BRPI0621662A2 - sistema e processo para automaticamente controlar o vÈo de perfil de asa provido de energia - Google Patents
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Abstract
SISTEMA E PROCESSO PARA AUTOMATICAMENTE CONTROLAR O VÈO DE PERFIL DE ASA PROVIDO DE ENERGIA. é descrito um sistema (1) para automaticamente controlar o vóo de pelo menos um perfil de asa provido de energia (2), tal perfil de asa provido de energia (2) sendo controlado por uma unidade de acionamento (9) equipada com dois guinchos com os quais tal perfil de asa provido de energia (2) está conectado através de dois respectivos cabos de acionamento (21), compreendendo o primeiro dispositivo de detecção (3) a bordo de tal perfil de asa provido de energia (2) adaptado para detectar primeiros pedaços de informação (3a) lidando com pelo menos uma posição e uma orientação no espaço do perfil de asa provido de energia (2) e com acelerações às quais o perfil de asa provido de energia (2) está sujeito; segundo dispositivo de detecção (5) no solo, adaptado para detectar segundos pedaços de informação (5a) lidando pelo menos uma quantidade de tensão em tais cabos de acionamento (21) do perfil de asa provido de energia (2) e com uma posição de um contrapeso da unidade de acionamento (9); dispositivo de processamento e de controle (7) dos primeiros (3a) e segundos pedaços de informação (5a), adaptado para transformar os conteúdos de tais informações (3a, 5a) em uma operação de acionamento mecânico de tais guinchos da dita unidade de acionamento (9) para acionar o perfil de asa provido de energia (2) ao longo de uma trajetória de vóo TV1, TV2, TV3, ..., TV~ n~ maximizando um efeito de "força de sustentação" gerado no perfil de asa provido de energia (2) por uma corrente eólica W na qual ele está imerso e maximizando uma quantidade de energia cinética subtraida para tal corrente eólica W; e um sistema de transmissão de tais primeiros pedaços de informação (3a) para o dispositivo de processamento e de controle (7). Adicionalmente, é descrito um processo para automaticamente controlar o vóo de pelo menos um perfil de asa provido de energia (2) através do sistema (1).
Description
Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "SISTEMA E PROCESSO PARA AUTOMATICAMENTE CONTROLAR O VÔO DE PER- FIL DE ASA PROVIDO DE ENERGIA".
A presente invenção refere-se a um sistema e processo para automaticamente controlar o vôo de perfil de asa, particularmente para oti- mizar a produção de energia elétrica através do vôo de perfis de asa provi- dos de energias conectados com um sistema do tipo "carrossel".
Como conhecido, existe uma ampla literatura e um número rele- vante de soluções técnicas relacionadas com o controle automático no vôo de aeronaves autônomas (UAV). Como conhecido, a chance de que uma pessoa controle o vôo de um perfil de asa, tal como por exemplo, uma pipa, principalmente provem da avaliação através da visão de posição e orienta- ção de um perfil de asa no espaço, a qual oferece o conjunto de dados de percepção que permitem modular a manobra dos cabos de tração. A auto- mação da manobra de perfis de asa inevitavelmente passa através da re- produção precisa desta sensibilidade humana.
A técnica e a literatura de referência, entretanto, não apresentam soluções ou estudos que lidem com o controle automático do vôo de perfis de asa providos de energias, em particular concebidos como "pipas motori- zadas". Na verdade, é julgado que os problemas deste controle relevante são vários e complexos, de modo a exigirem o uso mais adequado das me- todologias e algoritmos de controle mais avançados. O vôo de um perfil de asa provido de ENERGIA suá modelização na verdade lidam com o uso de sistemas não lineares com várias variáveis, com especificações de controle a serem observadas com requerimentos de robustez relevantes com respei- to às variações paramétricas e às dinâmicas que não podem ser modeladas com precisão suficiente. Dependendo de tais características, o sistema de controle também deve proporcionar funcionalidades de calibragem de con- trole, projetadas em relação ao protótipo virtual, utilizando medições experi- mentais em relação ao sistema real quando concebido. Os problemas apre- sentados para o controle de sistemas reais pelas aproximações dos modelos matemáticos do sistema utilizados para projetar o controle, têm sido alvo de preocupação pelos pesquisadores no campo, a partir dos trabalhos princi- pais de Nyquist e Bode. Entretanto, somente começando a partir das déca- das de 70 e 80 é que um desenvolvimento relevante de resultados ocorreu, apto a sistematicamente e quantitativamente lidar com o efeito da incerteza de modelos utilizados para analisar e sintetizar os sistemas de controle, dando origem ao enorme desenvolvimento da área de controle robusta. Desde que estas metodologias podem ser utilizadas para resolver uma grande parte dos problemas reais, é necessário que tais caracterizações sejam obtidas através de métodos adequados de identificação que operam em relação às medições executadas em relação ao sistema real a ser con- trolado, projetado com referência à literatura com identificação robusta, iden- tificação orientada por controle ou identificação de afiliação estabelecida. Tais aspectos foram principalmente tratados com os seguintes trabalhos:
- Horowitz1 "Synthesis of Feedback Control Systems", Academic Press, 1963;
- Menga G., Milanese M., Negro A., "Min-max quadratic cost con- trai of Systems described by approximate models", IEEE Trans. Aut. Contr1 1976;
- J. C. Doyle, "Guaranteed margins for LQG regulators", IEEE Trans. Aut. Contr., 1978;
- V. L. Kharitonov, "Asymptotic stability of an equilibrium position of a family of systems of linear differential equations", Differential Equations, 1979;
- G. Zames, "Feedback and optimal sensitivity", IEE Trans. Aut. Contr., 1981-1982;
- H. Kimura, "Robust stabilizability for a class of transfer functi- ons", IEE Trans. Aut. Contr., 1984;
- J. C. Doyle, K. Glover, Ρ. P. Khargonekar, B. A. Francis, "State space solution to stand H-2 e H-inf contrai problems", IEEE Trans. Aut. Con- tr., 1989;
- S. P. Bhattacharyya, H. Chapellant, L. H. Keel, "Robust Contrai: The Parametric Apporach", Prentice Hall, 1995; Κ. Zhou, J. C. Doyle, Κ. Glover, "Robust and Optimal Control", Prentice Hall, 1996;
- M. Milanese, R. Tempo, A. Vicino (Eds)1 "Robustness in Identi- fication and Control" Plenum1 London, 1989;
- IEEE Trans. On Aut. Contr., "Special Issue on System Identifi- cation for Robust Control Design", 1992;
- A. B. Kurzhanski, V. M. Veliov (Eds), "Modeling Techniques for Uncertain Systems", Birlhauser1 1994;
- B. Minness and G. C. Goodwin, "Estimation of model quality", Automatica, 1995;
- M. Milanese, J. Norton1 H. Piet-Lahanier, E. Walter (Eds)1 "Bounding Approaches to System Identification", Plenum Press, 1996;
- J. R. Partington, "Interpolation, Identification, and Sampling", Clarendon Press, 1997;
- H. Kimura, M. Milanese (Org.), Invited Session "Model Set The- ory in Identification and Control", 30th IEEE CDC, Phoenix, 1999;
- J. Chen, G. Gu, "Control-oriented system Identification: an H- infinity approach", John Wileyy, 2000;
- Int. J. Of Robust and NonLinear Control, Special Issue on "Ro- bust control from data", M. Milanese, M. Taragna Eds., 2004.
Em adição aos artigos e livros acima, contribuições em nível in- ternacional para o desenvolvimento de metodologias e de algoritmos inova- dores a cerca da identificação robusta e de temas de controle são documen- tadas pela literatura internacional adicional; em particular, métodos de identi- ficação de modelos aproximados de sistemas complexos lineares e não line- ares são tratados em:
- M. Milanese, G. Belforte: "Estimation theory and uncertainty intervals evaluation in presence of unknown but bounded erros: linear famili- es of model and estimators", IEEETransactions on Automatic Control, vol. 27, n. 2, Abril, 1982.
- M. Milanese, R. Tempo: "Optimal Algorithms Theory for robust estimation and prediction", IEEE Trans. AC, Agosto, 1985. Β. Ζ. Kacewicz, Μ. Milanese, Α. Vicino: "Conditionally optimal algorithms and estimation of reduced order models" Invited paper 2nd Int. Symposium on Optimal Algorithms, New York, 1987. També, Journal of Complexity OI. 4, pp. 73-85, 1988.
- M. Milanese, A. Vicino, Optimal estimation theory for dynamic systems with set membership uncertainty: an overview", Automatica, vol. 27, 997-1009, 1991;
- L. Giarrè, Β. Z. Kacewicz, M. Milanese, "Model quality evaluati- on in set membership identification", Automatica, vol. 33, no. 6, pp. 1133- 1139,1997;
- M. Milanese, M. Taragna, "Optimality, approximation, and com- plexity in Sdet Membership H-inf identification", IEEE Transactions on Auto- matic Contrai, vol. AC-47(10), p. 1682-1690, 2002;
M. Milanese, C. Novata, "Set Membership Identification of Nonli- near Systems", Automatica, Vol. 40/6, pp.957-975, 2004;
- K. Hsu, M. Claassen, C. Novara, P. Khargonekar, M. Milanese, K. Poolla, "Non-parametric Identification of Static Nonlinearities en a General Interconnected System", International Federation Automatic Control World Conference, Praga, 2005.
O controle robusto iniciando a partir de dados experimentais é tratado por:
- M. Milanese, G. Fiorio, S. Malan, "Robust performances control design for a high accuracy calibration device", Automatica, Special Issue on Robust Control, vol. 29, pp. 147-156, 1993;
S. Malan, M. Milanese, D. Regruto and M. Taragna, "Robuist control from data via uncertainty model sets identification", International Journal of Robust and Nonlinear Control, Special Issue on "Robust control from data", 2004.
O controle robusto quando existem saturações com metodologi- as de impedimento de enrolamento e MPC é tratado por:
- M. Canale, M. Milanese, "Robust design of predictive control- lers inpresence of unmodeles dynamics", European Journal of Control, vol. 9, no. 5, 2003;
- Μ. Canale1 Μ. Milanese, Ζ. Ahmad, Ε, Matta, "An Improved Semi-Active Suspension Control Strategy Using Predictive Techniques", Proc. IEEE International Conference on Information & Communieation Tech- nologies, Damasco, 2004;
e suas aplicações em relação a diferentes setores de aplicação são tratados por:
- M. Milanese, C. Novara, P. Gabrielli, L. Tenneriel- lo,"Experimental Modelling of vertical dynamics of vehicles with controlled suspensions", SAE World Congress1 Detroite1 Michigam1 2004;
- M. Milanese, C. Novara1 "Set Membership Prediction of River Flow", Systems and Control Letters, Vol. 53/1, pp 31-39, 2004;
- A. Chiesa1 "Techniche di controllo Fault Tolerant per velivoli senza pilota (UAV)" Graduating paper, responsável M. Milanese, Politécnico di Torino, 2004;
- M. Milanese, C. Novara, L. Pivano, "Structured SM Identification of vehicles vertical dynamics", Mathematical and Computer Modellling of Dy- namical Systems (Special Issue), 2005.
Entretanto, a partir do que é declarado acima, nenhum sistema e/ou processo é conhecido para automaticamente controlar o vôo de perfis de asa providos de energias que opere por diagnóstico, a saber, dependen- do da observação e da previsão das condições futuras do vôo dos próprios perfis de asa providos de energia, e que permita considerar situações críti- cas e erros devido ao prognóstico.
O pedido de Patente Italiano IT02003A000945, e o Pedido de Patente Europeu EP 04028646 que reivindicam sua prioridade, do requeren- te, revelam um sistema para converter a energia cinética das correntes eóli- cas em energia elétrica através do controle por prognóstico e adaptável do vôo de perfis de asa providos de energias conectados com um sistema do tipo "carrossel". Em tal sistema, seria desejável utilizar um sistema e um processo para automaticamente controlar o vôo de perfis de asa providos de energias utilizados que permita acionar em tempo real os próprios perfis de asa de acordo com os modos descritos nos pedidos acima. Entretanto, na técnica anterior atual, nenhum sistema é conhecido que permita controlar o vôo de perfis de asa utilizados no sistema do tipo "carrossel" de um modo eficiente.
Portanto, o objetivo da presente invenção é resolver os proble- mas acima da técnica anterior, por proporcionar um sistema e um processo para automaticamente controlar o vôo de perfis de asa providos de energias de um modo por prognóstico de acordo com uma "estratégia de controle pre- ferida" baseada na observação e na previsão de condições futuras do vôo dos perfis de asa, levando em consideração situações e erros críticos devido ao prognóstico, permitindo evitar máximos locais, oscilações e instabilidades de acionamento.
Outro objetivo da presente invenção é proporcionar um sistema e um processo para automaticamente controlar o vôo de perfis de asa provi- dos de energias utilizados no sistema do tipo "carrossel" descrito no Pedido de Patente Italiano T02003A000945 e no Pedido de Patente Europeu EP 04028646.0.
Os outros objetivos e vantagens acima da invenção, como irão aparecer a partir da descrição seguinte, são obtidos com um sistema para automaticamente controlar o vôo de perfis de asa providos de energias de acordo com a reivindicação 1.
Além disso, os objetivos e vantagens ditos acima e outros objeti- vos e vantagens da invenção são obtidos com um processo para automati- camente controlar o vôo de perfis de asa providos de energias de acordo com a reivindicação 27.
Concretizações preferidas e variações não triviais da presente invenção são o assunto das reivindicações dependentes.
A presente invenção será mais bem descrita por algumas con- cretizações preferidas da mesma, proporcionadas como um exemplo não limitativo, com referência aos desenhos anexos, nos quais:
A Figura 1 é um diagrama de blocos apresentando os compo- nentes principais do sistema para automaticamente controlar o vôo de perfis de asa providos de energia de acordo com apresente invenção;
A Figura 2a é um diagrama apresentando um sistema de refe- rência relacionado com um perfil de asa provido de ENERGIA restrito a um sistema conhecido do tipo "carrossel";
A Figura 2b é um gráfico apresentando a decomposição de veto- res de um vetor apresentando uma aceleração gravitacional;
A Figura 3 é um diagrama apresentando a área de navegação de um perfil de asa provido de energia com respeito à direção e ao sentido de uma corrente eólica;
A Figura 4a é um diagrama apresentando um objetivo de vôo tridimensional de um perfil de asa provido de energia do processo de acordo com apresente invenção;
A Figura 4b apresenta uma vista plana do diagrama na Figura 4a;
A Figura 5 apresenta o diagrama da Figura 4 equipado com al- guns parâmetros do processo de acordo com a presente invenção; e
A Figura 6 apresenta uma vista de cima do sistema conhecido do tipo "carrossel" em algumas etapas de vôo de um perfil de asa acionado através do sistema e/ou do processo de acordo com a presente invenção.
Na descrição seguinte, o sistema e o processo de acordo com a presente invenção serão descritos como de preferência aplicados, meramen- te como um exemplo, para o controle automático do vôo de perfis de asa providos de energias utilizados de acordo com o que é descrito no Pedido de Patente Italiano T02003A000945 e no Pedido de Patente Europeu EP 04028646.0. Por conseqüência, devido a óbvias questões de brevidade, pa- ra uma descrição detalhada dos componentes que serão mencionados abai- xo e são comuns com o sistema conhecido do tipo "carrossel", deve ser feita referência aos Pedidos acima. Entretanto, é totalmente claro que o sistema e o processo de acordo com a presente invenção podem ser utilizados tam- bém para outras aplicações, diferentes do sistema do tipo "carrossel", pela execução de modificações que de qualquer forma estejam dentro do alcance de qualquer pessoa versada na técnica. Em tal contexto, é assumido que o vôo de pelo menos um perfil de asa provido de energia é controlado por uma unidade de acionamento equipada com guinchos alternadamente providos de energias, com os quais o próprio perfil de asa é conectado através de dois respectivos cabos de a- cionamento, como descrito no T02003A00945 e no EP 04028646.0.
Com referência à Figura 1a, é possível observar que o sistema 1 para automaticamente controlar o vôo do pelo menos um perfil de asa provi- do de energia 2, de acordo com apresente invenção, compreende:
- primeiro dispositivo de detecção 3 a bordo do perfil de asa pro- vido de energia 2 adaptado para detectar os primeiros pedaços de informa- ção 3a lidando com pelo menos a posição e a orientação no espaço do pró- prio perfil de asa 2 e com acelerações com relação a três eixos geométricos às quais ele é sujeito;
- segundo dispositivo de detecção 5 no solo adaptado para de- tectar segundos pedaços de informação 5a lidando pelo menos com a quan- tidade de tensão nos cabos de acionamento do perfil de asa 2 e com aposi- ção do contrapeso da unidade de acionamento 9;
- dispositivo de processamento e de controle 7 dos primeiros 3a e segundos 5a pedaços de informação, adaptado para transformar os conte- údos de tais pedaços de informação em uma operação de acionamento me- cânico dos guinchos da unidade de acionamento 9 para acionar o perfil de asa 2 ao longo de uma trajetória de vôo que maximiza o efeito de "força de sustentação" gerado em relação ao perfil de asa 2 pela corrente eólica na qual ele está imerso e maximiza a quantidade de energia cinética subtraída a partir da corrente eólica; na verdade, é possível demonstrar que, se o perfil de asa provido de energia estiver livre de varrer a frente do vento da corren- te eólica em um modo de "força de sustentação", não somente a tração que ele pode exercer nos cabos de acionamento (e portanto, possivelmente nos braços do sistema "carrossel") é muito maior do que a exercida por se man- ter o perfil de asa ainda no ponto máximo de resistência ao vento por explo- rar o efeito de "arrasto", mas a área na qual os perfis de asa possuem um efeito de frenagem na rotação do sistema de "carrossel" possível, é total- mente removida; e particular, o dispositivo de processamento e de controle 7 compreende um motor geométrico 7a adaptado para processar tais primei- ros pedaços de informação 3a para retornar informação 7c a cerca da posi- ção, aceleração e orientação do perfil de asa 2 para um controle numérico 7b, de um tipo substancialmente convencional, adaptado para operar 9a em relação aos guinchos da unidade de acionamento 9 para controlar a força de tração dos cabos de acionamento; e
- um sistema de transmissão dos primeiros pedaços de informa- ção 3a para o dispositivo de processamento e de controle 7, em particular, para o motor geométrico 7a.
Além disso, o sistema 1 de acordo com a presente invenção po- deria compreender uma unidade de acionamento de dissipação de instabili- dade realizada de acordo com a teoria de controle robusto.
De modo a melhor entender os modos com os quais os primei- ros pedaços de informação 3a são diretamente coletados pelo primeiro dis- positivo de detecção 3, quais outros pedaços de informação podem ser indi- retamente obtidos a partir dos primeiros pedaços de informação 3a e por conseqüência, quais tipos de primeiro dispositivo de detecção 3 podem ser utilizados no sistema 1 de acordo com a presente invenção, pode ser útil brevemente examinar o pedaço geométrico de informação que caracteriza a posição do perfil de asa 2 no espaço. Portanto, com referência à Figura 2a, é possível observar que cada perfil de asa 2 que sai de um braço 20a de um sistema 20 do tipo "carrossel" dos Pedidos T020003A000945 e EP 04028646.0 descrevem, através de dois cabos de acionamento 21 restrin- gindo o mesmo ao solo e a linha imaginária L que une suas extremidades, um triângulo OAB residindo em um plano no espaço. O estudo das aerodi- nâmicas introduz os conceitos de rolamento, arfagem e guinada, em geral da atitude da aeronave. No caso de um perfil de asa 2, existe uma restrição re- presentada pelo bocal de saída dos cabos de acionamento 21 a partir do baço 20a que compele à renúncia da terminologia clássica (guinada, rola- mento, arfagem). Então, considera-se um sistema ideal de coordenadas de referência XYZref integral com o baço 20a do sistema 20, de modo que a aceleração da gravidade possui um componente ao longo somente de um eixo geométrico Z. Adicionalmente, considera-se a linha imaginária que une a extremidade do braço 20a com o ponto médio do perfil de asa 2. Este seg- mento, citado acima, descreve um ângulo a, com o plano horizontal XYref, e um ângulo γ que pode estar localizado começando a partir do eixo geométri- co Xref pela projeção do segmento no plano horizontal XYref; Os ângulos α e γ definem a posição do perfil de asa 2 no espaço. O pedaço geométrico de informação entretanto somente está completo quando o conceito de orienta- ção também é introduzido. De modo a definir o mesmo, considera-se nova- mente o triângulo descrito acima. O triângulo OAB situa-se em um plano cuja posição com respeito ao sistema de referência do solo altera com o tempo dependendo do vôo do perfil de asa 2. O termo orientação do perfil de asa 2 portanto define o ângulo β descrito pelo plano no qual o triângulo e o plano horizontal XYref se situam, separado dos ângulos α e γ. Apesar de que, de modo a deduzir a posição e a orientação do perfil de asa 2 no espaço, um sistema artificial de visão óptica de solo poderia ser adotado, isto poderia ser constantemente prejudicado pelo trânsito possível de nuvens ou pela carên- cia de uma atmosfera límpida, estes problemas ainda sendo mais sentidos se o sistema 1 for utilizado junto com o sistema 20 do tipo "carrossel" carac- terizado por grandes alturas operacionais de vôo do perfil de asa 2.
Portanto, de preferência, de modo a deduzir a posição e a orien- tação do perfil de asa 2 no espaço e as acelerações junto as quais ele está sujeito, o primeiro dispositivo de detecção 3 compreende acelerômetros de três eixos geométrico do tipo MEMS em combinação com pelo menos um compasso eletrônico. Este último pode ser concebido com um magnetômetro , do tipo Fluxgate ou de outro tipo, apto a proporcionar uma solução confiá- vel, muito mais precisa do que poderia ser obtida pela visão artificial mesmo sob condições perfeitas de visibilidade. Em particular, o perfil de asa 2 é e- quipado com pelo menos um magnetômetro e pelo menos dois acelerôme- tros de três eixos geométricos colocados nas extremidades do perfil de asa, de preferência próximo de onde os cabos de acionamento se unem com as paredes do perfil de asa. Os acelerômetros a bordo do perfil de asa portanto resolvem as funções de:
- proporcionar ao sistema a capacidade de reconhecer a posi- ção e a orientação do perfil de asa no espaço;
- fornecer dados de aceleração multidimensionais e instantâ- neos, úteis para a realimentação correta do circuito de controle do processo de acordo com a presente invenção, descrita abaixo, implementada através do sistema 1;
corrigir a possível percepção falsa do vetor de gravidade, causa- da por acelerações aerodinâmicas fortes.
Os magnetômetros completam a provisão de pedaços de infor- mação com a única que necessariamente não está dentro do alcance do sistema de acelerômetros, a saber, a rotação do perfil de asa 2 ao redor do eixo geométrico de gravidade.
Os acelerômetros do tipo utilizado no sistema 1 são sensíveis a um amplo espectro de acelerações que ficam na faia da aceleração estática, tal como aceleração da gravidade, até fenômenos com características de freqüência de poucos kHz.
O acelerômetro de três eixos geométricos obviamente define um sistema Cartesiano de referência XYZa independente, como o apresentado na Figura 2b. Por imaginar um instante no qual tal sistema de referência co- incide com o sistema de coordenadas Cartesiano de referência ideal XYZref, a sensibilidade à aceleração da gravidade (estática) permite de fato distin- guir uma variação de aceleração devido somente à inclinação do acelerôme- tro (a qual implica em uma variação de direção Za com respeito à Zref) a par- tir de uma variação devido ao deslocamento real da origem do sistema de referência XYZa, definida como a aceleração aerodinâmica e que representa o vôo do perfil de asa provido de energia.
Em geral, o acelerômetro de três eixos geométricos irá possuir uma posição casual no espaço. O vetor g que descreve a aceleração da gravidade, com um módulo constante, direção e senso, portanto pode ser decomposto em seus três componentes ao longo dos vetores paralelos aos três eixos geométricos XA, Ya, Za. Obviamente, a posição do vetor de gravi- dade g no sistema de coordenadas XYZa também pode ser expressa em coordenadas esféricas, dependendo dos ângulos φ e θ e do módulo de g (9,8 m/s2), através da seguinte alteração de coordenadas:
X9a = g * cos φ * sen θ
Y9A = g * sen φ * cos θ
Z9A = g * cos θ
A partir do que é obtido o seguinte:
Φ - arco tangente (XgAi YgA)
Θ = arco seno (X9a)
Onde arco tangente2 é a função de arco tangente (x) com a re- solução da ambigüidade (+/-) π/2.
Cada acelerômetro está sujeito a dois contribuintes de acelera- ção. A aceleração da gravidade, descrita acima, é vetorialmente somada com a aceleração aerodinâmica devido ao movimento real do perfil de asa com respeito ao sistema de referência fixo XYZref. O primeiro dispositivo de detecção 3 pode portanto ser adaptado para implementar, em sua própria inteligência a bordo, algoritmos adequados cujo propósito é distinguir a ace- leração da gravidade da aceleração aerodinâmica, comunicando, por um lado, as coordenadas esféricas que salientam a decomposição do vetor de gravidade com respeito ao sistema de coordenadas do acelerômetro (e por- tanto, a inclinação do acelerômetro com respeito ao sistema de referência fixo), e por outro lado, a avaliação em tempo real da aceleração aerodinâmi- ca. A medição de tal aceleração permite, primeiro de tudo, implementar as técnicas de controle em tempo real que são obrigatórias para prontamente acionar o vôo do perfil de asa, como será visto posteriormente na descrição do processo de controle de acordo com a presente invenção. Tal medição adicionalmente permite instantaneamente corrigir os ângulos φ e θ necessá- rios para avaliar a orientação do acelerômetro, enquanto a integração dos dados do acelerômetro permite uma avaliação adicional da trajetória de vôo do perfil de asa, de fato completando toda a informação relacionada com seu conhecimento.
A necessidade de proporcionar o perfil de asa com pelo menos dois acelerômetros deriva do fato de que é necessário distinguir estes movi- mento do perfil de asa que podem ser julgados como rotações ao redor de suas extremidades. Neste caso, somente um acelerômetro, montado, por exemplo, no centro do perfil de asa, iria perceber uma velocidade tangencial que pode ser aproximada com vt = ω . r, onde ω é a velocidade de rotação do movimento circular relevante, enquanto r representa a distância do acele- rômetro a partir do centro de rotação (neste caso, metade da largura do perfil de asa). Tal velocidade não descreve corretamente o movimento do perfil de asa, cuja extremidade "livre" descreve uma trajetória circular com velocidade tangencial dupla vt = ω . r e aceleração centrípeta igual a ac = vt2/r. Os dois acelerômetros dispostos no perfil de asa portanto realizam uma plataforma inercial com seis eixos geométricos com alta performance e alta freqüência de corte, a qual está apta a reconhecer os movimentos nos seis eixos e des- creve a posição e a orientação do próprio perfil de asa.
Rotações ao redor de um eixo geométrico que não implicam em variações na direção do eixo geométrico que é paralelo a Zref, entretanto po- dem ser percebidas por esta configuração de acelerômetros somente de forma integrada. Portanto, é necessário proporcionar para o perfil de asa pelo menos um magnetômetro para compensar o desvio de rota devido à integração dupla. Os dois acelerômetros, juntos com o ponto de saída dos ambos 21 a partir do braço 20a, descrevem um triângulo completamente conhecido, o comprimento de cada lado sendo conhecido. O único dado desconhecido é o ângulo incluído entre o braço e o par de cabos 21 (consi- dere a linha bissetriz do ângulo agudo incluído entre os dois cabos 21) proje- tado no plano horizontal XYref· Tal ângulo pode ser mais confortavelmente avaliado a partir do solo, por diretamente medir o mesmo no ponto de saída dos cabos a partir do braço.
Como mencionado, o segundo dispositivo de detecção 5 é adap- tado para detectar os segundos pedaços de informação 5a lidando pelo me- nos com a quantidade de tensão nos cabos de acionamento do perfil de asa 2 e com a posição, real ou emulada pelos guinchos da unidade de aciona- mento 9, do contrapeso; em particular, a função do contrapeso é potencial- mente ou eletricamente absorver e armazenar a energia em excesso que pode ser gerada devido a um vento muito forte, e retornar a mesma nas eta- pas na qual o perfil de asa está sob condições de estol com respeito ao ven- to. O seguindo dispositivo de detecção 5, portanto pode compreender "me- didores de tensão" para medir a deflexão dos cabos de acionamento e codi- ficadores nos guinchos da unidade de acionamento; tais codificadores, pos- sivelmente associados com um motor alternado, também podem ser utiliza- dos para detectar o comprimento do cabo de acionamento desenrolado dos guinchos, e por conseqüência, a distância a partir do perfil de asa até a uni- dade de acionamento, e o comprimento diferencial entre os dois cabos de acionamento de um mesmo perfil de asa. Além disso, o segundo dispositivo de detecção 5 também pode compreender sensores de proximidade adapta- dos para detectar o ângulo entre os cabos de acionamento na saída do bo- cal do braço do sistema de "carrossel".
O segundo dispositivo de detecção 5 também pode compreen- der o sistema de visão artificial de solo óptico ou de micro-onda, para a posi- ção do perfil de asa. A visão óptica do solo, com respeito ao sistema de mi- cro-ondas, possui a desvantagem não desprezível de depender do trânsito de nuvens que ocultam a visão do perfil de asa. Um sistema de visão artifici- al eficiente, entretanto proporciona uma contribuição importante em termos de segurança, fornecendo informações necessárias para evitar colisões com helicópteros e com pequenas aeronaves em geral.
A partir dos primeiros 3a e dos segundos 5a pedaços de infor- mação respectivamente medidos pelos primeiro 3 e segundo 5 dispositivos de detecção, a posição do perfil de asa no espaço pode de qualquer modo ser obtida pelo menos de três modos diferentes:
a) processamento de dados provenientes a partir dos acelerô- metros e dos magnetômetros através do motor geométrico; em particular, o comprimento do vetor de posição do perfil de asa pode ser obtido através da integração dupla do sinal de acelerômetro;
b) combinar dados que podem ser obtidos a partir dos codifica- dores dos guinchos com a medição dos ângulos entre os cabos e o braço que podem ser obtidos na extremidade do braço; deve ser observado que a partir da extremidade do braço, somente os ângulos que o par de cabos de acionamento, como um todo, geram com o próprio braço, podem ser avalia- dos;
c) utilizar o sistema de visão artificial: neste caso, entretanto, para o atraso das informações de derivação, o atraso devido a adquirir e compor a imagem deve ser adicionado.
De forma similar, a orientação do perfil de asa no espaço pode ser obtida tanto pelo processamento dos dados do acelerômetro como por meio do sistema de visão artificial.
Ao invés disso, a aceleração deve necessariamente ser obtida a bordo do perfil de asa, devido ao fato de que o atraso introduzido pelo cálcu- lo da segunda derivada a partir da posição é incompatível com as técnicas de controle em tempo real que são obrigatórias para acionar o vôo do perfil de asa. Isto implica em que a inteligência a bordo do perfil de asa irá se tor- nar uma parte integral do sistema de controle 1.
Em uma concretização alternativa, também é possível propor- cionar o uso de polímeros reológicos na estrutura do perfil de asa, com o propósito de realizar os sistemas de atuação diretamente a bordo; em tal caso, é possível proporcionar que o primeiro dispositivo de detecção com- preenda outros sensores que estão aptos a proporcionar sinais derivados pela realimentação a partir de materiais compostos de modo a contribuir ou detectar a posição do perfil de asa no espaço.
Devido ao que é citado acima, a medição da posição e da orien- tação do perfil de asa, portanto tende a ser redundante; e, particular, a avali- ação da aceleração iniciando a partir da informação direta de posição e de orientação, apesar de não sendo eficiente em termos de redundância em tempo real, pode contribuir para formar a redundância de diagnóstico do sis- tema para avaliar as características de vôo do perfil de asa.
Neste contexto, relevância particular pode ser dada para meto- dologias inventivas para projetar sensores virtuais colocados juntos com o primeiro e/ou com o segundo dispositivo de detecção do sistema 1. Na ver- dade, várias das quantidades medidas pelos sensores dos primeiros e se- gundo dispositivos de detecção poderiam, no caso de falha do sensor espe- cífico, também serem estimadas a partir de medições dos outros sensores através de filtros observadores/de Kalman projetados dependendo de um modelo adequado do comportamento dinâmico dos perfis de asa. As vanta- gens de estar apto a executar os níveis de redundância desejados pela utili- zação de sensor virtual em vez de alguns dos sensores real é evidente, em geral, dependendo dos custos do sensor físico e dos problemas a cerca da instalação e da comunicação com o sistema de controle. Estas vantagens são particularmente relevantes para sensores a bordo dos perfis de asa, nos quais as vantagens são adicionadas em termos de peso e de consumo de energia. Em tal sentido, experiências podem ser integradas derivando a par- tir da aplicação de sensores virtuais no campo da aeronáutica, como descrito em "Rilevazione, isolamento e recupero of de guasti of the sensori di assetto di aeromobili", Graduation Thesis, Responsáveis: M. Milanese (Dip. Automá- tica e lnformatica), S. Chiesa (Dip. Ingegneria Aerospaziale), M. Birindelli (Alenia), Politécnico di Torino1 2003 por E. Corigliano, e no campo automoti- vo, como descrito em "Experimental results in vehicle sideslip angle estima- tion" SAE 2006, Detroit di M. Milanese, D. Regruto, e A. Fortina.
O controle numérico 7b que aciona os perfis de asa precisa de informações confiáveis e em tempo real de aceleração e de posição. Em particular, as acelerações de três eixos geométricos que descreves o com- portamento, no espaço tridimensional, do perfil de asa, devem necessaria- mente ser adquiridas a bordo do próprio perfil de asa, portanto, em uma altu- ra.
Segue a necessidade de que o sistema de transmissão dos pri- meiros pedaços de informação 3a entre o perfil de asa e o dispositivo de processamento e de controle 7 fique de acordo com as especificações restri- tas em termos de performance e de absorção de energia. De modo a ficar de acordo com tais requerimentos, e de preferência excluindo a conexão galvâ- nica mais óbvia entre o perfil de asa e o dispositivo de solo de processamen- to e controle 7 para não realizar um trajeto favorável para possíveis descar- gas atmosféricas, o sistema de transmissão pode ser integrado nos cabos de acionamento do perfil de asa através de pelo menos uma fibra óptica de dados.
A inserção de fibras ópticas nos cabos entretanto deve conside- rar que os cabos de acionamento geralmente são com uma fibra de alto mó- dulo e que o ambiente de trabalho é difícil tanto para kevlar como para polie- tileno UHMW. Como conhecido, o kevlar pode ter infiltração e tende a absor- ver água, o que poderia implicar em um aumento de condutividade elétrica no caso de chuvas ácidas ou de poluentes locais, tornando necessário utili- zar bainhas ou guarnições de proteção, por exemplo, fabricadas de THFT, o que também executaria uma função de prevenção contra abrasão. Neste caso, a colocação natural de fibra óptica seria entre a bainha e o feixe de fibras, prestando atenção para fornecer uma certa liberdade no comprimento de modo a não sujeitar o componente óptico às mesmas distorções elásticas do cabo.
No caso de polietileno UHMW, as considerações dadas para o kevlar permanecem válidas, mas o problema de sua aplicação deve ser adi- cionado, a assim chamada "fluência", a saber, o alongamento irreversível com o tempo sob esforços, o que poderia impor uma substituição freqüente de cabos equipados com fibras ópticas, desse modo reduzindo a vida útil real. Entretanto, existem materiais que podem ser associados com polietile- no, os quais reduzem o problema, os quais podem ser considerados em combinação com a possível tecelagem da fibra óptica dentro do próprio feixe UHMW. Entretanto, é necessário ressaltar que a seção aumenta com o qua- drado do diâmetro, e portanto, a carga de trabalho dos cabos deve ser facil- mente dimensionada dependendo da força máxima requerida, sem incorrer em fluência e sem aumentar a força de arrasto aerodinâmica, a saber, a re- sistência que os cabos fornecem para a penetração do ar. Além disso, uma modelagem geométrica do perfil de asa da seção do cabo de modo a fazer com que eles assumam formatos com menos arrasto e mais força de susten- tação poderia ser uma solução útil.
Outras fibras ópticas nos cabos poderiam ser utilizadas para for- necimento de energia para o primeiro dispositivo de detecção a bordo do perfil de asa. Introduzindo, em uma fibra com pouca perda de multi-modo, uma quantidade suficiente de luz no lado do solo, a luz poderia ser reconver- tida através de um micro módulo fotovoltaico, por exemplo fabricado de Ga- AS, no lado do perfil de asa.
Alternativamente, o sistema de transmissão pode permitir a transmissão dos primeiros pedaços de informação em radiofreqüência, tal solução certamente aparecendo como o método mais natural para uma co- municação que precisa evitar conexões elétricas, mas pode ser exigente a partir do ponto de vista energético.
Mesmo se fibras ópticas resolvessem a transmissão de informa- ções, de qualquer modo pode ser obrigatório manter o recurso adicional re- presentado pela transmissão de radio freqüência por razões de redundância. Se a comunicação de rádio representa portanto uma solução de respaldo com respeito à comunicação através de fibras ópticas, um "cão de guarda" poderia comandar sua ativação, sendo cuidadoso com interrupções possí- veis dos reconhecimentos de fluxo óptico.
Obviamente, o sistema de transmissão por radio freqüência po- de utilizar uma variedade extremamente ampla de protocolos de comunica- ção para enviar os primeiros pedaços de informação para o dispositivo de solo de processamento e controle. Por utilizar, por exemplo, um protocolo de fluxo contínuo unidirecional, o baixo nível de comunicação, a camada física, seria o mediador de radiofreqüência, o qual pode ser um simples modulador FSK de informação digital, proporcionado por sensores e continuamente ati- vo, entretanto, implicando em uma absorção contínua de energia. Entretan- to, é possível proporcionar algumas soluções para reduzir o tempo e a ener- gia necessária para transmitir informações, tal como o que é dito a seguir:
- antenas direcional de alto ganho: uma antena que não adiciona resistência ao fluxo de ar pode ser obtida com condutores de acordo com as geometrias existentes: os locais adequados podem ser o comprimento do cabo próximo do perfil de asa, ou a parede do perfil de asa. Estas duas colo- cações teriam a vantagem de serem sempre direcionadas em direção à uni- dade de acionamento, a qual poderia alojar a antena de recepção corres- pondente se comunicando com o dispositivo de processamento e de contro- le;
- supressão de portadora: é uma solução conhecida como transmissão de banda lateral única que permite muita economia de energia, entretanto, reduzindo a taxa de bits que pode ser transmitida;
- ativação assíncrona: esta solução requer um software especial a bordo do transmissor, o qual avalia o significado do fluxo de dados, trans- mitindo informação somente nos momentos mais significativos, por adotar o conceito de quadros de chave de compactação de vídeo. A vantagem seria importante, porque os fatores de redução de demanda de energia poderiam ser obtidos, os quais podem ser calculados de forma similar aos fatores de compactação de dados.
Alternativamente, um protocolo de pacote de datagrama pode ser utilizado, da mesma forma que um que é utilizado na Internet para trans- ferir fluxos de dados sem as verificações características de seqüência e de validade, adequado para filmes e difusão de rádio. Desde que o protocolo seja bidirecional, o trabalho de verificar o ritmo da comunicação e a absor- ção elétrica relacionada poderia ser transferido para o controle da estação de recepção, o qual poderia consultar os sensores somente no caso de ne- cessidade ou para realinhar o modelo dinâmico do sistema de controle com a condição real.
Alternativamente, um protocolo de transporte assíncrono nego- ciado pode ser utilizado, o qual é mais complexo para implementar, mas está apto a unir todas as vantagens das soluções descritas acima. É na verdade um protocolo direcional muito leve e nervoso que poderia originar a comuni- cação tanto a partir do lado do primeiro dispositivo de detecção como a partir do lado do dispositivo de processamento e controle. A ausência de uma pi- lha ocasiona o fato de não possuir latências que poderiam prejudicar a taxa de bits.
Em uma alternativa adicional, é possível proporcionar o uso de um sistema de transmissão por ultrassom. De qualquer forma, os dois aceleradores juntos com o magne- tômetro a bordo do perfil de asa produzem sete fluxos de informação em milhares de amostras por segundo. Tal fluxo de dados brutos a partir do per- fil de asa em direção ao solo, em adição a ser excessivo para transmissão, é substancialmente sem uso para o motor geométrico: o motor geométrico de- ve na prática fazer o ciclo com uma freqüência compatível com o tamanho do sistema e com as constantes de tempo, continuamente proporcionando os dados de posição atualizados para o controle numérico, e pretende mais dados fundamentados como entrada. Para tal propósito, ele pode ser pro- porcionado utilizando o dispositivo de pré-processamento 11 adaptado para executar o pré-processamento de todos ou de parte dos primeiros pedaços de informação 3a a bordo do perfil de asa para proporcionar os primeiros pedaços pré-processados de informação 3a' adaptados tanto para transmis- são como para um processamento mais fácil pelo motor geométrico 7a. Para tal propósito, os acelerômetros podem ser equipados com os dispositivos integrados DSP (Processamento de Sinal Digital) de pré-processamento 11.
Além disso, como anteriormente citado, os acelerômetros do tipo MEMS utilizados para coletar informações úteis para conhecer a trajetória do vôo do perfil de asa são sensíveis tanto às acelerações estáticas (gravidade) como às acelerações dinâmicas. Tendo que utilizar a aceleração da gravida- de (estática) para medir ângulos úteis para obter a posição e a orientação do perfil de asa, ocorre o problema de isolar a aceleração estática das intensas acelerações aerodinâmica as quais o perfil de asa é sujeito. Esta atividade pode ser executada por um algoritmo adequado que deve necessariamente fazer o ciclo em velocidades que são incompatíveis com a velocidade de transmissão disponível a partir do sistema de transmissão e portanto deve ser implementado pelo dispositivo de pré-processamento 11a bordo do perfil de asa.
O sistema 1 de acordo com a presente invenção adicionalmente compreende pelo menos um sistema de suprimento do primeiro dispositivo de detecção e dos componentes do sistema de transmissão a bordo do perfil de asa; obviamente, tal primeiro dispositivo e componentes poderiam ser autossupridos através de suas próprias baterias. Entretanto, é necessário considerar o fato de que o sistema 1, de acordo com a presente invenção, acima de tudo', se utilizado em associação com o sistema "carrossel", pode- ria requerer autonomias muito elevadas de energia, de modo a evitar ter que levar o perfil de asa para o solo com muita freqüência para substituir ou re- carregar as baterias, com o trabalho conseqüente de ter que parar a opera- ção do sistema "carrossel". Além disso, é útil considerar que o sistema 1 de- ve estar apto a operar em contato com forças e eventos naturais, tal como chuva, neve, gelo, grande variações de vento, descargas atmosféricas, dia, noite, sol. De modo a tornar disponível a demanda limitada de energia a bor- do do perfil de asa, soluções alternativas foram proporcionadas para o au- tossuprimento, as quais exploram o sol e os elementos aparentes do vento. O sistema de suprimento na verdade por compreender módulos de película fina fotovoltaicos, em um suporte plástico, os quais de forma vantajosa po- dem ser aplicados no perfil de asa sem modificar suas características aero- dinâmicas e o seu peso. Estes módulos obviamente devem produzir uma quantidade suficiente de energia para abastecer os componentes eletrônicos a bordo, aumentando a capacidade de recarga de acumuladores possíveis durante a noite.
Alternativamente, é possível explorar o fluxo de vento aparente que está sempre disponível ao redor do perfil de asa; o sistema de supri- mento portanto poderia compreender pelo menos uma microturbina eólica introduzida junto a um pequeno gerador de imã permanente e abastecido pelo vento aparente.
A presente invenção adicionalmente refere-se a um processo para automaticamente controlar o vôo de perfis de asa providos de energia, de preferência, através de um sistema 1 como o sistema anteriormente des- crito. Em particular, o processo de acordo com a presente invenção opera por prognóstico de acordo com uma "estratégia preferida de controle" base- ada na observação e no prognóstico de condições futuras de vôo dos perfis de asa, levando em consideração situações críticas e erros devidos ao prog- nóstico, permitindo evitar máximos locais, oscilações e instabilidade de acio- namento do perfil de asa. Como anteriormente visto, o sistema 1 de acordo com a presente invenção é configurado de um modo tal que o dispositivo de processamento e de controle 7 adquire informação de entrada, tal como po- sição, acelerações, forças e outras quantidades geometricamente definidas, processa as mesmas, e como saída, opera sobre os guinchos que controlam a trajetória de vôo do perfil de asa.
De modo a melhor descrever a lógica para implementar o pro- cesso de acordo com a presente invenção, é útil lidar novamente com as dinâmicas de comportamento do perfil de asa. Com referência em particular à Figura 3, é possível esquematicamente observar as condições de vento frontal ou de corrente eólica W que o perfil de asa 2 está apto a interceptar, nos seguintes instantes, com respeito a uma integral de referência com o ponto de restrição dos cabos de acionamento 21 junto ao solo. A Figura 3 descreve, na verdade, um quarto de esfera que é a área de navegação do perfil de asa 2, no centro do qual a assim chamada "zona de força" 31 é de- finida, na qual o perfil de asa 2 expressa a tração máxima sobre os cabos de acionamento 21. Por sair da "zona de força" 31, através de uma zona 32 da janela que pode ser navegada pelo perfil de asa 2 na qual a tração sobre os cabos de acionamento 21 é progressivamente reduzida, uma borda 22 da janela que pode ser navegada pelo perfil de asa 2 é alcançada, na qual a tração sobre os cabos de acionamento 21 é altamente reduzida.
Com referência às Figuras 4a e 4b, imagine agora considerar, no instante corrente, o perfil de asa 2 colocado no centro de um plano "alvo" ideal P, univocamente definido como normal à linha bissetriz do ângulo for- mado pelos dois cabos de acionamento 21. O processo de acordo com a presente invenção, por operar através do sistema 1, pode decidir se o perfil de asa 2 deve executar qualquer uma das trajetórias possíveis de vôo TV1, TV2, TV3, ..., TVn, começando a partir da posição corrente no centro do plano P. Neste plano P, é possível dividir as trajetórias de vôo que o perfil de asa 2 pode percorrer dependendo do tempo necessário T0, T1, T2, ..., Tn, para al- cançar cada ponto, em particular, é possível considerar os intervalos de tempo seguintes que correspondem às posições angulares seguintes do braço 20a do sistema de "carrossel" 20. A trajetória do vôo do perfil de asa 2 desse modo irá ocorrer de forma síncrona com o movimento do braço 20a.
Para facilidade, vamos considerar em particular a Figura 4b com as coordenadas relacionadas com o perfil de asa 2. O sistema Cartesiano de referência é integral com o perfil de asa 2 e, com o mesmo, ele se move no espaço. O perfil de asa 2 portanto está sempre no centro do plano P. So- mente os tempos fluem. O diagrama não salienta o ponto no qual o tempo tem que andar, desde que ele é uma avaliação futura. Quando o primeiro intervalo de tempo To tiver decorrido, o sistema de referência integral com o perfil de asa puxa novamente um "alvo" que é totalmente similar ao alvo an- terior, com a única diferença sendo que o tempo Ti se tornou T0, e assim por diante. Ti portanto representa o conjunto de pontos que podem ser alcança- do pelo perfil de asa 2 em sua trajetória de vôo na 1 etapa, T2 o conjunto de pontos que podem ser alcançados em 2 etapas, e assim por diante. O perfil de asa 2 de qualquer forma está sempre no centro do plano P "alvo".
Por facilidade, a Figura 2a e a Figura 2b apresentam como um exemplo o plano P "alvo" até o tempo T2, mas obviamente o número η de etapas que podem ser observadas pode ser diferente.
De modo a avaliar suas próprias estratégias de controle e esco- Iher a trajetória de vôo que o perfil de asa deve executar, o processo de a - cordo com a presente invenção utiliza parâmetros de controle e de vôo.
Portanto, com referência à Figura 5, é possível observar o plano "alvo" P no qual alguns parâmetros de vôo e de controle estão graficamente incluídos para o processo de acordo com a presente invenção.
A Figura 5 apresenta como os parâmetros em uma forma simpli- ficada alteram no espaço, tendo reduzido a complexidade de roto- translações do sistema de "carrossel" em um modelo integral com o sistema de referência do perfil de asa 2. A morfologia e as características de tais pa- râmetros são uma parte essencial da informação que permite o controle para decidir a estratégia de vôo do perfil de asa 2. Na verdade, é possível deste modo representar o movimento ótimo, a direção e a posição para alcançar a altura ideal Q de modo a ter o melhor vento, o que é o melhor ângulo de in- cidência com respeito ao vento, mas ao mesmo tempo, é possível represen- tar outros parâmetros, tal como, por exemplo, área de tração máxima dese- jada T, áreas de interdição Zl (áreas nas quais existem, por exemplo, situa- ções intoleráveis de esforço estrutural, instabilidade, forças excessivas) e os parâmetros funcionais do sistema 1, tal como áreas nas quais o contrapeso C, o qual é utilizado para manter os parâmetros de vôo do perfil de asa cons- tantes e para rapidamente ajustar o comprimento dos cabos de acionamento (comprimento dinâmico), é mantido na metade de suas próprias dinâmicas. O gráfico C correspondendo ao contrapeso, por exemplo, pode assumir po- sições úteis para levantar o contrapeso ou para descer o mesmo. Além dis- so, os guinchos da unidade de acionamento poderiam ser sujeitos aos pa- râmetros, desde que eles salientam o comprimento absoluto dos cabos. O gráfico do parâmetro de altura Q, ao invés disso, representa a área ótima para os problemas de altura. O gráfico do parâmetro de manobra M, ao in- vés disso, representa a área ótima para executar a manobra mais importante no vôo do perfil de asa 2 definida como mudança de azimute, a qual consiste em uma manobra repentina durante a qual o perfil de asa 2 é acionado para uma transição rápida entre as travessias do vôo. Com referência particular à Figura 6, é possível observar que, em geral, se o perfil de asa provido de energia 2 estiver livre da varredura do vento frontal, não somente a tração que ele exerce sobre os cabos de acionamento (e portanto sobre os braços do sistema de "carrossel" 20) é muito maior do que a tração exercida man- tendo o perfil de asa imóvel no ponto máximo de resistência ao vento (arras- to), mas a área na qual o perfil de asa possui um efeito de frenagem sobre a rotação do sistema de "carrossel" 20 é completamente removida. Na área no sentido do vento 37, ou bolina, a capacidade de acionamento do vôo do per- fil de asa 2 permite executar a mudança de azimute, a qual consiste em uma transição rápida entre as duas travessias 36 e 38, durante a qual o perfil de asa 2 viaja no ar uma distância igual a pelo menos três vezes o arco da cir- cunferência 34 efetuada no tempo no qual o sistema de "carrossel" 20 viaja através de tal arco. O controle de vôo deve tomar cuidado para que a mano- bra, em adição a ser rapidamente executada, de modo algum possua uma influência negativa na produção de energia. Na Figura 6, a posição de cada perfil de asa é aleatória, a saber, a imagem tem que ser julgada como um instantâneo de cima da operação do sistema de "carrossel". Nesta configu- ração, cada perfil de asa está livre de pesquisar a intensidade máxima do vento, evitando as áreas frontais de vento exaurido para a passagem do per- fil de asa imediatamente anterior.
A dimensão de cada gráfico (altura, contrapeso, etc.) é propor- cional à tolerância permitida do parâmetro relacionado. Cada parâmetro por sua vez possui um peso relativo Pq, Pc, Pm, Pzi, Pt, uma altura relativa com respeito a todas as alturas, o que será descrito abaixo.
A partir do plano P apresentado na Figura 5, uma vez tendo e- xecutado a manobra e o intervalo de tempo To ter passado, se passa para um novo plano P, calculado novamente para a decisão seguinte. Se as situ- ações globais forem constantes, os gráficos relacionados com cada parâme- tro tendem a ser concentrados. A escolha de graficamente representar as áreas ótimas para cada parâmetro considerado é o método para resolver as ambigüidades e entender qual decisão deve ser escolhida. Tal estratégia é útil para não se situar em máximos locais, a saber, posições que parecem ser a melhor, mas não são.
O processo tem sempre informação disponível, em uma forma direta ou em uma forma derivada a partir dos primeiros e dos segundos pe- daços de informação detectados pelos dispositivos de detecção do sistema 1, relacionada com altura do vôo do perfil de asa, com as dinâmicas do con- trapeso, com os valores de tração, com o cálculo de segurança nas áreas de interdição, com o tempo no qual as manobras devem ser feitas. Considera- se, por exemplo, que a manobra mais importante no vôo do perfil de asa, a qual foi definida como mudança de azimute. Decidir se executa a mesma pode ser um evento ativado: sob tais condições, na verdade, o processo de acordo com a presente invenção pode proporcionar uma etapa de emergên- cia na qual é apresentada para o perfil de asa qual manobra deve ser feita com máxima prioridade. Não é para ser excluído que uma estratégia previ- dente automaticamente descobre a manobra sem a necessidade de sugerir a mesma. Se uma boa intensidade de tempo de avaliação for alcançada, a mudança irá ocorrer em um tempo ideal calculado dependendo da informa- ção e dos parâmetros correntes, desde que de forma presumível é a ação mais inteligente não remover a tração, não perder as dinâmicas em relação ao contrapeso e para ficar de acordo com uma certa altura sem entrar em áreas de interdição.
A etapa do processo, a qual decide em cada etapa qual direção da trajetória de vôo do perfil de asa deve tomar, pode ser visualmente repre- sentada como uma matriz, como a matriz na Tabela 1 seguinte, contendo, para cada parâmetro, as melhores coordenadas XY nos tempos T0, T1, T2, ..., Tn, no plano normal com respeito ao baricentro dos cabos de acionamen- to.
Tabela 1
<table>table see original document page 27</column></row><table>
A matriz na Tabela 1, portanto contém dados desejados. A dife- rença entre a altura corrente e a altura desejada pode levar alguém a aces- sar a lógica de controles numéricos, ou o cálculo de erros. Esta característi- ca é intrínseca na matriz: substancialmente, existem coordenadas correntes e coordenadas desejadas para T0, T1, T2.....Tn. Todos os parâmetros trata- dos na matriz criam pares de valores XY para um instante de tempo T0, T1, T2, ..., Tn. O processo então fotografa a situação na qual o perfil de asa está, e transforma o plano P na Figura 5 em números e coordenadas. Levando em consideração, por exemplo, os problemas de altura, o valor da matriz QX0Yo salienta um ponto na vizinhança do parâmetro de altura, tendendo para o centro do gráfico de altura Q na Figura 5. O formato circular faz tudo con- cordar nos tempos, nos quais a tendência é clara: aumenta em T1, T2. No caso de tração, o processo poderia já calcular a evolução do ponto ideal no tempo: portanto, a forma dos dados desejados não é circular.
Obviamente, o peso relativo, Pq, Pc, Pm, Pzii Pt de cada parâ- metro relacionado Q, C, M, Zl, T pode ser configurável, e tal configuração pode ser dinâmica (retroativa). Por analisar, por exemplo, o erro médio da altura desejada com respeito à altura corrente, etc., o processo pode ficar ciente dos parâmetros mais difíceis de serem satisfeitos. Um processo retro- ativo corrige os pesos dos parâmetros mais críticos, de um modo tal a tomar decisões a cerca de tais parâmetros mais importantes. Pode ser dada uma medida para este tipo de erro, por exemplo, uma medição de porcentagem, padronizada para cada parâmetro com respeito a um valor máximo de erro. Por exemplo, se no tempo o contrapeso estiver sempre fora do centro das dinâmicas e ocorrer o risco de chegar até seu fim de curso, esta padroniza- ção permite localizar qual é o parâmetro que produz mais erros. Ele pode ser um processo independente que ajusta os pesos de cada parâmetro.
Uma vez tendo coletado as melhores coordenadas para cada parâmetro, o processo proporciona uma etapa na qual a soma de vetor de todas as coordenadas no tempo To é calculada. O vetor resultante é RXoYo, o qual ainda não é a direção da trajetória de vôo na qual o perfil de asa tem que ser movido, desde que a previsão para o futuro ainda é para ser consi- derada. O processo então calcula as somas vetoriais para todas as etapas futuras RX1Y1, RX2Y2.....RXnYn e os pesos de tempo PT0, PT1, PT2, ..., PTn são então introduzidos, os quais dão prioridade para as estratégias em curto prazo, ao mesmo tempo evitando colocar o perfil de asa em áreas potenci- almente críticas.
Obviamente, também os pesos de tempo PT0, PT1, PT2.....PTn podem ser configuráveis.
Através do cálculo da matriz na Tabela 1, o processo de acordo com a presente invenção localiza uma coordenada instantânea ideal (alvo) junto a qual se tende com a manobra do perfil de asa ao longo de sua traje- tória de vôo. Uma vez tendo encontrado a coordenada ideal, é necessário tomar cuidado com a manobra e com o controle dos cabos de acionamento de modo a fazer o perfil de asa alcançar seu alvo. O processo então com- preende uma etapa de escolher o melhor trajeto (trajeto mais curto, desvian- do as áreas de interdição, etc.) de modo a levar o perfil de asa a partir da posição corrente até o alvo. Portanto, nesta etapa, o processo decide, de- pendendo do alvo a ser alcançado, a melhor trajetória de vôo para alcançar o mesmo minimizando o tempo, desde que estar com o perfil de asa sempre corretamente na sequência-alvo localizada como melhor, é uma garantia de produzir a energia máxima sob segurança máxima e a concordância máxima com as especificações de dinâmica. O coração do problema nesta etapa é como transferir as coordenadas do alvo em tração. A etapa de escolher o melhor trajeto, portanto utiliza um Sistema de Navegação Inercial (INS) su- portado por um modelo dinâmico do perfil de asa (FVM) considerando as equações de vôo do perfil de asa e as inércias., junto com a porcentagem de ração que ele pode ter dependendo do diferencial de tração nos cabos. As inércias e a tração descrevem a lei de manobra do perfil de asa; é adequado considerar as avaliações (de prognóstico) do melhor trajeto, por avaliar todos os trajetos possíveis e avaliar a manobra com uma árvore de decisão. Nesta etapa, as velocidades aparentes e as trações são consideradas, e se fica apto a de forma precisa avaliar a melhor estratégia de trajeto. A sinergia en- tre a navegação inercial e a informação dada pela modelagem dinâmica, a saber, o modelo de movimento obtido a partir do histórico das posições do perfil de asa, a partir de entradas de controle e a partir das forças operando sobre o próprio perfil de asa, foram amplamente demonstradas no passado pela utilização de equações de dinâmica do veículo (por exemplo, por Kif- man e Bar-ltzhack, 1999; Ma et al., 2003). Estes estudos demonstram que a vantagem principal de utilizar um modelo de veículo é o aperfeiçoamento da capacidade de observar as fontes de erro no INS.
No Sistema de Navegação Inercial INS, a posição (pn), a veloci- dade (vn) e os ângulos Eulero (ψ) do perfil de asa, que dizem respeito a um sistema de referência η = [Ν, Ε, D] (Norte, Leste, para Baixo), são calculados como a seguir: <formula>formula see original document page 30</formula>
em que gn é a aceleração da gravidade, fb é o vetor de aceleração nos três eixos geométricos, a>b é a rotação. Cnb e Enb são respectivamente as matri- zes de transformação e de rotação, definidas como a seguir:
<formula>formula see original document page 30</formula>
em que s(.), c(.) e t(.) representam sen (.), cos (.) e tan(.), enquanto ψ = [φ, θ, ψ] são ângulos de Eulero.
O modelo dinâmico do perfil de asa (FVM), com seis graus de liberdade, ao invés disso é composto de um conjunto de equações que pro- porcionam variáveis de estado do perfil de asa, compostas de posição, velo- cidade, ângulos de Eulero e rotações por meio das variáveis de controle do perfil de asa, as quais são assumidas como conhecidas a partir do sistema 1. O movimento do perfil de asa pode ser descrito pelo sistema seguinte de equações de movimento, nas quais as forças operando sobre o veículo são em função da posição, da velocidade, dos ângulos de Eulero e da rotação corrente do perfil de asa:
<formula>formula see original document page 30</formula>
em que vb = [u, v, w] são os componentes de velocidade ao longo dos três eixos geométricos no sistema de referência do perfil de asa, rob = [p, q, r] são as rotações do perfil de asa, Fx, Fy, Fz, ei, Μ, N são os componentes da for- ça e do momento atuando sobre o perfil de asa ao longo de seus próprios eixos geométricos. gXl gy, gz são os componentes do vetor da aceleração da gravidade decompostos no sistema de referência do perfil de asa, cuja mas- sa é designada como m. Os coeficientes C0-9 são obtidos iniciando a partir da matriz de inércia I.
Por exemplo, podem existir dois métodos através dos quais o modelo dinâmico do perfil de asa FVM pode ser aplicado como suporte para o Sistema de Navegação Inercial: um primeiro método implica na compara- ção e na correção de velocidade e de atitude do perfil de asa, tal como são obtidas, independentemente, a partir do INS e do FVM. O segundo método utiliza a previsão de aceleração e de rotação executada pelo FVM de modo a realizar uma calibragem direta da Unidade de Medição Inercial (IMU). Em ambos casos, o INS processa a posição, a velocidade e os ângulos de Eule- ro (os quais descrevem a rotação) do perfil de asa, para integrar as medi- ções de aceleração e de rotação proporcionadas pela IMU a bordo do perfil de asa. Entretanto, no primeiro método, o modelo do perfil de asa calcula a velocidade e os ângulos do perfil de asa por utilizar as entradas de controle da própria aeronave. Além disso, a implementação real do FMV e do INS tira vantagem da aplicação dos desenvolvimentos mais recentes da ciência ma- temática baseada em quaterniões. A tarefa de um Filtro de Kalman Estendi- do (EKF) é avaliar os erros de INS e de FVM por observar as diferenças en- tre os dados de velocidade e de ângulo respectivamente produzidos pelo INS e pelo FVM.
No segundo método, ao invés disso, o FMV é utilizado para cal- cular a estimativa de aceleração e de rotação diretamente a partir das entra- das de controle. A entrada do Filtro de Kalman Estendido é portanto com- posta de diferenças entre as estimativas de aceleração e de rotação calcula- das pelo FVM e estas lidas a partir dos sensores utilizados. O EKF portanto é utilizado para estimar erros de aceleração e de rotação dos sensores e do FVM, os quais são então utilizados para consequentemente corrigir os sen- sores e o FVM.
Entretanto, a manobra do perfil de asa tem o problema de ser calibrada. É verdade que se pode decidir a quantidade de manobra, mas a quantidade permanece para ser definida. Na verdade, existe o risco de osci- lação, em um ganho excessivo, devido a causas inerciais, elasticidade de encadeamento cinemático (guinchos estão no solo, a manobra ocorre no ar) e atraso de medição (desprezível). Portanto, existe o risco de execução de manobras não calibradas, insuficientes ou exageradas, as quais compelem a executar correções contínuas (compensação oposta), com o risco de oscila- ção incontrolável. De modo a resolver este grupo de problemas, a técnica de controle já tem imaginado técnicas tal como Hinf e os já mencionados Filtros de Kalman, os quais consideram o atraso de atuação como uma das pertur- bações, um dos ruídos que o controle deve gerenciar, por otimizar a mano- bra e limitar a mesma com filtros e metodologias que são calibradas no sis- tema ou com autocalibragem. O processo descrito de acordo com a presente invenção pode ser equipado com capacidades de prognóstico cuja intensi- dade de tempo é em função do poder de processamento de informação do sistema de acordo com a presente invenção. A outra característica principal que permitem prever os problemas descritos acima é que o dispositivo de processamento e de controle recebe informação relacionada com a acelera- ção. Uma manobra excessiva, portanto é percebida amplamente e antecipa- damente com respeito a quando o movimento ocorre e este deve levar o sis- tema a uma situação subcrítica, na qual as oscilações podem não ser ativa- das devido à capacidade dos sensores de proporcionar dados 180° anteci- padamente do movimento. Caso um dado de posição esteja diretamente disponível, uma nova operação seria executada uma vez que um dano tenha sido sofrido, enquanto a aceleração anuncia o dano.
Devido ao que foi declarado acima, o processo de acordo com a presente invenção portanto compreende as etapas de:
a) detectar os primeiros pedaços de informação 3a através do primeiro dispositivo de detecção 3 relacionados com um instante corrente da trajetória de vôo do perfil de asa; possivelmente processar novamente todos ou parte dos primeiros pedaços de informação 3a através do dispositivo de pré-processamento 11 para obter os primeiros pedaços de informação pré- processados 3a';
b) detectar os segundos pedaços de informação 5a através do segundo dispositivo de detecção 5a relacionados com um instante corrente da trajetória de vôo do perfil de asa;
c) enviar, através do sistema de transmissão, os primeiros peda- ços de informação 3a, 3a para o dispositivo de processamento e controle 7, em particular, para o motor geométrico 7a;
d) enviar os segundos pedaços de informação 5a para o disposi- tivo de processamento e de controle 7, em particular, para o motor geométrico 7a;
e) a partir dos primeiros 3a, 3a' e dos segundos pedaços de in- formação, diretamente ou indiretamente obter valores relacionados pelo me- nos com a posição corrente XY e as alturas de vôo corrente do perfil de asa, com as dinâmicas do contrapeso, e com a tração sobre os cabos de acionamento;
f) definir os parâmetros de vôo e de controle, tal como, por e- xemplo, altura Q, dinâmicas do contrapeso C, manobra M, áreas de interdi- ção Zl, Tração T dos cabos de acionamento; possivelmente definir uma tole- rância para cada um de tais parâmetros;
g) definir um peso relativo Pq, Pc, Pm, Pzi. Pt para cada um dos parâmetros de vôo e de controle;
h) calcular, para cada parâmetro, as melhores coordenadas XY nos tempos seguintes T0, T1, T2.....Tn;
i) calcular a soma vetorial RXoYo de todas as coordenadas no tempo T0;
j) calcular as somas vetoriais RX1Y1, RX2Y2, RXnYn para to- dos os tempos futuros T1, T2.....Tn;
k) definir e aplicar os pesos de tempo PT0, PT1, PT2, ..., PTn, pa- ra as somas vetoriais;
l) escolher a melhor entre RX1Y1, RX2Y2, ···, RXnYn como a coor- denada instantânea ideal (alvo) para a qual a manobra do perfil de asa deve tender; m) escolher o melhor caminho de trajetória de vôo TVi, TV2, TV3, ..., TVn, para levar o perfil de asa a partir da posição corrente para o alvo;
n) levar o perfil de asa das coordenadas da posição corrente pa- ra o alvo por atuar sobre a unidade de acionamento através do controle nu- mérico 7b do sistema 1; de preferência, utilizando um Sistema de Navega- ção Inercial (INS) suportado por um modelo dinâmico do perfil de asa (FVM);
o) repetir as etapas a) até n) em cada intervalo de tempo At defi- nido como freqüência do ciclo de controle; pode ser proporcionado que o processo de acordo com a presente invenção também compreenda uma e- tapa de retroativamente ajustar o comprimento de At, tornando de fato de freqüência do ciclo ajustável. Se At for curto, o processo irá executar uma análise de prognóstico de curto prazo precisa e detalhada, mas possivel- mente exuberante e raramente perspicaz, desde que as η etapas possíveis no tempo globalmente não alcançam uma distância de tempo ótima a partir do instante corrente: portanto, se torna necessário relacionar as etapas de prever o futuro com a duração da etapa, de modo a otimizar a intensidade de tempo do trajeto de vôo do perfil de asa a ser executada. Portanto, é ade- quado avaliar a oportunidade de executar uma previsão que cubra muito no futuro: é razoável assumir que proporcionar mais do que uma revolução do sistema de "carrossel" é inútil, desde que, sob condições de estabilidade, a situação é repetida. A duração ideal de At é provavelmente uma que corres- ponda à duração de uma manobra complexa, tal como a mudança de azimu- te do perfil de asa.
Claims (37)
1. Sistema (1) para automaticamente controlar o vôo de pelo menos um perfil de asa provido de energia (2), o dito perfil de asa provido de energia (2) sendo controlado por uma unidade de acionamento (9) equipada com dois guinchos com os quais o dito perfil de asa provido de energia (2) está conectado por meio de dois respectivos cabos de acionamento (21), caracterizado pelo fato de que ele compreende: - primeiro dispositivo de detecção (3) a bordo do perfil de asa provido de energia (2) adaptado para detectar primeiros pedaços de infor- mação (3a) lidando com pelo menos a posição e uma orientação no espaço do dito perfil de asa provido de energia (2) e com acelerações às quais o dito perfil de asa provido de energia (2) está sujeito; - segundo dispositivo de detecção (5) no solo, adaptado para detectar segundos pedaços de informação (5a) lidando pelo menos uma quantidade de tensão nos ditos cabos de acionamento (21) do dito perfil de asa provido de energia (2) e com uma posição de um contrapeso da dita u- nidade de acionamento (9); - dispositivo de processamento e de controle (7) dos ditos pri- meiros (3a) e ditos segundos pedaços de informação (5a), adaptado para transformar um conteúdo dos ditos pedaços de informação (3a, 5a) em uma operação de acionamento mecânico dos ditos guinchos da dita unidade de acionamento (9) para acionar o dito perfil de asa provido de energia (2) ao longo de uma trajetória de vôo TV1, TV2, TV3.....TVn maximizando um efeito de "força de sustentação" gerado no dito perfil de asa provido de energia (2) por uma corrente eólica W na qual ele está imerso e maximizando uma quantidade de energia cinética subtraída apara a dita corrente eólica W; e - um sistema de transmissão dos ditos primeiros pedaços de in- formação (3a) para o dito dispositivo de processamento e de controle (7).
2. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito dispositivo de processamento e de controle (7) com- preende um motor geométrico (7a) adaptado para processar os ditos primei- ros pedaços de informação (3a) de modo a retornar informação de posição, de aceleração e de orientação (7c) do dito perfil de asa (2) para um controle numérico (7b) adaptado para operar (9a) em relação aos ditos guinchos da dita unidade de acionamento (9) para controlar uma força de tração sobre os ditos cabos de acionamento (21).
3. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que o dito sistema de transmissão transmite os ditos primeiros pedaços de informação (3a) para o dito motor geométrico (7a).
4. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que ele compreende uma unidade de acionamento de dissipa- ção de instabilidade.
5. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito primeiro dispositivo de detecção (3) compreende ace- lerômetros de três eixos geométricos.
6. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que os ditos acelerômetros de três eixos geométricos são do tipo MEMS.
7. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito primeiro dispositivo de detecção (3) compreende um compasso eletrônico.
8. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que o dito compasso eletrônico é uma magnetômetro Fluxgate.
9. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que cada um dentre dois ditos acelerômetros de três eixos geo- métricos é colocado em uma respectiva extremidade do dito perfil de asa (2) próximo a uma união dos ditos cabos de acionamento (21) com as paredes do dito perfil de asa (2);
10. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito segundo dispositivo de detecção (5) compreende me- didores de tensão adaptados para medir uma deflexão dos ditos cabos de acionamento (21).
11. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito segundo dispositivo de detecção (5) compreende co- dificadores nos ditos guinchos da dita unidade de acionamento (9).
12. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito segundo dispositivo de detecção (5) compreende sensores de proximidade.
13. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito segundo dispositivo de detecção (5) compreende um sistema de solo de visão artificial.
14. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito perfil de asa (2) é fabricado de polímeros reológicos.
15. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito primeiro (3) e/ou segundo (5) dispositivo de detecção compreende sensores virtuais.
16. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito sistema de transmissão é integrado nos ditos cabos de acionamento (21) do dito perfil de asa (2) através de pelo menos uma fibra óptica de dados.
17. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1 ou 16, caracte- rizado pelo fato de que os ditos cabos de acionamento (21) possuem uma seção em formato de perfil de asa.
18. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito sistema de transmissão é do tipo radio freqüência.
19. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito sistema de transmissão é do tipo ultrassom.
20. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito sistema de transmissão utiliza um protocolo de fluxo unidirecional contínuo.
21. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito sistema de transmissão utiliza um protocolo de paco- tes de datagrama.
22. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito sistema de transmissão utiliza um protocolo de trans- porte assíncrono negociado.
23. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que ele compreende o dispositivo de pré-processamento (11) adaptado para executar um pré-processamento de todo ou parte dos ditos primeiros pedaços de informação (3a) a bordo do dito perfil de asa (2) para proporcionar primeiros pedaços de informação pré-processados (3a').
24. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que ele compreende pelo menos um sistema de suprimento do dito primeiro dispositivo de detecção (3) e do dito sistema de transmissão a bordo do dito perfil de asa (2).
25. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 24, caracterizado pelo fato de que o dito sistema de suprimento compreende módulos fotovol- taicos de película fina em um suporte plástico aplicado no dito perfil de asa (2).
26. Sistema (1), de acordo com a reivindicação 24, caracterizado pelo fato de que o dito sistema de suprimento compreende uma micro- turbina Eólica acoplada em um gerador de imã permanente.
27. Processo para automaticamente controlar o vôo de pelo me- nos um perfil de asa provido de energia (2), através de um sistema (1), de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que ele compreende as etapas de: a) detectar os primeiros pedaços de informação (3a) através do dito primeiro dispositivo de detecção (3) relacionados com um instante cor- rente de uma trajetória de vôo do dito perfil de asa (2); b) detectar os ditos segundos pedaços de informação (5a) atra- vés do dito segundo dispositivo de detecção (5a) relacionados com um ins- tante corrente de uma trajetória de vôo do dito perfil de asa (2); c) enviar, através do dito sistema de transmissão, os ditos pri- meiros pedaços de informação (3a, 3a1) para o dito dispositivo de processa- mento e controle (7); d) enviar os ditos segundos pedaços de informação (5a) para o dito dispositivo de processamento e de controle (7); e) a partir dos ditos primeiros (3a, 3a)' e segundos pedaços de informação, diretamente ou indiretamente obter valores relacionados pelo menos com uma posição corrente XY e uma altura corrente de vôo do dito perfil de asa (2), com uma dinâmica do dito contrapeso, e com uma tração sobre os ditos cabos de acionamento (21); f) definir parâmetros de vôo e de controle; g) definir um peso relativo PQ) Pc, Pm, Pzi, Pt para cada um dos ditos parâmetros de vôo e de controle; h) calcular, para cada um dos ditos parâmetros, as melhores co- ordenadas XY nos tempos seguintes To, Τι, T2, ..., Tn; i) calcular a soma vetorial RXoYo de todas as coordenadas no dito tempo T0; j) calcular as somas vetoriais RX1Y1, RX2 Y2, ···, RXnYn para to- dos os tempos futuros Τ1, T2.....Tn; k) definir e aplicar os pesos de tempo PT0, PT1, PT2.....PTn, pa- ra as ditas somas vetoriais; l) escolher a melhor entre as ditas somas vetoriais RX1Y1, RX2Y2. RXnYn como a coordenada instantânea ideal (alvo) para a qual a manobra do dito perfil de asa (2) tende; m) escolher o melhor caminho de uma trajetória de vôo TV1, TV2, TV3, ..., TVn, para levar o dito perfil de asa (2) a partir da dita posição corren- te para o dito alvo; n) levar o dito perfil de asa (2) das ditas coordenadas da dita po- sição corrente para o dito alvo por atuar sobre a dita unidade de acionamen- to (9) através do dito controle numérico (7b); o) repetir as etapas a) até n) em cada intervalo de tempo At.
28. Processo, de acordo com a reivindicação 27, caracterizado pelo fato de que ele compreende, entre a etapa a) e a etapa b), a etapa de processar novamente todos ou parte dos ditos primeiros pedaços de infor- mação (3a) através do dito dispositivo de pré-processamento (11) de modo a obter primeiros pedaços de informação pré-processados (3a').
29. Processo, de acordo com a reivindicação 27, caracterizado pelo fato de que os ditos parâmetros de vôo e de controle são altura Q, di- nâmicas do contrapeso C, manobra M1 áreas de interdição Zl, e tração T dos ditos cabos de acionamento (21).
30. Processo, de acordo com a reivindicação 27, caracterizado pelo fato de que a dita etapa f) compreende a etapa de definir uma tolerância para cada um dos ditos parâmetros.
31. Processo, de acordo com a reivindicação 27, caracterizado pelo fato de que a dita etapa m) utiliza um Sistema de Navegação Inercial (INS) suportado por um modelo dinâmico do dito perfil de asa (FVM).
32. Processo, de acordo com a reivindicação 27, caracterizado pelo fato de que ele compreende uma etapa de emergência para salientar para o perfil de asa qual manobra deve ser executada com prioridade máxima.
33. Processo, de acordo com a reivindicação 27, caracterizado pelo fato de que ele compreende a etapa de retroativamente corrigir os ditos parâmetros de vôo e de controle.
34. Processo, de acordo com a reivindicação 27, caracterizado pelo fato de que ele compreende a etapa de calibrar a dita manobra através de técnicas Hinf e/ou de filtros de Kalman.
35. Processo, de acordo com a reivindicação 27, caracterizado pelo fato de que ele compreende a etapa de retroativamente ajustar a dura- ção do dito intervalo de tempo At.
36. Uso de um sistema (1), como definido em qualquer uma das reivindicações 1 até 26, junto com um sistema de "carrossel" (20).
37. Uso de um sistema (1), como definido em qualquer uma das reivindicações 27 até 35, junto com um sistema de "carrossel" (20).
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B09A | Decision: intention to grant [chapter 9.1 patent gazette] | ||
| B16A | Patent or certificate of addition of invention granted [chapter 16.1 patent gazette] | ||
| B21F | Lapse acc. art. 78, item iv - on non-payment of the annual fees in time |
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