BRPI0613118A2 - processo de alìvio das cargas sobre um elemento estrutural de uma aeronave ocasionadas por um parámetro de comando e dispositivo de alìvio da carga ocasionada por um comando sobre um elemento estrutural de aeronave - Google Patents
processo de alìvio das cargas sobre um elemento estrutural de uma aeronave ocasionadas por um parámetro de comando e dispositivo de alìvio da carga ocasionada por um comando sobre um elemento estrutural de aeronave Download PDFInfo
- Publication number
- BRPI0613118A2 BRPI0613118A2 BRPI0613118-2A BRPI0613118A BRPI0613118A2 BR PI0613118 A2 BRPI0613118 A2 BR PI0613118A2 BR PI0613118 A BRPI0613118 A BR PI0613118A BR PI0613118 A2 BRPI0613118 A2 BR PI0613118A2
- Authority
- BR
- Brazil
- Prior art keywords
- command
- parameter
- aircraft
- threshold value
- control
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 16
- 230000008569 process Effects 0.000 title claims description 12
- 238000001914 filtration Methods 0.000 claims abstract description 5
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 claims description 5
- 230000003466 anti-cipated effect Effects 0.000 abstract description 6
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 3
- 230000009471 action Effects 0.000 abstract description 2
- 230000004044 response Effects 0.000 description 6
- 238000004513 sizing Methods 0.000 description 6
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 5
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 4
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 4
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000002650 habitual effect Effects 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 230000009257 reactivity Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
- G05D1/0066—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements for limitation of acceleration or stress
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Mechanical Control Devices (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Regulating Braking Force (AREA)
- Braking Arrangements (AREA)
- Lighting Device Outwards From Vehicle And Optical Signal (AREA)
- Automatic Assembly (AREA)
- Circuit Arrangements For Discharge Lamps (AREA)
- Circuit Arrangement For Electric Light Sources In General (AREA)
Abstract
PROCESSO DE ALìVIO DAS CARGAS SOBRE UM ELEMENTO ESTRUTURAL DE UMA AERONAVE OCASIONADAS POR UM PARáMETRO DE COMANDO E DISPOSITIVO DE ALìVIO DA CARGA OCASIONADA POR UM COMANDO SOBRE UM ELEMENTO ESTRUTURAL DE AERONAVE. Em uma aeronave com sistema de comandos de vóo elétricos, um dispositivo permite aliviar a carga aplicada sobre o sistema de asas durante uma manobra lateral em rolagem, comparando o comando de rolagem (X) com um limiar (X%) e filtrando este comando. Graças a esta ação sobre o comando de rolagem, é possível antecipar os aumentos de carga ocasionados sobre o sistema de asas, e diminuir os mesmos. As cargas podem assim ficar abaixo um valor máximo de dimensionamento do sistema de asas, em caso de comando em rolagem muito grande em relação à utilização prevista do avião, e assim limitar o superdimensionamento do sistema de asas.
Description
"PROCESSO DE ALÍVIO DAS CARGAS SOBRE UM ELEMENTO ESTRUTURAL DE UMA AERONAVE OCASIONADAS POR UM PARÂMETRO DE COMANDO E DISPOSITIVO DE ALÍVIO DA CARGA OCASIONADA POR UM COMANDO SOBRE UM ELEMENTO ESTRUTURAL DE AERONAVE" DESCRIÇÃO DOMÍNIO TÉCNICO
A invenção se refere ao alívio das cargas ao nível da estrutura de uma aeronave. Em particular, a invenção trata de um processo permitindo limitar as cargas sobre o sistema de asas durante manobras laterais em rolagem.
A invenção trata igualmente de um dispositivo permitindo antecipar a resposta de um avião a uma ordem de manobra, em particular em rolagem, a fim de aliviar as cargas sobre a estrutura, notadamente ao nível do sistema de asas.
ESTADO DA TÉCNICA ANTERIOR
As diferentes partes da estrutura de uma aeronave são dimensionadas para poder suportar certas cargas sem que haja um aparecimento de deformações permanentes. Estas cargas são geradas durante todas as manobras do avião; em particular, elas podem ser superiores às cargas usuais quando a aeronave encontra turbulências importantes, durante erros de pilotagem, em caso de manobras inabituais, ou por condições exteriores excepcionais. Estas sobrecargas são normalmente pelo menos em parte levadas em conta para a modelização e o dimensionamento dos diferentes elementos da estrutura da aeronave, a fim de determinar níveis de cargas autorizadas sem risco .
Ademais, para os aviões militares notadamente, o alcance das manobras a realizar é freqüentemente alargado em relação a condições usuais: vôo à baixa altitude, acompanhamento de terreno, manobra de evasão, .... Durante a concepção de uma aeronave militar, foi assim notado que a taxa de rolagem devia ser considerada como parâmetro influente para o dimensionamento de um sistema de asas. Com efeito, as manobras citadas mais acima requerem uma taxa de rolagem podendo ir até a duas vezes a taxa de rolagem de um avião de transporte civil; a carga aplicada sobre a estrutura, e notadamente o momento de flexão aplicado sobre a raiz do sistema de asas, são então nitidamente relevados que durante um vôo habitual.
Adicionalmente, a utilização crescente de aletas de extremidade de sistema de asas («winglets») para aviões que eram delas desprovidos até então pode por sua vez acarretar cargas sobre as asas em manobras em rolagem clássicas. Este parâmetro de taxa de rolagem deveria pois ser considerado igualmente para o dimensionamento da estrutura em aviões civis, notadamente para a raiz do sistema de asas.
Até o presente, as características de sobrecarga em relação ao dimensionamento constituíram o objeto de controles a posteriori. Assim, de modo habitual, as sobrecargas são detectadas por medida de um parâmetro, notadamente a velocidade: para diferentes velocidades determinadas graças a modelos de carga específicos em cada zona da aeronave, um alarme é disparado quando um excesso, por exemplo de quatro nós, da velocidade autorizada é detectado. Uma melhoria desta detecção dos excessos de carga é descrita no pedido de patente FR 2864032, no qual, além da velocidade do avião, seu fator de carga vertical é levado em conta para detectar uma ultrapassagem da carga de dimensionamento ao nível de uma parte de estrutura de um avião.
Estes processos no entanto só intervém uma vez que o evento gerador de sobrecarga potencial ocorreu; eles permitem simplesmente assinalar a necessidade de proceder a uma inspeção de manutenção da aeronave, a fim de controlar a integridade das estruturas depois desta carga anormal. Para levar em conta os diferentes parâmetros e limitar os alarmes de ultrapassagem de carga, uma solução é um superdimensionamento do sistema de asas, por exemplo considerando o momento de flexão gerado por uma taxa de rolagem excepcional. Entretanto, esta solução tem como conseqüência direta uma sobrecarga do sistema de asas, e assim um aumento do peso do avião, o que acarreta uma diminuição de seus desempenhos. EXPOSIÇÃO DA INVENÇÃO
A invenção se propõe a paliar os inconvenientes relativos ao dimensionamento do sistema de asas de uma aeronave conforme as condições de funcionamento .
Mais geralmente, a invenção se propõe a reduzir certas cargas durante rolagem provocada e assim a evitar um superdimensionamento do sistema de asas que as leva em conta para manobras laterais em rolagem .
A invenção se refere assim, sob um de seus aspectos, a um processo permitindo aliviar as cargas ocasionadas por um parâmetro de comando, notadamente a taxa de rolagem. O parâmetro é inicialmente comparado com um valor limiar, que pode por exemplo ser igual a uma proporção, como 70%, do comando gerando a carga máxima autorizada ou da taxa de rolagem máxima comandada autorizada. Quando o parâmetro é inferior ao limiar, a ordem de comando aplicada corresponde a este parâmetro: ele lhe é idêntico, ou pode ser filtrado por um filtro passa-baixo conforme a reatividade demandada no início de manobra. Desde que o parâmetro ultrapasse o limiar, a diferença é filtrada por um filtro passa-baixo e acrescida à ordem de comando correspondente ao valor limiar. Produz-se assim uma atenuação do comando, que permite antecipar uma ultrapassagem da carga máxima autorizada. De preferência, se a ordem de comando corresponde a uma filtração do parâmetro até o valor limiar, esta filtração se faz com uma constante de tempo inferior à constante de tempo do filtro utilizado para a diferença.
Sob um outro aspecto, a invenção trata de um dispositivo adaptado para um tal processo. O dispositivo compreende meios para determinar um parâmetro de comando. Vantajosamente, trata-se de meios associados a um sistema de comando permitindo aplicar uma ordem de comando, como a rolagem, a partir de um órgão, par exemplo um manche de aeronave, a uma (ou várias) superfície(s) de controle como um spoiler ou um aileron de avião. O dispositivo compreende ainda meios para calcular a diferença entre o parâmetro determinado e um valor limiar. O dispositivo é munido de um primeiro filtro passa-baixo para filtrar esta diferença se ela é positiva; ele pode ser munido de um segundo filtro passa-baixo para filtrar seja o valor limiar residual, seja o parâmetro de comando se a diferença pré- citada é negativa. O dispositivo compreende meios para determinar a ordem de comando a aplicar, que corresponde à soma entre os valores precedentes. BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS
As características e vantagens da invenção serão melhor compreendidas pela leitura da descrição que se segue e com referência aos desenhos anexos, dados a título ilustrativo e de nenhuma forma limitativos.
A figura 1 representa um diagrama funcional de um processo de acordo com a invenção.
A figura 2 ilustra esquematicamente as cargas aplicadas por um comando em rolagem em função do tempo, em um caso usual (1) e de acordo com dois modos de realização da invenção (2, 3).
A figura 3 mostra o momento de flexão aplicado sobre um sistema de asas ao longo do tempo durante uma manobra clássica de rolagem lateral sobre um avião, no caso usual (1) e com uma filtração de acordo com a invenção (2).
EXPOSIÇÃO DETALHADA DE MODOS DE REALIZAÇÃO PARTICULARES
A invenção se aplica a qualquer aeronave possuindo um sistema de comandos de vôo elétricos, com em particular uma ligação funcional entre o órgão permitindo comandar a rolagem em um avião e as superfícies de controle de rolagem. Habitualmente e de maneira preferida, o órgão de comando da rolagem é o manche do avião, e as superfície de controle compreendem os ailerons e/ou o aerofreio situado sobre o sistema de asas, chamado «spoiler» para esta função de geração de rolagem .
Verificou-se que o pico de carga máxima sobre o sistema de asas intervém em um momento bem particular de uma manobra de rolagem, ou seja, quando a resposta do avião ao comando dado pelo piloto através do manche se aproxima de uma certa porcentagem do comando máximo, que corresponde ao comando gerando o pico de carga máxima dimensionando a estrutura. Para um avião militar, este pico de carga máxima pode aparecer entre 70% e 100% do comando máximo aplicada em taxa de rolagem .
Conhecendo a resposta do avião a um comando em rolagem, torna-se assim possível antecipar a ultrapassagem da carga máxima, e agir sobre o comando enviando no momento onde a carga aplicada ao sistema de asas se torna igual à carga máxima para a qual foi dimensionado o sistema de asas, ou ligeiramente antes que esta última seja ultrapassada. Esta ação acarreta certamente certes uma ligeira degradação dos desempenhos do avião mas permite limitar a carga sobre o sistema de asas, para atingir um nível inferior ou igual à carga máxima suportável, o que evita os danos inerentes sobre a estrutura e as operações de manutenção exigidas. Assim, tal como ilustrado nas figuras 1 e 2, o comando de rolagem X aplicado por intermédio do órgão de comando em rolagem da aeronave é medido por intermédio de um dispositivo acoplado ao sistema de comandos de vôo. Esta determinação é contínua ou efetuada a intervalos regulares, por exemplo entre 10 ms e 50 ms.
Adicionalmente, o comando de rolagem máxima (limite Xmax na figura 2) é geralmente fixado pelas restrições de desempenho do caderno de cargas do avião. Entretanto, é na proximidade deste valor Xmax que a carga C aplicada ao sistema de asas atinge seu nível máximo ou ultrapassa uma carga máxima Cmax que pode ser aplicada a ele sem risco de dano
De maneira contínua, ou de preferência com freqüência da ordem de 10 a 50 ms, o comando de rolagem medido é comparado a um limiar Χ«/ο. Este limiar é pré-definido em função do avião, do uso (em particular civil ou militar) que é previsto,... de maneira a tornar o processo de alívio de cargas ativo desde que os níveis de carga atingidos preconizem de ser reduzidos. Habitualmente, ele corresponde a uma certa porcentagem do limite Xmax, por exemplo 70% sobre um avião militar.
Desde que o comando em rolagem X é inferior ou igual ao limiar Xo/o, o comando X pode ser aplicado porque nenhuma sobrecarga ao nível do sistema de asas é agora prevista.
Quando o comando em rolagem X se torna superior ao limiar Xo/o de acordo com a invenção, uma atenuação do comando é prevista. Em particular, a diferença entre o comando Xeo limiar X»/o é calculada, e o resultado é filtrado por um primeiro filtro passa-baixo de constante Tj. A ordem de comando O aplicada às superfícies de controle de rolagem é então a soma entre esta diferença filtrada e o comando correspondente ao valor limiar ΧΘ/ο. Em relação a um comando X clássico não filtrado ilustrado na curva (1) da figura 2, existe assim uma atenuação da ordem efetivamente aplicada à estrutura, e a ultrapassagem da carga máxima Cmax é antecipada graças à ação sobre o comando X enviada no momento onde a carga C aplicada ao sistema de asas se torna superior à carga máxima Cmax, ou ligeiramente antes: ver curva (2).
Adicionalmente, e tal como ilustrado na curva (3), é possível igualmente antecipar ainda a sobrecarga e proceder a uma filtração do comando em rolagem X a todo instante. Assim, mesmo quando o parâmetro X não atinge o limiar Xo/o o comando em rolagem corresponde ao parâmetro X filtrado por um filtro passa-baixo de segunda constante de tempo τ2: assim, a resposta do avião é antecipada, e a carga sobre o sistema de asas é retardada. Para exigências de desempenho, é vantajoso neste caso que a segunda constante de tempo seja inferior à primeira : Ti > T2.
A escolha dos parâmetros de alteração do comando, ou seja, X%, τι, τ2, é otimizada para respeitar o caderno de cargas do avião quanto a seus desempenhos. Par exemplo, no caso de um avião de transporte civil (ilustrado por exemplo pela curva (3) da figura 2), não é necessário que a resposta do avião a um comando em rolagem do piloto siga estritamente o comando, e o filtro passa-baixo pode ter uma constante de tempo T2 não nula. Par exemplo, para um avião cujos desempenhos podem tolerar um breve retardo além do retardo de aquisição da ordem pelas superfície de controle desde o início do comando, o valor do limiar Xo/o pode ser da ordem de 70%, com τι = 1,2 s e T2 = 0,1 s.
Por outro lado, para um avião de transporte militar (por exemplo ilustrado na curva (2)) que demanda uma resposta muito próxima do comando, é preferível escolher T2 igual a zero, o que eqüivale a suprimir o filtro passa-baixo correspondente, para que o piloto veja seu avião reagir imediatamente a um comando em rolagem, e nenhum retardo seja adicionado à lei de pilotagem no início da manobra. A limitação só intervém de fato quando o comando em rolagem X se torna superior ao limiar Xo/o. Para um avião cujos desempenhos são ótimos no início do comando, os valores podem assim se tornar Xo/o = 0,7 · Xmax, T2 - 0, Ti = 0,6 s, o que permite acarretar uma redução de carga sobre o sistema de asas da ordem de 17% sobre o momento de flexão, o que corresponde a um ganho de massa não desprezível. O resultado do processo de acordo com a invenção com estes valores (Xo7o = 70%, T2 = 0, Ti = 0,6 s) é ilustrado por exemplo na curva (2) na figura 3 para um avião militar durante um comando de rolagem a Xmax, com para referência a curva (1) ilustrando as cargas normais para o mesmo procedimento.
Da mesma forma que o desempenho no início de manobra depende da constante de tempo T2, é possível agir sobre Ti para melhorar a porcentagem de redução de carga, em detrimento da manobrabilidade do avião. De fato, os diferentes parâmetros são fortemente ligados às regras das leis de pilotagem definidas nos computadores do avião com comandos de vôo elétricos, e os critérios de utilização previsto: um compromisso aceitável pode ser obtido entre redução de carga e manobrabilidade.
Para reduzir as cargas laterais em manobras de rolagem, a invenção se propõe assim a introduzir uma lei de comando sobre as ordens dadas ao manche integrando uma lei específica de redução de cargas entre o órgão de comando de rolagem e os servo-controles das leis de pilotagem lateral, lei que permite assim ganhar massa estrutural pela redução da carga gerada.
Ainda que descrito aqui para uma redução do momento aplicado na ponta da asa durante uma manobra de rolagem exercida sobre um órgão de comando de um avião, é claro que o processo se aplica sobre qualquer outro órgão de pilotagem se isto permite reduzir as cargas atingidas sobre um componente do avião.
Claims (10)
1. Processo de alívio das cargas (C) sobre um elemento estrutural de uma aeronave ocasionadas por um parâmetro de comando (X) caracterizado pelo fato de que compreende as etapas consistindo em: - comparar o parâmetro (X) com um valor limiar (X»/o) do parâmetro, - quando o parâmetro é inferior ou igual ao valor limiar (X < Xo/o), aplicar ao órgão um valor de comando correspondente ao parâmetro de comando (X), - quando o parâmetro ultrapassa o valor limiar (X > X«/o): • filtrar a diferença entre parâmetro e valor limiar (X - X»/o) por um filtro passa-baixo de primeira constante de tempo (τι), • aplicar ao órgão uma ordem de comando correspondente à soma entre a diferença filtrada e o valor de comando correspondente ao valor limiar (X«/0).
2. Processo de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o valor de comando corresponde ao parâmetro ou ao valor limiar filtrados por um filtro passa-baixo de segunda constante de tempo (τ2).
3. Processo de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que a segunda constante de tempo é inferior à primeira (τ2 < τι)
4. Processo de acordo com uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que o parâmetro de comando (X) é a taxa de rolagem.
5. Processo de acordo com uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado pelo fato de que o valor limiar (X»/o) é inferior a 100% do comando correspondente a uma carga máxima autorizada (Cmax) ·
6. Dispositivo de alívio da carga ocasionada por um comando sobre um elemento estrutural de aeronave caracterizado pelo fato de que compreende : - meios para determinar um parâmetro de comando (X), meios para calcular a diferença entre o parâmetro de comando e um valor limiar do parâmetro de comando (X - Xo/o) , - um primeiro filtro passa-baixo (τι) para filtrar a diferença calculada se ela é positiva, - meios para determinar a ordem de comando que corresponde ao parâmetro de comando (X) se a diferença calculada é negativa, e que é igual à soma entre a diferença filtrada e a ordem correspondente ao valor limiar se a diferença é positiva.
7. Dispositivo de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que compreende um segundo filtro passa-baixo (τ2) , permitindo determinar a ordem de comando correspondente a um valor (X, X»/o) por filtração.
8. Dispositivo de acordo com uma das reivindicações 6 ou 7, caracterizado pelo fato de que compreende um sistema de comando permitindo aplicar a ordem de comando a uma superfície de controle .
9. Dispositivo de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que o sistema de comando é elétrico e os meios para determinar o parâmetro de comando são associados ao mesmo.
10. Dispositivo de acordo com uma das reivindicações 8 ou 9, caracterizado pelo fato de que o sistema de comando é ligado a um órgão de comando tal como um manche de aeronave e a uma superfície de controle tal como um aileron de aeronave
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0552110 | 2005-07-08 | ||
| FR0552110A FR2888210B1 (fr) | 2005-07-08 | 2005-07-08 | Procede et dispositif pour alleger les charges sur la voilure d'un aeronef en roulis |
| PCT/EP2006/063974 WO2007006725A1 (fr) | 2005-07-08 | 2006-07-06 | Procede et dispositif pour alleger les charges sur la voilure d'un aeronef en roulis |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| BRPI0613118A2 true BRPI0613118A2 (pt) | 2012-12-04 |
Family
ID=36120092
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| BRPI0613118-2A BRPI0613118A2 (pt) | 2005-07-08 | 2006-07-06 | processo de alìvio das cargas sobre um elemento estrutural de uma aeronave ocasionadas por um parámetro de comando e dispositivo de alìvio da carga ocasionada por um comando sobre um elemento estrutural de aeronave |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8010243B2 (pt) |
| EP (1) | EP1902346B1 (pt) |
| JP (1) | JP5020950B2 (pt) |
| CN (1) | CN101218551B (pt) |
| AT (1) | ATE472125T1 (pt) |
| BR (1) | BRPI0613118A2 (pt) |
| CA (1) | CA2614056C (pt) |
| DE (1) | DE602006015056D1 (pt) |
| FR (1) | FR2888210B1 (pt) |
| RU (1) | RU2424947C2 (pt) |
| WO (1) | WO2007006725A1 (pt) |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7099885B2 (en) | 2001-05-25 | 2006-08-29 | Unicorn Solutions | Method and system for collaborative ontology modeling |
| FR2888210B1 (fr) * | 2005-07-08 | 2007-08-17 | Airbus France Sas | Procede et dispositif pour alleger les charges sur la voilure d'un aeronef en roulis |
| US8024079B2 (en) * | 2008-05-20 | 2011-09-20 | The Boeing Company | Wing-body load alleviation for aircraft |
| FR2946430B1 (fr) * | 2009-06-03 | 2011-08-26 | Airbus France | Procede et dispositif pour determiner des charges critiques dues a un tremblement sur une structure d'un avion. |
| JP5602060B2 (ja) * | 2011-02-28 | 2014-10-08 | 三菱重工業株式会社 | 風車翼およびこれを備えた風力発電装置ならびに風車翼の設計方法 |
| ES2543633T3 (es) * | 2011-07-28 | 2015-08-20 | Airbus Defence and Space GmbH | Método y aparato para minimizar las cargas estructurales dinámicas de un avión |
| CN102591348B (zh) * | 2012-03-01 | 2013-09-25 | 孟祥谦 | 拖曳载荷对飞机操纵性能影响的计算和分析控制方法 |
| CN109581381B (zh) * | 2018-11-28 | 2023-01-03 | 中国民航大学 | 基于垂直载荷因子的增强型湍流检测方法 |
| CN110209197B (zh) * | 2019-06-25 | 2022-03-25 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种飞行器控制系统设计方法 |
| CN112306074B (zh) * | 2020-10-16 | 2022-07-12 | 中国商用飞机有限责任公司 | 一种用于自动驾驶仪的超控断开装置和超控断开方法 |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3520499A (en) * | 1968-05-29 | 1970-07-14 | United Aircraft Corp | Flight control system |
| US4479620A (en) * | 1978-07-13 | 1984-10-30 | The Boeing Company | Wing load alleviation system using tabbed allerons |
| US4638229A (en) * | 1985-08-15 | 1987-01-20 | Sperry Corporation | Asymmetric torque switching for aircraft autopilot |
| US4796192A (en) * | 1985-11-04 | 1989-01-03 | The Boeing Company | Maneuver load alleviation system |
| FR2656585B1 (fr) * | 1989-12-28 | 1995-01-13 | Aerospatiale | Systeme pour diminuer les efforts appliques a la voilure et notamment a l'emplanture des ailes d'un aeronef en vol. |
| JPH0463798A (ja) * | 1990-07-04 | 1992-02-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機の迎角獲得装置 |
| EP0488428A3 (en) * | 1990-09-24 | 1992-10-14 | The Boeing Company | Apparatus and method for reducing aircraft loads resulting from atmospheric turbulence and gusts |
| US5669582A (en) * | 1995-05-12 | 1997-09-23 | The Boeing Company | Method and apparatus for reducing unwanted sideways motion in the aft cabin and roll-yaw upsets of an airplane due to atmospheric turbulence and wind gusts |
| US5850615A (en) * | 1995-12-06 | 1998-12-15 | Mcdonnell Douglas Helicopter Co. | Rotor blade swashplate-axis rotation and gyroscopic moments componsator |
| US5823479A (en) * | 1996-05-20 | 1998-10-20 | The Boeing Company | Landing attitude modifier for airplane |
| JP2000318692A (ja) * | 1999-05-07 | 2000-11-21 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 運動性能調整機能を有する航空機 |
| DE10353672A1 (de) * | 2003-11-12 | 2005-06-23 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Lastbegrenzung in Antriebssystemen |
| FR2864032B1 (fr) * | 2003-12-19 | 2007-02-23 | Airbus France | Procede et dispositif pour detecter sur un avion un depassement de charges de dimensionnnement au niveau d'une partie de structure dudit avion. |
| FR2888210B1 (fr) * | 2005-07-08 | 2007-08-17 | Airbus France Sas | Procede et dispositif pour alleger les charges sur la voilure d'un aeronef en roulis |
| EP1814006B1 (en) * | 2006-01-25 | 2016-09-21 | Airbus Opérations SAS | Minimizing dynamic structural loads of an aircraft |
-
2005
- 2005-07-08 FR FR0552110A patent/FR2888210B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-07-06 CA CA2614056A patent/CA2614056C/fr active Active
- 2006-07-06 RU RU2008104784/11A patent/RU2424947C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-07-06 CN CN2006800248034A patent/CN101218551B/zh active Active
- 2006-07-06 BR BRPI0613118-2A patent/BRPI0613118A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-07-06 AT AT06777619T patent/ATE472125T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-07-06 JP JP2008519940A patent/JP5020950B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-07-06 US US11/994,223 patent/US8010243B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-07-06 DE DE602006015056T patent/DE602006015056D1/de active Active
- 2006-07-06 WO PCT/EP2006/063974 patent/WO2007006725A1/fr active Application Filing
- 2006-07-06 EP EP06777619A patent/EP1902346B1/fr not_active Not-in-force
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2007006725A1 (fr) | 2007-01-18 |
| JP5020950B2 (ja) | 2012-09-05 |
| EP1902346A1 (fr) | 2008-03-26 |
| CA2614056C (fr) | 2015-12-22 |
| ATE472125T1 (de) | 2010-07-15 |
| RU2008104784A (ru) | 2009-08-20 |
| CN101218551B (zh) | 2010-10-06 |
| FR2888210A1 (fr) | 2007-01-12 |
| CA2614056A1 (fr) | 2007-01-18 |
| JP2009500227A (ja) | 2009-01-08 |
| US8010243B2 (en) | 2011-08-30 |
| RU2424947C2 (ru) | 2011-07-27 |
| DE602006015056D1 (de) | 2010-08-05 |
| CN101218551A (zh) | 2008-07-09 |
| FR2888210B1 (fr) | 2007-08-17 |
| EP1902346B1 (fr) | 2010-06-23 |
| US20080203237A1 (en) | 2008-08-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| BRPI0613118A2 (pt) | processo de alìvio das cargas sobre um elemento estrutural de uma aeronave ocasionadas por um parámetro de comando e dispositivo de alìvio da carga ocasionada por um comando sobre um elemento estrutural de aeronave | |
| US5823479A (en) | Landing attitude modifier for airplane | |
| US7159825B2 (en) | Process and device for the optimization of the deflection of the spoiler flaps of an aircraft in flight | |
| EP2445782A2 (de) | Hochauftriebssystem eines flugzeugs, flugzeugsystem und propeller-flugzeug mit einem hochauftriebssystem | |
| US9969425B2 (en) | Rear wheel steering control | |
| US20180043992A1 (en) | Horizontal tail load optimization system and method | |
| US8798810B2 (en) | Energy protecting device for aircraft | |
| CA2827790C (en) | Modified thrust limit schedule for control of thrust asymmetry | |
| JP2017001656A (ja) | 航空機のための突風補償システムおよび方法 | |
| US8755956B2 (en) | Method and device for detecting the jamming of an aircraft control surface | |
| US20080308681A1 (en) | Autodrag Function for Glide Slope Control | |
| DE602004001023T2 (de) | System zur automatischen Steuerung von Hochauftriebsklappen eines Flugzeugs, insbesondere Flügelvorderkanten | |
| EP0584010B1 (fr) | Procédé de commande des gouvernes d'un avion pour compenser à basse vitesse une déviation latérale de trajectoire | |
| EP2500792B1 (en) | Variable maximum commandable roll rate for directional control of an aircraft during engine-out rolling maneuver | |
| Horn et al. | Use of rotor state feedback to improve closed-loop stability and handling qualities | |
| EP3441739A1 (en) | Enhanced take-off trim indication | |
| EP3713844A1 (en) | System and method for actuating high-lift flight control surfaces | |
| US6064923A (en) | Aircraft with reduced wing structure loading | |
| US10732631B2 (en) | Method for alleviating and protecting loads for an aircraft | |
| US20100090068A1 (en) | Aircraft with wings whose maximum lift can be altered by controllable wing components | |
| US20170075350A1 (en) | Roll attitude-dependent roll rate limit | |
| US20190302808A1 (en) | Method and a system for controlling the trajectory of an aircraft | |
| Zhao et al. | Automatic Prevention of Loss of Control Due to Winds by Bandwidth Adaptation | |
| US11841713B2 (en) | Controllers and aircraft with takeoff stall protection system | |
| CN110606192A (zh) | 一种飞机前轮转弯控制方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B06G | Technical and formal requirements: other requirements [chapter 6.7 patent gazette] |
Free format text: SOLICITA-SE A REGULARIZACAO DA PROCURACAO, UMA VEZ QUE BASEADO NO ARTIGO 216 1O DA LPI, O DOCUMENTO DE PROCURACAO DEVE SER APRESENTADO NO ORIGINAL, TRASLADO OU FOTOCOPIA AUTENTICADA. |
|
| B25A | Requested transfer of rights approved |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS SAS (FR) |
|
| B06A | Patent application procedure suspended [chapter 6.1 patent gazette] | ||
| B08F | Application dismissed because of non-payment of annual fees [chapter 8.6 patent gazette] | ||
| B08K | Patent lapsed as no evidence of payment of the annual fee has been furnished to inpi [chapter 8.11 patent gazette] |