BRPI1103811A2 - Método de controlar um movimento de guinada de uma aeronave - Google Patents
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Abstract
Método de controlar um movimento de guinada de uma aeronave. A invenção refere-se a um método de controlar uma movimentação de guinada de uma aeronave (1) rolando em uma pista, a aeronave compreendendo pelo menos um primeiro trem de pouso (2) com uma parte de base direcionável (3) portando rodas. De acordo com a invenção, o método compreende as etapas de: - com base em um ponto de ajuste de taxa de guinada pc, determinar um ângulo de pré-posicionamento de direção de roda oc; - usar controle de circuito-fechado que, como seu comando, tem o ponto de ajuste de taxa de guinada e que gera um comando para direcionar a parte de base de modo a direcioná-la por um ângulo de direcionamento 0c igual à soma deste ângulo de pré-posicionamento op, e de um ângulo oz que é determinado levando em conta um erro entre o ponto de ajuste de taxa de guinada pc, e a taxa de guinada medida pm quando a parte de base direcionável for direcionada pelo ângulo de direcionamento 0c.
Description
“MÉTODO DE CONTROLAR UM MOVIMENTO DE GUINADA DE UMA AERONAVE” A invenção refere-se a um método de controlar a movimentação de guinada de uma aeronave rolando na pista.
Deve ser lembrado que uma aeronave compreende um conjunto de trem de pouso que compreende diversos trens de pouso, coma finalidade de prover uma interface entre a aeronave e o solo.
FUNDAMENTOS DA INVENÇÃO
Normalmente, um piloto controla uma movimentação de guinada de uma aeronave rolando no solo ao atuar sobre controles (os pedais de um controle de direção, um manche etc.) No caso de uma aeronave tendo pelo menos um trem de pouso com uma parte de base direcionável portando rodas, os controles atuam diretamente, através de um controlador que depende da velocidade da aeronave, sobre a parte de base direcionável. A tese intitulada “Automatisation Du pilotage au sol pour la navigation portuaire “ [ Automação de direção no solo para navegação portuária], escrita por Sr. Jean DUPREZ para a Airbus France — LAAS em 2004 (acessível através do website de tese on-line http://tel.archives-ouvertes.fr/) revela como modificar o controlador para prover o piloto de maior assistência no controle de movimentação de guinada. A tese descreve assim o seguinte método: - com base em um comando gerado pelos controles, determinar um ângulo de pré-posicionamento pelo qual direcionar as rodas da parte de base do trem de pouso; - usar controle de circuito-fechado que, como seu comando, tem o ângulo de pré-posicionamento e que gera uma correção do mesmo; - direcionar a parte de base através de um ângulo de direcionamento igual ao ângulo de pré-posicionamento do qual a correção foi subtraída.
Objetivo da invenção O objetivo da invenção é propor um método de controlar uma movimentação de guinada de uma aeronave rolando no solo, onde o ângulo de direcionamento para a parte de base sofre um tipo diferente de controle de circuito-fechado.
DESCRIÇÃO RESUMIDA DA INVENÇÃO
Com a finalidade de atingir este objetivo, é proposto um método para controlar uma movimentação de guinada de uma aeronave rolando no solo, a aeronave compreendendo pelo menos um primeiro trem de pouso com uma parte de base direcionável portando rodas.
De acordo com a invenção, o método compreende as etapas de: - com base em um ponto de ajuste de taxa de guinada cpc, determinar um ângulo de pré-posicionamento de direção de roda; - usar controle de circuito-fechado que, como seu comando, tem o ponto de ajuste de taxa de guinada e que gera um comando para direcionar a parte de base de modo a direcioná-la por um ângulo de direcionamento igual à soma deste ângulo de pré-posicionamento e de um ângulo que é determinado levando em conta um erro entre o ponto de ajuste de taxa de guinada e a taxa de guinada medida quando a parte de base direcionável for direcionada pelo ângulo de direcionamento.
Desse modo, a parte de base é direcionável pelo controle do ângulo de direcionamento ao redor de uma posição de pré-posicionamento da parte de base.
De acordo com um modo de realização preferido da invenção, o método é aplicado a uma aeronave compreendendo adicionalmente pelo menos dois trens de pouso principais posicionados, respectivamente, uma na esquerda e outra na direita da fuselagem e cujas rodas são associadas aos membros de aplicação de torque, o método compreendendo a etapa de gerar, para a atenção dos membros aplicação de torque dos trens de pouso principais esquerdo e direito, dois pontos de ajuste de aceleração de modo que os membros assim estimulados gerem, sobre a aeronave, um momento de guinada que complementa o momento de guinada gerado pelo primeiro trem de pouso, de modo que o momento de guinada total gerado sobre aeronave permita que esta observe o ponto de ajuste de taxa de guinada.
Os membros de aplicação de torque são, por exemplo, freios de fricção e/ou dispositivos de movimentação autônoma, um dispositivo de movimentação autônomo compreendendo um motor. O método de acordo com a invenção toma simultaneamente possível, desse modo, pela distribuição de momento de guinada, controlar tanto o direcionamento da parte de base do primeiro trem de pouso, como um diferencial de velocidade rotacional que é o diferencial em velocidades rotacionais dos trens de pouso principais. O piloto, então, não tem mais que temer como os comandos são divididos para atuar sobre o direcionamento da parte de base e sobre a aceleração das rodas dos trens de pouso principais.
DESCRIÇÃO RESUMIDA DOS DESENHOS A invenção será melhor entendida à luz da descrição a seguir de um modo de realização particular não limitativo da invenção, com referência às figuras dos desenhos anexos, nos quais: - a figura 1 é um bloco-diagrama de como o método de acordo com a invenção funciona; - a figura 2 é um bloco-diagrama de como o método de acordo com invenção funciona em um modo de realização preferido.
DESCRIÇÃO DETALHADA DA INVENÇÃO
Com referência à figura 1, o método de acordo com a invenção é detalhado em sua aplicação a uma aeronave 1 compreendendo pelo menos um primeiro trem de pouso com uma parte de base direcionável portando rodas. A aeronave 1 compreende, aqui, um trem de pouso auxiliar 2 que fica situado na parte dianteira da fuselagem e que compreende uma parte de base 3 que pode ser direcionada por atuadores 100. Um membro de controle 200 controla os atuadores 100 da parte de base 3.
Um piloto desejando fazer com que a aeronave 1 rolando na pista efetue uma movimentação de guinada, atua, então, sobre vários controles (como pedais de um pedal de controle de direção ou um manche) para gerar um ponto de ajuste de taxa de guinada <pc, Com base no ponto de ajuste de taxa de guinada tpc, um computador 4 determina um ângulo de pré-posicionamento θρ pelo qual direcionar as rodas da parte de base 3 usando um cálculo que, neste caso, é idêntico ao explicado na tese acima mencionada.
Ao mesmo tempo, com base no ponto de ajuste de taxa de guinada cpc, um corretor monovariável 5 determina um ponto de ajuste de momento de guinada Mza a ser gerado na aeronave 1 pelo trem de pouso auxiliar 2, de modo que o momento de guinada ΜΗ gerado permita que a aeronave 1 observe o ponto de ajuste de taxa de guinada cpc. Em seguida, um segundo computador 6 converte o ponto de ajuste de momento de guinada em um ponto de ajuste de ângulo θζ. Um ponto de ajuste de ângulo de direção 0C é então gerado para a atenção do membro de controle 200, o ângulo de direcionamento 6C sendo igual à soma do ângulo de pré-posicionamento θρ e do ângulo 0Z deduzido do ponto de ajuste de momento de guinada Ma. Com base no ponto de ajuste de direcionamento 0C, o membro de controle 200 controla os atuadores 100 para fazer co que estes direcionem a parte de base 3 através do ângulo de direcionamento 0C.
De acordo com a invenção, a qualquer momento na movimentação de guinada, a taxa de guinada (pm da aeronave 1 é medida.
Com base na taxa de guinada medida <pm e do ponto de ajuste de taxa de guinada <pc, o corretor monovariável 5 determina o ponto de ajuste de momento de guinada Mza levando em conta um erro entre o ponto de ajuste de taxa de guinada <pc e a taxa de guinada medida cpm quando a parte de base direcionável é direcionada pelo ângulo de direcionamento 0C. Desse modo, o ponto de ajuste de ângulo θζ, derivado diretamente do ponto de ajuste de momento de guinada Mza, é também determinado levado em conta um erro entre o ponto de ajuste de momento de guinada tpc e taxa de guinada medida <pm.
Graças ao pré-posicionamento, a taxa de guinada da aeronave 1 converge rapidamente sobre o ponto de ajuste de momento de guinada (pc.
Em seguida, pelo controle 7 do ângulo de direcionamento 0C ao redor do ângulo de pré-posicionamento, a taxa de guinada da aeronave 1 é feito para observar o ponto de ajuste de taxa de guinada cpc, pelo menos sob condições normais de operação de direcionamento da parte de base.
Aqui, a qualquer momento na movimentação de guinada, o ângulo de direcionamento 0m é medido. Com base no ângulo de direcionamento medido 0m, o segundo computador 6 determina o ponto de ajuste de ângulo 0Z derivado diretamente do ponto de ajuste de momento de guinada Mza levando em conta um erro entre o ponto de ajuste de ângulo de direcionamento 0C e o ângulo de direcionamento medido 0m O uso de controle 8 do ângulo de direcionamento 0C, um ângulo de direcionamento que observa o ponto de ajuste de ângulo de direcionamento 0C é obtido sem o primeiro controle 7 incorporar diretamente o erro entre o ponto de ajuste de ângulo de direcionamento 0C e o ângulo de direcionamento medido 0m.
Com referência à figura 2, a aeronave 1 compreende adicionalmente pelo menos dois trens de pouso principais 9, 10 posicionados, respectivamente, sobre a esquerda e direita na parte de trás da fuselagem e cujas rodas são associadas aos membros de aplicação de torque 11, 12, respectivamente. Pela aplicação de um torque à aeronave 1, os mencionados membros 11, 12 são capazes de criar um diferencial de velocidade rotacional que é o diferencial entre as velocidades rotacionais das rodas do trem de pouso principal esquerdo 9 e do trem de pouso principal direito 10. De acordo com um modo de realização preferido, o método da invenção incorpora os membros de aplicação de torque 11, 12 de modo a, simultaneamente, controlar o direcionamento da parte de base 3 do trem de pouso 1 e um diferencial de velocidade rotacional que é o diferencial entre as velocidades rotacionais dos trens de pouso principais 9, 10.
Para fazer isto, com base no ponto de ajuste de taxa de guinada <pc, um corretor de multivariáveis 50 simultaneamente, então, determina o ponto de ajuste de momento de guinada a ser gerado sobre a aeronave 1 pelo trem de pouso auxiliar 2 e um ponto de ajuste de momento de guinada adicional Mzpa ser gerado sobre a aeronave 1 pelos membros de aplicação de torque 11, 12, de modo que o momento de guinada Mza geral gerado pelo trem de pouso auxiliar 2 e por membros de aplicação de torque 11, 12 permitam que a aeronave 1 observe o ponto de ajuste de momento de guinada (pc.
De um módulo de controle conhecido de per si, os membros de aplicação de torque 11, 12 são controlados por um módulo de controle 13.
Com base no ponto de ajuste de momento de guinada Mza adicional Mzp, o módulo de controle 13 gera dois pontos de ajuste de aceleração Tg, Γd, para a atenção dos membros de aplicação de torque 11, 12. Sob certas circunstâncias (pista molhada, meios de aceleração defeituosos etc.) pode acontecer que um ou mais dos mencionados membros seja incapaz gerar algo mais do que uma aceleração limitada, impedindo, desse modo, que momento de guinada adicional Mzp seja obtido. Neste caso, um sinal de saturação Satg, Satd é enviado pelo trem de pouso principal esquerdo 9 ou direito 10 concernente ao módulo de controle 13 que, então, leva esta saturação em conta ao gerar pontos de ajuste de aceleração Γ& F(i, que permitam melhor convergência em direção ao ponto de ajuste de momento de guinada Mzp adicionai necessário.
De acordo com a invenção, com base na medição de taxa de guinada <pm etapa de detecção de objeto ponto de ajuste de taxa de guinada (f>c, o corretor de multivariáveis 50 determina simultaneamente o ponto de ajuste de momento de guinada Ma a ser gerado pelo trem de pouso auxiliar 2 e o ponto de ajuste de momento de guinada adicional Mzp a ser gerado pelos membros de aplicação de torque 11, 12 de modo que o momento de guinada total permita que a aeronave 1 observe o ponto de ajuste de taxa de guinada <pc Para fazer isto, o corretor de multivariáveis 50 leva em conta um erro entre o ponto de ajuste de taxa de guinada (pc e a taxa de guinada medida cpm quando a parte de base direcionável 3 é direcionada pelo ângulo de direcionamento 0C e os membro s de aplicação de torque 11, 12 são postos em rotação a uma aceleração Γ& Fd, Controle de aceleração dos membros de aplicação de torque 11,12 também é obtido pelo uso do primeiro controle 7.
Neste caso, um terceiro computador 14 converte o ponto de ajuste de taxa de guinada φ0 em um ponto de ajuste de diferencial de velocidade rotacional Δω0, o mencionado ponto de ajuste sendo, então, encaminhado para o corretor de multivariáveis 50. Além disso, a qualquer momento na movimentação de guinada, as velocidades rotacionais médias wg, wd das rodas dos 'trens de pouso principais esquerdo e direito 9, 10, respectivamente, são medidas. Com base nestas velocidades medidas, um quarto computador 15 determina um diferencial de velocidade rotacional Δον que é, depois, encaminhado para o corretor de multivariáveis 50. Com base no ponto de ajuste de diferencial de velocidade rotacional Δω0 e do diferencial de velocidade rotacional medido Δον, o corretor de multivariáveis 50 determina, então, ponto de ajuste de momento de guinada adicional Mzp a ser gerado pelos membros de aplicação de torque 11,12 levando em conta um erro entre o ponto de ajuste de diferencial de velocidade rotacional Δω0 e o diferencial de velocidade rotacional medido Δον Pelo uso de um terceiro controle 16, acelerações das rodas dos trens de pouso principais esquerdo e direito 9, 10 que observam os pontos de ajuste de aceleração Tg, Td, são obtidos sem que o primeiro controle 7 incorpore diretamente o erro entre o ponto de ajuste de diferencial de velocidade rotacional Δω0 e o diferencial de velocidade rotacional medido Δω,,,· Naturalmente, a invenção não está restrita aos modos de realização descritos e variações de implementação podem ser feitas aos mesmos sem se afastar do escopo da invenção conforme definido pelas reivindicações.
Em particular, o uso aqui da expressão aceleração das rodas dos trens de pouso principais 9, 10 cobre tanto a aceleração positiva das rodas, como aceleração negativa das rodas, aceleração negativa sendo conhecida como desaceleração.
Embora tenha sido mencionado que a aeronave 1 compreende um trem de pouso auxiliar na frente 2 e dois trens de pouso principais na traseira 9, 10, os trens de pouso poderíam, naturalmente, ser configurados de qualquer outro modo. Além disso, a aeronave 1 podería compreender um número bem diferente de trens de pouso e cada trem de pouso poderia compreender um número bem diferente de rodas.
Claims (6)
1. Método de controlar uma movimentação de guinada de uma aeronave (1) se deslocando sobre a pista, a aeronave compreender pelo menos um primeiro trem de pouso (2) com uma parte de base direcionável (3) suportando rodas, o método caracterizado pelo fato de compreender as etapas de: - com base em um ponto de ajuste de taxa de guinada <pc, determinar um ângulo de pré-posicionamento de direção de roda θρ; - usar controle de circuito-fechado que, como seu comando, tem o ponto de ajuste de taxa de guinada e que gera um comando para direcionar a parte de base de modo a direcioná-la por um ângulo de direcionamento 0C igual à soma deste ângulo de pré-posicionamento θρ e de um ângulo θζ que é determinado levando em conta um erro entre o ponto de ajuste de taxa de guinada cpc, e a taxa de guinada medida cpm quando a parte de base direcionável for direcionada pelo ângulo de direcionamento 0C.
2. Método de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato do ângulo de direcionamento 0C ser igual à soma do ângulo de pré- posicionamento θρ e do ângulo 0Z que é ainda determinado levando em conta um erro entre o ângulo de direcionamento 0C necessário e um ângulo de direcionamento medido 0m.
3. Método de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de ser aplicado a uma aeronave compreendendo adicionalmente pelo menos dois trens de pouso principais (9, 10) posicionados, respectivamente, um à esquerda e outro à direita da fuselagem e cujas rodas são associadas a membros de aplicação de torque (11, 12), o método compreendendo a etapa de gerar, para a atenção dos membros de aplicação de torque dos trens de pouso esquerdo e direito (9, 10), dois pontos de ajuste de aceleração rg, rd, de modo que os membros assim estimulados gerem, sobre a aeronave, um momento de guinada Mzp que complementa o momento de guinada Mza gerado pelo primeiro trem de pouso (2), de modo que o momento total de guinada gerado sobre a aeronave permita que a aeronave observe o ponto de ajuste de taxa de guinada <pc.
4. Método de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato dos pontos de ajuste de aceleração rg, Ta, serem gerados levando em conta um erro entre o ponto de ajuste de taxa de guinada cpc e taxa de guinada medida <pm.
5. Método de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato dos pontos de ajuste de aceleração rg, Γd, são gerados levando em conta ainda um erro entre um ponto de ajuste de diferencial de rotação Acoc, que é o diferencial em rotação entre a roda dos trens de pouso principais esquerdo e direito (9, 10) e um diferencial de rotação medido Acom, que é o diferencial em rotação entre as rodas dos trens de pouso principais direito e esquerdo (9, 10).
6. Método de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato dos pontos de ajuste de aceleração Fg, Fd, serem gerados levando em conta saturações nas acelerações Satg, Satd das rodas dos trens de pouso direito e esquerdo (9, 10).
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B03A | Publication of a patent application or of a certificate of addition of invention [chapter 3.1 patent gazette] | ||
| B08F | Application dismissed because of non-payment of annual fees [chapter 8.6 patent gazette] | ||
| B08K | Patent lapsed as no evidence of payment of the annual fee has been furnished to inpi [chapter 8.11 patent gazette] |