BRPI0617589A2 - sistema antigelo ou desembaçamento de uma superfìcie de uma aeronave, método de comando de um sistema antigelo ou desembaçamento de uma superfìcie de uma aeronave e aeronave - Google Patents
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Abstract
SISTEMA ANTIGELO OU DESEMBAçAMENTO DE UMA SUPERFìCIE DE UMA AERONAVE, MéTODO DE COMANDO DE UM SISTEMA ANTIGELO OU DESEMBAçAMENTO DE UMA SUPERFìCIE DE UMA AERONAVE E AERONAVE. A presente invenção refere-se a um sistema antigelo ou de desembaçamento de uma superfície de aeronave (4) compreendendo: um sensor de temperatura (5) localizado próximo à dita superfície (4) e adaptado para gerar uma informação de temperatura (TPT); um computador (20) adaptado para gerar uma informação de comando (CMD) com base na informação de temperatura (TPT) e para transmitir a informação de comando (CMD) através de uma rede de computação da aeronave; um sistema de alimentação elétrica (8) localizado no compartimento de equipamento eletrónico da aeronave (18) , e compreendendo um comutador (12) adaptado para ser comutado com base na informação de comando (CMD) ; um elemento de aquecimento (6) localizado próximo à dita superfície (4) e eletricamente alimentado pelo dito comutador (12) . A presente invenção também se refere a um método de comando de dito sistema.
Description
"SISTEMA ΑΝΤΙGELO OU DESEMBAÇAMENTO DE UMA SUPERFÍCIE DEUMA AERONAVE, MÉTODO DE COMANDO DE UM SISTEMA ANTIGELO OUDESEMBAÇAMENTO DE UMA SUPERFÍCIE DE UMA AERONAVE E AERONAVE".
A presente invenção refere-se a um sistema antigelo ouanti-embaçamento de uma superfície de uma aeronave, comopor exemplo um vidro de cabine do piloto de um avião,como também, a um método de comando de um tal sistema.
A presente invenção refere-se também a uma aeronaveequipada com tal sistema.
O degelo e desembaçamento de áreas de uma aeronave sãogeralmente realizados por meio de elementos deaquecimento, como por exemplo, de resistências.Nas soluções atuais, os elementos de aquecimento sãoalimentados eletricamente por um sistema dedicadodenominado, às vezes, computador de aquecimento (ou WHC"Window Heat Computer"), que compreende além de umalógica de comando de funcionamento, um comutadorcomutado., de tal maneira que transmita aos elementos deaquecimento energia elétrica que corresponde à amplitudedo aquecimento desejado.
Assim, de acordo com esta concepção, o sistema dedicado éalimentado continuamente pelo comando elétrico daaeronave, porém transmitindo energia elétrica aoselementos de aquecimento numa taxa variável, determinadaem função da temperatura medida por sensores situados nasuperfície a ser limpa do gelo.
O sistema dedicado, além disso, realiza funções demonitoração da corrente que ele libera para os elementosaquecedores e do funcionamento correto dos sensores.
A solução convencional prevê que os diferentes elementosdo sistema dedicado fiquem alojados no centro do mesmoconjunto, geralmente próximo à cabine, prejudicando emtermos de obstáculo e de peso, além disso, que esteconjunto comporta todos os circuitos necessários ao seufuncionamento (notadamente um comutador de potência e umcircuito lógico incluindo um computador).Para evitar esses problemas e otimizar a concepção dosistema de limpeza do gelo e/ou de desembaçamento,aproveitando assim outras funções existentes em outrossistemas da aeronave, a presente invenção propõe umsistema antigelo e/ou de desembaçamento de uma superfíciede uma aeronave caracterizada por:
- um sensor de temperatura situado próximo à ditasuperfície e que serve para gerar uma informação detemperatura;
- um computador que serve para gerar uma informação decomando a partir da informação de temperatura e paraemitir a informação de comando sobre uma rede decomputação da aeronave;
- um sistema de alimentação elétrica apto a receber ainformação de comando através da rede de computação etendo um comutador apto a ser modificado em função dainformação de comando;
- um elemento aquecedor situado próximo à superfície ealimentado eletricamente pelo dito comutador;
A troca do comutador é assim evitada no sistema dealimentação elétrica, isto é, do comando elétrico doavião, o que permite dispensar o comutador trocado,situado usualmente na cabine.
Entende-se aqui "proximidade da superfície" : sobre asuperfície ou a uma distância dela que permita umainteração física com a mesma.
O sistema de alimentação elétrica compreende, porexemplo, um microprocessador conectado à rede decomputação. O micro processador pode assim receber ainformação de comando e comandar a troca do comutador emfunção da informação de comando. Na prática, omicroprocessador pode comandar a troca do comutador pormeio de um sinal , cuja relação cíclica depende dainformação de comando.
De acordo com uma forma de concretização, o computadorrecebe a informação de temperatura do sensor através deuma conexão analógica.A rede de computação é, por exemplo, por sua vez uma redeaviônica do tipo Ethernet.
De acordo com uma possibilidade inicial, o computadorfica alojado em um módulo de gestão do aquecimentoconectado ã rede de computação. 0 módulo de gestão deaquecimento pode então compreender maiôs de monitoraçãodo sensor aptos para emitir um alarme através da rede deinformação em caso de não-funcionamento do sensor. Essemódulo, que pode estar situado em um lugar qualquer doavião (por exemplo o compartimento de equipamentoeletrônico do avião) gera assim a lógica de comando emlugar do sistema dedicado usado convencionalmente.De outro modo, o sistema de alimentação elétrica podecompreender meios de medição da intensidade queatravessam o comutador, aptos para comandar a abertura docomutador e/ou gerar um alarme através da rede decomputação em caso de exceder o limiar. As funções dedisjuntor e de monitoração do funcionamento correto estãoassim integrados no sistema de alimentação.Um sistema de gestão de alarmes conectado à rede decomputação pode então, nesses dois casos, exibir em telaum sinal em um dispositivo display da cabine em caso derecepção do dito alarme.
A dita superfície ê, por exemplo, um vidro de uma cabinede piloto da aeronave. A presente invenção propõeigualmente um método de comando de um sistema antigeloe/ou de desembaçamento de uma superfície de uma aeronavecaracterizado pelas seguintes etapas:
- determinação de uma informação de comando com base emuma informação de temperatura recebida de um sensor detemperatura situado próximo à dita superfície;transmissão de informação de comando através de umarede de computação da aeronave;
- recepção de informação de comando através de um sistemade alimentação elétrica;comutação em função da informação de comando de umcomutador através do qual é alimentado eletricamente umelemento de aquecimento situado próximo a ditasuperfície.
0 comutador, em geral, faz parte do sistema dealimentação elétrica e é fica situado no centro elétricoda aeronave.
0 método pode compreender, preferivelmente , uma etapa deemissão para o sensor de informação de temperaturaatravés da conexão analógica.
Quando a dita comutação é comandada por ummicrocomputador do sistema de alimentação elétrica, ométodo pode igualmente compreender uma etapa de recepçãopara o dito microprocessador da informação de comando.
A presente invenção também se refere a uma aeronaveequipada com dito sistema.
Outras características da invenção serão a seguirdescritas, sendo feita referência aos desenhos anexos,onde:
A figura 1 representa os elementos principais de umsistema antigelo, de acordo com a presente invenção;
A figura 2 ilustra em forma de um fluxograma ofuncionamento do sistema da figura 1 em regime normal.Na figura 1 aparece ilustrada esquematicamente a cabinede pilotagem 2 de um avião que apresenta uma pluralidadede vidros 4, através dos quais a tripulação pode observaro lado externo do aparelho.
A cada um desses vidros são atribuídos elementosaquecedores 6(dos quais apenas um aparece ilustrado nafigura 1 para fins de simplificação). Quando ativados(isto é, alimentados eletricamente), os elementosaquecedores 6 permitem o degelo dos vidros 4 (e,conseqüentemente, em geral também seu desembaçamento).Os elementos aquecedores 6 são executados, na prática,por circuitos resistivos que percorrem o vidro 4 na suasuperfície; esses circuitos resistivos podem, porexemplo, podem ser intercalados entre diferentes camadasde vidro do painel de vidro.
Em seguida, é descrito o funcionamento de apenas umelemento aquecedor 6, o funcionamento dos outroselementos aquecedores são deduzidos por analogia.Os circuitos elétricos são representados na figura 1 porum único fio, embora exista ainda na prática uma via deretorno da corrente (por exemplo, por meio de massas).
O elemento aquecedor 6 é alimentado por uma fonte detensão 10 através de um comutador de potência 8 quepermite regular a potência elétrica transmitida aoelemento aquecedor 6 conforme descrito mais adiante. Afonte de tensão 10 formada por exemplo pela associação deum conversor e de um retificado. Trata-se da tensãoalternada (geralmente 115 VAC ou 200 VAC) resultante dosmeios de geração elétrica da aeronave.
O comutador de potência 8 compreende um comutadorcomandado eletricamente 12 e um microprocessador 14 queapresenta uma saída PWN para o comando do comutador 12.
O valor de sinal presente na saída PWM comanda ofechamento e a abertura do comutador 12. 0 comutador 12 éinterposto entre a fonte de tensão 10 e o elementoaquecedor 6.
O microprocessador 14 compreende também um limite 15 paraa medida da corrente que atravessa o comutador 12.
O microprocessador 14 está ligado através de um bus aoutras unidades eletrônicas descritas mais adiante, pormeio de uma rede de computação 18 (normalmente denominadarede aviônica com um funcionamento do tipo "Ethernet",como uma rede AFDX descrita por exemplo, no pedido depatente de invenção FR 2832011).
O comutador de potência 8 e a fonte de tensão 10, queformam um sistema de alimentação elétrica para o elementoaquecedor 6, estão preferivelmente situados ao nível docentro elétrico do avião.
Numerosos módulos funcionais (às vezes denominados CPIOMdo inglês "Core Process Input Output Module") sãoconectados à rede 18. Entre esses módulos funcionais, érepresentado na figura 1 aqueles que participam dosistema antigelo, de acordo com a invenção, a saber ummódulo de gestão de aquecimento dos vidros 20 e um módulode gestão dos alarmes 22.
O módulo de gestão de aquecimento dos vidros 20 podedialogar com o microprocessador 14 do comutador depotência 8 e com o módulo de gestão dos alarmes 22 pormeio da rede de computação 18.
O módulo de gestão de aquecimento dos vidros 20 recebe emmodo analógico uma informação de temperatura TPT de umsensor 5 situado ao nível do vidro 4 (m geral no vidro4), que porta o elemento aquecedor 6. (como para oelemento 6, aqui representado somente o sensor 5 parafins de simplificação).
O módulo de gestão de aquecimento dos vidros 2 0implementa as seguintes funções, conforme descrito maisadiante:
- a monitoração da informação de temperatura TPT recebidado sensor 5 (e juntamente da validade dessa informação,isto é, do bom funcionamento do sensor 5);
o comando da regulação do elemento aquecedor 6 emfunção, especialmente, da temperatura medida, isto é, naprática a determinação de uma informação de comandodestinada ao circuito de comutação de potência 8, combase na informação de temperatura TPT, recebida do sensor 5;
- a emissão de um alarme com destino ao sistema de gestãodos alarmes 22, em caso de detecção de um problema defuncionamento, por exemplo, ao nível do sensor 5.
Notaremos que a elaboração da informação de comando podeeventualmente utilizar outros parâmetros tais como porexemplo a velocidade do avião ou o modo de comando(manual ou automático) da potência, e isso ainda maisfacilmente que o módulo 20, situado na rede aviônica 18.
O sistema de gestão dos alarmes 22 pode, como jámencionado, dialogar com os outros módulos funcionais(especialmente o módulo de gestão de aquecimento dosvidros 20) e o comutador de potência 8, por meio da redede computação 18.O módulo de gestão dos alarmes 22 também pode comandarações necessárias, em caso de recepção de um sinal dealarme de uma das outras unidades. Pode, por exemplo,exibir um símbolo representativo do alarme respectivo através de um dispositivo display 24 situado na cabine 2.Os módulos funcionais 2 0,22 podem ser alojados em umlocal qualquer do aparelho, pelo fato de interagirem comos outros elementos por meio da rede 18.
Os módulos funcionais 20, 22 são, preferivelmentereagrupados no espaço dedicado do avião, geralmentedenominado compartimento de equipamento eletrônico doavião.
0 funcionamento do sistema antigelo em regime normal seráa seguir descrito com relação à figura 2.
0 módulo de gestão de aquecimento dos vidros 2 0 recebe ainformação de temperatura TPT do sensor 5 (etapa E102) edetermina com base, especialmente, nessa informação, umcomando CMD para o comutador de potência 8 (etapa E 104).
A informação de comando CMD é obtida em função dainformação de temperatura TPT e de uma instrução detemperatura (memorizada por exemplo no módulo 2 0 eeventualmente ajustável) por meio de tabelas decorrespondência memorizadas no módulo 20.
A informação de comando do CMD representa, por exemplo, aproporção da potência nominal do elemento de aquecimentoque deve ser liberado para se aproximar da instrução detemperatura. Como variante, poderia tratar-se da relaçãocíclica com a qual o comutador deve ser alternadamenteaberto e fechado.
A informação de comando CMD é emitida pelo módulo degestão de aquecimento dos vidros 2 0 através da rede decomputação 18 (etapa E 106) . Sob forma de um dadonumérico.
A informação de comando CMD pode assim ser recebida pelo microprocessador 14 do comutador de potência 8 (etapaE108) .
A partir do comando CMD, o microprocessador 14 determinaa relação cíclica do sinal de comando PWM a emitir sobreo borne de comando do comutador 12 (etapa EllO) a fimde obter ao nível do elemento aquecedor a liberação dapotência de aquecimento desejada (isto é, pela informaçãode comando CMD).
Em regime normal, a cooperação dos diferentes elementosque venham ser mencionados permite assim obter umaregulação da temperatura ao nível do vidro 4 e,conseqüentemente, o degelo (assim como o desembaçamento)dele.
A seguir serão descritos vários exemplos de saídas doregime normal.
Como já indicado, o microprocessador 14 compreende umborne 15 que permite a monitoração da corrente 1 queatravessa o comutador 12 . Quando o microprocessador 14determina que a corrente 1 é muito importante (porexemplo, por causa de um defeito de funcionamento docomutador 12 ou um aumento de tensão ao nível da fonte detensão 10), ele comanda a abertura do comutador 12.
Assim o comutador de potência 8 preenche igualmente ajunção de um disjuntor.
No caso de detecção de uma anomalia na medida da correnteque atravessa o comutador 12, o microprocessador 14 pode,além disso, emitir um sinal de alarme correspondendo aodestino do módulo de gestão dos alarmes 22, podendo assimser sinalizada a anomalia no equipamento através dodispositivo display 24.
Um outro tipo de alarme no sistema antigelo descritoacima é uma operação incorreta do sensor 5.
Como já mencionado, o sistema de gestão do aquecimentodos vidros 20 recebe não somente uma informação detemperatura TPT, mas determina igualmente uma informaçãode funcionamento correto graças a uma monitoração dosensor 5.
Em caso de detecção de uma anomalia de funcionamento dosensor 5 o módulo de gestão de aquecimento dos vidros 2 0este último emite um sinal de alarme correspondenteatravés da rede de computação 18 e com destino do sistemade gestão dos alarmes 22. Este pode assim avisar atripulação da falha do sensor (5) mediante a exibição deum símbolo dedicado através de um dispositivo display(24) .
Em caso de detecção de funcionamento incorreto do sensor5, o módulo de gestão do aquecimento dos vidros 2 0 podeigualmente dar à informação de comando CMD um valor quegaranta um funcionamento seguro qualquer que seja atemperatura efetiva (e, supostamente, não determinada)sobre o vidro 4, a saber, por exemplo uma informação decomando CMD, ocasionando uma ausência de aquecimento oude outro modo representando um aquecimento a uma potênciado elemento aquecedor 6, determinada em função de outrosparâmetros disponíveis no interior da aeronave.
O exemplo que acabamos de descrever não representa apenasuma forma possível de concretização da invenção, a qualnão se limita a ele.
Claims (17)
1. Sistema antigelo ou desembaçamento de uma superfíciede uma aeronave, caracterizado pelo fato de compreender:- um sensor de temperatura (5) situado próximo à ditasuperfície (4) e servir para gerar uma informação detemperatura (TPT);- um computador (20) que serve para gerar uma informaçãode comando (CMD) a partir da informação de temperatura(TPT) e emitir a informação de comando (CMD) através darede de computação (18) da aeronave.- um sistema de alimentação elétrica (8) situado nocompartimento de equipamento eletrônico da aeronave, queserve para receber a informação de comando (CMD) atravésda rede de computação (18) compreendendo um comutador(12) que serve para ser comutado em função da informaçãode comando (CMD)- um elemento aquecedor (6) situado próximo à ditasuperfície (4) e que é alimentado eletricamente pelo ditocomutador (12).
2. Sistema, de acordo com a reivindicação 1,caracterizado pelo fato de o sistema de alimentaçãoelétrica (8) compreender um microprocessador (14)conectado à rede de computação (18).
3. Sistema, de acordo com a reivindicação 2,caracterizado pelo fato de o microprocessador (14) sercapacitado para receber a informação de comando (CMD) epara comandar a comutação do comutador (12) em função dainformação de comando.
4. Sistema, de acordo com a reivindicação 3,caracterizado pelo fato de o microprocessador (14)comandar a comutação do comutador (12) através de umsinal, cuja relação cíclica depende da informação decomando (CMD).
5. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicaçõesde 1 a 4, caracterizado pelo fato de o computador (20)receber a informação de temperatura (TPT) do sensor (5)através de uma conexão analógica.
6. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicaçõesde 1 a 5, caracterizado pelo fato de o computador estarincluído em um módulo de gestão de aquecimento (2 0)conectado à rede de computação (18) .
7. Sistema, de acordo com a reivindicação 6,caracterizado pelo fato de o módulo de gestão deaquecimento (2 0) compreender meios de monitoração dosensor (5) , que servem para emitir um alarme através darede de computação (18) em caso de funcionamentoincorreto do sensor (5).
8. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicaçõesde 1 a 7, caracterizado pelo fato de o sistema dealimentação elétrica (8) compreender meios (15) demedição de intensidade (I) que atravessam o comutador(12) , e servem para gerar um alarme através da rede decomputação (18) em caso de ultrapassagem de um limite.
9. Sistema, de acordo com a reivindicação 7 ou 8,caracterizado pelo fato de compreender um sistema degestão dos alarmes (22) conectado à rede de computação(18) e que possibilita a visualização de um sinal atravésde um dispositivo display (24) da cabine em caso derecepção do dito alarme.
10. Sistema, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 9, caracterizado pelo fato de osistema de alimentação elétrica (8) compreender meios(15) de medição da intensidade (I) que atravessam ocomutador (12) , e que servem para comandar a abertura docomutador (12) em caso de ultrapassagem de um limite.
11. Sistema, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 10, caracterizado pelo fato de arede de computação (18) ser do tipo Ethernet.
12. Sistema, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 11, caracterizado pelo fato de adita superfície ser um vidro (4) de uma cabine depilotagem da aeronave.
13 . Método de comando de um sistema antigelo oudesembaçamento de uma superfície de uma aeronave,caracterizado pelo fato de compreender as seguintesetapas:- determinar (E104) de uma informação de comando (CMD)com base em uma informação de temperatura (TPT) recebidade um sensor de temperatura (5) situado próximo á ditasuperfície (4) .- emitir (E106) da informação de comando (CMD) através deuma rede de computação (18) da aeronave.- receber (E108) da informação de comando (CMD) atravésde um sistema de alimentação elétrica (8).- comutar (EllO) em função da informação de comando (CMD)de um comutador (12) , situado no compartimento deequipamento eletrônico da aeronave e através do qual éalimentado eletricamente um elemento de aquecimento (6)situado próximo à dita superfície (4).
14. Método, de acordo com a reivindicação 13,caracterizado pelo fato de compreender uma etapa deemissão (E106) pelo sensor (5) da informação detemperatura (TPT) através de uma conexão analógica.
15. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicações-13 ou 14, caracterizado pelo fato de a dita comutação,comandada por um microprocessador (14) do sistema dealimentação elétrica (8), compreender uma etapa derecepção (E108) através do dito microprocessador (14) dainformação de comando (CMD).
16. Aeronave, caracterizada pelo fato de compreender osistema conforme definido em qualquer uma dasreivindicações de 1 a 12.
17. Aeronave, caracterizada pelo fato de compreendermeios que servem para implementar o método conformedefinido em qualquer uma das reivindicações de 13 a 15.
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