BRPI0707058A2 - processo de pilotagem de aeronave, dispositivo de pilotagem de aeronave e aeronave - Google Patents
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Abstract
PROCESSO DE PILOTAGEM DE AERONAVE, DISPOSITIVO DE PILOTAGEM DE AERONAVE E AERONAVE. O dispositivo de pilotagem (1), por meio de uma defasagem de uma parte de uma ordem de pilotagem segundo um eixo de pilotagem específico, permite obter o mesmo comando que no caso de uma pilotagem usual, porém sem excitação flexível geradora de desconforto na aeronave.
Description
"PROCESSO DE PILOTAGEM DE AERONAVE, DISPOSITIVO DEPILOTAGEM DE AERONAVE E AERONAVE".
A presente invenção refere-se a um processo e a umdispositivo de pilotagem de uma aeronave, em particularde um avião de transporte, em torno de um eixo depilotagem.
Apesar de não exclusivamente, a presente invenção aplica-se mais particularmente à pilotagem de um avião em tornode seu eixo de rolamento. Sabe-se que o controle e apilotagem em rolamento de um avião efetuam-se pelamovimentação dos mecanismos de rolamento que são osailerons e/ou os spoilers. Se a superfície de sustentaçãodo avião for suficientemente flexível e se a movimentaçãodos ailerons e/ou dos spoilers for relativamentedinâmica, essa pilotagem em rolamento provoca umaexcitação estrutural não desprezível, que geraacelerações desconfortáveis ao longo da cabine do avião.Uma solução usual para minimizar esta excitaçãoestrutural, e assim aumentar o conforto do piloto e dospassageiros, consiste em filtrar os movimentos dosailerons e dos spoilers, a fim de atenuar as componentesde alta freqüência (superiores a 1Hz) da ordem depilotagem. Todavia, esta solução usual gera um importanteproblema de pilotagem, pois os movimentos dos ailerons edos spoilers são então defasados em relação às ordens, oque pode provocar uma perda de precisão da pilotagem, eaté um acoplamento instável entre o piloto e a estruturado avião.
A presente invenção refere-se a um processo de pilotagemde uma aeronave em torno de um eixo de pilotagem quepermite remediar os inconvenientes precitados.Para tal, de acordo com a invenção, o dito processo depilotagem de aeronave em torno de um eixo de pilotagem,compreendendo a dita aeronave uma pluralidade de Nsuperfícies aerodinâmicas acionáveis capazes de produzirum movimento da aeronave em torno do dito eixo depilotagem, processo segundo o qual se realiza de maneirautomática e repetitiva a seqüência de operaçõessucessivas seguinte:
a) gera-se uma ordem de pilotagem global relativa ao ditoeixo de pilotagem;
b) a partir desta ordem de pilotagem global, determinam-se ordens de comando individuais destinadas às ditas Nsuperfícies aerodinâmicas acionáveis; e
c) aplicam-se as ditas ordens de comando individuais àsditas superfícies aerodinâmicas,é notável pelo fato de:
- na etapa b) , conformarem-se, a partir da dita ordem depilotagem global, N ordens de pilotagem individuaisrelativas respectivamente às ditas N superfíciesaerodinâmicas, multiplicando-se a cada vez a dita ordemde pilotagem global por pelo menos um ganho Ki que épositivo ou negativo, sendo i um inteiro variando de 1 aNeN um inteiro superior a 1, e sendo os ditos ganhos Kitais que:
<formula>formula see original document page 3</formula>
eles permitem reduzir a excitação de N-I modosflexíveis da aeronave, que são responsáveis por umdesconforto nesta última, sendo estes N-I modos flexíveisescolhidos em função dos valores correntes de parâmetrosligados à aeronave; e
aplicadas em conjunto, as ditas N ordens de pilotagemindividuais geram efeitos que correspondem globalmente aoefeito da dita ordem de pilotagem global, no que serefere à pilotagem da aeronave em torno do dito eixo depilotagem,
sendo estas N ordens obtidas pela resolução de um sistemalinear de N-I equações de N incógnitas;
- na etapa b), em seguida, deduzirem-se das ditas ordensde pilotagem individuais, as ditas ordens de comandoindividuais; e
- na etapa c) , aplicarem-se às ditas superfíciesaerodinâmicas:• inicialmente, unicamente as ordens de comandoindividuais que foram deduzidas de ordens de pilotagemindividuais obtidas a partir de ganhos Ki positivos; e
• após um tempo predeterminado, todas as ditas ordens decomando individuais deduzidas da etapa b).
Assim, graças à invenção, decompõe-se a ordem depilotagem global enviada às diferentes superfíciesaerodinâmicas com o fim de reduzir a excitação de umnúmero N-I de modos flexíveis que são responsáveis pelodesconforto dentro da aeronave. Isto permite reduzir estedesconforto, gerando ao mesmo tempo uma pilotagem emtorno do dito eixo de pilotagem que é conforme a ditaordem de pilotagem global.
Notar-se-á que, no quadro da presente invenção:os ganhos e valores de defasagem explicitados abaixosão determinados a partir de modelos matemáticos usuaisda aeronave. Estes ganhos e valores de defasagem dependemdos valores correntes de parâmetros ligados à aeronave,principalmente da velocidade e da massa da aeronave. Osganhos e valores de defasagem são, de preferência,tabulados em função dos parâmetros dos quais dependem emtabelas de duas dimensões. Conseqüentemente, em funçãodos valores correntes destes parâmetros medidos durante ovôo, escolhem-se automaticamente os ganhos e valores dedefasagem correspondentes por meio destas tabelas. Estesganhos e valores de defasagem podem ser afinados levando-se em conta outros parâmetros mensuráveis na aeronave; eos modos flexíveis da aeronave são conhecidos, demaneira usual, a partir de modelos matemáticos daaeronave. Estes modos flexíveis variam no decorrer dassituações de vôo da aeronave, em função dos valorescorrentes de parâmetros ligados à dita aeronave, taiscomo a velocidade, a massa ou o número de Mach.Conseqüentemente, em função dos valores correntes medidosdestes parâmetros durante o vôo, escolhem-seautomaticamente os ditos N-I modos flexíveis (dos quaisse reduz a excitação) , especialmente por meio de umatabulação.
Em um modo de realização particular, o processo de acordocom a presente invenção é realizado em tempo real combase na medida da velocidade da aeronave. Assim, quando avelocidade corrente da aeronave atingir uma situação emque a ação gerada pela execução da invenção for desejada,executa-se o dito processo. A ativação desta execuçãopode depender de outros parâmetros, especialmentedaqueles precitados que permitem determinar os ganhos evalores de defasagem.
De maneira vantajosa, o dito tempo predeterminado é omeio-período de um modo flexível que gera o efeito maisnegativo sobre o conforto na aeronave.
Em um primeiro modo de realização:-os ganhos Ki são tais que a soma <formula>formula see original document page 5</formula> é igual a zero,-e
- na etapa c):• inicialmente, aplicam-se ordens de comando que geram oefeito global Effg seguinte:
<formula>formula see original document page 5</formula>
sendo os diferentes j os inteiros i para os quais osganhos Kj correspondentes são positivos, e sendo Eff(t) aordem que se enviaria de maneira igual à N superfíciesaerodinâmicas para se obter o efeito global N · Eff(t) ; e
• após o dito tempo predeterminado T, aplicam-se ordensde comando que geram o efeito global Effg seguinte:
<formula>formula see original document page 5</formula>
sendo os diferentes l os inteiros i para os quais osganhos Ki correspondentes são negativos.
Além disso, em um segundo modo de realização que permiteeliminar uma eventual divergência sobre a ordem depilotagem para o intervalo de tempo entre <formula>formula see original document page 5</formula>:
- os ganhos Ki são tais que a soma ^T Ki é diferente dezero; e- na etapa c):
•inicialmente, aplicam-se ordens de comando que geram oefeito global Effg seguinte:
<formula>formula see original document page 6</formula>
sendo os diferentes j os inteiros i para os quais osganhos Kj correspondentes são positivos, sendo Eff(t) aordem que se enviaria de maneira igual às N superfíciesaerodinâmicas para se obter o efeito global N · Eff(t) , esendo KA um ganho que verifica a relação seguinte:
<formula>formula see original document page 6</formula>
• após o dito tempo predeterminado T7 aplicam-se ordensde comando que geram o efeito global Effg seguinte:
<formula>formula see original document page 6</formula>
sendo os diferentes l os inteiros i para os quais osganhos Kí correspondentes são negativos, e sendo KB umganho que verifica a relação seguinte:
<formula>formula see original document page 6</formula>
Em uma aplicação preferida da invenção, o dito eixo depilotagem é o eixo de rolamento da aeronave que possuiduas asas, as ditas superfícies aerodinâmicas sãoailerons (e/ou spoilers) que são montados sobre as ditasasas, e N é o número de ailerons (e de spoilers).Todavia, a presente invenção também pode ser aplicada àpilotagem em guinada de uma aeronave de maneira que,neste caso, o dito eixo de pilotagem é o eixo de guinadada aeronave, e as ditas superfícies aerodinâmicas sãolemes de direção da dita aeronave.
A presente invenção também se refere a um dispositivo depilotagem de uma aeronave em torno de um eixo depilotagem, por exemplo, o eixo de rolamento ou deguinada, compreendendo a dita aeronave uma pluralidade deN superfícies aerodinâmicas acionáveis capazes de gerarum movimento da aeronave em torno do dito eixo depilotagem.
Para tal, de acordo com a invenção, o dito dispositivo dotipo que compreende:
primeiros meios para gerar uma ordem de pilotagemglobal relativa ao dito eixo de pilotagem;
-segundos meios para determinar, a partir desta ordem depilotagem global, ordens de comando individuaisdestinadas às ditas N superfícies aerodinâmicasacionáveis; e
-terceiros meios para aplicar as ditas ordens de comandoindividuais às ditas superfícies aerodinâmicas,é notável pelo fato de:
os ditos segundos meios compreenderem meios paraconformar, a partir da dita ordem de pilotagem global, Nordens de pilotagem individuais relativas respectivamenteàs ditas N superfícies aerodinâmicas, multiplicando-se acada vez a dita ordem de pilotagem global por pelo menosum ganho Ki que é positivo ou negativo, sendo i uminteiro variando de 1 a N e N um inteiro superior a 1, esendo os ditos ganhos Ki tais que:
•<formula>formula see original document page 5</formula>
• eles permitem reduzir a excitação de N-I modosflexíveis da aeronave, que são responsáveis por umdesconforto nesta última, sendo os N-I modos flexíveisescolhidos em função dos valores correntes de parâmetrosligados à aeronave; e
• aplicadas em conjunto, as ditas N ordens de pilotagemindividuais geram efeitos que correspondem globalmente aoefeito da dita ordem de pilotagem global, no que serefere à pilotagem da aeronave em torno do dito eixo depilotagem,sendo estas N ordens obtidas pela resolução de um sistemalinear de N-I equações de N incógnitas;
os ditos segundos meios compreenderem, além disso,meios para deduzir das ditas ordens de pilotagemindividuais, as ditas ordens de comando individuais; e- os ditos terceiros meios serem conformados para aplicaràs ditas superfícies aerodinâmicas:
· inicialmente, unicamente as ordens de comandoindividuais que foram deduzidas de ordens de pilotagemindividuais obtidas a partir de ganhos Ki positivos; e
• após um tempo predeterminado, todas as ditas ordens decomando individuais.
A única figura do desenho anexo mostrará bem como ainvenção pode ser realizada. Esta figura única é oesquema sinóptico de um dispositivo de pilotagem deacordo com a invenção.
0 dispositivo 1 de acordo com a invenção e representadoesquematicamente na figura destina-se à pilotagem de umaaeronave, em particular de um avião de transporte, emtorno de um eixo de pilotagem, por exemplo, o eixo derolamento ou o eixo de guinada. No quadro da presenteinvenção, a dita aeronave (não representada) compreendeum pluralidade de N superfícies aerodinâmicas 2A, 2B, ...,2N usuais, que são acionáveis e que são capazes de gerarum movimento da aeronave em torno do dito eixo depilotagem, sendo N um inteiro superior a 1.Em uma aplicação preferida da invenção, o dito eixo depilotagem é o eixo de rolamento da aeronave quecorresponde a um avião (e que, portanto, possui duasasas) , as ditas superfícies aerodinâmicas 2A a 2N sãoailerons e/ou spoilers que são montados sobre as ditasasas, e N é o número de ailerons e de spoilers.Todavia, a presente invenção também pode ser aplicada àpilotagem em guinada de uma aeronave de maneira que,neste caso, o dito eixo de pilotagem é o eixo de guinadada aeronave, e as ditas superfícies aerodinâmicas 2A a 2Nsão lemes de direção da dita aeronave.
0 dito dispositivo 1 é do tipo que compreende:meios usuais 3 que permitem gerar uma ordem depilotagem global relativa ao eixo de pilotagemconsiderado. De maneira usual, os ditos meios 3compreendem especialmente um meio de comando, tal como,por exemplo, um sidestick ou uma pedaleira, que pode seracionado por um piloto da aeronave. Estes meios 3 tambémcompreendem um conjunto de fontes de informação usuaiscapazes de medir os valores correntes de parâmetrosligados à aeronave, tais como a velocidade ou o número deMach, e determinar os valores de outros parâmetros daaeronave tais como a massa;
- uma pluralidade de meios 4A, 4B, ..., 4N que são ligadospelo intermediário de ligações 5A, 5B, ..., 5N aos ditosmeios 3 e que são destinados a determinar, a partir daordem de pilotagem global recebida dos ditos meios 3,ordens de comando individuais destinados respectivamente
às ditas superfícies aerodinâmicas 2A, 2B, ..., 2Nacionáveis; e
- meios 6A, 6B, ...6N, por exemplo, meios de acionamentousuais, que são ligados pelo intermediário de ligações7A, 7B, ..., 7N aos ditos meios 4A, 4B, ..., 4N e que sãodestinados a aplicar as ordens de comando individuaisrecebidas dos ditos meios 4A, 4B, ..., 4N às ditassuperfícies aerodinâmicas 2A, 2B, ..., 2N.Além disso, de acordo com a invenção:
- os ditos meios 4A a 4N compreendem meios 8A, 8B, ..., 8Nque são destinados a conformar, a partir da dita ordem depilotagem global recebida dos ditos meios 3, N ordens depilotagem individuais relativas respectivamente às ditasN superfícies aerodinâmicas 2A a 2N. Os ditos meios 8A a8N calculam estas ordens de pilotagem individuais,multiplicando a cada vez a dita ordem de pilotagem globalpor pelo menos um ganho Ki que é positivo ou negativo,sendo i um inteiro variando de 1 a N e N um inteirosuperior 1. De acordo com a invenção, os ditos ganhos Kisão tais que as condições a) a c) seguintes são
verificadas simultaneamente:
<formula>formula see original document page 9</formula>b) eles permitem reduzir a excitação de N-I modosflexíveis da aeronave, que são responsáveis por umdesconforto nesta última, sendo estes N-I modos flexíveisescolhidos em função dos valores correntes de parâmetrosligados à aeronave; e
c) aplicadas em conjunto, as ditas N ordens de pilotagemindividuais geram efeitos que correspondem globalmente aoefeito da dita ordem de pilotagem global, no que serefere à pilotagem da aeronave em torno do dito eixo depilotagem (rolamento ou guinada);
- os ditos meios 4A a 4N compreendem, além disso, meios9A a 9N que são ligados pelo intermediário de ligações10A a ION aos ditos meios 8A a 8N e que são destinados adeduzir, de maneira usual, das ditas ordens de pilotagemindividuais, as ditas ordens de comando individuais. Paratal, realizam uma conversão usual; e
- os ditos meios 6A a 6N são conformados para aplicar àsditas superfícies aerodinâmicas 2A a 2N:
inicialmente (em um tempo t=0), unicamente as ordens decomando individuais que foram deduzidas de ordens depilotagem individuais obtidas a partir de ganhos Kipositivos; e
• após um tempo T predeterminado especificado abaixo (ouseja, um tempo t=T) , todas as ditas ordens de comandoindividuais (geradas pelos ditos meios 9A a 9N).Sabe-se que uma aeronave dita flexível possui váriosmodos flexíveis (freqüência entre 1 e 15Hzaproximadamente), cujos vários deles, de freqüência muitobaixa (e, portanto, os que são mais sentidos pelas
pessoas que se encontram a bordo da aeronave), apresentamuma deformação importante da estrutura da aeronave, eprincipalmente de sua superfície de sustentação, ondeaparecem nós (ponto imóvel em relação a este modo) eventres (que apresentam a maior deformação entre doisnós) Um modo flexível é então caracterizado por suafreqüência, sua taxa de amortecimento e sua distribuiçãogeométrica com ventres e nós. Como as diferentessuperfícies aerodinâmicas 2A a 2N não estão todaslocalizadas no mesmo lugar da estrutura, elas estão maisou menos afastadas destes ventres e destes nós. Estascaracterísticas geométricas geram um princípio de baseutilizado na presente invenção, a saber, que com umpivotamento idêntico, as diferentes superfíciesaerodinâmicas 2A a 2N não excitam, nem com os mesmosganhos, nem com as mesmas fases, os diferentes modosflexíveis que apresentam um impacto no conforto na cabineda aeronave. Além disso, com N superfícies aerodinâmicas2A a 2N, existe um conjunto de ganhos Ki (variando i de 1até N) tais que, quando se solicita uma eficácia Effi decada superfície aerodinâmica 2A a 2N, reduz-se muitosensivelmente a excitação de N-I modos flexíveis que sãoresponsáveis pelo desconforto na cabine, ao mesmo tempoque é verificada a equação seguinte:
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que é obtida de maneira usual pela resolução de umsistema linear de N-I equações de N incógnitas.
Notar-se-á que, de maneira usual, distribuir uma ordem DPpara N superfícies aerodinâmicas de maneira que elas nãoexcitem um único modo flexível específico, significaresolver um sistema linear de 1 equação de N incógnitas.No quadro da presente invenção, como há N superfíciesaerodinâmicas 2A a 2N, distribuir a ordem DP de maneira anão excitar N-I modos flexíveis, significa então resolverum sistema linear de N-I equações de N incógnitas.0 sistema linear de ordem N-I a ser resolvido pode serassim formulado:
- N: número de superfícies aerodinâmicas utilizadas;
- Ml, M2, ...,MN-I: os N-I modos flexíveis considerados; e2A, 2B, ..., 2N: as N superfícies aerodinâmicasutilizadas.
Procura-se reduzir a aceleração devida a um modo flexívelespecífico Mj, sentida em um ponto específico Pj daaeronave (cabine de pilotagem, assento de passageirodeterminado, etc.), quando se comanda uma ordem derolamento global denominada Eff. Normaliza-se a ordem Effa 1, e observa-se a amplitude máxima da aceleração devidaa Mj em Pj (análise freqüencial da aceleração em Pj),sentida quando esta ordem é aplicada unicamente aomecanismo 2i. Esta amplitude é denominada Aij.Pode-se então notar que, para qualquer i pertencendo a[1, N] e para qualquer j pertencendo a [1, N-l], Aij é aamplitude de aceleração no ponto Pj da aeronave, devidaao único modo flexível Mj , quando uma ordem depivotamento normalizada é enviada ao único mecanismo 2i.A se escolher o mesmo ponto Pj para todos os modos Mj ,procura-se minimizar a aceleração em um ponto daaeronave. A se escolher pontos Pj diferentes, é possívelminimizar efeitos locais dos modos flexíveis, conformefazem vibrar mais a parte traseira ou a parte dianteirada aeronave, por exemplo.
0 sistema global linear a ser resolvido consiste emcalcular os N ganhos Ki a serem aplicados aos N elementos2i, tais que, para uma ordem global Eff, a ordemcalculada para o elemento 2i é Effi = Ki · Eff , e acomponente de aceleração do modo flexível Mj no ponto Pjé nula. Este sistema de N-I equações de N incógnitas Kiescreve-se:
<formula>formula see original document page 12</formula>
ou também:
<formula>formula see original document page 12</formula>
A solução de tal sistema escreve-se como um jogo deganhos Kii todos proporcionais ao ganho Kl, sendo o valordo ganho Kl livre.
Basta então considerar a equação ^T |kí|= N, para fixar o
valor de Kl e, portanto, de todos os ganhos Ki.
Os ganhos Ki e valores de defasagem associados eexplicitados abaixo são então determinados, de maneirausual, a partir de modelos matemáticos usuais daaeronave. Estes ganhos e valores de defasagem dependem,de maneira usual, dos valores correntes de parâmetrosligados à aeronave, e principalmente da velocidade e damassa. Estes ganhos e valores de defasagem são, depreferência, tabulados em função dos parâmetros dos quaisdependem em tabelas de duas dimensões. Conseqüentemente,em função dos valores correntes destes parâmetros, quesão medidos durante o vôo pelas fontes de informaçõesprecitadas, meios (que fazem parte, por exemplo, dosditos meios 4A a 4N) do dispositivo 1 selecionamautomaticamente os ganhos e valores de defasagemcorrespondentes por meio destas tabelas que são, depreferência, memorizadas. Estes ganhos e valores dedefasagem podem ser afinados levando-se em conta outrosparâmetros mensuráveis na aeronave.
Além disso, os modos flexíveis da aeronave sãoconhecidos, de maneira usual, a partir de modelosmatemáticos usuais da aeronave. Estes modos flexíveisvariam no decorrer das situações de vôo da aeronave, emfunção dos valores correntes de parâmetros ligados à ditaaeronave, tais como velocidade, massa ou número de Mach.Conseqüentemente, em função dos valores correntes destesparâmetros, que são medidos durante o vôo pelas fontes deinformações precitadas, meios (que fazem parte, porexemplo, dos ditos meios 4A a 4N) do dispositivo 1selecionam automaticamente os N-I modos flexíveis, dosquais o dispositivo 1 deve reduzir a excitação.
Por outro lado, em um modo de realização particular, odispositivo 1 de acordo com a invenção é ativado com basena medida (realizada por uma das ditas fontes deinformações precitadas) da velocidade da aeronave. Assim7quando a velocidade corrente da aeronave atingir umasituação em que a ação gerada pelo dispositivo 1 fordesejada, o dito dispositivo 1 é ativado. Esta ativaçãopode depender de outros parâmetros, particularmentedaqueles precitados que permitem determinar os ganhos evalores de defasagem.
Considera-se que as superfícies aerodinâmicas 2A a 2Nestão todas seja em fase, seja em oposição de fase, noque se refere à excitação dos diferentes modos emquestão. Portanto, os valores de defasagem precitadosapresentam um dos dois valores seguintes: 0 ou π.
Consequentemente, os diferentes ganhos Ki são sejapositivos, seja negativos. Assim, para uma freqüênciadeterminada, um sinal em t=0 está em oposição de fase como mesmo sinal em t=l, onde tl corresponde ao meio-períododo sinal. Pode-se então considerar que, para cada uma dasfreqüências que os compõem, os sinais que possuem umganho ki negativo são iguais aos mesmos sinaismultiplicados por -1 (portanto, possuindo um ganho |κί|) ,e são defasados no tempo de meio-período da freqüênciaconsiderada.
A se considerar em t=0 uma solicitação de eficácia Eff(t)enviada, de maneira usual, para cada uma das Nsuperfícies aerodinâmicas 2A a 2N [efetua-se então umasolicitação global Effg = N ■ Eff(t)] , esta solicitação vaiexcitar os modos flexíveis geradores de desconforto. Se,em vez desta solicitação usual (realizada até agora),efetuar-se, de acordo com a presente invenção, asolicitação seguinte:
-em t = 0, solicita-se uma eficácia Ki · Eff(t) para cadauma das superfícies aerodinâmicas cujo ganho Ki épositivo;
- em seguida, a partir de t=T, solicita=se, além disso, aeficácia |Ki|-Eff(t - T) para cada uma das superfíciesaerodinâmicas cujo ganho Ki é negativo, obtém-se, apartir de t=T, uma solicitação equivalente a Effg, poréma excitação de N-I modos flexíveis foi fortementereduzida, e até mesmo anulada.
Evidentemente, escolhem-se para tal os N-I modos queimpactam principalmente no conforto da aeronave.0 dispositivo de pilotagem 1 de acordo com a invençãoexecuta o princípio apresentado acima. Para tal,decompõe-se a ordem de pilotagem global enviada àsdiferentes superfícies aerodinâmicas 2A a 2N com o fim dereduzir a excitação de um número N-I de modos flexíveisque são responsáveis pelo desconforto dentro da aeronave.Isto permite reduzir e até anular este desconforto,gerando ao mesmo tempo uma pilotagem em torno do ditoeixo de pilotagem (rolagem ou guinada) que é conforme adita ordem de pilotagem global.
Notar-se-á que o dito tempo predeterminado T é, depreferência (por razões de eficiência máxima), o meio-período do modo flexível (entre os N-I modos flexíveis)que mais impacta no conforto dentro da aeronave.
0 modo de realização do dispositivo de pilotagem 1 deacordo com a invenção tal como precitado, portanto,permite obter, por meio de uma defasagem de tempo T deuma parte da ordem de pilotagem, o mesmo comando (para tsuperior a T) que no caso de uma pilotagem usual, porémsem excitação flexível geradora de desconforto.Em um primeiro modo de realização simplificado, para oqual os ganhos Ki são tais que a soma:
Ki é igual a zero, o dispositivo de pilotagem 1 éconformado de maneira a realizar as seguintes operações:
- inicialmente (em t=0), aplicam-se ordens de comando quegeram o efeito global Effg seguinte:
<formula>formula see original document page 15</formula>sendo os diferentes j os inteiros i para os quais osganhos Kj correspondentes são positivos, e sendo Eff (t) aordem que se enviaria de maneira igual às N superfíciesaerodinâmicas 2A a 2N para se obter o efeito globalN · Ef f(t) ; e
- após o dito tempo predeterminado T (em t=T), aplicam-seordens de comando que geram o efeito global Effgseguinte:
<formula>formula see original document page 16</formula>
sendo os diferentes í os inteiros i para os quais osganhos Kt correspondentes são negativos.Como indicado anteriormente, em uma realização usual, umaordem de comando individual DP é distribuída de maneiraidêntica para as N superfícies aerodinâmicasconsideradas. Neste caso, a eficácia global é igual aN · DP. Em contrapartida, na presente invenção, estaordem é distribuída diferentemente para as N superfíciesaerodinâmicas 2A a 2N. Cada ordem individual DPiapresenta um ganho individual Ki e uma fase cpidependendo da freqüência, e assim verifica a expressãoseguinte:
<formula>formula see original document page 16</formula>
De acordo com a invenção, realiza-se uma aproximaçãoconsiderando que as superfícies aerodinâmicas 2A a 2Nestão seja em fase, seja em oposição de fase. Assim, asfases podem ser reduzidas a dois valores 0 e π, e e^1assume seja o valor 1 (= e°) , seja o valor -1 (= ej,t) .Portanto, os ganhos Ki precitados levados em conta napresente invenção assumem um dos valores seguintes: +ki,-ki. Conseqüentemente, os ganhos Ki utilizados napresente invenção não são ganhos habituais representandointeiros positivos, mas podem ser positivos ou negativos.Para cada uma das freqüências que os compõem, os sinaisque possuem um ganho Ki negativo são iguais aos mesmossinais multiplicados por -1 (portanto, possuindo um ganho|kí| ) , e são defasados no tempo de meio-período t dafreqüência considerada (representando uma defasagem deπ) .Além disso, como indicado anteriormente, estes ganhos Ki(positivos ou negativos) devem verificar a equação:
de maneira a conservar a eficiência global Effg = N · DP[evidentemente DP = Eff(t)] precitada. De fato, estaeficiência global Effg escreve-se, após o dito tempo Tpredeterminado:
Os diferentes j são os inteiros i para os quais os ganhosKj correspondentes são positivos e os diferentes l sãoos inteiros i para os quais os ganhos Ki correspondentessão negativos.
Obtém-se então:
<formula>formula see original document page 17</formula>
Portanto, a eficácia global Effg verifica o valor N.DP.Notar-se-á que, com o dito primeiro modo de realizaçãosimplificado precitado, pode subsistir uma divergência naordem de pilotagem durante o intervalo de tempo entre t=0e t=T, durante o qual a ordem de pilotagem não écompletamente realizada com a solução precitada.Para remediar este inconveniente, em um segundo modo derealização para o qual os ganhos Ki são tais que a somaY Ki é diferente de zero, o dispositivo de pilotagem 1é conformado de maneira a realizar as seguintesoperações:
-inicialmente (em t=0), aplicam-se ordens de comando quegeram o efeito global Effg seguinte:
<formula>formula see original document page 17</formula>
sendo KA um ganho que verifica a relação seguinte:
<formula>formula see original document page 17</formula>
-após o dito tempo predeterminado T (em t=T), aplicam-seordens de comando que geram o efeito global Effgseguinte:
<formula>formula see original document page 18</formula>
sendo os diferentes l os inteiros i para os quais osganhos Kl correspondentes são negativos, e sendo KB umganho que verifica a relação seguinte:
<formula>formula see original document page 18</formula>
Notar-se-á que o dispositivo de pilotagem 1 de acordo coma invenção permite anular matematicamente a excitação deN-I modos flexíveis, porém, praticamente, ele é muitoeficiente para pelo menos N modos estruturais, poisvários deles apresentam deformações muito similares. Umjogo de ganhos adaptado a um modo específico encontra-senaturalmente adaptado aos outros modos de deformaçõespróximas.
Claims (9)
1. Processo de pilotagem de aeronave, em torno de um eixode pilotagem, compreendendo a dita aeronave umapluralidade de N superfícies aerodinâmicas (2A a 2N)acionáveis capazes de produzir um movimento da aeronaveem torno do dito eixo de pilotagem, processo segundo oqual se realiza, de maneira automática e repetitiva, aseqüência de operações sucessivas seguinte:a) gera-se uma ordem de pilotagem global relativa ao ditoeixo de pilotagem;b) a partir desta ordem de pilotagem global, determinam-se ordens de comando individuais destinadas às ditas Nsuperfícies aerodinâmicas (2A a 2N) acionáveis; ec) aplicam-se as ditas ordens de comando individuais àsditas superfícies aerodinâmicas (2A a 2N),caracterizado pelo fato de:- na etapa b) , conformarem-se, a partir da dita ordem depilotagem global, N ordens de pilotagem individuaisrelativas respectivamente às ditas N superfíciesaerodinâmicas (2A a 2N) , multiplicando-se a cada vez adita ordem de pilotagem global por pelo menos um ganho Kique é positivo ou negativo, sendo i um inteiro variandode 1 a N e N um inteiro superior a 1, e sendo os ditosganhos Ki tais que:•eles permitem reduzir a excitação de N-I modosflexíveis da aeronave, que são responsáveis por umdesconforto nesta última, sendo estes N-I modos flexíveisescolhidos em função dos valores correntes de parâmetrosligados à aeronave; e•aplicadas em conjunto, as ditas N ordens de pilotagemindividuais geram efeitos que correspondem globalmente aoefeito da dita ordem de pilotagem global, no que serefere à pilotagem da aeronave em torno do dito eixo depilotagem,sendo estas N ordens obtidas pela resolução de um sistemalinear de N-I equações de N incógnitas;- na etapa b) , em seguida, deduzirem-se das ditas ordensde pilotagem individuais, as ditas ordens de comandoindividuais; e- na etapa c) , aplicarem-se às ditas superfíciesaerodinâmicas (2A a 2N):• inicialmente, unicamente as ordens de comandoindividuais que foram deduzidas de ordens de pilotagemindividuais obtidas a partir de ganhos Ki positivos; e· após um tempo predeterminado, todas as ditas ordens decomando individuais deduzidas na etapa b).
2. Processo, de acordo com a reivindicação 1,caracterizado pelo fato de o dito tempo predeterminadoser o meio-período de um modo flexível que gera o efeito mais negativo sobre o conforto na aeronave.
3. Processo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 1 ou 2, caracterizado pelo fato de:- os ganhos Ki serem tais que a soma <formula>formula see original document page 20</formula> é igual azero; e- na etapa c):• inicialmente, aplicarem-se ordens de comando que geramo efeito global Effg seguinte:<formula>formula see original document page 20</formula>sendo os diferentes j os inteiros i para os quais osganhos Kj correspondentes são positivos, e sendo Eff(t) aordem que se enviaria de maneira igual às N superfíciesaerodinâmi cas (2A a 2N) para se obter o efeito globalN · Eff(t) ; e•após o dito tempo predeterminado T, aplicarem-se ordensde comando que geram o efeito global Effg seguinte:<formula>formula see original document page 20</formula>sendo os diferentes í os inteiros i para os quais osganhos Yl correspondentes são negativos.
4. Processo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 1 ou 2, caracterizado pelo fato de:-os ganhos Ki serem tais que a soma ^Ki é diferente dezero; e-na etapa c):· inicialmente, aplicarem-se ordens de comando que geramo efeito global Effg seguinte:<formula>formula see original document page 21</formula>sendo os diferentes j os inteiros i para os quais osganhos Kj correspondentes são positivos, sendo Eff(t) aordem que se enviaria de maneira igual às N superfíciesaerodinâmicas (2A a 2N) para se obter o efeito globalN · Eff(t), e sendo KA um ganho que verifica a relaçãoseguinte:<formula>formula see original document page 21</formula>· após o dito tempo predeterminado T, aplicarem-se ordensde comando que geram o efeito global Effg seguinte:<formula>formula see original document page 21</formula>sendo os diferentes í os inteiros i para os quais osganhos Ki correspondentes são negativos, e sendo KB umganho que verifica a relação seguinte:<formula>formula see original document page 21</formula>
5. Processo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 4, caracterizado pelo fato de odito eixo de pilotagem ser o eixo de rolamento daaeronave que possui duas asas, as ditas superfíciesaerodinâmicas (2A a 2N) serem ailerons que são montadossobre as ditas asas, e N ser o número de ailerons.
6. Processo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 4, caracterizado pelo fato de odito eixo de pilotagem ser o eixo de guinada da aeronave,e as ditas superfícies aerodinâmicas (2A a 2N) seremlemes de direção da dita aeronave.
7. Dispositivo de pilotagem de aeronave, em torno de umeixo de pilotagem, compreendendo a dita aeronave umapluralidade de N superfícies aerodinâmicas (2A a 2N)acionáveis capazes de gerar um movimento da aeronave emtorno do dito eixo de pilotagem, compreendendo o ditodispositivo (1):-primeiros meios (3) para gerar uma ordem de pilotagemglobal relativo ao dito eixo de pilotagem;segundos meios (4A a 4N) para determinar, a partirdesta ordem de pilotagem global, ordens de comandoindividuais destinadas às ditas N superfíciesaerodinâmicas (2A a 2N) acionáveis; e- terceiros meios (6A a 6N) para aplicar as ditas ordensde comando individuais às ditas superfícies aerodinâmicas(2A a 2N) ,caracterizado pelo fato de:- os ditos segundos meios (4A a 4N) compreenderem meios(8A a 8N) para conformar, a partir da dita ordem depilotagem global, N ordens de pilotagem individuaisrelativas respectivamente às ditas N superfíciesaerodinâmicas (2A a 2N) , multiplicando-se a cada vez adita ordem de pilotagem global por pelo menos um ganho Kique é positivo ou negativo, sendo i um inteiro variandode 1 a N e N um inteiro superior a 1, e sendo os ditosganhos Ki tais que:<formula>formula see original document page 22</formula>• eles permitem reduzir a excitação de N-I modosflexíveis da aeronave, que são responsáveis por umdesconforto nesta última, sendo estes N-I modos flexíveisescolhidos em função dos valores correntes de parâmetrosligados à aeronave; e• aplicadas em conjunto, as ditas N ordens de pilotagemindividuais geram efeitos que correspondem globalmente aoefeito da dita ordem de pilotagem global, no que serefere à pilotagem da aeronave em torno do dito eixo depilotagem,sendo estas N ordens obtidas pela resolução de um sistemalinear de N-I equações de N incógnitas;-os ditos segundos meios (4A a 4N) compreenderem, alémdisso, meios (9A a 9N) para deduzir das ditas ordens depilotagem individuais, as ditas ordens de comandoindividuais; e- os ditos meios (6A a 6N) serem conformados para aplicaràs ditas superfícies aerodinâmicas (2A a 2N):• inicialmente, unicamente as ordens de comandoindividuais que foram deduzidas de ordens de pilotagemindividuais obtidas a partir de ganhos Ki positivos; e• após um tempo predeterminado, todas as ditas ordens decomando individuais.
8. Aeronave, caracterizada pelo fato de compreender umdispositivo (1) capaz de executar o processo comoidentificado em qualquer uma das reivindicações 1 a 6.
9. Aeronave7 caracterizada pelo fato de compreender umdispositivo (1) como identificado na reivindicação 7.
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