BRPI0615963A2 - processo de segurança para vÈo em baixa altitude de aeronave, dispositivo de segurança para vÈo em baixa altitude de aeronave e aeronave - Google Patents
processo de segurança para vÈo em baixa altitude de aeronave, dispositivo de segurança para vÈo em baixa altitude de aeronave e aeronave Download PDFInfo
- Publication number
- BRPI0615963A2 BRPI0615963A2 BRPI0615963-0A BRPI0615963A BRPI0615963A2 BR PI0615963 A2 BRPI0615963 A2 BR PI0615963A2 BR PI0615963 A BRPI0615963 A BR PI0615963A BR PI0615963 A2 BRPI0615963 A2 BR PI0615963A2
- Authority
- BR
- Brazil
- Prior art keywords
- aircraft
- altitude
- current
- flight
- low
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 13
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 3
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 2
- 239000011800 void material Substances 0.000 claims 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 2
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 2
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 2
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 2
- 241000282994 Cervidae Species 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 208000028755 loss of height Diseases 0.000 description 1
- 238000013507 mapping Methods 0.000 description 1
- 230000003252 repetitive effect Effects 0.000 description 1
- 230000000630 rising effect Effects 0.000 description 1
- 239000002689 soil Substances 0.000 description 1
- 238000013519 translation Methods 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
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
- G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
- G05D1/0646—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft to follow the profile of undulating ground
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Harvester Elements (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
PROCESSO DE SEGURANçA PARA VÈO EM BAIXA ALTITUDE DE AERONAVE, DISPOSITIVO DE SEGURANçA PARA VÈO EM BAIXA ALTITUDE DE AERONAVE E AERONAVE O dispositivo (1) comporta primeiros meios (3) para determinar um valor de limite dependendo pelo menos de uma trajetória em baixa altitude, que é seguida pela aeronave, bem como de erros de navegação, de guiagem e de cálculo da dita trajetória de vóo, segundos meios (4) para medir uma altura real corrente da aeronave acima do terreno sobrevoado durante um vóo em baixa altitude segundo a trajetória de vóo, terceiros meios (5) para comparar esta altura real corrente ao valor de limite, quartos meios (8) para emitir um sinal de alerta se a dita altura real corrente tornar-se inferior ou igual ao valor de limite, bem como eventualmente quintos meios (10) para comandar a aeronave de maneira a aumentar sua altitude e levá-la a uma altitude de segurança quando a altura real corrente tornar-se inferior ou igual ao valor de limite.
Description
"PROCESSO DE SEGURANÇA PARA VÔO EM BAIXA ALTITUDE DEAERONAVE, DISPOSITIVO DE SEGURANÇA PARA VÔO EM BAIXAALTITUDE DE AERONAVE E AERONAVE"
A presente invenção refere-se a um processo e a umdispositivo de segurança para vôo automático em baixaaltitude de uma aeronave, que é guiada (automaticamente)segundo uma trajetória de vôo em baixa altitudecompreendendo uma trajetória lateral e uma trajetóriavertical.
Mesmo que não exclusivamente, a presente invenção aplica-se mais particularmente a um avião de transporte militarque apresenta uma pequena relação empuxo/peso e umagrande inércia, e cujos tempos de manobra sãorelativamente lentos.
No quadro da presente invenção, entende-se por vôo embaixa altitude o vôo segundo uma trajetória de vôo (embaixa altitude) permitindo que uma aeronave sobrevoe umterreno o mais perto possível, notadamente para evitarser detectado. Tal trajetória de vôo em baixa altitude éportanto situada mais freqüentemente no limite mínimo deuma altura predeterminada acima do terreno, por exemplo500 pés (aproximadamente 150 metros).
Devido a esta proximidade com o solo, qualquer desviovertical para baixo da aeronave (além de uma certa margemde segurança), em relação à trajetória de vôo seguida,
durante a guiagem da aeronave segundo a dita trajetóriade vôo, apresenta um importante risco de colisão com oterreno sobrevoado (diretamente com o solo ou com umaobra ou elemento situado sobre o dito solo).Evidentemente, não é aceitável a existência de tal risco(ou somente com uma probabilidade de ocorrência por horade vôo, inferior a um objetivo de segurança predeterminado).
A presente invenção tem por objeto promover a segurançade um vôo em baixa altitude de uma aeronave (que é guiadaautomaticamente segundo uma trajetória de vôocompreendendo uma trajetória lateral e uma trajetóriavertical) de maneira a tornar altamente improvávelqualquer colisão da aeronave com o terreno sobrevoado.A presente invenção aplica-se mais particularmente a umvôo automático que é autônomo, ou seja, um vôo automáticoefetuado somente graças a sistemas de navegação, degestão de vôo e de guiagem e a uma base de dados digitalde terreno, que são carregados, sem o auxílio de qualquerdispositivo emissor na dianteira, tal como,- por exemplo,um radar. Sabe-se que tal vôo automático autônomo podeestar sujeito a um conjunto de erros notadamenterelativos à:
- navegação: a posição dada pelo sistema de navegaçãocarregado não é exatamente a posição real da aeronave;
- guiagem: um piloto automático depende da posição dadapelo sistema de navegação segundo uma trajetóriacalculada por um sistema de gestão de vôo. Estadependência apresenta um desempenho intrínseco que traduza aptidão do piloto automático para guiar a aeronavesegundo a trajetória determinada. Também pode haver umerro de guiagem durante um vôo por meio de um diretor devôo que o piloto deve seguir manualmente;
- trajetória de vôo: o rigor desta trajetória depende dorigor do algoritmo e do processador do equipamentoutilizado, e também principalmente de eventuais errosgraves de modelização digital do terreno sobrevoado (ouseja, erros referentes à base de dados digital de terrenoutilizada).
Notar-se-á que o controle da diferença entre a posiçãoestimada da aeronave e a trajetória de vôo em baixaaltitude calculada que a aeronave deve seguir, paradetectar eventualmente um desvio vertical excessivo, nãopermite levar em conta notadamente a influência dos errosde navegação e dos erros relativos à base de dadosdigital de terreno utilizada.
A presente invenção tem por objeto remediar taisinconvenientes. Ela se refere a um processoparticularmente eficaz de segurança de vôo automático eautônomo em baixa altitude de uma aeronave, que é guiada(automaticamente de maneira autônoma) segundo umatrajetória de vôo em baixa altitude.
Para tal, de acordo com a invenção, o dito processo énotável pelo fato de:
A/ realizar-se, durante o dito vôo em baixa altitude, demaneira automática e repetitiva, a seqüência de operaçõessucessivas seguinte:
a) determinação de um valor de limite corrente dependendopelo menos da altitude corrente da dita trajetória de vôoem baixa altitude, que é seguida pela aeronave, bem comode erros de navegação da aeronave, de erros de guiagem daaeronave e de erros de cálculo da dita trajetória de vôo;
b) medição de uma altura real corrente da aeronave acimado terreno sobrevoado; e
c) comparação desta altura real corrente medida ao ditovalor de limite corrente; e
B/ emitir-se um sinal de alerta (sonoro e/ou visual) nocaso de a dita altura real corrente tornar-se inferior ouigual ao dito valor de limite corrente.
Assim, graças à invenção, pode-se detectar qualquerdesvio vertical excessivo para baixo, controlando-se aaltura real corrente da aeronave (ou seja, medindo-a demaneira repetitiva e comparando-a ao dito valor de limitepredeterminado). Tal verificação é especialmente eficazuma vez que leva em conta, não uma altura estimada, mas aaltura real corrente da aeronave, ou seja, a alturaefetiva em relação ao terreno real.
Além disso, como explanado acima, o dito valor de limiteé determinado de maneira a levar em conta os diferenteserros que possam aparecer durante tal vôo automático eautônomo em baixa altitude.
Em um modo de realização preferido, na etapa A/a),calcula-se o dito valor de limite HO, por meio daexpressão (1) seguinte:onde:
- Zl representa a altitude corrente da dita trajetória devôo (calculada), que corresponde à posição lateralcorrente da aeronave, ou seja, a altitude que correspondeà projeção ortogonal da posição lateral corrente daaeronave sobre a trajetória de vôo calculada;
- Zmoy representa uma altitude média do terreno virtualsob a aeronave, proveniente de uma base de dados digitalde terreno; e
- os valores Li representam os limites mínimos dos errosde navegação e de guiagem e dos erros relativos à ditabase de dados digital de terreno, utilizada para calculara dita trajetória de vôo em baixa altitude. Cada limiteexpressa o fato que o erro correspondente não é superiora este limite com uma probabilidade maior que umaprobabilidade de objetivo. Neste caso, a probabilidade deobjetivo é aquela para a qual o sinal de alerta não deveser emitido durante o vôo em baixa altitude.Além disso, quando o terreno sobrevoado pela aeronave ésensivelmente plano:
Zl representa uma altura de segurança HGpredeterminada, por exemplo, 500 pés (aproximadamente 150metros); e
- Zmoy é considerada nula,de maneira a obter uma expressão simplificada para ocálculo do valor de limite HO:
<formula>formula see original document page 5</formula>
Além disso, vantajosamente, na etapa A/b), mede-se a ditaaltura real por meio de um radioaltímetro.
Por outro lado, na etapa B/, se a dita altura realcorrente tornar-se inferior ou igual ao dito valor delimite corrente, além de emitir um sinal de alerta,interrompe-se o vôo em baixa altitude e comanda-se aaeronave (automaticamente e manualmente) de maneira aaumentar sua altitude para levá-la a uma altitude desegurança (antes de retornar eventualmente a um vôo debaixa altitude se isto for possível).
A presente invenção também se refere a um dispositivo desegurança de vôo em baixa altitude de uma aeronave guiadaautomaticamente (e de maneira autônoma) segundo umatrajetória de vôo (em baixa altitude).
De acordo com a invenção, este dispositivo é notável pelofato de comportar:
- primeiros meios para determinar um valor de limitecorrente dependendo pelo menos da altitude corrente dadita trajetória de vôo em baixa altitude (pré-calculada)seguida pela aeronave, bem como de erros de navegação, deerros de guiagem e de erros de cálculo da trajetória devôo. Estes últimos dependem principalmente de um errorelativo à base de dados digital de terreno utilizada,seja proveniente de um arquivo carregado no solo ouelaborada a bordo da aeronave, por exemplo, por meio deum radar em modo cartografia do solo;
segundos meios, especialmente pelo menos umradioaltímetro, para medir uma altura real corrente daaeronave acima do terreno sobrevoado, durante um vôo embaixa altitude segundo a dita trajetória de vôo;
- terceiros meios interligados aos primeiros e segundosmeios, para comparar a dita altura real corrente ao ditovalor de limite corrente; e
- quartos meios interligados aos ditos terceiros meios,para emitir um sinal de alerta se a dita altura realcorrente tornar-se inferior ou igual ao dito valor delimite corrente.
Além disso, em um modo de realização particular, odispositivo de acordo com a invenção comporta, também,quintos meios para comandar a aeronave de maneira aaumentar sua altitude e levá-la a uma altitude desegurança, quando a dita altura real corrente tornar-seinferior ou igual ao dito valor de limite corrente.
As figuras do desenho anexo mostrarão bem como a invençãopode ser realizada. Nestas figuras, referências idênticasdesignam elementos semelhantes.
A figura 1 é o esquema sinóptico de um dispositivo deacordo com a invenção.
A figura 2 ilustra esquematicamente em um plano verticalas características principais levadas em conta para aaplicação da presente invenção.
0 dispositivo 1 de acordo com a invenção e representadoesquematicamente na figura 1 é destinado a conferirsegurança a um vôo em baixa altitude de uma aeronave A,por exemplo, um avião de transporte, um avião de caça ouum helicóptero.
0 dito dispositivo 1 é associado a um sistema depilotagem usual 2, carregado na aeronave A e quecomporta:
- meios, por exemplo, um sistema de gestão de vôo, paradeterminar uma trajetória de vôo TO compreendendo umatrajetória TL definida em um plano horizontal e umatrajetória vertical TV (ou perfil de vôo) definida em umplano vertical. Para poder realizar um vôo em baixaaltitude, a trajetória de vôo TO (em baixa altitude) devepermitir que a aeronave A sobrevoe o mais perto possívelo terreno TA (a uma altura mínima do solo correspondentea uma altura de segurança selecionada pelo piloto); e
- um meio de guiagem, por exemplo, um piloto automático,para guiar a aeronave A segundo a dita trajetória de vôoTO. Este meio de guiagem determina ordens de pilotagem daaeronave A para que esta última siga a dita trajetória devôo TO. Estas ordens de pilotagem são transmitidas ameios de acionamento de equipamentos comandados, taiscomo, por exemplo, profundores da aeronave A.
De acordo com a invenção, o dito dispositivo 1, que éportanto destinado a conferir segurança ao vôo em baixaaltitude da aeronave A guiado automaticamente segundo umatrajetória de vôo TO em baixa altitude, comporta:
- meios 3 para determinar um valor de limite HO corrente,dependendo pelo menos da altitude Zl corrente (ou seja, aaltitude em uma posição corrente P2 estimada da aeronaveA e determinada abaixo) da dita trajetória de vôo TO embaixa altitude seguida pela aeronave A, bem como de errosde navegação da aeronave A, de erros de guiagem daaeronave A e de erro de cálculo da dita trajetória de vôoTO;
- meios 4 para medir (de maneira repetitiva) a alturareal RA corrente da aeronave A acima do terreno real TAsobrevoado;
meios 5 interligados por ligações 6 e 7respectivamente aos ditos meios 3 e 4 e que sãodestinados a comparar (de maneira repetitiva) a ditaaltura real RA corrente ao dito valor de limite HOcorrente; e
- meios 8 interligados por uma ligação 9 aos ditos meios5 e que são destinados a emitir um sinal de alerta assimque a dita altura real RA corrente medida da aeronave Atornar-se inferior ou igual ao dito valor de limite HOcorrente calculado.
Em um modo de realização particular:
- os ditos meios 4 comportam pelo menos umradioaltímetro, ou seja, um aparelho de radionavegaçãoinstalado a bordo da aeronave A e que utiliza a reflexãode ondas radioelétricas no solo (terreno real TA) afim dedeterminar a altura real RA da aeronave A acima do ditosolo (terreno real TA); e
- os ditos meios 8 são conformados de maneira a poderemitir um sinal de alerta do tipo visual e/ou sonoro.0 dispositivo 1 de acordo com a invenção também comportameios 10 interligados por meio de uma ligação 11 aosditos meios 5 e que são conformados para comandar aaeronave A de maneira a aumentar sua altitude e a levá-laa uma altitude de segurança predeterminada, quando aaltura real RA corrente da aeronave A tornar-se inferiorou igual ao dito valor de limite HO corrente.
Em um modo de realização preferido, os ditos meios 10 sãomeios de pilotagem automática e comportam, por exemplo, osistema de pilotagem automática 2 precitado. Todavia,estes meios 10 também podem compreender meios depilotagem manual usuais.
A presente invenção aplica-se mais particularmente a umvôo automático que é autônomo, ou seja, um vôo automáticoque é efetuado somente graças a sistemas de navegação, degestão de vôo e de guiagem e a uma base de dados digitaisde terreno, que são carregados, sem o auxílio de qualquerdispositivo emissor na dianteira, tal como,- por exemplo,um radar.
O dispositivo 1 de acordo com a invenção é capaz dedetectar qualquer desvio vertical excessivo para baixo,controlando a altura corrente RA da aeronave A (ou seja,medindo-a de maneira repetitiva e comparando-a ao ditovalor de limite HO calculado de maneira repetitiva). Talverificação é especialmente eficaz, uma vez que leva emconta a altura corrente RA real da aeronave A e não umaaltura estimada. Esta altura RA é real, pois é medida emrelação ao terreno real TA e não calculada em relação aum terreno estimado, como detalhado abaixo em referênciaa figura 2.
Outrossim, como também detalhado abaixo, o dito valor delimite HO é determinado de maneira a levar em conta osdiferentes erros que podem aparecer durante um vôoautomático e autônomo em baixa altitude. Além disso, eleé calculado em relação a uma referência pré-calculada demaneira que o processo de acordo com a invenção é chamadoprocesso "por correlação da altura de radioaltímetro" (ouseja, correlação entre a altura RA e a instrução de vôorepresentada pela trajetória de vôo TO pré-calculada).
Sabe-se que tal vôo automático e autônomo pode estarsubmetido a um conjunto de erros instantâneos, tanto noplano vertical quanto no plano lateral, e principalmente a:
- um erro de navegação ΡΕΕ: a posição dada por um sistemade navegação carregado não é exatamente a posição real daaeronave A;
- um erro de guiagem FTE: o meio de guiagem do sistema depilotagem automática 2 depende da posição dada pelosistema de navegação sobre a trajetória de vôo TOcalculada pelo sistema de gestão de vôo. Esta dependênciaapresenta um desempenho intrínseco que traduz a aptidãodo meio de guiagem (por exemplo, piloto automático) paraguiar a aeronave segundo a trajetória de vôo TOdeterminada. Um erro de guiagem também pode ocorrerdurante um vôo por meio de um diretor de vôo que o pilotodeve seguir manualmente; e
- um erro de trajetória de vôo PDE: o rigor da trajetóriade vôo depende do rigor do algoritmo e do processador doequipamento utilizado, e também e principalmente de umeventual erro de modelização digital do terrenosobrevoado (ou seja, um erro DTDBE relativo à base dedados digitais de terreno utilizada para calcular atrajetória de vôo TO).
Notar-se-á que a soma dos diferentes erros define um errototal de sistema TSE ("Total System Error").
Em um modo de realização preferido, os ditos meios 3calculam o dito valor de limite HO corrente por meio daexpressão (1) seguinte:
<formula>formula see original document page 10</formula>
onde:
Zl representa a altitude corrente segundo a ditatrajetória de vôo TO que é seguida pela dita aeronave A,ou seja, a altitude na posição P2 indicada abaixo, asaber, a altitude da trajetória de vôo TO correspondenteà posição lateral corrente estimada da aeronave A;
- Zmoy representa uma altitude média do terreno virtualsob a aeronave A na posição real Pl indicada abaixo. Esteterreno virtual PT é proveniente de uma base de dadosdigital de terreno como indicado abaixo; e
- os valores Li representam os limites mínimos de:
• erros verticais de navegação PEEz;
• erros verticais de guiagem FTEz; e• erros verticais DTDBEz relativos à base de dadosdigital de terreno, utilizada para calcular a ditatrajetória de vôo TO em baixa altitude.
Para compreender bem as características da presenteinvenção remete-se à figura 2 na qual estãorepresentados, em um plano vertical:
- a aeronave A dita real, ou seja, que é mostrada naposição real Pl desta última;
- a trajetória vertical TV da trajetória de vôo TO talcomo calculada;
- a aeronave AO dita estimada, ou seja, que é mostrada naposição estimada P2 desta última sobre a dita trajetóriade vôo TO tal como calculada. As posições Pl e P2correspondem a um mesmo instante;
- um túnel de vôo CV definido em volta da trajetória devôo TO (neste caso, a trajetória vertical TV) eapresentando um limite superior CVl e um limite inferiorCV2 ;
- o perfil do terreno PT tal como proveniente da base dedados digitais de terreno utilizada;
- um perfil de terreno filtrado PTF calculado a partir dodito perfil de terreno PT, como indicado abaixo;
- um terreno filtrado TF que é obtido por meio de umatranslação para cima de uma altura de segurança HG, porexemplo, 500 pés (aproximadamente 150 metros) , a partirdo dito perfil de terreno filtrado PTF; e
- o terreno real TA, ou seja, o terreno físico.Operacionalmente, uma trajetória lateral TL éprimeiramente definida pelo operador (diretamente ou pormeio de um sistema auto-roteador) . Segundo estatrajetória lateral TL, a trajetória vertical TV de vôo embaixa altitude é calculada acima do terreno filtrado TFque é obtido a partir do perfil de terreno filtrado PTF.Este último é determinado a partir do perfil de terrenoPT proveniente da base de dados digitais de terreno daseguinte maneira: para cada abscissa ao longo datrajetória lateral TL, a elevação de terrenocorrespondente é a elevação mais alta de PT (ou seja,extraída da base de dados digitais de terreno) sob umasuperfície de extração que corresponde globalmentelateralmente à largura de um corredor de vôo mais, decada lado da trajetória, o limite do erro PDEcorrespondente a um objetivo de probabilidade.
Longitudinalmente, a superfície de extração leva assim emconta os erros longitudinais.
Conseqüentemente, no quadro da presente invenção, umsinal de alerta é emitido quando o desvio vertical entre,por um lado, a posição real corrente Pl (da aeronave realA) e, por outro lado, a posição P2 correspondente datrajetória calculada TV, for maior que um limite dealarme, ou seja, quando:
altura RA < altitude definida - altitude média do terrenovirtual sob a aeronave A - (soma dos limites dos errosFTEz, PEEz, DTDBEz)
onde:
- a altitude definida é a altitude Zl da posição P2;
- os erros FTEz, PEEz e DTDBEz são as componentesverticais dos ditos erros FTE, PEE e DTDBE pré-citados;
- os limites dos erros FTEz, PEEz e DTDBEz são os limitesdestes erros, dados para uma probabilidade quecorresponde a uma probabilidade de excursão máximaadmissível operacionalmente do túnel CV (10"3, 10"4/hdv...), hdv significando horas de vôo;
- a altitude média do terreno virtual sob a aeronave A éa altitude média no círculo do limite do erro PEEescolhido (correspondendo à probabilidade máximaescolhida), cujo centro está sobre a posição lateralestimada da aeronave A, e dada para a mesma probabilidadede excursão que os erros verticais acima;
Acima de um terreno plano, o sinal de alerta é emitidoquando:
altura RA < altura de segurança HG - (soma dos limitesdos erros FTEz, PEEz, DTDBEz)
De fato, quando o terreno TA sobrevoado pela aeronave A ésensivelmente plano, de acordo com a invenção determina-se que:
Zl representa a altura de segurança HG na ditaexpressão (1); e
- Zmoy é considerado nulo,de maneira a obter uma expressão simplificada para ocálculo do valor de limite HO:
<formula>formula see original document page 13</formula>
Abaixo, considera-se uma pane de sistema que ocorre comuma probabilidade Pj e que induz um desvio dj para cimaou para baixo com a mesma probabilidade.
A aeronave A colidirá com o solo (terreno real TA) se odesvio para baixo com ou sem pane do sistema for maiorque a altura de segurança HG, em geral 50 0 pés(aproximadamente 150 metros) , e nenhum sinal de alertafor emitido pelos meios 8.
Outrossim, isto supõe que a tripulação da aeronave A sejacapaz de reagir ao desvio ocasionado por esta pane assimque um sinal de alerta for emitido e, portanto, que aperda de altura durante esta manobra seja inferior a 500pés menos o limite de alarme:
P = 1/2P ( I TSEz±dj I >d) . P (sinal de alerta não emitido)
com:
P(ITSEz±dj|>d) = Pj [l-P(0<TSEz<d-dj)-P(0<TSEz<d+dj)]+(l-Pj)[1-2.P(0<TSEz<d)]
Notar-se-á que d representa o valor da altura desegurança HG, em geral escolhida pelo piloto da aeronaveA.
A probabilidade anterior deve ser inferior ao objetivo desegurança escolhido, por exemplo, 10"9/hdv. Pode-se verque com P (sinal de alerta não emitido) <1, aprobabilidade que TSEz > 500 pés (ou TSEz > (500-dj))pode ser maior que 10"9/hdv, uma vez que é precisocombiná-la com a probabilidade de não detecção de umasaída do túnel CV.O limite do alarme (valor de limite HO) então tambémdepende da capacidade de recuperação da aeronave A face auma pane de sistema.
A título de exemplo, se:
- PDEz -30 metros a 90%;
- PEEz ~ 70 metros a 99.99999%;
- PSEz ~ 60 pés a 95%,
então, supondo que estes erros sejam gaussianos:
o desvio padrão total σ de TSEz = 80 pés(aproximadamente 24 metros), portanto
TSEz = 1,960x80 ~ 150 pés (aproximadamente 45 metros) a 95%;
- P(sinal de alerta não emitido) deve ser coerente com oobjetivo de disponibilidade operacional relativo à aeronave A.
Considerando-se uma pane de sistema ocorrendo com umaprobabilidade (por exemplo) Pj = 10"5/hdv e dj = 300 pés(aproximadamente 90 metros), a probabilidade que aaeronave A colida com o solo TA é de aproximadamente6,2.10"8/hdv sem sinal de alerta.
Porém, se o sinal de alerta for previsto, a probabilidadeque este sinal de alerta não seja emitido deverá ser< 1,6.10~2/hdv apenas, para que a probabilidade decolisão com o solo seja < 10"9/hdv [do momento que aperda de altura durante a manobra de recuperação acionadaassim que o sinal de alerta for emitido seja inferior a200 pés (aproximadamente 60 metros) (200=500-300)].
Este objetivo de l,6.10"2/hdv está amplamente ao alcancedos sistemas atuais.
Conseqüentemente, para a aplicação da presente invenção,após, no solo, ter:
- estimado os erros elementares (navegação, guiagem, basede dados digitais de terreno, etc.), o que, no caso deerros gaussianos, permite determinar o desvio padrão decada erro, e em seguida o do erro total (excluindo umapane de sistema);
- definido pelo menos uma pane de sistema a ser levada emconta no estudo de segurança, bem como sua probabilidadede ocorrência e o desvio vertical que acarreta;
avaliado a perda de altura, durante uma manobra derecuperação no caso desta uma pane de sistema; e - especificado o nível de segurança requerido, sob aforma de uma probabilidade de colisão com o solo, a nãoultrapassar, ou seja, uma probabilidade que o desviototal seja superior ou igual à altura de segurança mínimaque pode ser escolhida (tipicamente 500 pés) ,basta:
- definir o valor de limite HO de acordo com objetivosoperacionais (probabilidade máxima de interromper amissão por causa do sinal de alerta e desempenhos deseguida de trajetória) bem como em termos de segurança(probabilidade de colidir com o solo); e
fazer com que seja respeitado o objetivo deprobabilidade de não detecção de uma ultrapassagem destevalor de limite, a fim de respeitar o objetivo global desegurança.
Notar-se-á que a tripulação da aeronave A deve estarconsciente que o dispositivo 1 de acordo com a invençãopode emitir um sinal de alerta quando a altura real RA daaeronave A é muito superior à altura de segurança HG.Este caso pode ocorrer tipicamente quando a trajetória devôo TO afunda em um vale e a aeronave A afasta-se destasuficientemente para que o sinal de alerta seja emitido.Em geral, verificar-se-á que esta trajetória de vôo TO é:voável relativamente aos desempenhos de subida daaeronave A;
- manobrável relativamente aos fatores de carga máximosadmissíveis; e
- sempre situada a uma altura de segurança acima doterreno filtrado PTF.
Claims (10)
1. Processo de segurança para vôo em baixa altitude deaeronave, que é guiada automaticamente segundo umatrajetória de vôo em baixa altitude, caracterizado pelofato de:A realizar-se, durante o dito vôo em baixa altitude, demaneira automática e repetitiva, a seqüência de operaçõessucessivas seguinte:a) determinação de um valor de limite corrente dependendopelo menos da altitude corrente (Zl) da dita trajetóriade vôo em baixa altitude, que é seguida pela aeronave(A) , bem como de erros de navegação da aeronave (A) , deerros de guiagem da aeronave (A) e de erros de cálculo dadita trajetória de vôo;b) medição de uma altura real corrente (RA) da aeronave(A) acima do terreno (TA) sobrevoado; ec) comparação desta altura real corrente (RA) medida aodito valor de limite corrente; eemitir-se um sinal de alerta se a dita altura realcorrente (RA) tornar-se inferior ou igual ao dito valorde limite corrente.
2. Processo, de acordo com a reivindicação 1,caracterizado pelo fato de se calcular, na etapa A/a), odito valor de limite (HO) , por meio da expressãoseguinte:HO = Zl - Zmoy - [εlí]onde:- Zl representa a altitude corrente da dita trajetória devôo que é seguida pela aeronave (A);- Zmoy representa uma altitude média do terreno sob aaeronave (A), proveniente de uma base de dados digital deterreno; e- os valores Li representam os limites mínimos dos ditoserros de navegação e de guiagem e de erros relativos aodita base de dados digital de terreno utilizada paracalcular a dita trajetória de vôo em baixa altitude.
3. Processo, de acordo com a reivindicação 2,caracterizado pelo fato de, quando o terreno sobrevoado(TA) pela aeronave (A) for sensivelmente plano:Z1 representar uma altura de segurança HGpredeterminada; e- Zmoy ser considerada nula.
4. Processo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 3, caracterizado pelo fato de, naetapa A/b) , medir-se a dita altura real (RA) por meio deum radioaltímetro.
5. Processo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 4, caracterizado pelo fato de, naetapa B/, se a dita altura real corrente (RA) tornar-seinferior ou igual ao dito valor de limite corrente,interromper-se o vôo em baixa altitude e comandar-se aaeronave (A) de maneira a aumentar sua altitude paralevá-la a uma altitude de segurança.
6. Dispositivo de segurança para vôo em baixa altitude deaeronave, que é guiada automaticamente segundo umatrajetória de vôo em baixa altitude, caracterizado pelofato de compreender:- primeiros meios (3) para determinar um, valor de limite(HO) corrente dependendo pelo menos da altitude corrente(Z1) da dita trajetória de vôo em baixa altitude seguidapela aeronave (A) , bem como de erros de navegação, deerros de guiagem e de erros de cálculo da dita trajetóriade vôo;- segundos meios (4) para medir uma altura real corrente(RA) da aeronave (A) acima do terreno (TA) sobrevoadodurante um vôo em baixa altitude segundo a ditatrajetória de vôo;- terceiros meios (5) interligados aos ditos primeiros esegundos meios (3, 4) para comparar a dita altura realcorrente (RA) ao dito valor de limite corrente; equartos meios (8) interligados aos ditos terceirosmeios (5) para emitir um sinal de alerta se a dita alturareal corrente (RA) tornar-se inferior ou igual ao ditovalor de limite corrente.
7. Dispositivo, de acordo com a reivindicação 6,caracterizado pelo fato de os ditos segundos meios (4)comportarem pelo menos um radioaltímetro.
8. Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 6 ou 7, caracterizado pelo fato decompreender, também, quintos meios (10) para comandar aaeronave (A) de maneira a aumentar sua altitude e levá-laa uma altitude de segurança quando a altura real (RA)corrente tornar-se inferior ou igual ao dito valor delimite corrente.
9. Aeronave, caracterizada pelo fato de compreender umdispositivo (1) tal como identificado em qualquer uma dasreivindicações 6 a 8.
10. Aeronave, caracterizada pelo fato de compreender umdispositivo (1) capaz de aplicar o processo tal comoidentificado em qualquer uma das reivindicações 1 a 5.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0507739A FR2888955B1 (fr) | 2005-07-21 | 2005-07-21 | Procede et dispositif de securisation d'un vol automatique a basse altitude d'un aeronef |
| FR0507739 | 2005-07-21 | ||
| PCT/FR2006/001776 WO2007010141A2 (fr) | 2005-07-21 | 2006-07-20 | Procede et dispositif de securisation d’un vol automatique a basse altitude d’un aeronef |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| BRPI0615963A2 true BRPI0615963A2 (pt) | 2011-05-31 |
Family
ID=36143374
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| BRPI0615963-0A BRPI0615963A2 (pt) | 2005-07-21 | 2006-07-20 | processo de segurança para vÈo em baixa altitude de aeronave, dispositivo de segurança para vÈo em baixa altitude de aeronave e aeronave |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20080172148A1 (pt) |
| EP (1) | EP1907910B1 (pt) |
| JP (1) | JP5241013B2 (pt) |
| CN (1) | CN101228490B (pt) |
| AT (1) | ATE445873T1 (pt) |
| BR (1) | BRPI0615963A2 (pt) |
| CA (1) | CA2615681C (pt) |
| DE (1) | DE602006009814D1 (pt) |
| FR (1) | FR2888955B1 (pt) |
| RU (1) | RU2365967C1 (pt) |
| WO (1) | WO2007010141A2 (pt) |
Families Citing this family (30)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2937454B1 (fr) | 2008-10-22 | 2015-01-02 | Airbus France | Procede et systeme d'evitement de terrain pour un aeronef |
| JP2010208546A (ja) * | 2009-03-11 | 2010-09-24 | Japan Aerospace Exploration Agency | 航空機用障害物検知方法とそのシステム |
| FR2947370B1 (fr) * | 2009-06-26 | 2011-11-25 | Eurocopter France | Procede d'aide au pilotage a basse altitude |
| FR2951296B1 (fr) | 2009-10-09 | 2011-11-18 | Thales Sa | Procede de calcul d'alerte pour un systeme avertisseur de proximite du sol d'un aeronef |
| FR2963119B1 (fr) * | 2010-07-20 | 2015-05-01 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif de recalage d'une altitude cible pour une descente d'urgence d'un aeronef |
| CN102375150A (zh) * | 2010-08-26 | 2012-03-14 | 中国农业机械化科学研究院 | 一种航空喷药机gps短时自差分导航方法及装置 |
| CN102541065A (zh) * | 2010-12-20 | 2012-07-04 | 西安韦德沃德航空科技有限公司 | 飞行器高精度低高度控制方法及系统 |
| CN102541054A (zh) * | 2010-12-20 | 2012-07-04 | 西安韦德沃德航空科技有限公司 | 无人机用组合高度控制方法及系统 |
| US9223017B2 (en) | 2012-05-30 | 2015-12-29 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for enhanced awareness of obstacle proximity during taxi operations |
| EP2713181A1 (en) * | 2012-09-27 | 2014-04-02 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for performing wingtip protection |
| CN102929284B (zh) * | 2012-10-26 | 2016-03-09 | 哈尔滨工程大学 | 一种飞行器孤岛降落复飞决策方法 |
| FR3010541B1 (fr) * | 2013-09-10 | 2015-10-02 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif de gestion automatique d'un changement de trajectoire de vol sur un aeronef, en particulier pour un vol a basse altitude. |
| CN103592947B (zh) * | 2013-11-19 | 2015-11-11 | 华南农业大学 | 一种农用飞行器安全作业飞行监控装置及其控制算法 |
| DE102014217196A1 (de) * | 2014-08-28 | 2016-03-03 | Meteomatics Gmbh | Sicherheitsvorrichtung und Sicherheitsverfahren für ein Fluggerät, und Fluggerät mit der Sicherheitsvorrichtung |
| CN104238580B (zh) * | 2014-09-30 | 2017-05-10 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种应用于无人机航空物探的低空飞行控制方法 |
| CN107209519B (zh) * | 2014-12-31 | 2021-07-16 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 载运工具高度限制和控制 |
| CN105741613B (zh) * | 2016-04-11 | 2018-10-19 | 成都民航空管科技发展有限公司 | 减少最低安全高度告警虚警的优化方法及系统 |
| CN105825720B (zh) * | 2016-04-11 | 2018-03-30 | 成都民航空管科技发展有限公司 | 一种有效减少短期飞行冲突告警虚警的优化方法 |
| CN106023656A (zh) * | 2016-08-02 | 2016-10-12 | 湖南星思科技有限公司 | 一种智能低空交通管理控制中心 |
| EP3400494B1 (en) * | 2016-11-14 | 2021-04-28 | SZ DJI Technology Co., Ltd. | Flight path determination |
| WO2018094576A1 (zh) * | 2016-11-22 | 2018-05-31 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 无人飞行器的控制方法、飞行控制器及无人飞行器 |
| US10228692B2 (en) | 2017-03-27 | 2019-03-12 | Gulfstream Aerospace Corporation | Aircraft flight envelope protection and recovery autopilot |
| US10247574B2 (en) * | 2017-05-18 | 2019-04-02 | Honeywell International Inc. | Minimum maneuverable altitude determination and display system and method |
| RU2696047C1 (ru) * | 2018-08-07 | 2019-07-30 | Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") | Способ построения маршрута маловысотного полета на виртуальном полигоне |
| CN109814593B (zh) * | 2019-01-08 | 2020-07-03 | 北京航空航天大学 | 一种可自主寻热的低空太阳能无人机飞行控制方法和系统 |
| US11754408B2 (en) * | 2019-10-09 | 2023-09-12 | Argo AI, LLC | Methods and systems for topological planning in autonomous driving |
| CN111308455B (zh) * | 2020-03-18 | 2022-04-19 | 中国商用飞机有限责任公司 | 用于确定飞行器离地高度的方法和系统 |
| CN111477036B (zh) * | 2020-04-08 | 2021-01-29 | 中国电子科技集团公司第二十八研究所 | 一种空管自动化系统航空器高度异常检测方法 |
| CN112987791A (zh) * | 2021-03-22 | 2021-06-18 | 北京星网宇达科技股份有限公司 | 飞行器轨迹的规划方法、装置、可读存储介质及电子设备 |
| WO2023082255A1 (zh) * | 2021-11-15 | 2023-05-19 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 无人飞行器的控制方法、无人飞行器及存储介质 |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3027841A (en) * | 1952-10-13 | 1962-04-03 | Northrop Corp | Guidance system |
| FR2325022A1 (fr) * | 1969-05-02 | 1977-04-15 | Gen Electric | Procede et appareil de controle de la trajectoire de vol d'un avion |
| FR2497943A1 (fr) * | 1981-01-14 | 1982-07-16 | Matra Sa | Perfectionnements aux procedes et dispositifs de navigation par relocalisation d'un mobile sur une carte |
| FR2689668B1 (fr) * | 1992-04-07 | 1994-05-20 | Dassault Electronique | Procede et dispositif d'anti-collisions terrain pour aeronef. |
| FR2709824B1 (fr) * | 1993-09-07 | 1995-11-10 | Sagem | Procédé de recalage de l'altitude fournie par un altimètre à bord d'un aéronef. |
| FR2728374A1 (fr) * | 1994-12-15 | 1996-06-21 | Aerospatiale | Procede et dispositif pour fournir une information, alerte ou alarme pour un aeronef a proximite du sol |
| FR2747492B1 (fr) * | 1996-04-15 | 1998-06-05 | Dassault Electronique | Dispositif d'anti-collision terrain pour aeronef avec prediction de virage |
| FR2773609B1 (fr) * | 1998-01-12 | 2000-02-11 | Dassault Electronique | Procede et dispositif d'anti-collision terrain pour aeronef, a visualisation perfectionnee |
| FR2789500B1 (fr) * | 1999-02-04 | 2001-03-30 | Aerospatiale | Systeme pour la commande en lacet d'un aeronef |
| US6879886B2 (en) * | 2001-10-11 | 2005-04-12 | The Boeing Company | Flight guidance system providing perspective flight guidance symbology |
| DE102004040249A1 (de) * | 2003-08-30 | 2005-05-25 | Eads Deutschland Gmbh | Tiefflug-Führungssystem, Warnsystem zur Tiefflugführung, Warnungs-Generator zur Tiefflugführung und Verfahren zur Tiefflugführung |
| US7379796B2 (en) * | 2003-08-30 | 2008-05-27 | Eads Deutschland Gmbh | Low-altitude flight guidance system, warning system for low-altitude flight guidance, warning generator for low-altitude flight guidance and method for low-altitude flight guidance |
| FR2864270B1 (fr) * | 2003-12-19 | 2006-02-24 | Thales Sa | Dispositif avance d'anti-collision terrain |
| FR2864269B1 (fr) * | 2003-12-19 | 2006-04-07 | Thales Sa | Procede d'aide a la navigation a basse altitude d'un aeronef |
| US7121183B2 (en) * | 2004-03-29 | 2006-10-17 | Honeywell International Inc. | Methods and systems for estimating weapon effectiveness |
| US7280897B2 (en) * | 2004-05-28 | 2007-10-09 | Lockheed Martin Corporation | Intervisibility determination |
-
2005
- 2005-07-21 FR FR0507739A patent/FR2888955B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-07-20 EP EP06778894A patent/EP1907910B1/fr not_active Not-in-force
- 2006-07-20 CA CA2615681A patent/CA2615681C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-07-20 US US11/994,989 patent/US20080172148A1/en not_active Abandoned
- 2006-07-20 RU RU2008106626/28A patent/RU2365967C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-07-20 AT AT06778894T patent/ATE445873T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-07-20 DE DE602006009814T patent/DE602006009814D1/de active Active
- 2006-07-20 JP JP2008522021A patent/JP5241013B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-07-20 CN CN2006800264520A patent/CN101228490B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-07-20 WO PCT/FR2006/001776 patent/WO2007010141A2/fr active Application Filing
- 2006-07-20 BR BRPI0615963-0A patent/BRPI0615963A2/pt not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP5241013B2 (ja) | 2013-07-17 |
| EP1907910A2 (fr) | 2008-04-09 |
| CA2615681C (fr) | 2015-03-24 |
| CN101228490B (zh) | 2010-05-19 |
| US20080172148A1 (en) | 2008-07-17 |
| DE602006009814D1 (de) | 2009-11-26 |
| CA2615681A1 (fr) | 2007-01-25 |
| RU2365967C1 (ru) | 2009-08-27 |
| ATE445873T1 (de) | 2009-10-15 |
| JP2009501671A (ja) | 2009-01-22 |
| WO2007010141A2 (fr) | 2007-01-25 |
| WO2007010141A3 (fr) | 2007-04-12 |
| FR2888955B1 (fr) | 2007-08-24 |
| CN101228490A (zh) | 2008-07-23 |
| EP1907910B1 (fr) | 2009-10-14 |
| FR2888955A1 (fr) | 2007-01-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| BRPI0615963A2 (pt) | processo de segurança para vÈo em baixa altitude de aeronave, dispositivo de segurança para vÈo em baixa altitude de aeronave e aeronave | |
| US7428451B2 (en) | Method and device for ensuring the safety of a low-altitude flight of an aircraft | |
| US8275501B2 (en) | Method and device for aiding the piloting of an aircraft during a landing | |
| CA2283032C (en) | Landing aid device, especially for anti-ground-collision alert vetoing | |
| US8494692B2 (en) | Method and device for aiding the piloting of an aircraft during a landing | |
| US9728094B2 (en) | Redundant determination of positional data for an automatic landing system | |
| US9233761B2 (en) | Display apparatus, control support system, and display method | |
| US9530321B2 (en) | Flight management method and system | |
| US10315777B2 (en) | Safe takeoff monitoring system | |
| BRPI0613330A2 (pt) | método de visualização para uma aeronave que segue um plano de vÈo, dispositivo de visualização para uma aeronave que segue um plano de vÈo e aeronave | |
| US10417920B2 (en) | Method and system for aiding landing of an aircraft | |
| US20090076728A1 (en) | Aircraft terrain avoidance and alarm method and device | |
| US7899586B2 (en) | Aircraft guidance system | |
| US20130211632A1 (en) | Detection of aircraft descent anomaly | |
| US9046894B2 (en) | Navigation aid method for determining the path of an aircraft | |
| US10384800B2 (en) | Method and system for aiding landing of an aircraft | |
| CN109552650A (zh) | 用于显示指示本机跑道路线航向和跟踪之间的偏差的对准符号的方法和系统 | |
| US8478458B2 (en) | Method and device for activating an automatic piloting mode of an aircraft | |
| US20150375872A1 (en) | Method of facilitating the approach to a platform | |
| BRPI0808264B1 (pt) | "método de produção de uma redução variável de empuxo de uma aeronave durante sua partida" | |
| US20150081144A1 (en) | Method and a device for aiding piloting of an aircraft during an approach phase for landing | |
| US20150375871A1 (en) | Method of facilitating the approach to a platform | |
| US20120016539A1 (en) | Systems and methods of altitude determination | |
| US20170162065A1 (en) | Method and system for aiding landing of an aircraft | |
| US7702428B2 (en) | Method and device to assist in the piloting of an aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B08F | Application dismissed because of non-payment of annual fees [chapter 8.6 patent gazette] |
Free format text: REFERENTE A 9A ANUIDADE. |
|
| B08K | Patent lapsed as no evidence of payment of the annual fee has been furnished to inpi [chapter 8.11 patent gazette] |
Free format text: EM VIRTUDE DO ARQUIVAMENTO PUBLICADO NA RPI 2315 DE 19-05-2015 E CONSIDERANDO AUSENCIA DE MANIFESTACAO DENTRO DOS PRAZOS LEGAIS, INFORMO QUE CABE SER MANTIDO O ARQUIVAMENTO DO PEDIDO DE PATENTE, CONFORME O DISPOSTO NO ARTIGO 12, DA RESOLUCAO 113/2013. |