BRPI0613261A2

BRPI0613261A2 - método para ajudar a pilotar uma aeronave voando em baixa altitude e sistema para ajudar a pilotar uma aeronave voando em baixa altitude, e aeronave

Info

Publication number: BRPI0613261A2
Application number: BRPI0613261-8A
Authority: BR
Inventors: Christophe Bouchet; Jean Pierre Demortier; Franck Artini
Original assignee: Airbus France
Priority date: 2005-06-14
Filing date: 2006-06-12
Publication date: 2010-12-28
Also published as: WO2006134256A3; US7962254B2; JP2008543645A; CN101198997A; EP1891618B1; CN100592352C; FR2887065B1; ATE412231T1; FR2887065A1; RU2388058C2; EP1891618A2; CA2611369A1; DE602006003338D1; WO2006134256A2; CA2611369C; JP4866904B2; RU2008101464A; US20080208400A1

Abstract

MéTODO PARA AJUDAR A PILOTAR UMA AERONAVE VOANDO EM BAIXA ALTITUDE E SISTEMA PARA AJUDAR A PILOTAR UMA AERONAVE VOANDO EM BAIXA ALTITUDE, E AERONAVE. O sistema (1) compreende um meio (6) para determinar um ângulo limite de subida correspondente a um ângulo de subida da aeronave para sobrevoar o solo em uma trajetória de evitação, e um meio (8) para apresentar um sinal característico, representando o citado ângulo limite de subida em uma tela de visualização (9).

Description

"MÉTODO PARA AJUDAR A PILOTAR UMA AERONAVE VOANDOEM BAIXA ALTITUDE E SISTEMA PARA AJUDAR A PILOTARUMA AERONAVE VOANDO EM BAIXA ALTITUDE, E AERONAVE".

Esta invenção se relaciona a um método e sistema paraajudar a pilotar uma aeronave voando em baixa altitude.

Dentro do âmbito da presente invenção, a expressão

"Vôo a Baixa Altitude" deve ser entendida se referindoa um vôo ao longo de uma trajetória de vôo (de baixaaltitude), a aeronave voando tão próximo quanto possíveldo solo, em particular evitar ser detectada.

Tal trajetória de vôo a baixa altitude, por conseguinte,se desenvolve em uma certa altura do solo, por exemplocerca de 500 pés (150 metros).

Embora não exclusivamente, a presente invenção se aplica,particularmente, a aviões militares de transporte tendouma relação potência/ peso muito bàixa e uma inérciamuito grande, que implica em um tempo de manobrarelativamente muito longo. No caso de detecção porsistemas em terra (visualmente ou por radar). Por razõesde segurança óbvias, tal aeronave militar deve ser capazde alterar o curso, qual alteração 'de curso não sendoprogramada de antemão.

Ademais, prever uma trajetória de vôo de baixa altituderequer muito poder de cálculo de sistemas a bordo. Comouma alteração de curso para escapar de uma zona hostil,tão logo que possível, deve ser realizada quase semaviso, não sendo dado ao piloto tempo para programarum novo curso. Especificamente, em primeiro lugar,tal manipulação requer um tempo (para uma reprogramaçãoponto a ponto) e, em segundo lugar, o recálculo de umatrajetória de baixa altitude segundo um novo cursolateral também requer mais outro tempo. 0 temporesultante da soma destes tempos demanda muitos segundos,que é demasiado para permitir que a aeronave se afaste deuma zona hostil, em particular durante uma ameaça.

A presente invenção visa superar estes constrangimentos,e se relaciona a um método para ajudar a pilotaruma aeronave voando em baixa altitude.

Com este propósito, de acordo com a invenção, o citadométodo se caracteriza pelo fato de as seguintes operaçõesserem executadas de maneira automática e repetitiva:

a- pelo menos uma trajetória de evitação serdeterminada pelo menos ao longo de uma pré-determinadadistância na frente da aeronave, a citada trajetória deevitação correspondendo a uma trajetória lateral de baixaaltitude e incluindo pelo menos uma curva lateral;

b- o perfil do terreno situado sob esta trajetória deevitação ser determinado;

ο- pelo menos um primeiro ângulo limite correspondenteao ângulo que a aeronave deve realizar, de modo que amesma seja capaz de sobrevoar o citado terreno ao longode toda a citada distância pré-determinada ao longo dacitada trajetória de evitação, ser determinado dependendodo citado perfil de terreno; e

d- o piloto dispõe em uma tela a sua frente pelo menosum primeiro sinal característico, que provê o citadoprimeiro ângulo limite associada a uma escala de ângulotambém associada a um símbolo que ilustra o vetor develocidade em relação ao solo da aeronave.

Assim, de acordo com a invenção, o piloto tem disponívela qualquer tempo e sem requerer nenhuma ação, pelo menosuma trajetória de evitação que permita executar umamanobra de evitação, em particular no caso de uma ameaçarepentina, em especial uma ameaça terra-ar. Taltrajetória de evitação então permite ao piloto fugirda ameaça, enquanto continua voando em baixa altitude(de acordo com a. citada trajetória de evitação)em completa segurança, uma vez que o piloto também sabeo ângulo limite em que deve voar para sobrevoar o terrenoao longo da citada trajetória de evitação. Ademais, deveser notado que o citado símbolo, que ilustra o vetor develocidade, indica o ângulo instantâneo da aeronave.

Assim, de acordo -com invenção, durante uma manobra deevitação, a aeronave continua a voar em baixa altitudecom a mesma integridade que quando voava na trajetóriainicial de baixa altitude (calculada no plano inicial).

Em uma primeira configuração, o citado primeiro ângulolimite corresponde ao ângulo mínimo que a aeronave devevoar, de modo que a mesma seja capaz de sobrevoaro citado terreno, ao longo da citada pré-determinadadistância ao longo da citada trajetória de evitação,independentemente do desempenho da aeronave.

Nesta primeira configuração, vantajosamente:

- na etapa (c) - pelo menos um segundo ângulo limitecorresponde à razão de subida máxima na qual a aeronavepode voar, que ademais é determinada dependendo de pré-determinadas condições de vôo e do desempenho corrente dacitada aeronave, em qual caso,- em uma primeiraconfiguração variante, as citadas condições de vôo serelacionam à operação normal dos motores da aeronave,enquanto em uma segunda configuração variante, as citadaspré-determinadas condições de vôo se relacionam a umafalha antecipada de um motor; e

- na etapa (d) - pelo menos um segundo : sinalcaracterístico, representando o citado segundo ângulolimite e também associado à citada escala de ângulo,é apresentado na tela de visualização.

Por conseguinte, de acordo com os primeiro e segundosinais características, o piloto sabe se o ângulorequerido (primeiro sinal característico) para sobrevoaro terreno em uma trajetória de evitação permanececompatível com o melhor desempenho de subida (segundosinal característico) em termos de ângulo, que édisponível em qualquer momento (dependendo do desempenhoefetivo da aeronave), quer incluindo todos os motoresoperantes ou antecipando uma falha de motor da citadaaeronave (neste caso, a aeronave tendo vários motores).

Na citada primeira configuração, em uma configuraçãovariante preferida:

na etapa (a) - uma pluralidade de trajetórias deevitação, cada uma delas tendo uma curva diferente,é determinada, as curvas podendo ser negativas oupositivas, ou seja em uma sendo feitas em uma direção ouna direção oposta, e a trajetória de evitação tambémpodendo ser feita em curva zero, ou seja, em linha reta;

- na etapa (b) - os perfis de terreno ao longo destastrajetórias de evitação são determinados;

na etapa (c) - uma pluralidade de primeiros ânguloslimites associada respectivamente à citada pluralidade detrajetórias de evitação é determinada; e

- na etapa (d) - uma pluralidade de primeiros sinaiscaracterísticos representando respectivamente a citadapluralidade de primeiros ângulos limites é apresentadona tela de visualização, a citada escala de ângulo sendorepresentada verticalmente, e os citados primeiros sinaiscaracterísticos sendo representados horizontalmente ;eseqüencialmente, dependendo da direção e valor dacorrespondente curva.

Ademais, neste caso, vantajosamente:

na etapa (c) - uma pluralidade de segundos ânguloslimites associada respectivamente à citada pluralidade detrajetórias de evitação é determinada; e

na etapa (d) - uma pluralidade de segundos sinaiscaracterísticos representando a citada pluralidade desegundos ângulos limites é apresentada na tela devisualização, os citados sinais característicos sendorepresentados horizontalmente e seqüencialmente,dependendo da direção e valor da curva correspondente,de modo que os primeiro e segundo sinais característicos,associados a uma e à mesma trajetória de evitação, sejamsituados horizontalmente no mesmo nível.

Assim, uma pluralidade de trajetórias de evitaçãoé proposta ao piloto, cada uma das trajetórias sendoassociada ao primeiro ângulo limite, e possivelmentea um segundo ângulo 1 limite, que permite ao pilotoescolher a melhor trajetória de evitação durante umamanobra de evitação, e antecipando a configuração doterreno que a aeronave encontrará ao longo da trajetóriade evitação escolhida. Em outras palavras, a ajudaprovida ao piloto consiste na invenção, particularmente,em dar instantaneamente (ou quase instantaneamente) umaindicação de qual melhor curso seguir em baixa altitudepara proteger a aeronave de uma ameaça recém-detectada, econfirmar se a configuração da aeronave permite esta ouaquela opção de trajetória de evitação.

Vantajosamente, é determinado um mesmo número detrajetórias de evitação que apresente curva à direita etrajetórias de evitação que apresente curva à esquerda.Ademais, vantajosamente:

leva-se em conta um número de trajetórias deevitação para obter pelo menos uma primeira curvat contínua associada aos citados primeiros sinaiscaracterísticos; e/ou

leva-se em conta um número de trajetórias deevitação para obter pelo menos uma segunda curva contínuaassociada aos citados segundos sinais característicos.

Adicionalmente, em uma segunda configuração, o citadoprimeiro ângulo limite corresponde ao ângulo máximode mergulho da aeronave, na qual a mesma pode descerantes de ser executada uma subida com manche totalmentepuxado com potência máxima, de modo que a aeronave sejacapaz de sobrevoar o citado terreno. Ademais,vantajosamente o primeiro sinal característico,representando o citado primeiro ângulo limite, é adequadoao perfil do terreno, enquanto sendo limitada quer pelocitado perfil do terreno (na interceptação do citadoperfil por este primeiro sinal característico) ou por umpré-determinado valor (na falta da interceptação).

Na segunda configuração, quando o citado primeiro sinalcaracterístico alcança o símbolo ilustrando o vetor develocidade, um sinal de alerta é emitido.

Ademais, vantajosamente:

- na etapa (c) - o maior ângulo de subida capaz de serrealizado é adicionalmente determinado; e

na etapa (d) - um sinal auxiliar representando esteângulo máximo de subida é apresentado na tela.

Ademais, na segunda configuração, quando a aeronaveestiver fazendo uma curva:

na etapa (c) - um ângulo limite auxiliar quecorresponde ao ângulo máximo de mergulho da aeronave,segundo qual a aeronave desce antes de nivelar e entãosendo executada uma subida com manche totalmente puxadocom potência máxima, de modo que a aeronave seja capaz desobrevoar o citado terreno, é adicionalmente determinado;

- na etapa (d) - um sinal auxiliar representando esteângulo limite auxiliar é apresentado na tela.Ademais, como complemento ou suplemento, quandoa aeronave fizer uma curva e for impossível nivelá-la,o correspondente sinal de alerta será emitido.

Ademais, vantajosamente quando a aeronave estiver fazendouma curva, uma indicação de inclinação em torno do eixolongitudinal (rolling), aqui chamada simplesmente"inclinação", que dá a inclinação a seguir, para manteruma dada trajetória, e dada na tela de visualização.

Adicionalmente, em uma particular variante da citadasegunda configuração:

na etapa (a) - uma pluralidade de trajetórias deevitação cada uma delas tendo uma curva diferenteé determinada;

- na etapa (b) - os perfis de terreno sob estastrajetórias de evitação são determinados;

- na etapa (d) - uma pluralidade de primeiros sinaiscaracterísticos, representando respectivamente a citadapluralidade de primeiros ângulos limites, é dada na tela,a citada escala de ângulo é apresentado verticalmente, eos citados primeiros sinais característicos apresentadoshorizontalmente e seqüencialmente, dependendo da direçãoe valor da correspondente curva.

A despeito da configuração considerada, a citada tela devisualização preferivelmente consiste de uma telaprojetada HUD (Head Up Display), que é muito vantajosa,uma vez que em situação de ameaça, o piloto opera aaeronave, enquanto olha continuamente o ambiente externopor cima do painel, por conseguinte o uso deste tipo detela, evita que o piloto desvie a atenção do ambienteexterno para os instrumentos.

Ademais, vantajosamente é possível remover a apresentaçãodos primeiros sinais característicos apresentados naetapa (d). A remoção pode ser feita automaticamente oumanualmente, em caso de boa visibilidade. Também, comoexemplo, a apresentação pode ser limitada a casosespecíficos, por exemplo em caso de má visibilidade.Adicionalmente, em uma aplicação particular que usa ométodo básico acima citado e que oferece automaticamenteao piloto uma rota:

um valor, relacionado a pré-determinados critérios,é determinado para cada trajetória de evitação (desviolateral com respeito ao eixo de vôo dado por dois pontos,menor consumo de combustível, etc.)

os valores determinados são comparados; edependendo da comparação, uma das citadastrajetórias é selecionada e iluminada;

Assim, em função de características precedentes, o métododa invenção é refinado para determinar uma trajetórialateral ótima (rota). Naturalmente, então a trajetóriaótima é determinada e seguida pela aeronave. O métodobásico da invenção pode continuar sendo implementado paraajudar o piloto a executar uma manobra de evitação,no caso de uma ameaça repentina.

A presente invenção também se relaciona a um sistema paraajudar a pilotar uma aeronave, por exemplo uma aeronavemilitar de transporte, que voa a baixa altitude.

De acordo com a presente invenção, o citado sistemase caracteriza pelo fato de compreender:

um primeiro meio para determinar pelo menos umatrajetória de evitação, pelo menos ao longo de uma pré-determinada distância a frente da aeronave, a citadatrajetória correspondendo a uma trajetória lateral debaixa altitude tendo pelo menos uma curva lateral;

um segundo meio para determinar o perfil do terrenosob esta trajetória de evitação;

um terceiro meio para determinar, dependendo docitado perfil de terreno, pelo menos um primeiro ângulolimite que a aeronave deve seguir de modo a sobrevoaro citado terreno ao longo de toda a citada pré-determinada distância na citada trajetória de evitação; eum meio de visualização para apresentar em uma telade visualização pelo menos um primeiro sinalcaracterístico, que é associado a uma escala de ângulo,que também é associada a um símbolo que ilustra o vetorde velocidade em relação ao solo da aeronave.

Em uma primeira configuração, o citado terceiro meioé formado para determinar um primeiro ângulo limite quecorresponde ao ângulo mínimo que o avião deve voar,de modo que o avião seja capaz de sobrevoar o citadoterreno ao longo da citada pré-determinada trajetória,independentemente do desempenho do citado avião.Neste caso, vantajosamente:

o citado sistema, ademais, compreende um quarto meiopara determinar pelo menos um segundo ângulo limite quecorresponde ao ângulo máximo, na qual a aeronave podevoar, dependendo de"pré-determinadas condições de vôo edo desempenho efetivo da citada aeronave; e

o citado meio de visualização apresenta na tela pelomenos um segundo sinal característico, apresentando ocitado segundo ângulo limite, também associado à citadaescala de ângulo.

Ademais, em uma particular configuração variante:o citado primeiro meio determina uma pluralidade detrajetórias de .evitação, cada uma delas tendo uma curvadiferente;

o citado segundo meio determina os perfis de terrenosob tais trajetórias de evitação;o citado terceiro meio determina uma pluralidade deprimeiros ângulos limites associada à citada pluralidadede trajetórias de evitação; e

o citado meio de visualização apresenta na tela devisualização uma pluralidade de primeiros sinaiscaracterísticos que representa respectivamente a citadapluralidade de primeiros ângulos limites, a citada escalade ângulo sendo apresentada horizontalmente eseqüencialmente, dependendo da direção e valor dacorrespondente curva.

Ademais, em uma particular configuração variante:o citado quarto meio determina uma pluralidade de·segundos ângulos limites associada respectivamenteà citada pluralidade de trajetórias de evitação; e

- o citado meio de visualização apresenta na tela de-1visualização uma pluralidade de segundos sinaiscaracterísticos representando respectivamente a citadapluralidade de segundos ângulos limites, os citadossinais característicos sendo apresentados horizontalmentee seqüencialmente, dependendo da direção e valor da curvacorrespondente, de modo que os primeiro e >segundo sinaiscaracterísticos associados a uma e à mesma trajetória deevitação se situem horizontalmente no mesmo nível.

Ademais, em uma segunda configuração preferida, o citadoterceiro meio é formado para determinar um primeiroângulo limite correspondente ao ângulo máximo de mergulhoda aeronave, segundo, qual a aeronave pode descer antes deser executada uma subida com manche totalmente puxadocom potência máxima, para sobrevoar o citado terreno.

Ademais, vantajosamente:

o citado meio de visualização compreende umdispositivo de projeção que projeta uma telacompreendendo a citada tela de visualização; e/ou

o citado sistema compreende, ademais, um meio decontrole para gejrar e remover o primeiro sinalcaracterístico da citada tela de visualização.

As figuras nos desenhos anexos elucidam o modo no quala invenção pode ser configurada. Nas figuras, os mesmosnúmeros de referência se referem a elementos similares.

a figura 1 é um diagrama esquemático de umdispositivo de acordo com a presente invenção;as figuras 2 a 5 correspondem à primeira configuração.

Mais precisamente:

a figura 2 apresenta um desenho salientandoas características essenciais desta primeira configuraçãoda invenção;

- a figura 3 apresenta uma tela implementada de acordocom esta primeira configuração da invenção;

a figura 4 representa duas ilustrações para explicarum modo particular de apresentação;

a figura 5 ilustra esquemiticamente uma aplicaçãoparticular da presente invenção que permite encontraruma trajetória lateral ótima.

As figuras 6 a 11 correspondem à segunda configuração.

Mais precisamente:

as figuras 6 e 7 explicam as característicasessenciais da citada segunda configuração;

as figuras 8 a 10 apresentam várias telas apresentandocaracterísticas particulares; e

a figura 11 ilustra um desenho similar àqueleda figura 2, mas aplicado à citada segunda configuração.

O sistema 1, de acordo com a presente invenção, eapresentado esquematicamente na figura 1, tem o propósitode ajudar a pilotar uma aeronave A, por exemplo, um aviãomilitar de transporte, que voa a baixa altitude.

No âmbito da invenção, o termo "Voando a Baixa Altitude"deve ser tomado como sendo um vôo ao longo de umatrajetória (.a baixa altitude) que permita à aeronaveseguir tão próxima quanto possível do solo 5,em particular, para evitar que esta aeronave sejalocalizada. Tal trajetória em baixa altitude geralmentese situa a uma pré-determinada altura do solo, tal comocerca de 500 pés (cerca de 150 metros).

De acordo com a invenção, o citado sistema 1 compreende:um meio 2 para determinar pelo menos uma trajetóriade evitação Ti, pelo menos ao longo de uma pré-determinada distância D à frente da aeronave (A) , taltrajetória de evitação Ti correspondendo a uma secção deuma trajetória lateral de baixa altitude;

um meio 3, conectado por um link 4 ao citado meio 2,para determinar o perfil de terreno 5 situado sob estatrajetória de evitação Ti;

um meio 6 para determinar, dependendo do citadoperfil de terreno recebido a partir do citado meio 3 porum link 7, pelo menos um ângulo limite que correspondaao ângulo que a aeronave A deve seguir de modo quea mesma seja capaz de sobrevoar o citado perfil deterreno 5 ao longo de toda a citada pré-determinadadistância D ao longo da citada trajetória de evitação Ti;

um meio de visualização 8, para apresentar em umatela de visualização 9 pelo menos um sinal característicoSi que representa o citado primeiro ângulo limite eassociado a uma escala de ângulo 10, à qual tambémé associado um símbolo 11 que ilustra o vetor develocidade em relação ao solo (figuras 2 e 3).Assim, o sistema 1, de acordo com a presente invenção,provê ao piloto a qualquer momento e sem nenhuma açãode sua parte, pelo menos uma trajetória de evitação Tique permite realizar uma manobra de evitação,em particular no caso de uma súbita ameaça, especialmenteuma ameaça terra-ar. Tal trajetória de evitação Ti entãopermite ao piloto distanciar a aeronave A da zona, ondehá esta ameaça, enquanto a aeronave continua voar a baixaaltitude (de acordo com a citada trajetória de evitaçãoTi - tipo baixa altitude), em completa segurança, uma vezque o piloto também sabe o ângulo mínimo (sinalcaracterístico Si) que a aeronave A deve seguir parasobrevoar o perfil de terreno 5 ao longo da citadatrajetória de evitação Ti.

Deve ser notado que o citado símbolo 11 que ilustrao vetor de velocidade provê ao piloto o ânguloinstantâneo em relação ao solo da aeronave A, como segue.Ademais, preferivelmente a tela de visualização 9 docitado meio de visualização 8 é uma tela projetada porum dispositivo de projeção tipo HUD ("Head Up Display"),que é muito vantajoso uma vez que durante ameaça externao piloto geralmente tenta pilotar a aeronave A enquantoolha para fora para ver o ambiente externo. Assim, o usode um dispositivo de projeção de tela HUD evita queo piloto, durante ameaça externa, desvie a atenção paraos instrumentos, para se beneficiar da ajuda provida pelapresente invenção.

Deve ser notado que o símbolo 11 que ilustra o vetor develocidade em relação ao solo apresentado na tela 9,indica a resposta da aeronave A à direção de ângulo emrelação ao solo dada por um sistema de 'guiagem a bordo(piloto automático ou diretor de vôo) ou à direção dadapelo piloto em vôo manual (sem piloto automático oudiretor de vôo). 0 desvio entre este vetor de velocidadee o horizonte inercial (linha 16 nas figuras 2, 3 e 6 a11) representa o ângulo instantâneo em relação ao solo.Nas figuras 3 e 6 a 9, também é representadaa configuração do relevo 18 do terreno 15, como vistona citada tela projetada HUD 9.

O sistema 1 de acordo com a presente invenção compreendeainda um meio de controle 22 (manual ou automático) quepermite gerar e remover os sinais característicosda citada tela de visualização 9 (via link 23).

Em uma primeira configuração dada nas figuras 2 a 5,o citado terceiro meio 6 é formado para determinarum primeiro ângulo limite que corresponde ao ângulo quea aeronave A deve seguir ao longo de toda a citada pré-determinada distânèia D ao longo da citada trajetóriade evitação Tl a T5, independentemente do desempenhoda citada aeronave A.

Neste caso, vantajosamente:

o citado sistema 1 compreende adicionalmente um meio12 para determinar· pelo menos um segundo ângulo limiteque corresponde ao ângulo máximo que aeronave A deveseguir, dependendo de pré-determinadas condições de vôoe desempenho efetivo da citada aeronave A; e

o citado meio de visualização 8 apresenta na tela devisualização 9 um sinal característico C1 que representao citado segundo ângulo limite também associado à citadaescala de ângulo 10.

Neste caso, em uma primeira configuração, as citadascondições de vôo se relacionam à operação normal comtodos motores operantes (AEO - "Ali Engine Operative"), eem uma segunda configuração, as citadas pré-determinadascondições de vôo se relacionam a uma falha de motor(OEI de "One Engine Inoperative").

Também é possível prover ura meio (não representado) paramudar automaticamente ou manualmente de uma condição OEIpara uma condição AEO, e vice-versa". Também é corícebívelprover simultaneamente em uma e na mesma tela 9 pelomenos um par de diferentes sinais característicos Ci,correspondendo respectivamente às condições OEI e AEO.

Assim, com os citados sinais característicos Si e Ci,o piloto sabe se o ângulo requerido (sinal Si) parasobrevoar o perfil de terreno 5 ao longo da trajetóriade evitação Ti contínua compatível com o melhordesempenho efetivo de subida (sinal Ci) em termos deângulo, quer com todos motores operantes, ou com um delesinoperante (um avião de vários motores).

Deve ser notado que o conceito de energia (total)considerado é equivalente ao conceito de energia total,ou seja, um conceito que representa a energia totalmáxima da aeronave A, quer com um motor inoperante (OEI)ou com todos os motores operantes (AEO).

Naturalmente, a informação de ângulo (ou informação deenergia total) leva em conta possíveis mudanças de curso,como aquelas providas pela trajetória de evitação Ti,uma vez que: o desempenho de subida é prejudicado pelacurva (mais precisamente.pelo fator de carga induzido).Deve ser notado que para uma aeronave A, tendo a inérciade um avião de transporte tático pesado e lento,é necessário considerar seu desempenho efetivo. Levandoem conta energia total, é possível obter o máximorendimento do desempenho da aeronave A, assumindo umatransferência de energia, de energia cinética paraenergia potencial (redução de velocidade para um ganho noângulo realizável), assumindo um cálculo de ângulo máximopara a velocidade de melhor ângulo. Ademais, levandoem conta o ângulo, faz-se um melhor uso de uma telarelevante na tela projetada HUD 9 colocada contrao horizonte. A influência de uma falha de motor é muitosensível com respeito ao desempenho de subida daaeronave, assim salientando a vantagem de ser capaz delevar em conta uma condição OEI por antecipação, mesmose a o avião estiver voando com todos motores operantes.Na configuração particular representada na figura 1,os meios 6 e 12 são integrados em uma unidade central 13conectados por links 14 e 15, respectivamente, ao meio 2,e ao meio de visualização 8.

Em uma configuração particular:

o citado meio 2 determina uma pluralidade de~trajetórias de evitação Ti (i de 1 a n, onde η éum número inteiro maior que 1) cada uma delas tendo uma'diferente curva cpi (negativa, positiva, ou zero) ;

- o citado meio 3 determina os vários perfis deterreno 5 sob todas estas trajetórias de evitação Ti;

o citado meio 6 determina uma pluralidade deprimeiros ângulos limites associada respectivamenteà citada pluralidade de trajetórias de evitação Ti; e

- o citado meio de visualização 8 apresenta na tela devisualização 9, uma pluralidade de sinais característicosSi representando respectivamente a citada pluralidade deprimeiros ângulos limites, a escala de ângulo 10 sendoapresentada verticalmente, como representado nas figura2, (onde η é igual à 5), e os citados sinaiscaracterísticos Slj S2, S3, S4, S5 sendo apresentadoshorizontalmente e seqüencialmente, dependendo da direçãoe valor da curva correspondente φϊ (φΐ, cp2 , φ3, φ4 , φ5) .

Neste exemplo, φ3 é zero (que significa que a aeronaveestá voando em linha reta) , φϊ e cp2 negativos (a aeronavefazendo uma curva à esquerda) , cp4 e φ5 positivos (aaeronave fazendo uma curva à direita).

Ademais, em uma configuração em particular:o citado meio 12 determina uma pluralidade desegundos ângulos limites associada respectivamenteà citada pluralidade de trajetórias de evitação Ti; e

- o citado meio de visualização 8 apresenta na tela devisualização 9, uma pluralidade de sinais característicosCi, (Cl, C2, C3, C4, C5 nas figuras 2 e 3) representandorespectivamente a citada pluralidade de segundos ânguloslimites. Os citados sinais característicos Ci, (Cl a C5)sendo apresentados horizontalmente e seqüencialmentena direção e valor da correspondente curva φϊ, de modoque os sinais característicos Si e Ci (S2 e C2) sejamsituados horizontalmente no mesmo nível (nível da curva<p2, para o exemplo considerado), os sinaiscaracterísticos Ci e Si todos eles têm a mesma largura.

Lateralmente, as trajetórias de evitação Ti devem levarem conta um corredor 17 definido em ambos lados, parapermitir erros relacionados aos sistemas a bordo daaeronave A.

0 número máximo de trajetórias Ti a serem calculadasdepende do desempenho de cálculo do meio 2 a bordo daaeronave A. Quando o número η de trajetórias aumenta,a configuração total do relevo é aproximada com o efeitode suavização pelo princípio de extração de terreno(exploração em torno da aeronave A, com menos e menosdescontinuidades).

Com a aeronave A se deslocando, o terreno 5 é extraídocom o meio 3, alinhado com este movimento, ao longo docorredor 17 de cada trajetória de evitação pré-definidaTi. Um perfil de terreno então é disponibilizado paraunidade central 13 para cada trajetória de evitação Ti.

Deve ser notado que o meio 3, que visa determinar eprover para cada trajetória de evitação perfisindividuais do terreno Ti, compreende um meio padrãoque conhece o perfil geral da totalidade do terreno(várias alturas que foram gravadas, com ajuda de zonasregistradas 5A, 5B, 5C nas figuras 4 e 5) . Este meiopadrão pode ser um banco de dados a bordo contendo esteperfil geral, ou um dispositivo, tal como um radarem modo de mapeamento por exemplo, que compõe o citadoperfil a bordo da aeronave A.

Quando uma ameaça ar-terra surge repentinamente,é vantajoso que a distância (ou profundidade) D parapermitir uma alteração de curso (ou de direção) sejapelo menos 90° em cada lado. No entanto, uma tela devisualização 9 tipo HUD (Head Up Display) apresente umaabertura angular menor que este valor (em geral 2 0°contra os 180° requeridos) . No entanto, não é vitaltornar a tela das várias trajetórias de evitação Ticonsistente no plano lateral. 0 importante é que o pilotosaiba qual curso seguir, dependendo da configuração deterreno mais adequada. Em seguida, o piloto deve dealguma forma pilotar a aeronave A na direção apropriadadai tornando a consistência lateral não-essencial, mas éimportante se manter ao longo do curso seguido.

Também preferivelmente, a consistência lateral darepresentação do ângulo máximo estimado degrada,se desviando lateralmente do vetor de velocidade,mas perfeita para a parte que representa o ângulona trajetória com curva zero φ (φ3 na figura 2) . Estatela vira de alguma maneira, junto com a aeronave A,quando esta última faz uma curva para a trajetóriaescolhida.

Ademais, para ajudar a pilotar uma aeronave, a tela,de acordo com a presente invenção, é mais usada emcondições de má visibilidade, de modo que não énecessário que certas informações projetadas (primeirosângulos limite) sejam sobrepostas ao terreno.Uma consistência vertical para todas trajetórias lateraisprevistas é essencial, uma vez que a tela se relacionaa ângulos em relação ao solo. Os ângulos totais eas trajetórias são dados em relação ao solo, e um fatorde carga adicional permite o impacto devido às curvasserem levadas em conta.

A figura 2 apresenta um vislumbre da tela, de acordo coma presente invenção, que pode ser visto na tela devisualização 9 do tipo HUD (dependendo das váriastrajetórias que podem ser previstas, n=5) . Os sinaiscaracterísticos Si e Ci, que ilustram a informaçãocom respeito aos ângulos necessários a serem executados(para evitar o relevo) e as curvas possíveis de seremexecutadas (alteradas por uma curva, para curvas não-alinhadas com o vetor velocidade) , podem ser chamadosrespectivamente retículo de piso (sinal Si) e retículo deteto (sinal Ci).

Estes retículos de teto e piso (ou sinais Ci e Si)são posicionados como segue:

a origem do sistema de referência destes retículos éo curso da aeronave (cp3= 0);

verticalmente, a altura de cada retículo éposicionada em Gv.γ mrd (γ sendo o correspondente ângulo)com respeito à origem da tela de visualização 9(horizonte inercial 16). Se o ângulo calculado fornegativo, o retículo é posicionado sob o horizonteinercial 18; e

lateralmente, o meio retículo é posicionado emGL. φ mrd com respeito ao curso da aeronave (cp3).

Os ganhos Gv e GL e a largura de cada retículo Ci, Sisão determinados para prover um esterçamento fácildo vetor velocidade. Preferivelmente, o ganho Gv = 1para obter uma tela vertical estritamente consistente,ou seja, uma tela que conforme os ângulos com respeito àrealidade.

Conseqüentemente, o piloto deve manter o vetor develocidade em relação ao solo (símbolo 11) entre osretículos de teto e piso, respectivamente Ci e Si,de modo que seja capaz de virar com um dado fator decarga, acima do terreno 5, ainda permanecendo dentro doslimites de desempenho efetivo da aeronave. Obviamente,a condição para isto é que o retículo de teto Ci estejaacima do retículo de piso Si (caso das curvas φΐ a φ4,nas figuras 2 e 3) . No caso inverso, (C5 abaixo de S5nas figuras 2 e 3), o ângulo requerido para negociaro terreno 5 é muito acentuado, para o desempenho doavião.

Deve ser notado que, se houver um penhasco de um lado,é possível prover um ganho Gv nos ângulos apresentados,de modo que o retículo de piso Si deixa a tela devisualização 9 pela parte de cima, dai impedindo queo piloto coloque o símbolo 11 do vetor de velocidadeda aeronave A acima destes retículos de piso Si.

O número de trajetórias Ti, quando a aeronave A faz umacurva e a profundidade D das trajetórias Ti dependem emgrande parte do poder de cálculo do sistema 1, assim comodo desempenhe de imageamento na tela 9. 0 processamentoque demanda a maior parte dos recursos computacionais éa extração (pelo meio 3) dos dados de terreno 5,por conseguinte, é importante minimizar as extrações deterreno 5.

Ademais, deve ser notado que, quando η for muito grande,a largura dos retículos ou sinais Ci e Si será muitopequena. Neste caso, os perfis de ângulo apresentadostendem para um perfil de terreno filtrado em torno daaeronave A (como em 9B na figura 4 em comparação com 9A,onde n=5) . As curvas 19A e 20A com retículos Si e Cisendo então substituídas por curvas 19B e 20B suavizadas.

Conseqüentemente, pela invenção, quando a aeronave Asegue um plano de vôo de baixa altitude inicial,o sistema 1 calcula continuamente uma ou mais trajetóriasde evitação Ti, que correspondem a uma ou mais curvas <pi,geralmente em número igual para ambos lados do cursocorrente da aeronave A. 0 sistema 1 permite antecipara configuração do terreno 5 ao longo destas trajetóriasde evitação Ti, e indicar se o desempenho efetivorealizável pela aeronave A permite transpor o relevo.

Por razões de desempenho (limite de tempo de cálculo e,portanto, minimização de retardo em disponibilizar cadatrajetória), as citadas trajetórias de evitação Ti sãotodas elas calculadas ao longo de uma dada extensão(ou profundidade) D. Em seguida, o sistema 1 calculaas energias (ângulos totais) para este jogo detrajetórias laterais Ti para prover manobras de evitação,e apresentar um estado suficientemente explicito na telade visualização 9 (tipo HUD), de modo a prover ao pilotoinstantaneamente o melhor curso a seguir em baixaaltitude, para proteger o avião de uma ameaça detectada.'

Em uma aplicação particular :om respeito à rota,os sucessivos perfis de vôo poder·:; ser usados ao longo deuma certa distância à frente ca aeronave A, buscandovales no terreno 5 em ambos lados do curso da aeronave A.

Em geral, a aeronave A começa a partir de um ponto Blpara seguir em direção a um ponto B2. Em altitudeconstante, a linha reta é obviamente a trajetória maisdireta para minimizar o tempo de viagem e o consumo decombustível, mas em baixa altitude o piloto pode seguirdo ponto Bl para o ponto B2 evitando a necessidade dei·voar sobre cumes e cordilheiras, seguindo vales,não necessariamente a trajetória mais curta, mas atrajetória que permite a máxima ocultação.

A escolha por este ou aquele vale, ou seja a escolha deprogresso longitudinal, é feita por um sistemaespecialista, que avalia as combinações das trajetóriaspossíveis em uma certa distância à frente da aeronave.

Um sistema de valoração determina automaticamente umadireção em vez de outra. 0 valor levado em conta pelosistema de valoração depende da distância à trajetóriadireta, do consumo de combustível, e da efetividade datrajetória em termos de ocultação (efetividade calculadacom ajuda de um banco de dados; de terreno digital,por exemplo calculando o número de pontos de terrenocircundante que vê a trajetória na gama óptica).

A vantagem desta solução é o fato de a trajetória serotimizada em ambas dimensões. Os sistemas especialista ede valoração (não representados) fazem parte do citadosistema 1, de acordo com a presente invenção.

No exemplo da figura 5 pode ser visto que a aeronave Apode voar em um vale à direita sem sair muito do cursocorrente. 0 sistema especialista verifica ao longo de umacerta distância à frente da aeronave A, que esta soluçãoé a melhor a curto termo que a solução à esquerda.

Ilustradas na figura 5 podem ser vistas váriastrajetórias de evitação Ti em vários tempos sucessivostl, t2, t3, t4, (ou interações). A trajetória resultantecorresponde à trajetória central em linha grossa 21.Esta aplicação, em particular, que utiliza1parte do acimacitado método básico, propõe uma trajetória lateral ótima(rota) dependendo do terreno para unir o ponto Bl aum ponto B2. O piloto selecionado a nova trajetória,a mesma passa a ser a nova trajetória de referência.

O método básico implementado pelo sistema -1 (reticulos deteto e/ou piso) ainda disponível deve prover uma manobrade evitação, por exemplo levando em conta uma repentina einesperada ameaça ar-terra.

Ademais, em uma segunda configuração preferida como dadonas figuras 6 a 11, o citado meio 6 é formado de modo adeterminar um primeiro ângulo limite Gmin, correspondenteao ângulo máximo de mergulho, segundo qual a aeronave Adesce antes de ser executada uma subida com manchetotalmente puxado com potência máxima, que faz a aeronaveA sobrevoar o citado terreno 5 a sua frente.

Tal manobra de subida com manche totalmente puxadoà potência máxima tipo TOGA (Take Off - Go Around) ,ou seja usando potência máxima na decolagem quecorresponde à manobra na qual o piloto puxa o manche comforça e dá potência máxima à aeronave A. É sabido quetal manobra não faz a aeronave subir no ângulo máximopossível, mas para o piloto e a manobra de emergênciamais simples e intuitiva de executar.

Nesta segunda configuração, o meio de visualização 8por conseguinte apresenta na tela de visualização 9um sinal característico SC que apresenta o citado ângulolimite Gmin, como dado na figura 6.

De acordo com a presente invenção, o meio 6 usa umelemento de teste 2 5 para testar a capacidade detransposição (sobrevôo) da aeronave A com a acima citadamanobra, que como nas figuras 6 e 7, consiste de:

- um segmento reto 25A ilustrado pelo vetor Vl queapresenta o ângulo Gmin com respeito ao vetor develocidade corrente V2 da aeronave A, qual comprimentorepresenta uma pré-determinada duração de vôo;uma parte de recurso vertical 2 5B; e

- um segmento 2 5C de subida com manche totalmentepuxado à potência máxima;

0 comprimento do elemento de teste 25 permite anteciparproblemas com antecipação suficiente (de poucas milhasnáuticas para um avião de transporte tático - A400M).

0 elemento de teste 25, portanto, provê uma capacidadede evitação máxima para um vetor - de velocidadeinstantânea, se a aeronave A descer Gmin graus segundovetor de velocidade corrente V2. Também nas figuras 6 e 7há um elemento de teste 26, tendo partes 2 6A, 2 6B, 2 6Csimilares às partes 25A, 25B, 25C, onde a parte 36Aconsiste do citado vetor de velocidade corrente V2. Esteelemento de teste 26, portanto provê uma capacidade deevitação máxima para o vetor de velocidade instantânea.

Naturalmente, este elemento de teste 2 6 não passa atravésdo perfil do terreno 5 (no pior caso, o contatando).

De outro lado, quando o elemento de teste 25 interceptao terreno 5, como dado na figura 7, o citado elemento deteste 25 é ajustado ao citado perfil de terreno 5.

Um ângulo Gterr entre o sinal característico SC eo símbolo 11 (o vetor de velocidade em relação ao soloda aeronave A) assim é obtido, que é menor que o acimacitado ângulo limite Gmin. Nesta situação, quando o sinalcaracterístico SC se aproxima do símbolo 11 e a margemdiminui, o piloto deve puxar o manche para manter o sinalcaracterístico SC sempre abaixo do citado símbolo 11de modo que a aeronave seja capaz de transpor o obstáculoà frente. Tal manobra é possível até o momento em queo sinal característico SC alcança o nível do símbolo 11.

Quando se chega em tal situação limite, o dispositivo 1emite um sinal de alerta, por exemplo, apresentandoum particular meio de indicação 27 na tela devisualização 9. Este meio de indicação 27 pode ser um Xde desengate, como representado na figura 8. Também podeser uma mensagem de alerta, um retículo piscante, ou umaseta de desengate, por exemplo. Em uma situação extrema,tal. como nesta, a aeronave A ainda é capaz de transporo relevo se for, executada uma subida com manchetotalmente puxado à potência máxima, tal como dado acima.

De outro lado, em uma situação extrema, tal como nesta,se o piloto não puxar o manche, o sinal característico SCpassa o símbolo 11, indicando que a aeronave A não é maiscapaz de transpor o relevo, pelo menos dentro de umacerta margem de segurança. 0 piloto deve então mudara trajetória lateral para contornar o rfelevo.

Deve ser notado que nesta manobra de evitação FBS/TOGA,a margem de descida começa a aumentar, à medida que sesobrevoa o obstáculo. Nesta situação é recomendávelmanter FBS/TOGA por um tempo mínimo, de modo a evitaruma pilotagem errática que produz uma sucessão dealertas, cada vez que o piloto relaxa.

Em uma configuração particular:

- o citado meio 6, ademais, determina um ângulo desubida correspondente ao maior ângulo de subida capaz deser executada pe^a aeronave A, quer com todos os motoresoperantes, ou com um deles inoperante;

o citado meio 8 apresenta na tela de visualização 9,como na figura 9f um sinal auxiliar 2 8 que representa naescala de ângulo· da tela de visualização 9 o ângulo desubida mais acentuado;Esta configuração particular permite que o piloto vejaclaramente a margem de subida remanescente SC e o citadosinal auxiliar 28.

Para o caso onde a aeronave A faz uma curva.

Neste caso, o piloto está consciente do que aconteceriase continuasse na trajetória corrente, ou se impossívelmantê-la, o que aconteceria em uma trajetória niveladaantes de um recurso vertical à potência máxima.

Então se garante uma proteção com respeito ao terrenocom uma trajetória extrapolada com base no ângulocorrente da aeronave A (possivelmente filtrado) assimcomo com respeito à trajetória extrapolada assumindonivelada antes da manobra FBS/ TOGA. Esta segundatrajetória não é normal para a trajetória corrente daaeronave A e apresenta um desvio com respeito âtrajetória normal, levando em conta o tempo requeridopara nivelar as asas. Neste caso:

a unidade central 13 determina ademais um ângulolimite auxiliar que corresponde a um ângulo de mergulhomáximo da aeronave A, segundo qual a aeronave pode descerantes de nivelar, e ser executada uma subida com manchetotalmente puxado FBS, com potência máxima TOGA, de modoque a aeronave seja capaz de transpor o citado'terreno 5.

A trajetória vertical é calculada como quando a aeronavefaz uma curVa ou está nivelada; e

o meio de visualização 8 apresenta na tela devisualização 9 um sinal auxiliar 29, que representao ângulo limite auxiliar, como dado na figura 10.

Ao invés de apresentar o citado sinal auxiliar 29com respeito a uma trajetória nivelada, que é suficientepara emitir um sinal de alerta (por exemplo, em forma demensagem, por exemplo como dado no retângulo 30 tracejadona figura 10) , quando é impossível nivelar, se o sinalauxiliar 29 passar o símbolo 11. Esta última configuraçãosimplifica a tela de visualização 9.

Em baixa altitude em manual, a aeronave A voa por vales,para evitar uma possível ameaça ar-terra. Assim, quandoo piloto tem que fazer uma curva por causa de um penhascoou encosta, uma manobra de evitação niveladafreqüentemente se torna impossível.

Neste caso, se um alarme for emitido para a trajetóriacorrente da aeronave A:

quer o piloto faz a aeronave A subir, e neste casoa ocultação usando o terreno deixa de ser efetiva;

ou o piloto pode manter a aeronave tão perto quantopossível do solo, modificando a curva de acordo coma configuração de terreno, ou seja:

• quer o piloto aumenta o ângulo da aeronave A, ou sejafecha a curva;

• ou, se o ângulo for excessivo, então o piloto abrea curva;

No entanto, uma mudança de trajetória depende da presençaou ausência de alarme, o piloto pode então igualmentese encontrar em melhor ou pior situação que inicialmente.Para resolver este problema, o número de trajetórias,nas quais a proteção ao solo é calculada e verificada,é aumentado, como dado na figura 11 por meio de exemplo.A situação da figura 11 é similar àquela da figura 2,mas relacionada à citada segunda configuração. Nestecaso, o sinal característico SC é calculado para cadatrajetória Tl a T5, sabendo que o sinal característicosituado sob o símbolo 11 é o sinal calculado paratrajetória corrente, neste caso, trajetória T4.Estes sinais característicos SC, portanto, se movemlateralmente na tela 9 dependendo do ângulo aplicadoà aeronave A. Portanto, é suficiente extrair o terrenoao longo da cada trajetória ao longo de um corredor 17,que depende da qualidade de navegação da aeronave A.

Deve ser notado que, em linha reta ou curva, os sinaiscaracterísticos SC situados em ambos lados do sinalcaracterístico SC preso no símbolo 11 prove informaçãocom respeito ao terreno em torno da aeronave A. A direçãode inclinação, portanto, é conhecida de antemãopelo piloto. Se o piloto deseja mudar a trajetóriafechando ou abrindo a curva a partir da trajetóriacorrente T4, o símbolo 11 segue a ação de inclinação,se posicionando em relação ao sinal SC, correspondente àinclinação dada.

No âmbito da invenção, quando é emitido um alarmeem relação à trajetória corrente, o piloto escolhe:subir ao longo da trajetória lateral corrente;nivelar as asas e subir; ou

permanecer em baixa altitude tanto quanto possívelenquanto fecha ou abre as curvas.

Esta última possibilidade induz uma modificação datrajetória para a curva corrente. 0 alarme desaparecedependendo da configuração de terreno ou piora. Assim, umperfil horizontal de terreno é dado em tela por exemplo,.mas este procedimento requer uma antecipação de terreno,:não necessariamente fácil, uma vez que a tela é tipo HUD.

Ademais, esta tela indica a capacidade de desempenho daaeronave A em transpor um relevo. Assim, neste caso,a configuração da figura 11 compreende uma pluralidade detrajetórias para prover uma pilotagem mais fácil, uma vezque as informações relevantes estão na tela HUD 9.

Ademais, se o piloto seguir a trajetória para qualo sinal de alerta foi emitido, o piloto não podesimplesmente manter a inclinação inicial na subida, umavez que o raio da curva varia com a aeronave eminclinação constante na subida. Nesta situação, umaindicação de inclinação 11 é adicionalmente dada na telade visualização 9, como na figura 10, para indicar ainclinação a ser instruída para manter uma dadatrajetória.

Claims

1. - Método para ajudar a pilotar uma aeronave voandoem baixa altitude, caracterizado pelo fato deas seguintes operações serem executadas de maneiraautomática e repetitiva:a - pelo menos uma trajetória de evitação (Tl a T5)ser determinada pelo menos ao longo de uma pré-determinada distância (D) a frente da aeronave (A) ,a citada trajetória de evitação (TI a T5) correspondendoa uma trajetória lateral de baixa altitude e tendopelo menos uma curva lateral (cpl a cp5);b - o perfil do terreno (5), situado sob esta trajetória,de evitação (TI a T5) que corresponde a pelo menosuma curva lateral (cpl a φ5) , ser determinado;c - pelo menos um primeiro ângulo limite, quecorresponde a um ângulo que a aeronave (A) deve seguir, :de modo a sobrevoar o citado terreno (5) ao longo da pré-determinada distância (D) ao longo da citada trajetóriade evitação (Tl a T5), ser determinado dependendodo citado perfil do terreno (5); ed - ser apresentado ao piloto em uma tela devisualização (9) pelo menos um primeiro sinalcaracterístico (SI a S5) representando o citado primeiroângulo limite associado a uma escala de ângulo (10), acuja escala também é associado um símbolo (11) queilustra o vetor de velocidade em relação ao solo daaeronave (A).

2. - Método, de acordo com a reivindicação 1,caracterizado pelo fato de o citado primeiro ângulolimite corresponder a um ângulo mínimo que a aeronave (A)deve seguir, de modo que a aeronave (A) seja capaz desobrevoar o citado terreno (5) ao longo de toda a citadapré-determinada distância (D) e ao longo de citadatrajetória de evitação (Tl a T-5) , independentementedo desempenho da citada aeronave (A).

3. - Método, de acordo com a reivindicação 2,caracterizado pelo fato de:na etapa (c) - pelo menos um segundo ângulo limitecorrespondente a um ângulo máximo, que a aeronave podeseguir, ser adicionalmente determinado, dependendo dascondições de vôo e desempenho efetivo da citada aeronave (A) ; ena etapa (d) - pelo menos um segundo sinalcaracterístico (Cl a C5), representando o citado segundoângulo limite também associado à citada escala de ângulo(10), ser apresentado na tela de visualização.

4.- Método, de acordo com a reivindicação 3,caracterizado pelo fato de as citadas condições de vôopré-determinadas se relacionarem à operação normalde todos os motores da aeronave (A).

5.- Método, de acordo com a reivindicação 3,caracterizado pelo fato de as citadas condições de vôopré-determinadas se relacionarem a uma falha antecipadade um motor da aeronave (A).

6.- Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 2 a 5, caracterizado pelo fato de:- na etapa (a) - uma pluralidade de · trajetórias deevitação (Tl a T5) , cada uma delas têndo uma curvadiferente (Φ1 a Φ2), ser determinada;na etapa (b) - os perfis de terreno (5), sob estastrajetórias de evitação (Tl a T5), serem determinados;- na etapa (c) - a pluralidade de primeiros ânguloslimites, respectivamente associada à citada pluralidadede trajetórias de evitação (Tl a T5), ser determinada; ena etapa (d) - uma pluralidade de primeiros sinaiscaracterísticos (SI a S5), representando respectivamentea citada pluralidade de ângulos limites, ser apresentadana tela de visualização (9), a citada escala de ângulo(1) sendo apresentada verticalmente, e os citados sinaiscaracterísticos (SI a S5) sendo apresentadoshorizontalmente e seqüencialmente dependendo da direção evalor da curva (Φ1 a Φ5).

7.- Método, de acordo com a reivindicação 6,caracterizado pelo fato de adicionalmente:na etapa (c) - uma pluralidade de segundos ânguloslimites, associada respectivamente à citada pluralidadede trajetórias de evitação (TI a T5), ser determinada; ena etapa (d) -. uma pluralidade de segundos sinaiscaracterísticos (Cl a C5), representando respectivamentea citada pluralidade de segundos ângulos limites,ser apresentada na tela de visualização (9) , os citadossegundos sinais característicos (Cl a C5) sendoapresentados horizontalmente e seqüencialmente,dependendo da direção e valor da correspondente curva(Φ1 a Φ5), de modo que os primeiro e segundo sinaiscaracterísticos, associados a uma e à mesma trajetória deevitação, sejam situados horizontalmente no mesmo nível.

8. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 6 e 7, caracterizado pelo fato de serdeterminado o mesmo número de trajetórias de evitaçãotendo uma curva à direita e de trajetórias de evitaçãotendo uma curva à esquerda.

9. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 6 a 8, caracterizado' pelo fato de levarem conta um número de trajetórias de evitação parapermitir obter pelo menos uma primeira curva contínua(20B), que conecta os citados primeiros sinaiscaracterísticos.

10. - Método, de acordo com a reivindicação 7,caracterizado pelo fato de levar em conta um número detrajetórias de evitação para permitir obter pelo menosuma segunda curva contínua (19B), que conecta os citadossegundos sinais característicos.

11. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 6 a 10, caracterizado pelo fato de:um valor relacionado a pelo mefios um pré-determinadocritério ser determinado para cada trajetória de evitação(TI a T5);- os valores determinados serem comparados entre si;dependendo desta comparação, uma das citadastrajetórias de evitação ser escolhida e iluminada.

12. - Método, de acordo com a reivindicação 1,caracterizado pelo fato de o citado primeiro ângulolimite corresponder a um ângulo máximo de mergulhoda aeronave (A) , segundo qual a aeronave (A) desce antesde ser executada uma subida com manche totalmente puxadocom potência máxima, de modo que a aeronave (A) sejacapaz de sobrevoar o citado terreno (5).

13. - Método, de acordo com a reivindicação 12,caracterizado pelo fato de o primeiro sinalcaracterístico (SC) representando o citado primeiroângulo limite ser ajustado ao perfil do terreno (5).

14. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 12 e 13, caracterizado pelo fato de,quando o primeiro sinal característico (SF) alcançar osímbolo (11) ilustrando o vetor de velocidade em relaçãoao solo, ser emitido um sinal de alerta.

15. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 12 a 14, caracterizado pelo fato de:na etapa (c) - o maior ângulo de subida capaz de serexecutado pela aeronave (A) ser adicionalmentedeterminado; ena etapa (d) - um sinal auxiliar (28), representandoeste maior ângulo de subida, ser apresentado na tela devisualização (9).

16. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 12 a 15, caracterizado pelo fato dequando a aeronave (A) estiver fazendo uma curva:na etapa (c) - um ângulo limite auxiliar,correspondente ao ângulo máximo de mergulho da aeronave(A), segundo qual a aeronave pode descer antes de nivelare ser executada uma subida com manche totalmente puxadocom potência máxima, de modo que a aeronave (A) sobrevoeo citado terreno (5), ser adicionalmente determinado; ena etapa (d) - um sinal auxiliar (29), representandoeste ângulo limite auxiliar, ser apresentado na tela devisualização (9).

17. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 12 a 16, caracterizado pelo fato dequando a aeronave (A) estiver fazendo uma curva e sendoimpossível nivelá-la, ser emitido um sinal de alerta.

18. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 12 a 17, caracterizado pelo fato dequando a aeronave (A) estiver fazendo uma curva,uma indicação de ângulo (31) , que apresenta ao pilotoo ângulo a ser instruído mantendo uma dada trajetória,ser dada na tela de visualização (19) .

19. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 12 a 18, caracterizado pelo fato de:na etapa (a) - uma pluralidade de trajetórias deevitação (TI a T5) , cada uma delas tendo uma diferentecurva, ser determinada; 5- na etapa (b) - os perfis do terreno (5), sob astrajetórias de evitação (Tl a T5), serem determinados;na etapa (c) - uma pluralidade de primeiros ânguloslimites, associada respectivamente à citada pluralidadede primeiros sinais característicos (TI? a T5), serdeterminada:na etapa (d) - uma pluralidade dos primeiros sinaiscaracterísticos representando respectivamente a citadapluralidade de primeiros ângulos limites, sèr apresentadana tela de visualização (9) , a citada escala de ângulosendo apresentada verticalmente, e os citados sinaiscaracterísticos (SC) sendo apresentados horizontalmente eseqüencialmente, dependendo da direção e valor da curvacorrespondente.

20. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 1 a 19, caracterizado pelo fato dea citada tela de visualização (9) ser uma tela projetadapor um dispositivo de projeção HUD (Head-Up Device).

21. - Método, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 1 a 20, caracterizado pelo fato deser possível remover a apresentação dos primeiros sinaiscaracterísticos apresentados na etapa (d).

22. - Sistema para ajudar a pilotar uma aeronave voandoem baixa altitude, caracterizado pelo fato decompreender:um primeiro meio (2) para determinar pelo menosuma trajetória de evitação (Tl a T5), pelo menos ao longode uma pré-determinada distância (D) a frente da aeronave(A) , a citada trajetória de evitação (Tl a T5)correspondendo a uma trajetória lateral de baixa altitudee tendo pelo menos uma curva lateral (Φ1 a Φ5) ;um segundo meio (3) para determinar o perfil doterreno (5) sob esta trajetória de evitação (Tl a T5);um terceiro meio (6) para determinar, dependendo docitado perfil do terreno, pelo menos um primeiro ângulolimite que corresponde ao ângulo que a aeronave (A) deveseguir?, de modo que a mesma seja capaz de sobrevoaro citado terreno (5) ao longo da citada .pré-determinadadistância (D) ao longo da citada trajetória de evitação(TI a T5) ; eum meio de visualização (8) para apresentar em umatela de visualização (9) pelo menos um' primeiro sinalcaracterístico (SI a S5), ao qual é associada uma escalade ângulo (10), e a qual é associado um símbolo (11),que ilustra o vetor de velocidade em relação ao soloda aeronave (A).

23. - Sistema, de acordo com a reivindicação 22,caracterizado pelo fato de o citado terceiro meio (6)ser formado de modo a determinar um primeiro ângulolimite, que corresponde a um ângulo mínimo que a aeronave(A) deve seguir, de modo que a mesma seja capaz desobrevoar ao longo de toda a citada pré-determinadadistância (D) ao longo da citada trajetória de evitação(TI a T5) , independentemente do desempenho da citadaaeronave (A).

24. - Sistema, de acordo com a reivindicação 23,caracterizado pelo fato de:o citado sistema (1) compreender adicionalmenteum quarto meio (12) para determinar pelo menos um segundoângulo limite que corresponde a um ângulo máximo, no quala aeronave (A) pode seguir, dependendo das pré-determinadas condições de vôo e do desempenho efetivo dacitada aeronave (A); eo citado meio de visualização (8) apresentar,na correspondente tela de visualização (9), pelo menosum segundo sinal característico, que representa o citadosegundo ângulo limite, e também sendo associado à citadaescala de ângulo (10).

25. - Sistema, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 23 e 24, caracterizado pelo fato de:o citado primeiro meio (2) determinar umapluralidade de trajetórias de evitação (Tl a T5) , cadauma delas tendo uma curva diferente (cpl a cp5);o citado segundo meio (3) determinar dois perfis deterreno (5) sob as trajetórias de evitação (TI a T5); eo citado terceiro meio (6) determinar umapluralidade de primeiros ângulos limites, associadarespectivamente à citada pluralidade de trajetórias deevitação (TI a T5); e a Jo citado meio de visualização (8) apresentar na telade visualização (9), uma pluralidade de primeiros sinaiscaracterísticos (SI a S5) representando respectivamentea citada pluralidade de primeiros ângulos limites,a citada escala de ângulo (10) sendo apresentadaverticalmente, e os citados primeiros sinaiscaracterísticos (SI a S5) sendo apresentadoshorizontalmente e seqüencialmente, dependendo da direçãoe valor da curva correspondente (cpl a cp5) .

26. - Sistema, de acordo com qμalquer uma dasreivindicações 24 e 25, caracterizado pelo fato de:o citado quarto meio (12) determinar uma pluralidadede segundos ângulos limites associada respectivamente àcitada pluralidade de trajetórias de evitação (Tl a T5);o citado meio de visualização (8) apresentarna correspondente tela de visualização (9) umapluralidade de segundos sinais característicos (Cl a C5)representando respectivamente a citada pluralidade desegundos ângulos limites, os citados segundos sinaiscaracterísticos (Cl a C5) sendo apresentadoshorizontalmente e seqüencialmente dependendo da direção evalor da curva correspondente (cpl a φ5), de modo que osprimeiro e segundo sinais característicos associadosa uma e à mesma trajetória de evitação sejam situadoshorizontalmente no mesmo nível.

27. - Sistema, de acordo com a reivindicação 22,caracterizado pelo fato de o citado terceiro meio (6)ser formado, de modo a determinar um primeiro ângulolimite da aeronave (A), segundo qual a aeronave (A) desceantes de ser executada uma subida com manche totalmentepuxado com potência máxima, de modo que a aeronave A sejacapaz de sobrevoar o citado terreno (5).

28. - Sistema, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 22 a 27, caracterizado pelo fato deo citado meio de visualização (8) ter um dispositivo deprojeção compreendendo a citada tela de visualização (9).

29. - Sistema, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 22 a 28, caracterizado pelo fato decompreender adicionalmente um meio de controle (22) parapermitir gerar e remover a apresentação dos primeirossinais característicos (SI a S5) da citada tela devisualização (9).

30. - Aeronave, caracterizada pelo fato de compreenderum sistema (1) capaz de implementar o método definidoem qualquer uma das reivindicações 1 a 21.

31. - Aeronave, caracterizada pelo fato de compreenderum sistema (1) definido em qualquer uma dasreivindicações 22 a 29.