BRPI0706975A2

BRPI0706975A2 - sistema de comando elétrico para um leme de direção de um avião e avião

Info

Publication number: BRPI0706975A2
Application number: BRPI0706975-8A
Authority: BR
Inventors: Christophe Rougelot; Didier Ronceray
Original assignee: Airbus France; Airbus
Priority date: 2006-02-27
Filing date: 2007-02-19
Publication date: 2011-04-12
Also published as: CN101389532A; CA2640521A1; CA2640521C; FR2897838B1; JP5124489B2; RU2397111C2; EP1989104B1; CN101389532B; ATE533691T1; RU2008138527A; FR2897838A1; EP1989104A1; JP2009528202A; WO2007096507A1; US20090014595A1

Abstract

SISTEMA DE COMANDO ELéTRICO PARA UM LEME DE DIREçAO DE UM AVIAO E AVIAO. O sistema (1) compreende um leme de direção (2) que pode girar dentro de uma faixa de deflexão que é limitada por um primeiro e um segundo limite de deflexão, e um meio (12) para variar os ditos primeiro e segundo limites de deflexão, de maneira dissimétrica, em função de valores correntes de parâmetros de vóo do avião.

Description

"SISTEMA DE COMANDO ELÉTRICO PARA UM LEME DE DIREÇÃO DEUM AVIÃO E AVIÃO".

A presente invenção refere-se a um sistema de comandoelétrico para um leme de direção de um avião, emparticular de um avião de transporte.

Sabe-se que, a fim de melhorar o desempenho de um avião(consumo de combustível, nível de ruído, etc.) semdiminuir a carga útil transportada, os construtoresacabam por diminuir o mais possível a massa o avião, ouseja, a massa da estrutura, de mecanismos, equipamentos,etc. do dito avião.

Para tal, pode ser interressante diminuir a massa deelementos estabilizadores tais como o estabilizadorvertical (ou seja, o plano fixo da empenagem vertical doavião) que é destinado a assegurar a estabilidade de rotado avião e que leva o leme de direção (ou seja, umaestrutura móvel montada no estabilizador vertical, quepode ser movimentada a fim de modificar a direção doavião). De maneira usual, um leme de direção é montadoarticulado em um eixo para poder assumir qualquer posiçãoangular de pivotamento dentro de uma faixa de deflexãolimitada por um primeiro e um segundo limite de deflexão(ou primeiro e segundo batentes).

Sabe-se que um elemento estabilizador de um avião édimensionado levando-se em conta esforços máximos aosquais ele pode ser submetido durante as diferentesconfigurações de vôo deste avião. Conseqüentemente, paralimitar a massa de tal elemento estabilizador e,portanto, a massa do avião, uma solução é reduzir osesforços aos quais este elemento estabilizador pode sersubmetido durante um vôo.

Para tal, descreve-se no documento FR-2 809 373 darequerente um sistema de comando elétrico para um leme dedireção de um avião, graças ao qual é possível limitar ascargas laterais aplicadas na movimentação do dito leme dedireção e, portanto, reduzir o dimensionamento e a massadeste último, sem para isso reduzir as qualidades de vôodo avião ou a segurança de vôo.

Para tal, o dito sistema de comando compreende:

- uma pedaleira acionada pelo piloto e associada a umtransdutor que emite uma ordem elétrica de pilotagemrepresentativa da ação do piloto sobre a dita pedaleira;

um acionador que recebe uma ordem de comandoproveniente da dita ordem de pilotagem e que desloca odito leme de direção em torno de seu eixo de rotação; e

- entre a dita pedaleira e o dito acionador, meios defiltração do tipo baixa freqüência (low-pass) que recebem

a dita ordem de pilotagem do dito transdutor e que gerama dita ordem de comando para o dito acionador, sendo aconstante de tempo dos ditos meios de filtração maiselevada na medida em que a amplitude a dita ordem depilotagem corresponde a uma fração maior do valor máximode deflexão do leme de direção.

Assim, esse sistema de comando conhecido introduz nasordens de pilotagem da pedaleira uma filtração não linearque depende da deflexão disponível para o leme dedireção, sendo essa filtração maior na medida em que odito leme de direção aproxima-se dos batentes que limitama deflexão máxima, o que limita as cargas aplicadas nodito leme e permite, portanto, reduzir o dimensionamentoe a massa desta última.

Contudo, sendo a regulagem da dita filtração idênticasobre toda a extensão de vôo do avião, a dita filtraçãodepende de condições ligadas à ordem de pivotamento doleme, mas não depende das condições de vôo do avião.

Em contrapartida, no documento FR-2 844 251 darequerente, descreve-se um sistema de comando elétricopara um leme que permite limitar a um esforço máximo oesforço ao qual é submetido um elemento estabilizador(tal como um estabilizador vertical), e isto quaisquerque sejam as condições de vôo e as manobras do avião.

Todavia, tal sistema de comando usual não permite tirarproveito das performances máximas do leme de direção emtodas as condições de deslocamento do avião, eparticularmente durante uma corrida no solo,especialmente com forte vento lateral. De fato, em talsituação, o leme de direção deve não somente guiar oavião conformemente à ordem de comando comandada pelopiloto através da pedaleira, mas também opor-se a essevento lateral. Assim, devido aos limites de deflexão(direito e esquerdo) do leme de direção, pode ocorrer emuma dada situação que o leme de direção seja movimentadoaté um destes limites de deflexão sem com isso ser capazde realizar completamente seus objetivos (relativamenteao comando da direção do avião). Este limite de deflexãoda faixa de deflexão assim atingindo é muito baixo e,portanto, restringe o comando da direção do avião nestasituação, ao passo que o outro limite de deflexão nunca éatingido.

Conseqüentemente, um sistema de comando usual, tal comoprecitado, não permite sempre dirigir o avião de maneiratotalmente satisfatória em todas as condições dedeslocamento, particularmente com forte vento lateral nosolo.

A presente invenção refere-se a um sistema de comandoelétrico para um leme de direção de um avião que permiteremediar os inconvenientes precitados.

Para tal, de acordo com a invenção, o dito sistema dotipo que compreende:

- o dito leme de direção que é montado articulado sobreum eixo para poder assumir qualquer posição angular depivotamento dentro de uma faixa de deflexão limitada porum primeiro e um segundo limite de deflexão;

- uma pedaleira que pode ser acionada pelo piloto doavião e que é associada a um transdutor que emite umaordem elétrica de pilotagem representativa da ação dopiloto sobre a dita pedaleira;

- um primeiro meio que determina, a partir da ordem depilotagem, levando em conta os ditos primeiro e segundolimites de deflexão, uma ordem de pivotamento permitindomovimentar o dito leme de direção até uma posição situadaentre os ditos primeiro e segundo limites de deflexão,dependendo da dita ordem de pilotagem;

- um acionador que recebe uma ordem de pivotamento e quedesloca o dito leme de direção em torno de seu eixo emfunção da dita ordem de pivotamento recebida,é notável pelo fato de compreender além disso:

- um conjunto de fontes de informações capazes de gerarrespectivamente os valores correntes de parâmetros de vôoligados ao avião; e

- um segundo meio para variar os ditos primeiro e segundolimites de deflexão, e isto pelo menos parcialmente demaneira dissimétrica, em função dos valores correntes dosditos parâmetros de vôo, antes de transmitir estesprimeiro e segundo limites de deflexão ao dito primeiromeio.

Assim, graças à invenção, variam-se os ditos primeiro esegundo limites de deflexão, e isto pelo menosparcialmente de maneira dissimétrica, em função dosvalores correntes dos ditos parâmetros de vôo que sãorepresentativos das condições de deslocamento do avião(como explicitado abaixo). Conseqüentemente, pode-seadaptar a faixa de deflexão do leme de direção (e assim aeficácia deste último) às ditas condições de deslocamentoefetivas.

Ainda que não exclusivamente, o sistema de comando deacordo com a invenção é particularmente vantajoso quandoo avião corre no solo e é submetido a um forte ventolateral. Neste caso, o dito sistema de comando pode serconformado de maneira a deslocar mais um dos limites dedeflexão (a saber, aquele que está do lado que permiteque o leme de direção se oponha ao dito vento lateral) demaneira a aumentar a faixa de deflexão do leme de direçãomais do lado deste limite de deflexão do que do outrolado, o que permite aumentar a eficácia do comando dedireção do avião nesta situação e limitar as cargas dooutro lado.

Em um modo de realização particular, o dito conjunto defontes de informações compreende pelo menos alguns dosseguintes meios:

- um meio para determinar a fase de deslocamento doavião;

- um meio para determinar a velocidade do avião;

- um meio para determinar o numero de Mach do avião;

- um meio para determinar a altitude do avião;

- um meio para determinar a configuração aerodinâmica doavião;

- um meio para determinar o ângulo de derrapagem doavião;

- um meio para determinar o empuxo gerado pelos motoresdo avião;

- um meio para determinar interações entre pivotamentosde diferentes superfícies de controle do avião;

- um meio para determinar a velocidade de guinada doavião;

Além disso, vantajosamente:

- o dito segundo meio compreende uma base de dadoscontendo curvas de variações dos ditos primeiro e segundolimites de deflexão em função de valores dos ditosparâmetros de vôo; e/ou

- os ditos primeiro e segundo meios fazem parte de umaunidade de cálculo.

As figuras do desenho anexo mostrarão bem como a invençãopode ser realizada. Nessas figuras, referências idênticasdesignam elementos semelhantes.

A figura 1 é um esquema sinóptico de um sistema decomando de acordo com a invenção; e

A figura 2 é um gráfico ilustrando variações dos limitesde deflexão da faixa de deflexão de um leme de direção,em condições de deslocamento particulares do avião.O sistema de comando elétrico 1, de acordo com a presenteinvenção e representado esquematicamente na figura 1, édestinado ao acionamento de um leme de direção 2 de umavião, que é montado articulando nos dois sentidos sobreum eixo vertical Z-Z, da maneira simbolizada pela seta 3.O dito leme de direção 2 pode assumir qualquer posiçãoangular em torno do dito eixo Z-Z no interior de umafaixa de deflexão, que se estende de ambos os lados deuma posição aerodinamicamente neutra do dito leme dedireção 2 e que é limitada por um primeiro limite dedeflexão Ll e por um segundo de deflexão L2.

0 dito sistema de comando elétrico 1 de um avião, porexemplo, de um avião de transporte, é do tipo conhecidocompreendendo:

- uma pedaleira 5 que pode ser acionada por um piloto doavião e que é associada a um transdutor 6 que emite umaordem elétrica de comando (relativa ao pivotamento doleme de direção 2) representativa do acionamento da ditapedaleira 5;

- um meio de cálculo 7 que é ligado pelo intermediário deuma ligação elétrica 8 ao dito transdutor 6 e que édestinado a determinar, a partir da dita ordem depilotagem recebida, levando em conta os ditos primeiro esegundo limites de deflexão Ll e L2, uma ordem depivotamento permitindo movimentar o dito leme de direção2 até uma posição situada entre os ditos primeiro esegundo limites de deflexão Ll e L2, dependendo da ditaordem de pilotagem; e

um acionador 9 usual que recebe esta ordem depivotamento pelo intermediário de um ligação elétrica 10e que desloca o dito leme de direção 2 em torno do ditoeixo Z-Z em função da dita ordem de pivotamento recebida.

De acordo com a invenção, o dito sistema 1 compreende,além disso:

- um conjunto 11 de fontes de informações explicitadasabaixo, que são capazes de gerar respectivamente osvalores correntes de parâmetros de vôo. Estes parâmetrosde vôo são inerentes ao avião e são representativos dascondições de deslocamento efetivas do dito avião; e

- um meio 12 que é ligado pelo intermediário de umaligação 13 ao dito conjunto 11 e que é conformado demaneira a:• fazer variar os ditos primeiro e segundo limites dedeflexão Ll e L2, e isto pelo menos parcialmente demaneira dissimétrica, em função dos valores correntes dosditos parâmetros de vôo recebidos do dito conjunto 11 defontes de informações; e

• transmitir os novos valores limites de deflexão Ll e L2ao dito meio 7 pelo intermediário de uma ligação 14 paraque este último os utilize para determinar a ordem depivotamento destinada ao acionador 9.

Assim, o sistema 1 de acordo com a invenção faz variar osditos primeiro e segundo limites de deflexão Ll e L2, eisto pelo menos parcialmente de maneira dissimétrica, emfunção dos valores correntes de parâmetros de vôo que sãorepresentativos das condições de deslocamento do avião.

Conseqüentemente, o dito sistema 1 permite adaptar afaixa de deflexão do leme de direção 2 (e assim aeficácia deste último) às ditas condições de deslocamentoefetivas.

Ainda que não exclusivamente, o sistema 1 de acordo com ainvenção é particularmente vantajoso quando o avião correno solo e é submetido a um forte vento lateral. Nestecaso, o dito sistema 1 desloca mais um dos limites dedeflexão (a saber, aquele que está do lado que permiteque o leme de direção 2 se oponha ao dito vento lateral)de maneira a aumentar a faixa de deflexão do leme dedireção 2 mais do lado deste limite de deflexão do que dooutro lado, o que permite aumentar a eficácia do comandode direção do avião nesta situação e limitar as cargas dooutro lado.

Em um modo de realização particular, os ditos meios 7 e12 fazem parte de uma unidade de cálculo 15.Além disso, o dito meio 12 pode compreender uma base dedados (não representada) contendo curvas de variação Cl eC2 dos ditos limites de deflexão Ll e L2 em função dosvalores correntes de vários parâmetros de vôo.

Em uma primeira variante de realização, as ditas curvasde variação são determinadas de maneira empírica, aopasso que, em uma segunda variante de realização, asditas curvas de variação são determinadas por meio defórmulas matemáticas nas quais se integram os ditosvalores correntes dos parâmetros de vôo.A título de ilustração, representou-se na figura 2 umângulo de deflexão máximo ADM (por exemplo, expresso emgraus) relativamente a uma posição neutra, representandoos ditos limites de deflexão Ll e L2 em função davelocidade V (expressa em nós, valendo um nó cerca de 0,5m/s) do avião e seu ângulo de derrapagem β. Maisprecisamente:

- as curvas ClA e C2A ilustram respectivamente asvariações dos ditos limites de deflexão Ll e L2 em funçãoda velocidade V, para um ângulo de derrapagem βinsignificante. Essas curvas ClA e C2A são representadaspor linhas contínuas e alguns valores são evidenciadospor quadrados; e

- as curvas ClB e C2B ilustram respectivamente asvariações dos ditos limites de deflexão Ll e L2 em funçãoda velocidade V, para um ângulo de derrapagem βsignificativamente positivo. Essas curvas ClB e C2B sãorepresentadas por linhas tracejadas e alguns valores sãoevidenciados por losangos.

Essa figura 2 evidencia bem as possibilidades (pelo menosparciais) de variações assimétricas dos ditos limites dedeflexão Ll e L2 em função dos valores correntes deparâmetros de vôo, nesse caso, a velocidade Veo ângulode derrapagem β. Assim as curvas de variação ClB e C2Bsão assimétricas. Em contrapartida, as curvas de variaçãoClA e C2A permanecem simétricas.Por outro lado, em um modo de realização particular, odito conjunto 11 de fontes de informações compreende pelomenos alguns dos meios usuais seguintes:

- um meio 16A para determinar a fase de deslocamento doavião. Pode se tratar de uma fase de vôo (fase de subida,de cruzeiro, etc.) ou de uma fase de corrida no solo, porexemplo, em vista de uma decolagem ou após umaaterrissagem;

- um meio 16B para determinar a velocidade do avião;

- um meio 16C para determinar o numero de Mach do avião;

- um meio 16D para determinar a altitude do avião;

- um meio 16E para determinar a configuração aerodinâmicado avião;

- um meio 16F para determinar o ângulo de derrapagem β doavião. Este ângulo de derrapagem β pode, por exemplo, sermedido na altura do centro de gravidade do avião, naaltura do estabilizador vertical ou na altura do nariz doavião.

- um meio 16G para determinar o empuxo gerado pelosmotores do avião;

- um meio 16H para determinar as interações entre ospivotamentos de diferentes superfícies de controle(plano, profundor, spoiler) do avião;

- um meio 161 para determinar a velocidade de guinada doavião.

Em uma primeira variante, o dito meio 12 utiliza osvalores correntes de alguns parâmetros de vôo precitados(fase de deslocamento, velocidade, número de Mach,altitude, configuração aerodinâmica, ângulo dederrapagem, empuxo, interação entre os pivotamentos dasdiferentes superfícies de controle, velocidade deguinada), ao passo que, em uma segunda variante, o ditomeio 12 utiliza simultaneamente os valores correntes detodos estes parâmetros de vôo.

Claims

1. Sistema de comando elétrico para um leme de direção deum avião, compreendendo o dito sistema (1):- o dito leme de direção (2) que é montado articuladosobre um eixo (Z-Z) para poder assumir qualquer posiçãoangular de pivotamento dentro de uma faixa de deflexãolimitada por um primeiro e um segundo limite de deflexão;- um conjunto (11) de fontes de informações capazes degerar respectivamente os valores correntes de parâmetrosde vôo ligados ao avião;- uma pedaleira (5) que pode ser acionada por um pilotodo avião e é associada a um transdutor (6) que emite umaordem de pilotagem representativa da ação do piloto sobrea dita pedaleira (5);- um primeiro meio (7) que determina, a partir da ditaordem de pilotagem, levando em conta os ditos primeiro esegundo limites de deflexão, uma ordem de pivotamentopermitindo movimentar o dito leme de direção (2) até umaposição situada entre os ditos primeiro e segundo limitesde deflexão, dependendo da dita ordem de pilotagem; e- um acionador (9) que recebe esta ordem de pivotamento eque desloca o dito leme de direção (2) em torno do ditoeixo (Z-Z) em função da dita ordem de pivotamentorecebida,caracterizado pelo fato de compreender, além disso, umsegundo meio (12) para variar, em função dos valorescorrentes dos ditos parâmetros de vôo que sãorepresentativos de condições de deslocamento efetivas doavião, os ditos primeiro e segundo limites de deflexão, eisto pelo menos parcialmente de maneira dissimétrica, demaneira a adaptar a faixa de deflexão do leme de direção(2) âs ditas condições de deslocamento efetivas do avião,e para transmitir estes primeiro e segundo limites dedeflexão ao dito primeiro meio (7) .

2. Sistema, de acordo com a reivindicação 1,caracterizado pelo fato de o dito conjunto (11) de fontesde informações compreender pelo menos alguns dosseguintes meios:- um meio (16A) para determinar a fase de deslocamento doavião;- um meio (16B) para determinar a velocidade do avião;- um meio (16C) para determinar o numero de Mach doavião;-um meio (16D) para determinar a altitude do avião;-um meio (16E) para determinar a configuraçãoaerodinâmica do avião;- um meio (16F) para determinar o ângulo de derrapagem doavião;- um meio (16G) para determinar o empuxo gerado pelosmotores do avião;- um meio (16H) para determinar as interações entre ospivotamentos de diferentes superfícies de controle doavião; e- um meio (161) para determinar a velocidade de guinadado avião.

3. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações-1 ou 2, caracterizado pelo fato de o dito segundo meio(12) compreender uma base de dados contendo curvas devariações dos ditos primeiro e segundo limites dedeflexão em função de valores dos ditos parâmetros devôo.

4. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicaçõesde 1 a 3, caracterizado pelo fato de os ditos primeiro esegundo meios (7, 12) fazerem parte de uma unidade decálculo (15).

5. Avião, caracterizado pelo fato de compreender umsistema de comando (1) tal como identificado em qualqueruma das reivindicações de 1 a 4.