BRPI0615964A2 - procedimento de detecção de um risco de colisão de uma aeronave com o terreno circundante, dispositivo de detecção de um risco de colisão de uma aeronave com o terreno circundante e aeronave - Google Patents
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Abstract
PROCEDIMENTO DE DETECçAO DE UM RISCO DE COLISAO DE UMA AERONAVE COM O TERRENO CIRCTJNDANTE, DISPOSITIVO DE DETECçAO DE UM RISCO DE COLISAO DE UMA AERONAVE COM O TERRENO CIRCUNDANTE E AERONAVE O dispositivo (1) compreende um meio (5) que conhece o perfil de terreno, um meio ('7) que determina os valores efetivos de parâmetros de vóo particulares, um meio deverificação (9) que verifica se uma trajetória de vóo determinada com ajuda dos mencionados valores efetivos é compatível com o perfil de terreno, e um meio (13) que emite um sinal de alerta no caso de incompatibilidade, o mencionado meio de verificação (9) compreendendo pelo menos um elemento (15) que calcula uma variação de altura devida a uma transferência de energia e a uma variação de declive total 9erada por uma redução de velocidade, no momento de uma manobra de desvio, um elemento (16) que determina uma trajetória de desvio com ajuda dessa variação de altura, e um elemento (3) que verifica se a trajetória de desvio assim determinada é compatível com o perfil de terreno.
Description
"PROCEDIMENTO DE DETECÇÃO DE UM RISCO DE COLISÃO DE UMAAERONAVE COM O TERRENO CIRCUNDANTE, DISPOSITIVO DEDETECÇÃO DE UM RISCO DE COLISÃO DE UMA AERONAVE COM OTERRENO CIRCUNDANTE E AERONAVE"Campo da invenção
A presente invenção refere-se a um procedimento e a umdispositivo de detecção de um risco de colisão de umaaeronave, em particular de um avião de transporte, corn oterreno circundante.
Conhece-se que um tal dispositivo, por exemplo, do tipoTAWS (Terrain Avoidance and Warning System") ou do tipoGPWS ("Ground Proximity Warning System", quer dizersistema de alerta de proximidade com o solo) tem porobjetivo detectar todos os riscos de colisão da aeronavecom o terreno circundante e alertar à equipe quando umtal risco é detectado, de modo que a mesma possa entãofazer manobras para evitar a colisão com o terreno. Umtal dispositivo geralmente compreende:
um primeiro meio conhecendo um perfil do terrenosituado diante da aeronave;
- um segundo meio para determinar os valores efetivos deparâmetros de vôo particulares;
um terceiro meio para calcular, a partir dosmencionados valores efetivos, uma trajetória para evitar colisão- que seja o mais representativa possível dasituação real, e para verificar se essa trajetória paraevitar colisão é compatível com o mencionado perfil doterreno, pelo menos a uma distância pré-determinadadiante da aeronave; e
- um quarto meio para emitir um sinal de alertacorrespondente, se o mencionado terceiro meio detecta umaincompatibilidade.
Geralmente, o mencionado terceiro meio utiliza um modelo,destinado a representar uma manobra para evitar colisãorealizada por uma aeronave, para calcular a trajetóriacorrespondente. Contudo, o modelo utilizado, que leva emconta em geral um fator de carga constante e umatrajetória fixada representativa de um estadoestabilizado da aeronave, reproduz mais ou menos bem amanobra real implementada pela aeronave. Além disso, asaproximações realizadas fazem necessário considerarmargens de erros importantes, visando não sobreestimar osdesempenhos reais da aeronave no momento da manobra paraevitar colisão. Porém, levar em consideração as taismargens de erro pode provocar. especialmente, falsosalertas. 0 modo de cálculo e o modo de verificaçãocolocado em prática por o mencionado terceiro meio nãosão então completamente confiáveis.
A presente invenção refere-se a um procedimento dedetecção de um risco de colisão de uma aeronave com oterreno circundante, que permite solucionar essesinconvenientes.
Tendo isto em vista, de acordo com a invenção, omencionado procedimento realiza, de forma automática erepetitiva, a seqüência de etapas sucessivas a seguir:
a) levar em consideração um perfil do terreno situadodiante da aeronave;
b) determinar os valores efetivos de parâmetros de vôoparticulares;
c) determinar, a partir desses valores efetivos, umatrajetória de desvio compreendendo pelo menos uma partede recursos e uma parte a declive constante, e projetardiante da aeronave;
d) verificar se a mencionada trajetória de desvio écompatível com o perfil do terreno, pelo menos acima deuma distância pré-determinada diante da aeronave; e
e) emitir um sinal de alerta correspondente, se detectadauma incompatibilidade na etapa d,é notável que:na etapa c):
- calcula-se, com ajuda de valores efetivos determinadosde certos mencionados parâmetros de vôo particulares, umavariação de altura da aeronave que é devida a umatransferência de energia e a uma variação de declivetotal engendrados por uma redução de velocidade, nomomento de uma manobra de desvio; e
- utiliza-se a variação de altura assim calculada paradeterminar uma trajetória de desvio que seja o maisrepresentativa possível da realidade e que inclui entre aparte de recurso e a parte de declive constante, umaparte intermediária que tem em conta essa variação dealtura; ena etapa d):
- utiliza-se a trajetória de desvio assim determinadapara verificar se essa trajetória de desvio é compatívelcom o mencionado perfil do terreno, acima da mencionadadistância pré-determinada diante da aeronave.
Dessa forma, graças à invenção, leva-se em consideraçãouma variação de altura da aeronave que é devida a umatransferência de energia e a uma variação de empuxo nomomento da manobra de desvio, o que permite otimizar omodelo utilizado na etapa c) e especificado abaixo. Ostratamentos, colocados em prática no momento desta etapac, são adaptados então para estar o mais próximo possívelda realidade. Como conseqüência, a detecção de um riscode colisão com o terreno considera uma manobra de desvioque está muito próxima da manobra de desvio efetivamentecolocada em prática caso se apresente a situação para aaeronave, o qual permite evitar especialmente alertasfalsos e obter uma vigilância particularmente confiável.Em um primeiro modo de concretização, a mencionadavariação de declive total engendrada por uma redução develocidade corresponde a uma variação de empuxo.
Neste primeiro modo de concretização, de forma vantajosa,
- na etapa b), estima-se a massa efetiva GW da aeronave;mede-se a velocidade efetiva atual VO da aeronave; emede-se o declive efetivo atual γΟ da aeronave; e
- na etapa c), calcula-se a mencionada variação de alturaΔΗ, com ajuda das expressões seguintes:ΔΗ = [Kl (VO2-VF2)/2g+(K2 (VO-VF)+K3) / (GW-GWO) ] f (x)f (x) = f (X-X0;VF;GW;YF-y0)f(x) e [0,1]
nas quais: Kl, K2, K3 são parâmetros pré-determinados quedependem da aeronave; g é a força de gravidade; GWOrepresenta um valor constante pré-determinado da massa daaeronave, dependendo da mencionada aeronave; VFrepresenta um valor constante da velocidadecorrespondente à velocidade estabilizada atingida no fimda manobra de desvio, esse valor estando pré-determinadoe dependendo da aeronave; yF representa um valorconstante do declive de vôo correspondente ao declive devôo em relação ao solo, estabilizado no fim da manobra dedesvio, este valor estando pré-determinado e dependendoda aeronave e de parâmetros de condição; X representa aposição atual da aeronave sobre um eixo horizontal de um plano vertical de simetria da aeronave; e XO representa aposição da aeronave, sobre o mencionado eixo horizontaldo mencionado plano vertical, no início de uma fase devariação de altura da mencionada manobra de desvio.Além disso, em um outro modo de concretização, na etapac) , calcula-se a mencionada variação de altura, passo apasso, fazendo-se a soma:
- de uma primeira variação de altura que representa atransformação de energia cinética em energia potencialprovocada pela desaceleração; e
- de uma segunda variação de altura que representa odeclive total do passo considerado.
Por outro lado, para otimizar uma fase inicial derecursos da manobra de desvio, de forma vantajosa:
-na etapa c) : calcula-se, com ajuda de valores efetivosdeterminados de alguns dos mencionados parâmetros de vôoparticulares, um fator de carga que é representativo deuma fase de recurso da manobra de desvio; e utiliza-se ofator de carga assim calculado para determinar uma partede recurso da trajetória de desvio que seja a maisrepresentativa possível da realidade ; e
na etapa d), utiliza-se a parte de recurso assimdeterminada para verificar se a trajetória de desvio écompatível com o mencionado perfil do terreno, namencionada distância pré-determinada diante da aeronave.Nesse caso, preferivelmente:
- na etapa b) , estima-se a massa efetiva GW da aeronave;e mede-se a velocidade efetiva atual VO da aeronave; e
- na etapa c), calcula-se o mencionado fator de carga Nz,com ajuda da expressão seguinte:
<formula>formula see original document page 6</formula>
na qual nO, nl e n2 são os parâmetros pré-determinados.Em um modo de concretização particular, pelo menos algunsdos mencionados parâmetros pré-determinados eeventualmente, os mencionados valores constantes dependemda configuração de vôo efetiva da aeronave. Isto permitemelhorar a representatividade da manobra de desviomodelada, em relação à manobra de desvio susceptível deser efetivamente realizada pela aeronave.
A presente invenção refere-se igualmente a um dispositivode detecção automática de um risco de colisão de umaaeronave com o terreno circundante, o mencionadodispositivo compreendendo:
- um primeiro meio conhecendo o perfil do terreno situadodiante da aeronave;
- um segundo meio para determinar os valores efetivos deparâmetros de vôo particulares;
- um terceiro meio para calcular, a partir dosmencionados valores efetivos, uma trajetória de desvio, epara verificar se a mencionada trajetória de desvio écompatível com o mencionado perfil do terreno, pelo menosa uma distância pré-determinada diante da aeronave; e
- um quarto meio para emitir um sinal de alertacorrespondente, se o mencionado terceiro meio detecta umaincompatibilidade.
De acordo com a invenção, o mencionado dispositivo énotável pelo fato do terceiro meio comportar pelo menos:
- um primeiro elemento para calcular, com ajuda devalores efetivos determinados de alguns dos mencionadosparâmetros de vôo particulares, uma variação de altura daaeronave que é devida a uma transferência de energia e avariação de empuxo engendrada por uma redução develocidade, no momento de uma manobra de desvio;- um segundo elemento para utilizar a variação de alturacalculada pelo mencionado primeiro elemento, a fim dedeterminar uma trajetória de desvio que represente damelhor forma possível a realidade; e
um terceiro elemento para utilizar a trajetória dedesvio determinada pelo mencionado segundo elemento, afim de verificar se essa trajetória de desvio écompatível com o mencionado perfil do terreno, àmencionada distância pré-determinada diante da aeronave.Em um modo de concretização particular, o mencionadoterceiro elemento compreende também:
- um quarto elemento para calcular, com ajuda de valoresefetivos determinados de alguns dos mencionadosparâmetros de vôo particulares, um fator de carga que érepresentativo de uma fase de recurso da manobra dedesvio;
- um quinto elemento (correspondente, por exemplo, aomencionado segundo elemento antes mencionado) parautilizar o fator de carga calculado pelo mencionadoquarto elemento, a fim de determinar uma parte de recursoda trajetória de desvio que seja o mais representativapossível da realidade; e
um sexto elemento (correspondente, por exemplo, aomencionado terceiro elemento antes mencionado) parautilizar essa parte de recurso determinada pelomencionado quinto elemento, a fim de verificar se amencionada trajetória de desvio é compatível com omencionado perfil do terreno, à mencionada distância pré-determinada diante da aeronave.
Descrição dos desenhos:
As figuras do desenho anexo farão com que se compreendabem como a invenção pode ser concretizada. Nessasfiguras, as referências idênticas designam os elementossemelhantes.A figura 1 é o esquema sinóptico de um dispositivo deacordo com a invenção;
A figura 2 ilustra esquematicamente uma manobra derecurso levada em consideração na presente invenção; e
A figura 3 é um gráfico que permite ilustrar ascaracterísticas essenciais da presente invenção.Descrição detalhada da invenção
o dispositivo 1, de acordo com a invenção e representadoesquematicamente na Figura 1, tem por objetivo detectarautomaticamente todo risco de colisão de uma aeronave A7em particular de um avião de transporte militar, com oterreno 2 circundante, e advertir à equipe da aeronave Ano momento em que um tal risco é detectado, de modo queesta última possa colocar em prática uma manobra TE dedesvio do terreno 2, como representado na Figura 2.
Um tal dispositivo 1, por exemplo, do tipo TAWS ("TerrainAvoidance and Warning System" em inglês, quer dizer umsistema de alerta e de desvio de terreno) ou do tipo GPWS("Ground Proximity Warning System" em inglês, quer dizerum sistema de alerta de proximidade com o solo) que écarregado na aeronave A, usualmente compreende:
- um meio 5 que conhece o perfil do terreno 6 pelo menosdiante da aeronave A e que comporta para esse efeito, porexemplo, uma base de dados contendo o mencionado perfilde terreno 6 e/ou um meio de detecção do terreno tal comoum radar. O mencionado perfil do terreno 6 se encontra,por exemplo, a uma altura de proteção G pré-determinada,acima do relevo 4;
- um meio 7 especificado abaixo e fazendo parte, porexemplo, de um conjunto 8 de fontes de informações quetem por objetivo determinar os valores efetivos de umapluralidade de parâmetros de vôo particulares igualmentedefinidos abaixo;
uma unidade central 9 que é ligada por meio dasconexões 11 e 12 respectivamente aos mencionados meios 5e 7, que tem por objetivo calcular uma trajetória dedesvio a partir dos mencionados valores efetivos deparâmetros de vôo particulares determinados pelomencionado meio 7, projetar essa trajetória de desviodiante da aeronave A, e verificar se a mencionadatrajetória de desvio assim projetada diante é compatívelcom o mencionado perfil de terreno 6, pelo menos a umadistância pré-determinada (por exemplo, 10000 metros)diante da aeronave A; e
- um meio 13 que é ligado por meio de uma conexão 14 àmencionada unidade central 9, para emitir um sinal dealerta (sonoro e/ou visual) em caso de detecção de umrisco de colisão pela mencionada unidade central 9.
De acordo com a invenção, a mencionada unidade central 9compreende:
- um elemento 15 para calcular, com ajuda de valoresefetivos (determinados pelo mencionado meio 7) de algunsdos mencionados parâmetros de vôo particulares, comoespecificados abaixo, uma variação de altura ΔΗ daaeronave A que se deve a uma transferência de energia e auma variação de declive total engendradas por uma reduçãode velocidade, no momento de uma manobra de desviocolocada em prática para evitar um terreno 2 diante daaeronave A; e
- um elemento 16 que está ligado por uma conexão 17 aomencionado elemento 15 para utilizar a variação de alturaΔΗ calculada por este último com a intenção de determinaruma trajetória de desvio o mais representativa possívelda realidade; e
- um elemento 3 que é ligado por uma conexão 10 aomencionado elemento 16 para utilizar a trajetória dedesvio determinada por este último com a intenção deverificar se a mencionada trajetória de desvio écompatível com o mencionado perfil de terreno 6, nadistância pré-determinada diante da aeronave A.Para isso, o mencionado elemento 3 utiliza uma curva deassistência 18 (ou curva de desvio) que é calculada peloelemento 16, a qual é representada na Figura 3 e que érazoável para reproduzir uma manobra de desvio. 0mencionado elemento 3 faz se deslocar essa curva deassistência 18 retilineamente diante da aeronave A e eleverifica que ela não encontra o perfil de terreno 6diante da posição atual da aeronave A, pelo menos namencionada distância pré-determinada. Assim, enquanto amencionada curva de assistência 18 assim deslocada nãoencontre o perfil de terreno 6, a aeronave A está namedida para sobrevoar o relevo 4 do terreno 2 que seencontra diante dele.
Porém, quando no momento do deslocamento da curva deassistência 18, a mencionada curva de assistência 18encontra o perfil de terreno 6, existe um risco decolisão com este último de modo que o elemento 3 ordenaentão ao meio 13 que emita um sinal de alerta, comoilustrado pelo símbolo 19 na Figura 2. Nesse momento, opiloto ou um sistema de pilotagem automático faz com quea aeronave A siga uma trajetória de desvio TE destinada apermitir que a mencionada aeronave A sobrevoe o relevo 4do terreno 2 que se encontra diante dela e evite assimuma colisão.
Ate o presente, uma curva de assistência 18A usual(destinada a reproduzir uma manobra de desvio)compreende, como representado parcialmente em linhatracejada na Figura 3:
- uma primeira parte 20A (ou parte de recurso)representativa de uma fase de recuperação (ou recurso) damanobra de desvio e destinada a permitir que a aeronaveretome altitude. Essa parte de recurso 20A foi construídalevando-se em consideração um fator de carga constante daaeronave A de forma a corresponder a um arco de círculode raio constante; e
uma parte 2IA a declive constante que seguetangencialmente essa parte de recurso 20A.
Uma tal curva de assistência 18A usual não reproduzexatamente a manobra de desvio realmente efetuada pelaaeronave A se o caso se apresenta, o que pode levarnotavelmente a alertas falsos (relacionados a um risco decolisão).
A curva de assistência 18 conforme a invenção permitesolucionar este inconveniente, reproduzindo de modootimizado a manobra de desvio efetuada realmente pelaaeronave A. Nesse sentido, de acordo com a invenção, amencionada curva de assistência 18 comporta, ademais deuma parte de recurso 20 particular especificada abaixo ede uma parte 21 usual a declive constante, uma parteintermediária 22 que leva em conta a variação de alturaΔΗ anteriormente citada. Essa curva de assistência 18considera então um aumento dinâmico da altitude, a partirdo fim da mencionada parte de recurso 20 e isto até oinício da mencionada parte 21 a declive constante (que éentão deslocada verticalmente na direção da altura damencionada variação de altura ΔΗ, em relação à parte 21Ausual anteriormente citada).
Para isso, o mencionado meio 7 comporta os elementos, nãorepresentados especificamente, para respectivamente:
- estimar a massa efetiva GW da aeronave A;
- medir a velocidade efetiva atual VO da aeronave; e
- medir o declive efetivo atual γΟ (em relação ao solo)da aeronave A;
Ademais, em um primeiro modo de concretização, para oqual a variação do declive total antes citada correspondea uma variação de empuxo, o mencionado elemento 15determina a mencionada variação de altura ΔΗ, com ajudade valores efetivos precedentes e das expressõesseguintes:
ΔΗ = [Kl . (VO2-VF2) /2 .g+ (K2 . (VO-VF) + K3 )/ (GW-GWO) ]. f (x)f(x)= f (X-XO;VF;GW;yF-yO) = (X-XO) / [K4 . GW. VF (yF-K5 .γΟ) ]f (χ) 6 [0,1]
nas quais: Kl, K2, K3, K4 E K5 são parâmetros pré-determinados que dependem da aeronave A; g é a força degravidade; GWO representa um valor constante pré-determinado da massa da aeronave A, dependendo damencionada aeronave A; VF representa um valor constanteda velocidade correspondente à velocidade estabilizadaatingida no fim da manobra de desvio, esse valor estandopré-determinado e dependendo da aeronave A; yF representaum valor constante do declive de vôo correspondente aodeclive de vôo em relação ao solo, estabilizado no fim damanobra de desvio, este valor estando pré-determinado edependendo da aeronave A e de parâmetros de condição; Xrepresenta a posição atual da aeronave A sobre um eixohorizontal OX de um plano vertical OXZp de simetria daaeronave A; e XO representa a posição da aeronave A,sobre o mencionado eixo horizontal OX do mencionado planovertical OXZp, no início de uma fase de variação dealtura da mencionada manobra de desvio, como ilustrado naFigura 3.
Essa variação de altura ΔΗ é devida, como indicadoanteriormente, a uma transferência de energia (levando auma variação de altura ΔΗ1) e a uma variação de empuxo(levando a uma variação de altura ΔΗ2): ΔΗ = ΔΗ1 + ΔΗ2.A variação de altura ΔΗ1 ilustra uma transformação daenergia cinética em energia potencial:
ΔΗ1 = Kl. (VO2 - VF2)/ 2.g
Além disso, nesse primeiro modo de concretização, avariação de altura ΔΗ2 é devida a uma variação de empuxoque é gerado por uma redução de velocidade.Por outro lado, em um segundo modo de concretização, parao qual a variação de altura ΔΗ é devida a umatransferência de energia e a uma variação de declivetotal gerado por uma redução de velocidade, a mencionadavariação de altura ΔΗ é função do declive geométrico γ:
Esse declive geométrico é igual à soma do declive total
γΤΟΤ e de um termo de aceleração:
γ = γΤΟΤ - (dVSOL/dt)/g0 declive total é igual ao balanço propulsor, isto é àdiferença entre o empuxo e o rastro da massa:γΤΟΤ « (P-T)/m.g
Esse declive total γΤΟΤ contribui com um aumento dealtura ΔΗ, porque ela aumenta quando a velocidadediminui. Esse aumento de declive total, inversamenteproporcional à velocidade, é devido a um amento do empuxoinversamente proporcional à velocidade.Em efeito, esse fenômeno físico é particularmenteacentuado em um turbo-propulsor onde o termopreponderante do empuxo se expressa por:
P « potência útil / V
A variação de altura ΔΗ pode ser calculada então peloelemento 15, em esse segundo modo de concretização, passoa passo, como a soma de duas contribuições:
- ΔΗ 3 que representa a troca de energia cinética emenergia potencial provocado pela desaceleração; e
ΔΗ4 que representa o declive total do passoconsiderado, quer dizer:
ΔΗ = ΔΗ3 + ΔΗ4 sendo para um passo iAH3 = (Vj2+1-V12)/2.gΔΗ4 = tg(yTOT) .Δχί
Por outro lado, de acordo com a invenção, a mencionadaunidade central 9 compreende ainda:
- um elemento 23 para calcular, com ajuda de valoresefetivos da massa GW e da velocidade VO da aeronave A(determinados pelo mencionado meio 7), um fator de carga
Nz que é representativo do fator de carga real daaeronave A, no momento da fase de recurso de uma manobrade desvio realmente efetuada pela aeronave A; e
- um elemento suplementar, por exemplo, o elemento 16 queestá ligado por uma conexão 24 ao mencionado elemento 23,para utilizar o mencionado fator de carga Nz ( no lugarde um fator de carga constante pré-determinado, utilizadoaté o presente) com o intuito de otimizar a mencionadaparte de recurso 2 0 da curva de assistência 18. Essefator de carga Nz é levado em consideração para calcular,de modo usual, o raio do arco de círculo formando essaparte de recurso 20.
Em um modo de concretização particular, o mencionadoelemento 2 3 determina o mencionado fator de carga Nz comajuda da seguinte expressão:
Nz = nO + (nl.GW) + (n2.VO), na qual nO, nl e n2 sãoparâmetros pré-determinados.
Esse fator de carga Nz está mais próximo da realidade queum fator de carga utilizado na técnica atual, o quepermite aumentar conformidade da parte de recurso 2 0 dacurva de assistência 18.
A trajetória de desvio TE efetivamente seguida pelaaeronave A, no caso da detecção de um risco de colisãopelo dispositivo 1 e da ativação de uma manobra dedesvio, é então reproduzida fielmente pela curva deassistência 18 determinada conforme a presente invenção,como ilustrado na Figura 3.
Por conseqüência, a detecção de um risco de colisão com oterreno 2 colocada em prática pelo dispositivo 1,considera uma manobra de desvio (sob a forma de uma curvade assistência 18) que é mais próxima de uma manobra dedesvio efetivamente colocada em prática pela aeronave A,o que permite evitar notavelmente alertas falsos e obterassim uma vigilância particularmente confiável.
Em um modo de concretização particular, pelo menos algunsdos mencionados parâmetros pré-determinados nO, nl, n2,Kl, K2 e K3 ou dos mencionados valores constantes GWO, VFe yF (registrados em uma unidade central 9 ou no conjunto8 de fontes de informações) dependem da configuração devôo efetivo da aeronave A. Nesse caso, o conjunto 8 defontes de informações compreende os meios destinados amedir os parâmetros que permitem determinar aconfiguração de vôo atual da aeronave A, que depende porexemplo, da fase de vôo, da configuração aerodinâmica(bico, flaps) da aeronave A, de sua altitude, etc.
Claims (11)
1. Procedimento de detecção de um risco de colisão de umaaeronave com o terreno circundante, procedimento no qualse realiza, de forma automática e repetitiva, a seguinteseqüência de etapas sucessivas:a) levar em consideração um perfil (6) do terreno (2)situado diante da aeronave (A);b) determinar os valores efetivos de parâmetros de vôoparticulares;c) determinar, a partir desses valores efetivos, umatrajetória de desvio compreendendo pelo menos uma partede recursos e uma parte a declive constante, e projetardiante da aeronave (A);d) verificar se a mencionada trajetória de desvio écompatível com o perfil (6) do terreno (2) , pelo menosacima de uma distância pré-determinada diante da aeronave(A) ; ee) emitir um sinal de alerta (19) correspondente, sedetectada uma incompatibilidade na etapa d,caracterizado pelo fato dena etapa c):- calcular, com ajuda de valores efetivos determinados decertos mencionados parâmetros de vôo particulares, umavariação de altura ΔΗ da aeronave (A) que é devida a umatransferência de energia e a uma variação de declivetotal engendrada por uma redução de velocidade, nomomento de uma manobra de desvio; e- utilizar a variação de altura assim calculada paradeterminar uma trajetória de desvio que seja o maisrepresentativa possível da realidade e que inclui entre aparte de recurso e a parte de declive constante, umaparte intermediária que tem em conta essa variação dealtura (ΔΗ); ena etapa d):- utilizar a trajetória de desvio assim determinada paraverificar se essa trajetória de desvio é compatível com omencionado perfil (6) do terreno (2), na mencionadadistância pré-determinada diante da aeronave (A).
2. Procedimento, de acordo com a reivindicação 1,caracterizado pelo fato da variação de declive totalgerada por uma redução de velocidade corresponder a umavariação de empuxo.
3. Procedimento, de acordo com a reivindicação 2,caracterizado pelo fato dena etapa b):- estimar a massa efetiva GW da aeronave (A);- medir a velocidade efetiva atual VO da aeronave (A);- medir o declive efetivo atual γ0 da aeronave (A); ena etapa c)- calcular a mencionada variação de altura ΔΗ, com ajudadas expressões seguintes:ΔΗ = [Kl (VO2-VF2)/2g+(K2 (VO-VF)+K3) / (GW-GWO) ] f (x)f (x) = f (X-X0;VF;GW;yF-Y0)f(x) e [0,1]nas quais: Kl, K2, K3 são parâmetros pré-determinados quedependem da aeronave (A) ; g é a força de gravidade; GWOrepresenta um valor constante pré-determinado da massa daaeronave (A) , dependendo da mencionada aeronave (A) ; VFrepresenta um valor constante da velocidadecorrespondente à velocidade estabilizada atingida no fimda manobra de desvio, esse valor estando pré-determinadoe dependendo da aeronave (A) ; yF representa um valorconstante do declive de vôo correspondente ao declive devôo em relação ao solo, estabilizado no fim da manobra dedesvio, este valor estando pré-determinado e dependendoda aeronave (A) e de parâmetros de condição; X representaa posição atual da aeronave (A) sobre um eixo horizontal(OX) de um plano vertical (OXZp) de simetria da aeronave(A) ; e XO representa a posição da aeronave (A) , sobre omencionado eixo horizontal (OX) do mencionado planovertical (OXZp) , no início de uma fase de variação dealtura da mencionada manobra de desvio.
4. Procedimento, de acordo com a reivindicação 1,caracterizado pelo fato de na etapa c) , calcular amencionada variação de altura (ΔΗ), passo a passo,fazendo-se a soma:- de uma primeira variação de altura que representa atransformação de energia cinética em energia potencialprovocada pela desaceleração; ede uma segunda variação de altura que representa odeclive total do passo considerado.
5. Procedimento, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 4, caracterizado pelo fato de na etapa c) ,- calcular, com ajuda de valores efetivos determinados dealguns dos mencionados parâmetros de vôo particulares, umfator de carga que é representativo de uma fase derecurso da manobra de desvio; e- utilizar o fator de carga assim calculado paradeterminar uma parte de recurso da trajetória de desvioque é a mais representativa possível da realidade; ena etapa d) , utilizar a parte de recurso assimdeterminada para verificar se a trajetória de desvio écompatível com o mencionado perfil (6) do terreno (2) , namencionada distância pré-determinada diante da aeronave(A) .
6. Procedimento, de acordo com a reivindicação 5,caracterizado pelo fato de na etapa b):- estimar a massa efetiva GW da aeronave (A); e- medir a velocidade efetiva atual VO da aeronave (A); ena etapa c): calcular o mencionado fator de carga Nz, comajuda da expressão seguinte:<formula>formula see original document page 17</formula>na qual nO, nl e n2 são os parâmetros pré-determinados.
7. Procedimento, de acordo com uma das reivindicações de-3 a 6, caracterizado pelo fato de que pelo menos algunsdos mencionados parâmetros pré-determinados eeventualmente, os mencionados valores constantes dependemda configuração de vôo efetiva da aeronave (A).
8. Dispositivo de detecção de um risco de colisão de umaaeronave com o terreno circundante, o mencionadodispositivo (1) caracterizado pelo fato de compreender:- um primeiro meio (5) conhecendo o perfil (6) do terreno(2) situado diante da aeronave (A); - um segundo meio (7) para determinar os valores efetivosde parâmetros de vôo particulares;um terceiro meio (9) para calcular, a partir dosmencionados valores efetivos., uma trajetória de desvio, epara verificar se a mencionada trajetória de desvio écompatível com o mencionado perfil (6) do terreno (2) ,pelo menos a uma distância pré-determinada diante daaeronave (A); e- um quarto meio (13) para emitir um sinal de alerta (19)correspondente, se o mencionado terceiro meio (9) detectauma incompatibilidade, sendo que o mencionado terceiromeio (9) compreende pelo menos:- um primeiro elemento (15) para calcular, com ajuda devalores efetivos determinados de alguns dos mencionadosparâmetros de vôo particulares, uma variação de altura(ΔΗ) da aeronave (A) que é devida a uma transferência deenergia e a variação de empuxo engendrada por uma reduçãode velocidade, no momento de uma manobra de desvio;- um segundo elemento (16) para utilizar a variação dealtura (ΔΗ) calculada pelo mencionado primeiro elemento(15) , a fim de determinar uma trajetória de desvio querepresente da melhor forma possível a realidade; e- um terceiro elemento (3) para utilizar a trajetória dedesvio determinada pelo mencionado segundo elemento (16),a fim de verificar se essa trajetória de desvio écompatível com o mencionado perfil (6) do terreno (2), àmencionada distância pré-determinada diante da aeronave(A) .
9. Dispositivo, de acordo com a reivindicação 8,caracterizado pelo fato do mencionado terceiro elemento(9) compreender também:- um quarto elemento (23) para calcular, com ajuda devalores efetivos determinados de alguns dos mencionadosparâmetros de vôo particulares, um fator de carga que érepresentativo de uma fase de recurso da manobra dedesvio;- um quinto elemento (16) para utilizar o fator de cargacalculado pelo mencionado quarto elemento (23), a fim dedeterminar uma parte de recurso da trajetória de desvioque é o mais representativa possível da realidade; eum sexto elemento (3) para utilizar essa parte derecurso determinada pelo mencionado quinto elemento (16) ,a fim de verificar se a mencionada trajetória de desvio écompatível com o mencionado perfil (6) do terreno (2) , àmencionada distância pré-determinada diante da aeronave(A) .
10. Aeronave, caracterizada pelo fato de compreender umdispositivo (1) susceptível de colocar em prática oprocedimento especificado em qualquer uma dasreivindicações de 1 a 7.
11. Aeronave, caracterizada pelo fato de compreender umdispositivo (1) tal como o especificado em uma dasreivindicações 8 e 9.
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| PL2388760T3 (pl) * | 2010-05-21 | 2013-06-28 | Agustawestland Spa | Statek powietrzny zdolny do wykonywania lotu wiszącego, sposób wspomagania manewrowania statkiem powietrznym oraz interfejs |
| US8532848B2 (en) * | 2010-10-19 | 2013-09-10 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for alerting potential tailstrike during landing |
| CN103329182B (zh) * | 2010-11-08 | 2015-12-16 | 易斯麦私人有限公司 | 用于人工指令系统的碰撞避免系统和方法 |
| CN102163060B (zh) * | 2010-11-26 | 2013-05-08 | 四川大学 | 一种直升机训练飞行防撞预警方法 |
| FR2972537B1 (fr) * | 2011-03-11 | 2014-08-22 | Eurocopter France | Procede de mesure de hauteur et de detection d'obstacle, radioaltimetre et aeronef |
| US9870000B2 (en) * | 2011-03-28 | 2018-01-16 | Honeywell International Inc. | Methods and systems for translating an emergency system alert signal to an automated flight system maneuver |
| CN102737525B (zh) * | 2012-06-28 | 2014-07-02 | 上海交通大学 | 一种直升机地形感知与告警系统告警包线生成方法 |
| FR3008530B1 (fr) | 2013-07-10 | 2015-07-17 | Eurocopter France | Procede et dispositif d'emission d'alertes pour l'evitement de terrain par un aeronef a voilure tournante |
| CN104730523B (zh) * | 2015-03-04 | 2017-09-15 | 中国商用飞机有限责任公司 | 基于气象雷达显示地形信息的方法 |
| CN108614907A (zh) * | 2016-12-12 | 2018-10-02 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种无人机飞行航线与地形碰撞检查方法 |
| US10228692B2 (en) | 2017-03-27 | 2019-03-12 | Gulfstream Aerospace Corporation | Aircraft flight envelope protection and recovery autopilot |
| FR3081597B1 (fr) | 2018-05-24 | 2021-07-30 | Airbus Helicopters | Procede et dispositif de determination et d'affichage d'une distance de securite d'un giravion en prenant en compte la hauteur des vagues |
| FR3109003B1 (fr) * | 2020-04-07 | 2022-10-28 | Airbus Helicopters | Procédé et dispositif de gestion de risques et d’alertes |
Family Cites Families (39)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3396391A (en) * | 1963-12-20 | 1968-08-06 | North American Rockwell | Terrain-following system |
| US3934222A (en) * | 1975-04-02 | 1976-01-20 | Sundstrand Data Control, Inc. | Terrain closure warning system with climb inhibit and altitude gain measurement |
| US4495483A (en) * | 1981-04-30 | 1985-01-22 | Sundstrand Corporation | Ground proximity warning system with time based mode switching |
| JPS58145000A (ja) * | 1982-02-04 | 1983-08-29 | サンドストランド・デ−タ・コントロ−ル・インコ−ポレ−テツド | 航空機のための対地接近警報装置 |
| FR2740570A1 (fr) * | 1984-06-28 | 1997-04-30 | Dassault Electronique | Procede et dispositif de suivi de terrain perfectionne pour aeronef |
| JPS6466512A (en) * | 1987-09-07 | 1989-03-13 | Furuno Electric Co | Apparatus for forecasting altitude of aircraft |
| FR2689668B1 (fr) * | 1992-04-07 | 1994-05-20 | Dassault Electronique | Procede et dispositif d'anti-collisions terrain pour aeronef. |
| EP0750238B1 (en) * | 1995-06-20 | 2000-03-01 | Honeywell Inc. | Integrated ground collision avoidance system |
| US6691004B2 (en) * | 1995-07-31 | 2004-02-10 | Honeywell International, Inc. | Method for determining a currently obtainable climb gradient of an aircraft |
| FR2747492B1 (fr) * | 1996-04-15 | 1998-06-05 | Dassault Electronique | Dispositif d'anti-collision terrain pour aeronef avec prediction de virage |
| US5995903A (en) * | 1996-11-12 | 1999-11-30 | Smith; Eric L. | Method and system for assisting navigation using rendered terrain imagery |
| GB2322611B (en) * | 1997-02-26 | 2001-03-21 | British Aerospace | Apparatus for indicating air traffic and terrain collision threat to an aircraft |
| US6021374A (en) * | 1997-10-09 | 2000-02-01 | Mcdonnell Douglas Corporation | Stand alone terrain conflict detector and operating methods therefor |
| FR2773609B1 (fr) * | 1998-01-12 | 2000-02-11 | Dassault Electronique | Procede et dispositif d'anti-collision terrain pour aeronef, a visualisation perfectionnee |
| EP1151429B1 (en) * | 1999-02-01 | 2004-04-07 | Honeywell International Inc. | System for generating altitudes above a selected runway |
| US6262679B1 (en) * | 1999-04-08 | 2001-07-17 | Honeywell International Inc. | Midair collision avoidance system |
| US6833797B2 (en) * | 2000-05-26 | 2004-12-21 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus and computer program product for displaying terrain in rotary wing aircraft |
| FR2813963B1 (fr) * | 2000-09-08 | 2002-11-15 | Thomson Csf | Perfectionnements a la visualisation de dispositifs d'anti collision terrain pour aeronef |
| US6480789B2 (en) * | 2000-12-04 | 2002-11-12 | American Gnc Corporation | Positioning and proximity warning method and system thereof for vehicle |
| US6940994B2 (en) * | 2001-03-09 | 2005-09-06 | The Boeing Company | Passive power line detection system for aircraft |
| US20030132860A1 (en) * | 2001-09-21 | 2003-07-17 | Honeywell International, Inc. | Interface for visual cueing and control for tactical flightpath management |
| US6584383B2 (en) * | 2001-09-28 | 2003-06-24 | Pippenger Phillip Mckinney | Anti-hijacking security system and apparatus for aircraft |
| FR2848661B1 (fr) * | 2002-12-13 | 2005-03-04 | Thales Sa | Equipement anticollision terrain embarque a bord d'aeronef avec aide au retour en vol normal |
| US7064680B2 (en) * | 2002-12-20 | 2006-06-20 | Aviation Communications & Surveillance Systems Llc | Aircraft terrain warning systems and methods |
| US9008870B2 (en) * | 2003-03-14 | 2015-04-14 | Aviation Communication & Surveillance Systems Llc | Display for terrain avoidance |
| US7098810B2 (en) * | 2003-04-22 | 2006-08-29 | Honeywell International Inc. | Aircraft autorecovery systems and methods |
| US7948404B2 (en) * | 2003-05-27 | 2011-05-24 | Honeywell International Inc. | Obstacle avoidance situation display generator |
| US6873269B2 (en) * | 2003-05-27 | 2005-03-29 | Honeywell International Inc. | Embedded free flight obstacle avoidance system |
| US7236104B2 (en) * | 2003-05-27 | 2007-06-26 | Honeywell International Inc. | Hybrid ground collision avoidance system |
| FR2868852B1 (fr) * | 2004-04-09 | 2006-06-30 | Airbus France Sas | Procede pour assurer la securite d'un aeronef volant horizontalement a faible vitesse |
| FR2870514B1 (fr) * | 2004-05-18 | 2006-07-28 | Airbus France Sas | Indicateur de pilotage determinant la pente maximale pour le pilotage d'un aeronef en suivi de terrain |
| FR2870604B1 (fr) * | 2004-05-18 | 2006-08-11 | Airbus France Sas | Procede et dispositif de securisation d'un vol a basse altitude d'un aeronef |
| US7337043B2 (en) * | 2004-06-30 | 2008-02-26 | Rockwell Collins, Inc. | Terrain maneuver advisory envelope system and method |
| US7403132B2 (en) * | 2005-04-21 | 2008-07-22 | Honeywell International Inc. | System and method for management of a ground obstacle display |
| EP1742132B1 (en) * | 2005-06-22 | 2009-12-16 | Saab Ab | A method and a calculating unit for calculation of a recovery flight path |
| FR2895098B1 (fr) * | 2005-12-20 | 2008-06-20 | Thales Sa | Systeme embarque de prevention des collisions d'un aeronef avec le terrain |
| US7917289B2 (en) * | 2007-10-30 | 2011-03-29 | Honeywell International Inc. | Perspective view primary flight display system and method with range lines |
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