BRPI1104500B1

BRPI1104500B1 - método de monitoramento de um sistema aviônico para bloqueios pneumáticos, e sistema aviônico

Info

Publication number: BRPI1104500B1
Application number: BRPI1104500-0A
Authority: BR
Inventors: Timothy T. Golly; Jason Debo
Original assignee: Rosemount Aerospace Inc
Priority date: 2010-11-15
Filing date: 2011-10-24
Publication date: 2020-10-20
Also published as: US8718955B2; EP2453245B1; EP2453245A1; US20120123704A1; BRPI1104500A2; CN102466535B; CN102466535A

Abstract

MÉTODO DE MONITORAMENTO DE UM SISTEMA AVIÔNICO PARA BLOQUEIOS PNEUMÁTICOS, SISTEMA AVIÔNICO E MÉTODO DE CALCULAR DETERMINAÇÕES DE MEDIÇÃO PAPA UMA AERONAVE Um sistema aviônico e processo para detecção de bloqueios pneumáticos tendo um sistema de medição de pressão do ar que inclui um primeiro sensor posicionado em associação com a entrada de ar de um componente de sonda aérea. O sistema de medição de pressão do ar tendo um segundo sensor posicionado em associação com a entrada de ar para detectar a pressão do ar em que o segundo sensor tem uma resposta de frequência maior do que a do primeiro sensor. Um computador de dados aéreos é acoplado a cada um do primeiro e segundo sensores, sendo configurado e operacional para calcular uma primeira medida de movimento da aeronave que utiliza pressão de ar detectada a partir do primeiro sensor e é ainda operacional para determinar se o primeiro sensor está com defeito ou se a entrada de ar está bloqueada na dependência do conteúdo de frequência e amplitude da saída do segundo sensor

Description

CAMPO DA INVENÇÃO

A presente invenção se refere à eletrônica de aviação. Mais particularmente, a presente invenção se refere a métodos e aparelhos para a identificação de tubos de Pitot, portas estáticas, ou outras portas de pressão obstruídas do sistema de dados aéreos de uma aeronave.

FUNDAMENTOS DA INVENÇÃO

Uma aeronave tipicamente inclui sistemas de dados aéreos que são usados para determinar a velocidade do ar longitudinal e a altitude da aeronave. Frequentemente, esses sistemas também são utilizados para medir o ângulo de ataque e o ângulo de glissagem. O sistema de Pitot inclui um ou mais tubos de Pitot que se projetam para fora da estrutura da aeronave, no fluxo de ar, e permitem que a pressão de impacto da atmosfera entre no(s) tubo(s). O tubo de Pitot tem uma abertura geralmente circular, virada para frente. A abertura é exposta forçar a pressão do ar enquanto a aeronave está em movimento no ar. Sensores detectam um diferencial de pressão que pode estar entre a pressão de ar de impacto do tubo de Pitot e a pressão de ar estática de uma porta estática. A saida indicativa da velocidade do ar é fornecida geralmente por um computador de dados aéreos a um indicador de velocidade do ar na cabine do piloto.

O sistema estático normalmente inclui uma ou mais das portas de pressão estática que sentem a pressão atmosférica exterior da aeronave, de preferência sem ser influenciado por variações de pressão causadas pelo movimento da aeronave. A pressão estática é um parâmetro importante que é utilizado em aeronaves para fins diversos, incluindo a determinação da altitude, taxa de altitude, velocidade do ar e taxa de velocidade do ar, em que estes últimos parâmetros mencionados são, por sua vez, usados como entradas para vários outros dispositivos, como sistemas de gerenciamento de vôo, pilotos automáticos, sistemas de aviso de proximidade do solo e detectores de cisalhamento por vento. A pressão atmosférica normal detectada pelas portas estáticas é usada para gerar sinais indicativos de altitude, que são fornecidos normalmente pelo computador de dados aéreos a um altímetro na cabine da aeronave. Frequentemente, em aeronaves mais novas, as portas estáticas são integrantes dos tubos de Pitot.

Sondas de dados aéreos também podem incluir portas de pressão projetadas para medir o ângulo de ataque ou o ângulo de glissagem. Os sensores detectam um diferencial de pressão entre as portas de pressão localizadas na parte superior e na parte inferior lateral da sonda para medir o ângulo de ataque. A glissagem pode ser medida de forma semelhante ao se detectar um diferencial de pressão entre portas situadas nos lados esquerdo e direito da sonda, ou pode alternadamente ser medida comparando-se as pressões de uma sonda do lado esquerdo com as de uma sonda do lado direito.

O(s) tubo(s) de Pitot, portas estáticas e outras portas associadas de um sistema de dados aéreos podem às vezes desenvolver bloqueios que afetam gravemente a precisão das pressões sentidas e, portanto, afetam seriamente a precisão da velocidade do ar determinada, altitude, ou outros parâmetros de dados do ar medidos. Os tubos de Pitot e as portas estáticas podem ser bloqueados com materiais estranhos causados por insetos, colisões com pássaros, cinzas vulcânicas, gelo e outros detritos, por exemplo. As portas de Pitot são especialmente vulneráveis ao bloqueio, porque a abertura do Pitot é virada para frente e, portanto, mais suscetível a gelo ou ingestão de material estranho.

Não há atualmente nenhum sistema e método confiável para detectar se um tubo de Pitot e/ou porta estática está com defeito ou está realmente bloqueado por qualquer um dos detritos citados acima. Por exemplo, no que diz respeito a um tubo de Pitot bloqueado e furo de drenagem, a tecnologia atual se baseia na detecção de pressão constante (presa), comparando com outras fontes ou sistemas, o que não é confiável (por exemplo, um bloqueio pode não ter nenhum impacto sobre as pressões medidas caso ocorra, enquanto a aeronave está em uma velocidade & altitude constante). Assim, múltiplas falhas de modo comum podem tornar difícil ou impossível determinar quais, se for o caso, os sistemas que ainda estão funcionando corretamente. Além disso, a tecnologia atual não pode distinguir entre uma porta bloqueada e um problema associado com o sensor de pressão e pode também vencer incorretamente uma medição de pressão que funciona corretamente se dois ou mais canais estão em erro por aproximadamente a mesma quantidade.

SUMÁRIO DA INVENÇÃO

Em um aspecto, um sistema aviônico e processo para detecção de bloqueios pneumáticos é descrito em que um aspecto da invenção inclui um sistema de medição de pressão do ar que inclui um primeiro sensor posicionado em associação com uma entrada de ar de um componente de sonda aérea para detectar a pressão do ar. O sistema de medição de pressão do ar inclui ainda um segundo sensor posicionado em associação com a entrada de ar do componente da sonda aérea para a detecção de pressão do ar, o segundo sensor tendo uma resposta de frequência maior do que a resposta de frequência do primeiro sensor. Um computador de dados aéreos é acoplado a cada um do primeiro e segundo sensores e é configurado e operável para calcular uma primeira medição do movimento da aeronave utilizando a pressão do ar detectada a partir do primeiro sensor e é também operacional para determinar se o primeiro sensor está com defeito ou se a entrada de ar do componente da sonda aérea está bloqueada na dependência do teor de frequência e da amplitude da saída do segundo sensor.

Em outro aspecto da invenção, um sistema aviônico compreende um sistema de medição de pressão do ar que inclui um componente de sonda aérea acoplado a um sensor de pressão eletrônico. 0 sensor eletrônico é configurado e operável para fornecer um primeiro sinal elétrico indicativo de uma medição de pressão do ar a partir do componente de sonda aérea e um segundo sinal elétrico também indicativo de uma medição de pressão do ar a partir do componente de sonda aérea onde a resposta de frequência do segundo sinal elétrico é maior do que a resposta de frequência do primeiro sinal elétrico. Um computador de dados aéreos é acoplado a cada um do primeiro e segundo sinais elétricos, em que o computador de dados aéreos é configurado e operável para calcular uma medição do movimento da aeronave utilizando o primeiro sinal elétrico e para determinar se o componente de sonda aérea está bloqueado por gelo ou outros detritos na dependência do teor de frequência e da amplitude do segundo sinal elétrico. Deve ser apreciado e compreendido que o primeiro sensor é preferencialmente projetado para fornecer uma medição estável da pressão que está sendo monitorada, e o segundo sensor é preferencialmente projetado para quantificar a quantidade de turbulência ou outro ruído no fluxo de ar. Esta turbulência é composta de turbulência de ocorrência natural no ar, turbulência no fluxo de ar sobre a fuselagem e turbulência causada pelo fluxo de ar dentro e ao redor da sonda. Uma porta bloqueada pode não causar necessariamente qualquer mudança na pressão medida pelo primeiro sensor, mas deve exibir praticamente nenhuma indicação de turbulência ou outro ruído do segundo sensor.

Em outro aspecto da invenção, o computador de dados aéreos é configurado e operável para usar o segundo sinal elétrico citado anteriormente para calcular uma segunda medição de movimento da aeronave diferentes da primeira medição de movimento da aeronave citada anteriormente.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

Os objetos e características da invenção podem ser entendidos com referência à seguinte descrição detalhada de uma realização ilustrativa da presente invenção tomada em conjunto com os desenhos que acompanham, em que:

A FIG. 1 é um diagrama de blocos que ilustra um sistema de monitor Pitot-estático de acordo com realizações da invenção;

A FIG. 2 é um diagrama de blocos de partes do sistema de monitoramento Pitot-estático mostrado na FIG. 1;

A FIG. 3 é um diagrama de fluxo que ilustra métodos da invenção que podem ser implementados usando o sistema de monitoramento Pitot-estático mostrado na FIG. 1;

A FIG. 4 é um diagrama de blocos de partes do sistema de monitoramento Pitot-estático mostrado na FIG. 1 de acordo com outras realizações da invenção.

DESCRIÇÃO POR ESCRITO DE CERTAS REALIZAÇÕES DA INVENÇÃO

A presente invenção é agora descrita em mais detalhes com referência aos desenhos que acompanham, em que uma realização ilustrada da presente invenção é mostrada. A presente invenção não se limita de forma alguma às realizações ilustradas, pois as realizações ilustradas descritas abaixo são meramente exemplares da invenção, que pode ser incorporada em diversas formas, conforme apreciado pelo técnico no assunto. Portanto, é preciso entender que todos os detalhes estruturais e funcionais divulgados aqui não devem ser interpretados no sentido limitante, mas apenas como base para as reivindicações e como representativos para o ensino do técnico no assunto para empregar de formas diversas a presente invenção. Além disso, os termos e frases usados aqui não se destinam a ser um fator limitante, mas sim a fornecer uma descrição compreensível da invenção.

A invenção em questão, como discutido anteriormente com referência às realizações ilustradas, é direcionada a um sistema e processo novo e útil para aumentar um sensor de pressão de dados aéreos primário em um componente de sonda de dados aéreos (como um tubo de Pitot ou porta estática, mas não limitado aos mesmos) com um sensor de pressão secundário, em que o sensor de pressão secundário tem um alcance de detecção de sinal dinâmico maior do que o sensor primário para a sonda de dados aéreos mencionada anteriormente. Um computador de dados aéreos da aeronave analisa a turbulência ou o ruído presente no sinal detectado do sensor secundário com a maior gama de sinais dinâmicos para determinar se um tubo de Pitot ou porta estática está com defeito ou se um bloqueio pneumático ocorreu em um componente da sonda de dados aéreos. Adicionalmente à detecção do estado de funcionamento e bloqueio de uma sonda de dados aéreos, o sinal detectado do sensor secundário com uma gama maior de sinais dinâmicos também pode ser utilizado por um sistema de computador da aeronave para determinar os cálculos de movimento da aeronave, o que exige uma resposta de frequência maior do que o normal (tal como, mas não limitado a, permitir a medição adequada para a entrada de sistemas de alívio da carga de irrupção e em aeronaves estaticamente instáveis com sistemas de controle de vôo de circuito fechado) . Deve ser apreciado que a resposta de frequência referida anteriormente só pode ser entendida como sendo exemplar de acordo com a descrição de uma realização ilustrada da invenção e, portanto, não deve ser entendida como sendo limitada à mesma.

Além disso, o sensor secundário citado anteriormente pode ser utilizado pelo sistema do computador da aeronave para fornecer um sensor de backup para determinar os cálculos de movimento da aeronave em caso de avaria ou mau funcionamento do sensor primário para um componente da sonda de dados aéreos.

Com referência agora à realização ilustrada da FIG. 1, é mostrado um diagrama de blocos do sistema aviônico 100 adaptado para fornecer monitoramento Pitot-estático de acordo com a presente invenção. O sistema 100 utiliza numerosos componentes convencionais de sistemas de aviônica, que são adaptados para implementar os métodos da presente invenção. O sistema 100 inclui um sistema Pitot-estático 105 acoplado a um computador de dados aéreos 120 que é acoplado a painéis/controles de vôo 125. Deve ser apreciado que a realização do sistema aviônico 100 mostrada na FIG. 1 é fornecida apenas para fins ilustrativos e não deve ser entendida como limitada à mesma. Por exemplo, deve ser entendido e apreciado que o sistema Pitot-estático 105 pode incluir qualquer número e combinação da sonda de Pitot 110, porta estática 115, ou outros componentes da sonda de dados aéreos para determinar a medição, como o ângulo de ataque, ângulo de glissagem, entre outras medições.

A ser discutido mais adiante, o sistema Pitotestático 105 inclui preferencialmente um sistema de Pitot 110 tendo um ou mais tubos de Pitot, que podem ser bloqueados. O sistema de Pitot 110 fornece saída 112 para o computador de dados aéreos 120. A saída 112 pode ser de pressão pneumática, sinais elétricos, ou outros tipos de saída que são indicativos da pressão sentida pelo(s) tubo(s) de Pitot e, assim, normalmente indicativos da velocidade do ar da aeronave em que o sistema 100 está instalado.

Como também discutido mais adiante, o sistema estático 115 inclui de preferência portas de pressão estática que detectam a pressão atmosférica exterior da aeronave. O sistema estático 115 fornece saída 117 para o computador de dados aéreos 120, que normalmente é indicativo da altitude da aeronave. Assim como com a saída 112 do sistema de Pitot 110, a saída 117 do sistema estático 115 pode incluir pressão, sinais elétricos, ou outras saídas indicativas das pressões sentidas pelo sistema estático 115 ou da altitude da aeronave. Embora as saídas 112 e 117 sejam ilustradas como sendo acopladas a um computador de dados aéreos, em outras realizações estas saídas também podem ser fornecidas diretamente para altímetros e indicadores de velocidade do ar. Na realização ilustrada, o computador de dados aéreos 120 fornece dados da velocidade do ar e de altitude 122 a painéis/controles de vôo 125. Os painéis/controles de vôo 125 normalmente exibem ao piloto da aeronave informações sobre a altitude e velocidade do ar. Além disso, painéis/controles de vôo 125 podem controlar automaticamente aspectos da operação da aeronave com base nos dados da velocidade do ar e altitude 122.

Com referência agora à FIG. 2A (e com referência continua à FIG. 1) , é mostrado o sistema de Pitot 110 ilustrado de preferência como um componente de tubo de Pitot convencional 150, que de preferência se projeta para fora da estrutura da aeronave e no fluxo de ar, de modo a permitir que a pressão de impacto da atmosfera entre em um tubo de Pitot 152. O tubo de Pitot 152 normalmente tem uma abertura 154, geralmente circular, virada para frente. A abertura 154 está exposta para forçar a pressão do ar enquanto a aeronave está em movimento no ar. Deve ser apreciado que a presente invenção pode ser utilizada com vários tipos e configurações de sistemas de Pitot 110, em que o sistema de Pitot ilustrado na FIG. 2A é fornecido apenas para fins ilustrativos.

De acordo com uma realização ilustrada da presente invenção, o tubo de Pitot 152 do componente do tubo de Pitot 150 é mostrado acoplado a um sensor de pressão primário 210 e secundário 220 de preferência no computador de dados aéreos 120. Na realização ilustrada, o sensor de pressão primário 210 deve ser entendido a ser configurado e operável para fornecer uma ampla resposta de frequência convencional para a detecção da pressão de ar a partir do tubo de Pitot 152, que por sua vez é preferencialmente utilizada pelo computador de dados aéreos 120 normalmente para determinar a velocidade do ar. Também deve ser apreciado que o sensor de pressão primário 210 é configurado e operável para rejeitar ruído de alta frequência, de preferência por qualquer filtragem analógica e/ou filtragem digital posterior, principalmente para fornecer medições precisas. Com relação ao sensor de pressão secundário 220, que é de preferência configurado e operável para fornecer uma gama de sinal de resposta de frequência que é maior do que a do sensor de pressão primário 210 mencionado anteriormente, cujo sinal é usado preferencialmente pelo computador de dados aéreos 120 para determinar se o tubo de Pitot 152 (incluindo um furo de drenagem do sistema de Pitot 110) se torna bloqueado por gelo ou outros detritos, bem como para calcular outras determinações a serem descritas a seguir, com referência à FIG. 3.

Referindo-se agora à FIG. 2B (e com referência continua à FIG. 1) , é mostrado o sistema estático 115 ilustrado de preferência como um componente de porta de pressão estática convencional 160 montado em nível com a estrutura da aeronave. O componente de porta de pressão estática 160 é configurado e operável para detectar a pressão atmosférica exterior da aeronave, de preferência sem ser influenciado por variações de pressão causadas pelo movimento da aeronave. A pressão estática presente na fuselagem é preferencialmente fornecida por uma pluralidade de portas estáticas 162-166, através de um distribuidor e tubulação 168, a sensores de pressão estática primário 230 e secundário 240. Como observado acima, a pressão estática é um importante parâmetro que é utilizado em aeronaves para fins diversos, incluindo a determinação de altitude, taxa de altitude, velocidade do ar e taxa de velocidade do ar, entre outras determinações. Normalmente, a pressão atmosférica normal sentida pelas portas estáticas 162-166 é usada para gerar sinais indicativos de altitude pelo computador de dados aéreos 120 que são fornecidos normalmente pelo computador de dados aéreos 120, a um altímetro na cabine da aeronave.

Semelhante à referida realização ilustrada do sistema de Pitot 110, o sensor de pressão primário 230 do componente de porta de pressão estática 160 deve ser entendido a ser configurado e operável para fornecer uma gama de resposta de frequência convencional para a detecção da pressão atmosférica a partir de um componente de porta de pressão estática 160, que por sua vez é preferencialmente utilizado pelo computador de dados aéreos 120 para determinar normalmente sinais indicativos de altitude. Também deve ser apreciado que o sensor de pressão primário 230 é configurado e operável para rejeitar ruído de alta frequência, de preferência por qualquer filtragem analógica e/ou filtragem digital posterior, principalmente para fornecer medições precisas. Com relação ao sensor de pressão secundário 240, é de preferência configurado e operável para fornecer uma gama sinal de resposta de frequência maior do que a do sensor de pressão primário 230 referido anteriormente, cujo sinal é usado preferencialmente pelo computador de dados aéreos 120 para determinar se o componente de porta de pressão estática 160 torna-se bloqueado por gelo ou outros detritos, bem como para calcular outras determinações a serem descritas a seguir, com referência à FIG. 3.

Com referência agora à FIG. 3 e de acordo com uma realização ilustrada da invenção, a FIG. 3 mostra um diagrama de blocos que ilustra um método de monitoramento de um sistema aviônico Pitot-estático de bloqueios de acordo com a presente invenção, usando um sistema como o descrito com referência à FIG. 1 e FIGS. 2A e 2B. Como mostrado no bloco 305, uma primeira taxa de movimento da aeronave (por exemplo, altitude, taxa de altitude, velocidade do ar e taxa de velocidade do ar, entre outras determinações) é calculada pelo computador de dados aéreos 120 em função da pressão sentida usando os sinais de pressão do ar detectados dos sensores de pressão primários 210, 230 do sistema Pitotestático citado anteriormente. No bloco 310, o computador de dados aéreos 120 é configurado e operável para analisar os sinais de pressão do ar detectados dos sensores de pressão secundários 220, 240, de preferência o teor de frequência e da amplitude do sinal a partir dos sensores de pressão secundários 220, 240, para determinar a presença de um ruído de alta frequência no sinal de pressão (bloco 315). Deve ser entendido e apreciado que a presença de um teor de sinal de alta frequência a partir de um sensor secundário 220, 240 é indicativa de que o seu componente de sonda associado (componente de tubo de Pitot 150, componente de porta de pressão estática 160) não está bloqueado por gelo ou outros detritos. Assim, se o computador de dados aéreos 120 determinar que não há teor de alta frequência a partir de um sensor secundário 220, 240, o computador de dados aéreos 120 determina se o seu componente de sonda associado (componente de tubo de Pitot 150, componente de porta de pressão estática 160) está bloqueado por gelo ou outros detritos (bloco 320). Além disso, no bloco 325, se o computador de dados aéreos não receber nenhum sinal de um sensor de pressão de ar primário 210, 230, mas receber um sinal de ruído de alta frequência de seu sensor de pressão de ar secundário associado 220, 240, o computador de dados aéreos então determina o principal sensor de pressão de ar 210, 230 que não fornece nenhum sinal está com defeito e não está bloqueado por gelo ou outros detritos, caso em que o computador de dados aéreos 120 é, de preferência, configurado e operacional para utilizar o sinal do seu sensor de pressão de ar secundário associado 220, 240 para determinar a medição dos dados de movimento da aeronave (por exemplo, velocidade do ar, altitude, etc.) que devia ser determinado pelo sinal a partir do sensor de pressão de ar primário com defeito determinado 210, 230 (bloco 330).

Em outra realização da invenção, deve ser entendido e apreciado que o computador de dados aéreos 120 é configurado e operável para utilizar um sinal de resposta de alta frequência de um sensor de pressão de ar secundário 220, 240 para determinar uma medição de movimento da aeronave. De preferência, a determinação desta medição de movimento da aeronave (por exemplo, para o alívio da carga de irrupção) requer um sinal a partir de um sensor de pressão de ar tendo um componente de sinal de alta frequência, que normalmente é filtrado em um sensor de pressão de ar primário 210, 230.

Em outra realização ilustrada da invenção, é ilustrado na FIG. 4 um componente de sonda aérea 400, como um componente de tubo de Pitot ou componente de porta de pressão estática mencionados anteriormente, em que o computador de dados aéreos 120 fornece uma primeira saída de sinal elétrico 410 que é indicativa da medição da pressão do ar, conforme detectado através do componente de sonda 400, que é filtrado por um filtro de sinal analógico ou eletrônico 412 para remover componentes de sinal de alta frequência nele. Uma segunda saída de sinal elétrico 420 é fornecida pelo computador de dados aéreos 120 que é indicativo da medição da pressão do ar, conforme detectado através do componente de sonda 400, que deve, de preferência, incluir todos os componentes de sinal de alta frequência. Assim, deve ser apreciado e compreendido que a primeira saída de sinal elétrico 410 é semelhante a um sinal de pressão de ar filtrado fornecido por um sensor primário citado anteriormente (210, 230), conforme descrito acima, e o segundo sinal de saída elétrico é semelhante a um sinal de pressão de ar fornecido por um sensor secundário citado anteriormente (220, 240), também conforme descrito acima. Deve ainda ser compreendido e apreciado que o processo acima descrito em relação à FIG. 3 deve ser repetido aqui em relação ao primeiro e segundo sinais de saída elétricos (410, 420) em oposição à saída a partir dos sensores primário (210, 230) e secundário (220, 240).

Realizações da presente invenção também podem consistir amplamente nas partes, elementos e características referidos ou indicados aqui, individual ou coletivamente, em qualquer ou todas as combinações de duas ou mais das partes, elementos ou características, e em que números inteiros específicos são mencionados aqui que têm equivalentes conhecidos na técnica em que a invenção se refere, como equivalentes conhecidos, são considerados a serem incorporados aqui como se estabelecidos individualmente.

Embora realizações ilustradas da presente invenção tenham sido descritas, deve-se entender que várias mudanças, substituições e alterações podem ser feitas pelo técnico no assunto sem se afastar do escopo da presente invenção.

Claims

1. MÉTODO DE MONITORAMENTO DE UM SISTEMA AVIÔNICO PARA BLOQUEIOS PNEUMÁTICOS, o método caracterizado por: fornecer um primeiro sensor em associação com uma entrada de ar para a detecção de pressão de ar, fornecer um segundo sensor em associação com a entrada de ar para a detecção de pressão de ar, o segundo sensor tendo um teor de frequência maior do que o teor de frequência do primeiro sensor; calcular, usando um computador acoplado ao primeiro e segundo sensores, dados de movimento da aeronave utilizando a pressão do ar detectada a partir do primeiro sensor; e determinar, independentemente dos dados de movimento da aeronave calculados, se o primeiro sensor está com defeito ou se a entrada de ar está bloqueada na dependência do teor de frequência na saida do segundo sensor.

2. MÉTODO DE MONITORAMENTO DE UM SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo primeiro sensor incluir um filtro operável para fornecer um sinal a partir do primeiro sensor tendo um teor de frequência adequado para a determinação dos dados de movimento da aeronave.

3. MÉTODO DE MONITORAMENTO DE UM SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pela entrada de ar incluir um tubo de Pitot.

4. MÉTODO DE MONITORAMENTO DE UM SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pela entrada de ar incluir uma porta estática.

5. MÉTODO DE MONITORAMENTO DE UM SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pela medição de movimento da aeronave incluir a velocidade do ar.

6. MÉTODO DE MONITORAMENTO DE UM SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pela medição de movimento da aeronave ser selecionada a partir do grupo que consiste na altitude da aeronave, ângulo de ataque e ângulo de glissagem.

7. MÉTODO DE MONITORAMENTO DE UM SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por incluir adicionalmente a etapa de usar a pressão do ar detectada a partir do segundo sensor para determinar uma segunda medição de movimento da aeronave.

8. MÉTODO DE MONITORAMENTO DE UM SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo maior teor de frequência do segundo sensor fornece uma medição para entrada a sistemas de alivio de carga de irrupção.

9. SISTEMA AVIÔNICO, caracterizado por compreender: um ar sistema de medição de pressão, incluindo; um primeiro sensor posicionado em associação com uma entrada de ar para detectar a pressão do ar, o primeiro sensor tendo uma primeira resposta de frequência; um segundo sensor posicionado em associação com a entrada de ar para a detecção de pressão do ar, o segundo sensor tendo uma resposta de frequência maior do que a resposta de frequência do primeiro sensor; e um computador de dados aéreos acoplado a cada um do primeiro e segundo sensores operacionais para calcular uma primeira medição de movimento da aeronave que utiliza a pressão do ar detectada pelo primeiro sensor de primeiro e também operacional para determinar se o primeiro sensor está com defeito ou se a entrada de ar está bloqueada na dependência do teor de frequência e amplitude da saida do segundo sensor em que o computador de dados do ar está ainda operativo para usar a pressão de ar detectada do segundo sensor para determinar a primeira medição de movimento da aeronave quando é determinado que o primeiro sensor está com defeito.

10. SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo sistema de medição de ar compreender ainda um tubo de Pitot que fornece a entrada de ar.

11. SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo sistema de medição de ar compreender ainda uma porta estática que fornece a entrada de ar.

12. SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pela medição do movimento da aeronave incluir a velocidade do ar.

13. SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelos dados de medição do movimento da aeronave incluírem a altitude da aeronave.

14. SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo computador de dados aéreos ser ainda operacional para usar a pressão do ar detectada a partir do segundo sensor para determinar uma segunda medição de dados da aeronave.

15. SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pela resposta de frequência maior do segundo sensor fornecer uma medição para a entrada de sistemas de alivio de carga de irrupção.

16. MÉTODO DE MONITORAMENTO DE UM SISTEMA AVIÔNICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo primeiro sensor posicionado em uma aeronave e em comunicação de fluxo de ar com uma entrada de ar com pelo menos uma parte da entrada de ar posicionada em uma parte externa da aeronave para detectar a pressão de ar externa da aeronave, o primeiro sensor tendo uma primeira resposta de frequência; em que o segundo sensor é posicionado em uma aeronave e em comunicação de fluxo de ar com a entrada de ar para detectar a pressão do ar externa da aeronave, o segundo sensor tendo uma resposta de frequência maior do que a resposta de freqüência do primeiro sensor; em que o cálculo de dados de movimento de aeronave compreendendo ainda calcular uma determinação de medição para a aeronave usando o computador com a pressão do ar detectada a partir do primeiro sensor; e em que determinar se o primeiro sensor está com defeito ou se a entrada de ar está bloqueada, compreendendo ainda determinar no computador se o primeiro sensor está com defeito ou se a entrada de ar está bloqueada na dependência do teor de frequência e da amplitude da saida do segundo sensor.

17. SISTEMA AVIÔNICO, caracterizado por compreender: um ar sistema de medição de pressão, incluindo; um elemento de sonda aérea; um sensor acoplado operacionalmente ao elemento de sonda aérea que fornece um primeiro sinal elétrico indicativo de uma medição de pressão do ar do elemento de sonda aérea e um segundo sinal elétrico indicativo de uma medição de pressão do ar do elemento de sonda aérea tendo uma resposta de frequência maior do que a resposta de frequência do primeiro sinal elétrico; e um computador de dados aéreos acoplado a cada um do primeiro e segundo sinais elétricos, operacional para calcular uma medição do movimento da aeronave utilizando o primeiro sinal elétrico e também operacional para determinar se o elemento da sonda aérea está bloqueado na dependência do teor de frequência e da amplitude do segundo sinal elétrico, em que o computador de dados aéreos usa o segundo sinal elétrico para calcular uma segunda medição do movimento da aeronave.