreende uma série de sensores de aceleração, umasérie de giroscópios selecionados do grupo que consiste emsensores de ângulo e sensores de velocidade angular, um dis-positivo para medir e armazenar dados dos sensores de acele-ração e giroscópios a taxas de dados elevadas acoplado a ca-da um dos sensores, e um dispositivo para comparar os dadosarmazenados dos sensores de aceleração e giroscópios com pe-lo menos um parâmetro de limite que, quando ultrapassado,indica que os dados recebidos dos sensores de aceleração egiroscópios devem ser adicionalmente analisados de modo a severificar se uma aterrissagem difícil ocorreu, o dispositivopara comparar os dados armazenados sendo adaptado para seracoplado aos sensores para receber dados deles. As taxas dedados elevadas podem ser superiores a 32 Hz, ou superiores a50 Hz ou superiores a 100 Hz.

O sistema pode compreender também um dispositivopara medir e armazenar dados do barramento aviônico da aero-nave, o dispositivo sendo adaptado para ser acoplado com obarramento aviônico da aeronave, os dados da aviônica da ae-ronave sendo também analisados juntamente com os dados arma-zenados dos sensores de aceleração e giroscópios de modo ase confirmar a indicação de aterrissagem difícil. O disposi-tivo para comparar pode compreender também um indicador, es-colhido de pelo menos uma de uma tela de exibição localizadana cabine, uma luz indicadora localizada dentro da aeronavee uma transmissão eletrônica para um sistema baseado na ter-ra, para indicar quando os dados ultrapassaram o pelo menosum parâmetro de limite.

O sistema pode compreender também pelo menos umamedição de dados adicional para análise adicional de modo ase aumentar a exatidão e a redundância do sistema, a mediçãode dados podendo ser obtida de elo menos um de um transdutorde deformação localizado na engrenagem de aterrissagem, umtransdutor de pressão localizado na longarina contra impactoda engrenagem de aterrissagem e um indicador de posição dalongarina contra impacto localizado na engrenagem de ater-rissagem. O dispositivo para comparar os dados armazenadospode compreender também pelo menos um parâmetro de limitesecundário para comparação com os dados armazenados, em que,se o pelo menos um parâmetro de limite secundário for ultra-passado, o indicador indica que uma aterrissagem difícil o-correu.

Sob um aspecto alternativo, a presente invençãoapresenta um método para determinar as velocidades de impac-to de aterrissagem da aeronave, o qual compreende as etapasde (i) determinar a atitude da aeronave com a utilização depelo menos um giroscópio; e (ii) integrar dados de acelera-ção de taxa elevada baseados em informações de quadro de re-ferência da aeronave para determinar os limites de integração.

Em uma modalidade alternativa, a presente invençãoapresenta um método para determinar a condição de aterrissa-gem de uma aeronave que compreende as etapas de (i) medir earmazenar dados de uma série de sensores de aceleração amais de 32 Hz, (ii) medir e armazenar os dados de uma sériede giroscópios selecionados do grupo que consiste em senso-res de ângulo e sensores de velocidade angular a mais de 32Hz; (iii) medir e armazenar as informações do barramento a-viônico da aeronave; e (iv) processar os dados dos sensorese dos giroscópios e as informações do barramento aviônico daaeronave para calcular a condição de aterrissagem prescritada aeronave. A condição de aterrissagem prescrita da aerona-ve pode ser uma da velocidade de impacto, da atitude, acele-rações do avião e a posição da aeronave durante a aterrissa-gem, e o método pode incluir a etapa adicional de comparar avelocidade de impacto de aterrissagem calculada da aeronavecom pelo menos um valor de limite predeterminado correlacio-nado com uma velocidade de aterrissagem permissivel.

Sob um aspecto alternativo, a invenção apresentaum aparelho para determinar um evento de aterrissagem difí-cil de uma aeronave que compreende uma carcaça montável emuma aeronave que tem pelo menos um conector que permite in-terface entre a carcaça e a força do avião e opcionalmente osistema aviônico da aeronave, uma unidade de medição inerci-al localizada dentro da carcaça, um dispositivo de processa-mento acoplado à unidade de medição inercial para receberdados dela, o dispositivo de processamento incluindo dadoscorrelacionados com pelo um parâmetro de limite para compa-ração com os dados recebidos da unidade de medição inercialde modo a identificar quando uma aterrissagem difícil ocor-reu; e um indicador acoplado à carcaça e conectado ao pro-cessador para indicar a ocorrência de uma aterrissagem difícil.

O aparelho pode compreender também um circuito deinterface com o barramento aviônico localizado dentro dacarcaça e adaptado para ser acoplado ao sistema aviônico daaeronave e receber e processar dados dele. 0 aparelho podecompreender também um cartão de memória removível para arma-zenar dados, e o indicador pode ser selecionado de um indi-cador incandescente e um indicador de engate magnético loca-lizado sobre a superfície externa da carcaça.

A presente invenção apresenta também um método pa-ra determinar a ocorrência de um evento de aterrissagem di-fícil da aeronave, o qual compreende as etapas de (i) regis-trar e processar os dados recebidos de uma unidade de medi-ção inercial, (ii) registrar e processar os dados recebidosde um barramento aviônico da aeronave, (iii) comparar os da-dos processados da unidade de medição inercial com pelo me-nos um parâmetro de limite predeterminado; e (iv) analisaros dados da unidade de medição inercial e do barramento avi-ônico da aeronave se os dados da unidade de medição inercialultrapassarem um do pelo menos um parâmetro de limite.

Em uma modalidade alternativa, a presente invençãoapresenta um aparelho para determinar a velocidade de impac-to de aterrissagem de uma aeronave, que compreende uma uni-dade de medição inercial, um circuito de interface com obarramento aviônico adaptado para ser acoplado ao barramentoaviônico da aeronave e um dispositivo de processamento aco-plado à unidade de medição inercial e ao circuito de inter-face com o barramento aviônico e acionável para medir e ar-mazenar as informações do barramento aviônico da aeronave etambém acionável para processar os dados e as informações demodo a calcular a velocidade de impacto de aterrissagem daaeronave.

Em uma modalidade alternativa, a presente invençãoapresenta um aparelho para determinar um evento de aterris-sagem difícil, que compreende uma carcaça montável em umaaeronave, que tem pelo menos uma conector que permite inter-face entre a carcaça e a força da aeronave e opcionalmenteos sistemas aviônicos da aeronave, uma série de sensores deaceleração, uma serie de giroscópios selecionados do grupoque consiste em sensores de ângulo e sensores de velocidadeangular, um dispositivo de processamento acoplado aos senso-res e aos giroscópios para receber dados deles, o dispositi-vo de processamento incluindo dados que se correlacionam compelo menos um parâmetro de limite para comparação com os da-dos recebidos dos sensores e dos giroscópios de modo a iden-tificar quando uma aterrissagem difícil ocorreu e um indica-dor acoplado à carcaça e conectado ao processador para indi-car a ocorrência de uma aterrissagem difícil.

A presente invenção apresenta também um método pa-ra determinar as velocidades de impacto de aterrissagem deuma aeronave e compará-las com uma velocidade de aterrissa-gem predeterminada, o qual compreende as etapas de (i) medire armazenar dados de uma série de sensores de aceleração amais de 32 Hz, (ii) medir e armazenar dados de uma série degiroscópios selecionados do grupo que consiste em sensoresde ângulo e sensores de velocidade angular, (ii) medir e ar-mazenar informações do barramento aviônico da aeronave, (iv)processar os dados dos sensores e dos giroscópios e as in-formações do barramento aviônico da aeronave de modo a cal-cular a velocidade de impacto de aterrissagem da aeronave e(v) comparar a velocidade de impacto de aterrissagem calcu-lada da aeronave com pelo menos um valor de limite predeter-minado que se correlaciona com uma velocidade de aterrissa-gem permissivel.

A presente invenção apresenta também um método pa-ra determinar a condição de aterrissagem prescrita da aero-nave que compreende as etapas de (i) medir e armazenar dadosde uma série de sensores de aceleração a mais de 32 Hz, (ii)medir e armazenar dados de uma série de giroscópios selecio-nados do grupo que consiste em sensores de ângulo e sensoresde velocidade angular a mais de 32 Hz, (iii) medir e armaze-nar informações do barramento aviônico da aeronave e (iv)processar os dados dos sensores e as informações do barra-mento aviônico da aeronave de modo a se calcular a condiçãode aterrissagem prescrita da aeronave.

Sob um outro aspecto, a presente invenção apresen-ta um sistema para identificar a aterrissagem difícil de umaaeronave, que compreende um dispositivo para medir e armaze-nar os dados recebidos de um sensor de aceleração e de umsensor de velocidade angular a taxas de dados elevadas e umdispositivo para comparar os dados armazenados do sensor deaceleração e do sensor de velocidade angular com pelo menosum parâmetro de limite que, quando ultrapassado, indica queuma aterrissagem difícil ocorreu, o dispositivo para compa-rar os dados armazenados sendo adaptado para ser acopladoaos sensores para receber dados deles.

Em uma disposição alternativa, o sistema compreen-de uma série de unidades sensoras (cada uma com uma série desensores de velocidade angular e acelerômetros dispostos pa-ra funcionar como uma unidade de medição inercial). As saí-das de cada unidade sensora são fornecidas a uma unidadecentral de processamento, que realiza a análise e a tomadade decisões para o sistema. A unidade central de processa-mento pode ser especifica do sistema de detecção de aterris-sagem difícil ou pode ser uma unidade já instalada a bordode uma aeronave. A transmissão de dados entre a unidade sen-sora e a unidade central de processamento pode ser ou no do-mínio analógico ou no domínio digital. A série de unidadessensoras podem ser dispostas de modo que cada unidade senso-ra fique em proximidade íntima com a engrenagem de aterris-sagem ou sua montagem na aeronave ou, alternativamente, so-bre a massa não empenada de cada engrenagem de aterrissagem(tal como presa ao eixo). Além disto, um sensor pode ser co-locado próximo do centro de gravidade nominal da aeronave.

Breve Descrição dos Desenhos

A presente invenção será descrita a seguir com re-ferência às seguintes Figuras:

As Figuras 1 e 2 são gráficos que mostram Dados deTaxa de Afundamento da FAA;

A Figura 3 é um diagrama que mostra uma modalidadedo sistema da presente invenção contida dentro de uma carcaça;

A Figura 4 mostra o procedimento geral e a traje-tória de uma aeronave do pré-vôo até a rolagem na pista;

A Figura 5 mostra também a parte de aproximaçãoaté a rolagem na pista na trajetória mostrada na Figura 4.

Descrição Detalhada das Modalidades PreferidasEsta invenção proporciona a determinação precisadas condições de aterrissagem de uma aeronave e se uma aero-nave experimentou uma aterrissagem difícil que ultrapassa ascargas projetadas permissíveis da engrenagem de aterrissagemda aeronave.

0 sistema compreende um computador que mede os si-nais de uma unidade de medição inercial (IMU) a taxas de da-dos elevadas e pode também registrar sinais do barramentoaviônico da aeronave. A IMU inclui uma série de sensores deaceleração e uma série de giroscópios. Deve ficar entendidoque o uso do termo "giroscópio" abrange o uso dos termos"sensor de ângulo" e "sensor de velocidade angular" e quetodos estes termos podem ser usados intercambiavelmente. Nadescrição das modalidades, será usado o termo sensor de ve-locidade angular.

Em uma modalidade, a IMU compreende pelo menostrês sensores de aceleração e pelo menos três sensores develocidade angular. Conforme discutido acima, os sensores develocidade angular podem ser intercambiáveis com um sensorde ângulo. Além disto, um giroscópio pode ser usado no lugarde um sensor de velocidade angular.

Os sinais da unidade de medição inercial são medi-dos a taxas de dados elevadas, por exemplo a mais de 32 Hz.

Os sinais podem ser medidos a taxas mais elevadas que 50 Hze a taxas superiores a 100 Hz. Os sinais do barramento dedados aviônicos da aeronave são tipicamente fornecidos a 8Hz. 0 registro dos sinais pode ser iniciado por um eventoespecífico, aqui referido como um evento de registro. Esteregistro predeterminado pode ser, por exemplo, um sinal paraidentificar que a engrenagem de aterrissagem foi estendida.

0 registro dos sinais terminará quando for recebido um sinalpara identificar um segundo evento predeterminado, referidoaqui como um evento de aterrissagem predeterminado. Este e-vento de aterrissagem predeterminado pode ser, por exemplo,um sinal que indique que a aterrissagem está completa, talcomo atingindo uma velocidade das rodas conhecida.

0 computador compara a saida da unidade de mediçãoinercial com um parâmetro de limite predeterminado de modo adeterminar se a desaceleração de aterrissagem tridimensionalda aeronave está seguramente dentro das tolerâncias de dese-nho ou outras limitações reguladoras, ou se é necessário in-vestigar ainda mais o evento de aterrissagem. Os parâmetrosde limite predeterminados são calculados para cada aeronavecom base no desenho da aeronave. A comparação dos dados daIMU com o parâmetro de limite pode ser uma comparação de umacompilação de valores, discutida a seguir, ou pode ser umacomparação de um dos valores, isto é, a velocidade de acele-ração da aeronave. O parâmetro de limite pode ser baseado emuma compilação de valores para representar o limite tridi-mensional da aeronave, tais medições sendo geralmente des-critas como a atitude da aeronave e incluindo medições daposição da aeronave em volta de um eixo geométrico fixo, in-clusive cabeceio, rolamento e guinada da aeronave.

0 parâmetro de limite pode ser baseado em mediçõessimples, tais como a aceleração máxima em determinada dire-ção, ou uma velocidade limite em um dado ponto. Alternativa-mente, o limite pode ser baseado na natureza multidimensio-nal das medições (que compreendem três medições de ângulo etrês medições de aceleração). Para se chegar aos valores delimite para as acelerações, pode ser realizado um conjuntocomplexo de análises. Estas análises incluem uma análise datensão da estrutura da engrenagem de aterrissagem para de-terminar casos de carga critica em cada direção de carrega-mento de força e em combinação, a modelagem da engrenagem deaterrissagem na aeronave de modo a se determinar que eventoda aeronave deve ocorrer para gerar essas forças. Este mode-lo de aeronave é geralmente idealizado, de modo que uma ou-tra avaliação deve ser aplicada para converter o comporta-mento de nivel da aeronave no comportamento esperado no lo-cal de medição (levando-se em conta a flexibilidade e a ab-sorção de energia da aeronave). Neste ponto, medições per-missiveis no(s) local(ais) das unidades sensoras estarãodisponíveis. Um outro cálculo pode ser aplicado para propor-cionar as respostas dos sensores calibrados (isto é, o limi-te para uma dada unidade sensora é baseado no comportamentopermissível da engrenagem de aterrissagem, no movimento daaeronave, na flexibilidade da aeronave e nas peculiaridadesda unidade sensora específica). Podem ser levadas em contamedições adicionais que aumentarão o número de dimensões emanálise (a massa da aeronave, que pode ser indagada a partirdo barramento de dados da aeronave, e a posição do pistão daengrenagem de aterrissagem afetarão diretamente tanto ascargas permissíveis quanto a maneira pela qual o modelo deaeronave relacionará o movimento da aeronave com as cargasda engrenagem de aterrissagem).

Além de ser estabelecido um parâmetro de limiteque, quando ultrapassado, identifica que um evento de ater-rissagem difícil ocorreu, vários parâmetros de limite adi-cionais podem ser fixados para identificar níveis variáveisde dano uma vez identificado o evento de aterrissagem difí-cil. Exemplos de diferentes parâmetros de limite incluem umamedição que, quando ultrapassada, identifica danos à engre-nagem de aterrissagem que podem ter ocorrido e/ou uma medi-ção adicional que, quando ultrapassada, indica que possíveisdanos à fuselagem podem ter ocorrido.

Por exemplo, se uma medição de aceleração está a-lém do limite de aceleração predeterminado, pode ser forne-cida uma indicação para anunciar que os dados de aterrissa-gem completos devem ser analisados de modo a se determinarque a aterrissagem foi realmente Mificil' e, portanto, alémdos limites projetados ou reguladores. Os dados de aterris-sagem completos incluem o histórico de tempo da IMU mais ohistórico de tempo das informações do barramento de dados daaeronave, como, por exemplo, a atitude, a velocidade no so-lo, o ângulo de direção da aeronave, etc. Alternativamente,se uma medição de aceleração estiver além de um segundo li-mite de aceleração predeterminado, pode ser fornecida umaindicação de que uma aterrissagem difícil ocorreu e que osdanos à engrenagem de aterrissagem podem ter sido contínuos.

A determinação analítica de uma aterrissagem di-fícil refere-se ao uso dos dados da IMU e dos dados de bar-ramento aviônico da aeronave registrados para reconstruir aaproximação e a aterrissagem integrando-se numericamente apartir do último ponto de medição e tomando-se as informa-ções de quadro de referência da aeronave como as condiçõeslimítrofes de integração. Os dados do barramento aviônico daaeronave incluem o estado da engrenagem de aterrissagem (re-traído ou estendido), o peso da engrenagem de aterrissagemsobre a condição das rodas, o ângulo de direção das rodasdianteiras, a velocidade das rodas, a atitude da aeronave eo tempo. Não é necessário obter todos os dados do barramentoaviônico da aeronave para determinação analítica completa,mas tais informações devem incluir dados sobre a atitude daaeronave. Com a reconstrução de alta taxa de dados, os deta-lhes exatos da atitude, velocidades e acelerações de ater-rissagem podem ser comparados com os limites projetados. Emuma modalidade alternativa, o sistema pode efetuar a inte-gração numérica quando da detecção de um evento de x fim deaterrissagem', de modo a se determinar a velocidade de des-cida imediatamente antes do impacto. Estas informações podemser usadas como parte da determinação do limite de aterris-sagem difícil, ou para proporcionar meios de monitoramentoque permitam que a aeronave opere com pesos de aterrissagemaumentados (como, por exemplo, pelo monitoramento da veloci-dade de impacto de aterrissagem da aeronave de modo a se as-segurar conformação reguladora se o peso aumentado dos pas-sageiros exigir um limite de 2,89 m/s (9,5 pe/s) em vez de3,04 m/s (10 pe/s). A determinação analítica da aterrissagemdifícil pode ocorrer dentro do aparelho na aeronave, ou osdados necessários à análise podem ser armazenados em um car-tão de memória removível e os dados analisados em outro lugar.

0 sistema será agora descrito mais detalhadamente.

Em uma modalidade, mostrada na Figura 3, o sistema é alojadoem uma carcaça aviônica 1, que é projetada para ser montadaem uma área não pressurizada próxima do centro de gravidadeda aeronave. A carcaça tem uma série de conectores 2, 5 quepermitem interface com a força da aeronave indicada pela se-ta 12 (12) e com o sistema aviônico da aeronave indicado pe-las setas 13, 14 (13, 14), que podem ser entradas de nívellógico ou barramentos aviônicos padrão, tais como ARINC-429ou MIL-STD-1153. Os conectores proporcionam também comunica-ção com sistemas externos onde necessário, como, por exem-pio, para proporcionar a depuração do sistema e/ou a trans-ferência de dados, indicados genericamente pela seta 15. Umcartão de memória removível, tal como um cartão áspero FlashCompacto ou PCMCIA é apresentado em uma fenda vedada 4 demodo que os dados registrados possam ser removidos da unida-de com um mínimo de esforço. Além disto, uma conexão de de-puração ou transferência é apresentada através de um dos co-nectores, de modo que a condição dos eletrônicos a bordopossa ser determinada utilizando-se uma interface serial(tal como RS-232 ou RS-485) ou dados transferidos atravésdessa porta. Um indicador 3 é apresentado na parte externada carcaça para indicar se a aeronave experimentou uma ater-rissagem difícil ou uma aterrissagem difícil potencial queexige análise adicional. 0 indicador pode ser também locali-zado afastado da carcaça com uma conexão com o processadore/ou carcaça. Além disto, alguns pinos em um conector sãodedicados a proporcionar uma conexão remota para um indica-dor a ser montado em outra área da aeronave (potencialmenteem um compartimento de manutenção ou na cabine). 0 indicadorpode ser do tipo incandescente, um LED ou, de preferência,um indicador de engate magnético do tipo apresentado pela L-3 Communications, divisão de Eletrodinâmica.

Todas as conexões elétricas fabricadas fora dosconectores são roteadas internamente para uma cavidade suja6," que é uma 'caixa dentro de uma caixa' feita de metal quecontém o condicionamento de potência, o conjunto de circui-tos de controle de inferência eletromagnética e o conjuntode circuitos de proteção para lidar com a atenuação dos rai-os e a absorção de energia de campo de rádio de alta inten-sidade. 0 conjunto de circuitos dentro da cavidade suja as-segura que os sinais alimentados para a cavidade limpa(constituída pela seção dentro da carcaça, mas fora da cavi-dade suja) sejam de um nível de tensão e corrente apropriadode modo a não danificar o conjunto de circuitos eletrônicosdelicados encontrados na cavidade limpa. Não é necessáriofazer a distinção entre a cavidade suja e a cavidade limpapela separação dos componentes em compartimentos físicos.Entretanto, os sinais alimentados para os componentes discu-tidos a seguir, sendo localizados na cavidade limpa, devemser de um nível de tensão e corrente apropriado de modo anão danificar nenhum dos componentes da "cavidade limpa".Dentro da cavidade limpa está uma placa de circui-to impresso que contém o microprocessador 7 e seu conjuntode circuitos de suporte (como, por exemplo, relógio, sequen-ciação de tensões, memória não volátil e memória de acessoaleatório). Cada placa dentro da cavidade limpa é conectadaà seguinte utilizando-se conectores internos 16 que podem,se necessário, ser do tipo de pino de filtro (especialmentena conexão entre a cavidade suja e a cavidade limpa).

Também dentro da cavidade limpa estão o circuitode interface com o barramento aviônico e o circuito de in-terface digital 8, a placa de circuito de conversão analógi-co-digital 9 e uma placa de condicionamento de sinais analó-gicos 10 para amplificar e filtrar os sinais analógicos a-propriadamente. Uma unidade de medição inercial 11 é tambémapresentada dentro da cavidade limpa. Além disto, deve ficarentendido que o sistema inclui uma fiação interna, indicadapor 17, se apropriada para conectar os componentes do sistema.

A unidade de medição inercial é projetada parafornecer medições de aceleração tridimensionais e uma medi-ção das velocidades de rotação em volta das três dimensões.

Na modalidade preferida, esta IMU é constituída de sensoresde baixo custo, altamente seguros fabricados utilizando-seum processo MEMS. Uma série de sensores de aceleração é a-presentada para medição em cada eixo geométrico, cada sensorsendo colocado para apresentar redundância de medição, oufiltrado ou especificado diretamente para fornecer uma mis-tura de medições - baixa velocidade, baixo ruído; alta velo-cidade com ruido ligeiramente mais elevado, ou uma misturade sensores de faixa elevada alcance e faixa baixa. Na moda-lidade preferida, cada eixo geométrico de medição tem cincoparâmetros: -±1,7 g de baixa passagem de aceleração filtra-das até 10 Hz, ±1,7 g de baixa passagem de aceleração fil-tradas até 100 Hz, ±35 g de baixa passagem de aceleraçãofiltradas até 100 Hz, um giroscópio de velocidade de rotaçãode 300 °/s e uma saida de temperatura. Cada sensor tem umacapacidade de auto-teste propiciada pelo deslocamento ele-trostático da ponte de medição. Os sensores podem ser do ti-po de silício micro-usinado polido apresentado pela AnalogDevices. Podem ser usados acelerômetros adicionais além doslocalizados na IMU. Tais acelerômetros adicionais podem sercolocados na aeronave, como, por exemplo, em cada uma dasengrenagens de aterrissagem, de modo a permitir correçõesdevidas aos modos de dobramento e amortecimento de qualquerfuselagem.

A modalidade preferida opera monitorando todos oscanais da IMU e os seguintes valores do barramento aviônicoda aeronave: o estado da engrenagem de aterrissagem (retraí-do ou estendido), o peso da engrenagem de aterrissagem sobrea condição das rodas, o ângulo de direção das rodas diantei-ras, a velocidade das rodas, a atitude da aeronave, a acele-ração de referência da aeronave, a altura do altímetro deradar acima do solo, a posição da aeronave e o tempo. As in-formações da IMU e do barramento aviônico da aeronave podemser monitorados e processados simultaneamente, ou cada valorpode ser registrado e processado por sua vez (com a utiliza-ção de um multiplexador, por exemplo).

A trajetória de vôo usual de um avião do pré-vôoaté a rolagem na pista é mostrada na Figura 4. É também mos-trada na Figura 5 a aproximação final até a rolagem na pos-ta, que inclui a identificação dos diferentes estágios demonitoramento do sistema da presente invenção.

Dependendo do estado da engrenagem de aterrissa-gem, o sistema estará ou em um modo de registro ativo ou emum modo de monitoramento passivo. No modo de monitoramentopassivo, o sistema executa operações de auto-teste e aguardapara observar a transição da engrenagem de aterrissagem re-traída para a engrenagem de aterrissagem estendida, o quesignifica que a aeronave está em aproximação à pista de de-colagem. Neste ponto, o sistema transita para o modo de mo-nitoramento ativo, identificado no estágio 8 da Figura 5,que registra todos os canais da IMU a taxas de dados eleva-das (100 Hz) e todos os parâmetros do sistema aviônico daaeronave (também registrados a taxas de dados elevadas, ape-sar da taxa subjacente de 8 Hz à qual alguns parâmetros sãofornecidos). 0 sistema registra todos os parâmetros até queseja verdadeira a condição seguinte: o peso sobre as rodas(significa a aeronave no solo), cujo ângulo de nariz 0o(significa a rolagem reta da aeronave) e a velocidade conhe-cida das rodas (pode ser a transição de um sinal lógico, ouvalor contínuo do sistema de controle de freio anti-travamento), que correspondem ao estágio 9d na Figura 5.

Neste ponto, o sistema pára de registrar o evento de ater-rissagem e salva o arquivo de dados no cartão de memória re-movível.

0 computar em seguida realiza uma análise baseadanos dados registrados. Começando com o fim do ponto de ater-rissagem, no caso de a velocidade de avanço ser conhecida (apartir da indicação da velocidade das rodas) e de a atitudeda aeronave ser conhecida a partir do sistema de referênciaa bordo, o processador pode efetuar cálculos de medição i-nercial de modo a calcular a trajetória de vôo da aeronavede volta do ponto de interrupção de medição, conforme mos-trado na Figura 5. Com base nas informações de ponta de ace-leração vertical, o processador pode determinar o ponto deimpacto. Uma comparação de janela é então efetuada de modo ase determinar se a aceleração tridimensional registrada nes-se ponto está dentro do invólucro de aterrissagem permissível.

Neste ponto, há três ações possíveis que podem serexecutadas. Se a aterrissagem estava bem dentro do invólucrode aterrissagem permissível, então a aterrissagem não foiclaramente uma aterrissagem difícil, e um relatório do pilo-to sobre aterrissagem difícil potencial pode ser imediata-mente posta de lado. Se a aterrissagem está claramente forado invólucro de aterrissagem permissível, então a aterrissa-gem é claramente uma aterrissagem difícil e etapas imediatasdevem ser empreendidas. Se a aterrissagem estiver na condi-ção intermediária, então uma aterrissagem difícil potencialocorreu e o cartão de memória removível é enviado ao fabri-cante da engrenagem de aterrissagem para análise e relató-rios detalhados.

Vários processos matemáticos são executados paraconverter as medições em informações. É necessário integrarnumericamente a taxa de dados elevada dos giroscópios de ve-locidade para converter os graus por segundo transmitidos emgraus de rotação em volta de todos os eixos geométricos daaeronave. Uma vez que os sensores de velocidade angular ele-vada escolhidos experimentam um Mesvio' considerável, a me-dição de temperatura feita na IMU é usada para corrigir odesvio, e a medição de atitude aviônica da aeronave pode serusada para corrigir periodicamente o desvio dos sensores detaxa elevada. Um algoritmo de filtragem de Kalman pode serempregado para fundir os dois tipos de sensores em um sinalde alta taxa de dados, de alta precisão.

A atitude da aeronave é determinada para todos ospontos de medição durante o evento de aterrissagem, as ace-lerações medidas podendo ser matematicamente convertidas noquadro de referência apropriado, e integrações únicas e du-pias efetuadas para se obter o vetor de velocidade e a posi-ção tridimensional da aeronave em todos os pontos durante aaproximação e a aterrissagem. Estas informações, particular-mente o vetor de velocidade, podem ser usadas para determi-nar não apenas a velocidade de descida vertical, mas tambéma velocidade de deslizamento vertical e a velocidade de a-vanço da aeronave, das quais todas desempenham papéis de ar-ticulação na determinação de uma aterrissagem difícil.O sistema e o aparelho aqui descritos podem inclu-ir também um componente de auto-verificação. A unidade demedição inercial pode incluir um sistema de auto-verificaçãoembutido que permite que cada um dos sensores contidos den-tro da IMU efetue uma auto-verificação. Portanto, assim comogerando dados para processamento, os sensores na IMU podemtambém ser submetidos a auto-verificações programadas. Porexemplo, um esquema de medição pode incluir a geração de umamedição de cada um dos sensores na IMU seguida de uma auto-verificação efetuada por cada sensor e da repetição destepadrão.

Os cálculos usados para determinar a trajetória devôo da aeronave são efetuados em dois estágios. Em primeirolugar, é necessário calcular a atitude da aeronave para ohistórico de dados no tempo. Isto é feito começando-se nofinal dos dados, que corresponde ao estágio 9d da Figura 5.Neste ponto, a atitude da aeronave é conhecida (ou do siste-ma aviônico da aeronave, pela suposição de nivelamento norolamento e no cabeceio e de estar direcionado reto parabaixo na pista de decolagem) . A saida dos sensores de velo-cidade de rotação é integrada numericamente a partir desteponto de partida conhecido de modo a se determinar a atitudeda aeronave (os ângulos em rolamento, cabeceio e guinada)para todo o histórico no tempo. Para se evitar aumento ir-restrito de erros devido ao Mesvio dos giroscópios' (a ten-dência dos sensores de velocidade angular a apresentar erroscrescentes com o tempo), os dados de atitude podem ser cor-rigidos periodicamente para os dados da aeronave fornecidosno barramento aviônico. Isto pode ser feito grosseiramenteutilizando-se apenas os dados de taxa elevada, dos sensoresde velocidade angular, de modo a integrar entre os iOrifi-cios' na baixa taxa de dados, dos dados aviônicos da aerona-ve, ou utilizando-se uma técnica de filtragem, como, por e-xemplo, um filtro de Kalman. 0 resultado desta integração éum histórico no tempo completo da atitude da aeronave paratoda a fase de aproximação e aterrissagem.

A segunda série de cálculos que são aplicados aosdados consiste em um ajuste do quadro de referência paracorrigir as medições de aceleração do quadro de referênciada aeronave para um quadro de referência baseado na terra.Em seguida, os dados de aceleração ajustados são numerica-mente integrados uma vez, começando dos dados de ponto final(estágio 9d na Figura 5) e utilizando-se os valores conheci-dos nesse ponto como valores de inicio de integração (velo-cidade de avanço conhecida, velocidade vertical conhecidacomo sendo zero, velocidade lateral conhecida como senso ze-ro) . A integração numérica pode ser então calculada a partirdo estágio 9d, mostrado na Figura 5, até o começo do regis-tro dos dados. 0 resultado desta integração é um historio notempo completo da fase de aproximação e aterrissagem das ve-locidades da aeronave em três dimensões, conhecido coletiva-mente como o vetor de velocidade da aeronave. Se desejado,os dados de velocidade podem ser também integrados de modo ase obterem informações de posição. Isto pode ser de valorespecialmente nos casos em que a aeronave ter tocado o solofora da pista de decolagemOs históricos no temo produziram assim uma imagemcompleta da aeronave durante a aproximação e a aterrissagem:o vetor de velocidade da aeronave (calculado), o vetor deaceleração da aeronave (medido), a posição da aeronave (cal-culada) e a atitude da aeronave (calculada e corrigida). Es-tes resultados podem ser conhecidos (medidos, calculadose/ou corrigidos) 100 vezes por segundo para toda a seqüênciade aproximação e aterrissagem. A partir destes dados, podemser feitas comparações com as especificações de desenho paradeterminar a intensidade da manobra de aterrissagem.

Embora esta invenção tenha sido descrita com refe-rência e modalidades e exemplos ilustrativos, não se preten-de interpretar a descrição em um sentido limitador. Assim,diversas modificações das modalidades ilustrativas, assimcomo outras modalidades de invenção, serão evidentes aosversados na técnica mediante referência a esta descrição.

Considera-se, portanto, a possibilidade de que as reivindi-cações anexas cubram quaisquer reivindicações ou modalidadesque tais. Além disto, todas as reivindicações dão por esteincorporadas a titulo de referência à descrição das modali-dades preferidas.

Quaisquer publicações, patentes e pedidos de pa-tente aqui referidos são incorporados em sua totalidade atitulo de referência na mesma medida como se cada publica-ção, patente ou pedido de patente individual fosse especifi-ca e individualmente indicada para incorporação em sua tota-lidade a titulo de referência.

Claims (56)

1. Sistema para adquirir condições de aterrissagemde uma aeronave, CARACTERIZADO por compreender:uma série de sensores de aceleração;uma série de giroscópios selecionados do grupo queconsiste em sensores de ângulo e sensores de velocidade an-gular;um dispositivo para medir e armazenar os dados dossensores de aceleração e dos giroscópios a taxas de dadoselevadas acoplados a cada um dos sensores;um dispositivo para medir e armazenar os dados dobarramento aviônico da aeronave; eum dispositivo para comparar os dados armazenadosdos sensores de aceleração e giroscópios com pelo menos umparâmetro de limite predeterminado que, quando ultrapassado,indica que os dados recebidos dos sensores de aceleração,giroscópios e do barramento aviônico da aeronave devem seradicionalmente analisados de modo a se verificar se uma a-terrissagem difícil ocorreu, o dispositivo para comparar osdados armazenados sendo adaptado para ser acoplado aos sen-sores para receber dados deles.

2. Sistema, de acordo com qualquer reivindicaçãoanterior, CARACTERIZADO pelo fato de que o dispositivo paracomparar compreende também um indicador para indicar quandoos dados ultrapassaram o pelo menos um parâmetro.

3. Sistema, de acordo com qualquer reivindicaçãoanterior, CARACTERIZADO por compreender também pelo menosuma medição de dados adicional para análise adicional de mo-do a se aumentar a exatidão e a redundância do sistema.

4. Sistema, de acordo com qualquer reivindicaçãoanterior, CARACTERIZADO pelo fato de que a pelo menos umamedição de dados adicional é obtida de pelo menos um de umtransdutor de deformação localizado na engrenagem de ater-rissagem, um transdutor de pressão localizado na longarinacontra impacto da engrenagem de aterrissagem e um indicadorde posição da longarina contra impacto localizado na engre-nagem de aterrissagem.

5. Sistema, de acordo com qualquer reivindicaçãoanterior, CARACTERIZADO pelo fato de que o dispositivo paracomparar os dados armazenados compreende também pelo menosum parâmetro de limite secundário para comparação com os da-dos armazenados, em que, se o pelo menos um parâmetro de li-mite secundário for ultrapassado, o indicador indica que umaaterrissagem difícil ocorreu.

6. Sistema, de acordo com qualquer reivindicaçãoanterior, CARACTERIZADO pelo fato de que o indicador é pelomenos uma de uma tela de exibição localizada na cabine, umaluz indicadora localizada dentro da aeronave e uma transmis-são eletrônica para um sistema baseado na terra.

7. Sistema, de acordo com qualquer reivindicaçãoanterior, CARACTERIZADO pelo fato de que o dispositivo paramedir e armazenar dados dos sensores de aceleração e dos gi-roscópios, o dispositivo para medir e armazenar dados dobarramento aviônico da aeronave e o dispositivo para compa-rar os dados armazenados são o mesmo.

8. Sistema, de acordo com qualquer reivindicaçãoanterior, CARACTERIZADO pelo fato de que as taxas de dadoselevadas são superiores a 32 Hz.

9. Sistema, de acordo com qualquer reivindicaçãoanterior, CARACTERIZADO pelo fato de que as taxas de dadoselevadas são superiores a 50 Hz.

10. Sistema, de acordo com qualquer reivindicaçãoanterior, CARACTERIZADO pelo fato de que as taxas de dadoselevadas são superiores a 100 Hz.

11. Sistema para identificar uma aterrissagem di-fícil de aeronave, CARACTERIZADO por compreender:(a) uma série de sensores de aceleração;(b) uma série de giroscópios selecionados do grupoque consiste em sensores de ângulo e sensores de velocidadeangular;(c) um dispositivo para medir e armazenar dadosdos sensores de aceleração e giroscópios a mais de 50 Hz a-coplado a cada um dos sensores;(d) um dispositivo para comparar os dados armaze-nados dos sensores de aceleração e giroscópios com pelo me-nos um parâmetro de limite que, quando ultrapassado, indicaque uma aterrissagem difícil ocorreu, o dispositivo paracomparar os dados armazenados sendo adaptados para ser aco-plado aos sensores para receber dados deles.

12. Sistema, de acordo com a reivindicação 11,CARACTERIZADO por compreender também um dispositivo para ar-mazenar dados do barramento aviônico da aeronave, o disposi-tivo sendo adaptado para ser acoplado com o barramento aviô-nico da aeronave, os dados aviônicos da aeronave sendo tam-bém analisados juntamente com os dados armazenados dos sen-sores de aceleração e giroscópios de modo a se confirmar aindicação de aterrissagem difícil.

13. Sistema, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 11 a 12, CARACTERIZADO pelo fato de que com-preende também um indicador para indicar quando os dados ul-trapassaram o pelo menos um parâmetro de limite.

14. Sistema, de acordo com qualquer uma das~ rei-vindicações de 11 a 13, CARACTERIZADO por compreender tambémpelo menos uma medição de dados adicional para análise adi-cional de modo a se aumentar a exatidão e a redundância dosistema.

15. Sistema, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 11 a 14, CARACTERIZADO pelo fato de que a pe-lo menos uma medição de dados adicional é obtida de pelo me-nos um de um transdutor de deformação localizado na engrena-gem de aterrissagem, um transdutor de pressão localizado nalongarina contra impacto da engrenagem de aterrissagem e umindicador de posição da longarina contra impacto localizadona engrenagem de aterrissagem.

16. Sistema, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 11 a 15, CARACTERIZADO pelo fato de que odispositivo para comparar os dados armazenados compreendetambém pelo menos um parâmetro de limite secundário paracomparação com os dados armazenados, em que, se o pelo menosum parâmetro de limite secundário for ultrapassado, o indi-cador indica que uma aterrissagem difícil ocorreu.

17. Sistema, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 11 a 16, CARACTERIZADO pelo fato de que o in-dicador é pelo menos uma de uma tela de exibição localizadana cabine, uma luz indicadora localizada dentro da aeronavee uma transmissão eletrônica para um sistema baseado na terra.

18. Sistema, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 11 a 17, CARACTERIZADO pelo fato de que astaxas de dados elevadas são superiores a 32 Hz.

19. Sistema, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 11 a 18, CARACTERIZADO pelo fato de que astaxas de dados elevadas são superiores a 50 Hz.

20. Sistema, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 11 a 19, CARACTERIZADO pelo fato de que astaxas de dados elevadas são superiores a 100 Hz.

21. Sistema para adquirir as condições de aterris-sagem de uma aeronave CARACTERIZADO por compreender:(a) uma série de sensores de aceleração;(b) uma série de giroscópios selecionados do grupoque consiste em sensores de ângulo e sensores de velocidadeangular;(c) um dispositivo para medir e armazenar dadosdos sensores de aceleração e giroscópios a taxas de dadoselevadas acoplados aos sensores; e(d) um dispositivo para medir e armazenar dados dobarramento aviônico da aeronave; e(e) um dispositivo para comparar os dados armaze-nados com pelo menos um parâmetro de limite que, quando ul-trapassado, indica que uma aterrissagem difícil ocorreu.

22. Método para determinar as velocidades de im-pacto de aterrissagem de uma aeronave, CARACTERIZADO porcompreender as etapas de:determinar a atitude da aeronave utilizando pelomenos um giroscópio; eintegrar dados de aceleração de taxa elevada combase nas informações de quadro de referência para determinaros limites de integração.

23. Método para determinar as velocidades de im-pacto de aterrissagem de uma aeronave e compará-las com umavelocidade de aterrissagem predeterminada, CARACTERIZADO porcompreender as etapas de:(a) medir e armazenar dados de uma série de sen-sores de aceleração a mais de 32 Hz;(b) medir e armazenar os dados de uma série de gi-roscópios selecionados do grupo que consiste em sensores deângulo e sensores de velocidade angular;(c) medir e armazenar as informações do barramentoaviônico da aeronave;(d) processar os dados dos sensores e dos giroscó-pios e as informações do barramento aviônico da aeronave pa-ra calcular a velocidade de impacto de aterrissagem da aero-nave ; e(e) comparar a velocidade de impacto de aterrissa-gem calculada da aeronave com pelo menos um valor de limitepredeterminado que se correlacionada com uma velocidade deaterrissagem permissível.

24. Método para determinar a condição de aterris-sagem prescrita de uma aeronave, CARACTERIZADO por compreen-der as etapas de:(a) medir e armazenar dados de uma série de sen-sores de aceleração a mais de 32 Hz;(b) medir e armazenar dados de uma série de gi-roscópios selecionados do grupo que' consiste em sensores deângulo e sensores de velocidade angular a mais de 32 Hz;(c) medir e armazenar informações do barramentoaviônico da aeronave; e(d) processar os dados dos sensores e as informa-ções do barramento aviônico da aeronave de modo a se calcu-lar a condição de aterrissagem prescrita da aeronave.

25. Método, de acordo com a reivindicação 24,CARACTERIZADO pelo fato de que a condição de aterrissagem daaeronave exata pode ser uma da velocidade de impacto, da a-titude, das acelerações do avião e da posição da aeronavedurante a aterrissagem.

26. Aparelho para determinar um evento de aterris-sagem de uma aeronave, CARACTERIZADO por compreender:uma carcaça montável em uma aeronave, que tem pelomenos um conector que permite interface entre a carcaça e aforça do avião e opcionalmente o sistema aviônico da aeronave;uma unidade de medição inercial localizada dentroda carcaça;um dispositivo de processamento acoplado à unidadede medição inercial para receber dados dela, o dispositivode processamento incluindo dados correlacionados com pelo umparâmetro de limite para comparação com os dados recebidosda unidade de medição inercial de modo a identificar quandouma aterrissagem difícil ocorreu; eum indicador acoplado à carcaça e conectado aoprocessador para indicar a ocorrência de uma aterrissagemdifícil.

27. Aparelho, de acordo com a reivindicação 26,CARACTERIZADO por compreender também um circuito de interfa-ce com o barramento aviônico localizado dentro da carcaça eadaptado para ser acoplado ao sistema aviônico da aeronave ereceber e processar dados dele.

28. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 2 6 a 27, CARACTERIZADO pelo fato de que odispositivo de processamento é adicionalmente acoplado aocircuito de interface com o barramento aviônico para receberdados dele.

29. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 2 6 a 28, CARACTERIZADO pelo fato de que odispositivo de processamento inclui um modo de registro ati-vo e um modo de monitoramento passivo, o modo de registroativo sendo iniciado por um evento de registro predetermina-do e compreendendo o recebimento e o armazenamento de dadosda unidade de medição inercial e o sistema aviônico da aero-nave até que um evento de aterrissagem predeterminado inicieo modo de monitoramento passivo, que compreende a realizaçãopelo processador de pelo menos uma auto-verificação.

30. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 2 6 a 29, CARACTERIZADO por compreender tambémum cartão de memória removível para armazenar dados nele.

31. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 2 6 a 30, CARACTERIZADO pelo fato de que o in-dicador é selecionado de um indicador incandescente e um in-dicador de engate magnético.

32. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 2 6 a 31, CARACTERIZADO pelo fato de que o in-dicador é localizado sobre a superfície externa da carcaça.

33. Método para determinar a ocorrência de um e-vento de aterrissagem difícil de uma aeronave, CARACTERIZADOpor compreender as etapas de:(a) registrar e processar os dados recebidos deuma unidade de medição inercial;(b) registrar e processar os dados recebidos de umbarramento aviônico da aeronave;(c) comparar os dados processados da unidade demedição inercial com pelo menos um parâmetro de limite pre-determinado; e(d) analisar os dados da unidade de medição iner-cial e do barramento aviônico da aeronave se os dados da u-nidade de medição inercial ultrapassarem um do pelo menos umparâmetro de limite.

34. Método, de acordo com a reivindicação 33,CARACTERIZADO pelo fato de que o registro dos dados da uni-dade de medição inercial ocorre a taxas de dados elevadas.

35. Método, de acordo com qualquer uma das reivin-dicações de 33 a 34, CARACTERIZADO pelo fato de que a unida-de de medição inercial compreende pelo menos um acelerômetroe os dados registrados da unidade de medição inercial sãodados do pelo menos um acelerômetro.

36. Método, de acordo com qualquer uma das reivin-dicações de 33 a 35, CARACTERIZADO pelo fato de que o regis-tro dos dados da unidade de medição inercial e do barramentoaviônico da aeronave é iniciado por um evento de gravaçãopredeterminado e é continuo até a detecção de um evento deaterrissagem predeterminado.

37. Aparelho para determinar a velocidade de im-pacto de aterrissagem de uma aeronave, CARACTERIZADO porcompreender:uma unidade de medição inercial;um circuito de interface com o barramento aviônicopara ser acoplado ao barramento aviônico da aeronave; eum dispositivo de processamento acoplado à unidadede medição inercial e ao circuito de interface com o barra-mento aviônico e acionável para medir e armazenar os dadosda unidade de medição inercial a taxas de dados elevadas eacionável para medir e armazenar as informações do barramen-to aviônico da aeronave e também acionável para processar osdados e as informações de modo a calcular a velocidade deimpacto de aterrissagem da aeronave.

38. Aparelho, de acordo com a reivindicação 37,CARACTERIZADO pelo fato de que o dispositivo de processamen-to compreende também pelo menos um parâmetro de limite pre-determinado para comparação com os dados obtidos da unidadede medição inercial.

39. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 37 a 38, CARACTERIZADO pelo fato de que odispositivo de processamento compreende um indicador que in-dica quando o parâmetro de limite predeterminado foi ultra-passado pelos dados obtidos da unidade de medição inercialquando comparado com eles.

40. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 37 a 39, CARACTERIZADO pelo fato de que astaxas de dados elevadas são superiores a 32 Hz.

41. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 37 a 40, CARACTERIZADO pelo fato de que astaxas de dados elevadas são superiores a 50 Hz.

42. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 37 a 41, CARACTERIZADO pelo fato de que astaxas de dados elevadas são superiores a 100 Hz.

43. Aparelho para determinar um evento de aterris-sagem difícil de uma aeronave, CARACTERIZADO por compreender :uma carcaça montável em uma aeronave, que tem pelomenos um conector que permite interface entre a carcaça e aforça do avião e opcionalmente o sistema aviônico da aeronave ;uma série de sensores de aceleração;uma série de giroscópios selecionados do grupo queconsiste em sensores de ângulo e sensores de velocidade an-gular;um dispositivo de processamento acoplado aos sen-sores e aos giroscópios para receber dados deles, o disposi-tivo de processamento incluindo dados correlacionados compelo um parâmetro de limite para comparação com os dados re-cebidos dos sensores e dos giroscópios de modo a identificarquando uma aterrissagem difícil ocorreu; eum indicador acoplado à carcaça e conectado aoprocessador para indicar a ocorrência de uma aterrissagemdifícil.

44. Aparelho, de acordo com a reivindicação 43,CARACTERIZADO por compreender também um circuito de interfa-ce com o barramento aviônico localizado dentro da carcaça eadaptado para ser acoplado ao sistema aviônico da aeronave ereceber e processar dados dele.

45. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 4 3 a 44, CARACTERIZADO pelo fato de que odispositivo de processamento é adicionalmente acoplado aocircuito de interface com o barramento aviônico para receberdados dele.

46. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 4 3 a 45, CARACTERIZADO pelo fato de que odispositivo de processamento inclui um modo de registro ati-vo e um modo de monitoramento passivo, o modo de registroativo sendo iniciado por um evento de registro predetermina-do e compreendendo o recebimento e o armazenamento de dadosda unidade de medição inercial e o sistema aviônico da aero-nave antes de um evento de aterrissagem predeterminado ini-cia o modo de monitoramento passivo, que compreende a reali-zação pelo processador de pelo menos uma auto-verificação.

47. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 43 a 4 6, CARACTERIZADO por compreender tambémum cartão de memória removível para armazenar dados nele.

48. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 43 a 47, CARACTERIZADO pelo fato de que o in-dicador é selecionado de um indicador incandescente e um in-dicador de engate magnético.

49. Aparelho, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações de 4 3 a 48, CARACTERIZADO pelo fato de que o in-dicador é localizado sobre a superfície externa da carcaça.

50. Sistema para identificar uma aterrissagem di-fícil de uma aeronave, CARACTERIZADO por compreender:(a) uma série de unidades sensoras; e(b) uma unidade central de processamento acopladaà série de unidades sensores para receber dados delas.

51. Sistema, de acordo com a reivindicação 50,CARACTERIZADO pelo fato de que a unidade central de proces-samento é acionável para processar os dados recebidos da sé-rie de unidades sensoras e inclui também dados que se corre-lacionam com pelo menos um parâmetro de limite para compara-ção com pelo menos um dos dados recebidos da série de unida-des sensoras e os dados processados para identificar quandouma aterrissagem difícil ocorreu.

52. Sistema, de acordo com a reivindicação 50,CARACTERIZADO pelo fato de que cada uma da série de unidadessensoras compreende uma série de sensores de velocidade an-gular e uma série de acelerômetros.

53. Sistema, de acordo com a reivindicação 50,CARACTERIZADO pelo fato de que a transmissão de dados entrea unidade de processamento e a série de unidades sensoras sedá em um do domínio analógico ou do domínio digital.

54. Sistema, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações 50, CARACTERIZADO pelo fato de que cada unidadesensora é localizada em uma posição selecionada de pelo me-nos uma da proximidade curta com a engrenagem de aterrissa-gem, da proximidade curta com a montagem da engrenagem deaterrissagem e acoplada à massa não empenada da engrenagemde aterrissagem.

55. Sistema, de acordo com qualquer uma das rei-vindicações 50, CARACTERIZADO pelo fato de que pelo menosuma unidade sensora é acoplada à aeronave em uma posição ad-jacente ao centro nominal de gravidade da aeronave.

56. Sistema para identificar uma aterrissagem di-fícil de uma aeronave, CARACTERIZADO por compreender:(a) um dispositivo para medir e armazenar dadosrecebidos de um sensor de aceleração e de um sensor de velo-cidade angular a taxas de dados elevadas;(b) um dispositivo para comparar os dados armaze-nados do sensor de aceleração e do sensor de velocidade an-gular com pelo menos um parâmetro de limite que, quando ul-trapassado, indica que uma aterrissagem difícil ocorreu, odispositivo para comparar os dados armazenados sendo adapta-do para ser acoplado aos sensores para receber dados deles.