ES2960231T3 - Control automatizado del acelerador de vuelo - Google Patents

Abstract

El control automatizado del acelerador incluye calcular, usando un procesador, un ángulo de resolución de empuje basado en una condición de vuelo de una aeronave, y controlar un acelerador para que no pase más allá de al menos uno de los ángulos de resolución de empuje o un rango definido por el ángulo de resolución de empuje para mantener el aeronave en un modo de vuelo preferido. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Control automatizado del acelerador de vuelo

Campo de la divulgación

Esta patente se refiere generalmente a las aeronaves y, más particularmente, al control automatizado del acelerador de vuelo.

Antecedentes

Algunos sistemas conocidos de aceleración automática se utilizan para controlar/mantener una cantidad de empuje proporcionado por una aeronave durante las maniobras y/o crucero. Por lo general, un sistema de aceleración automática se puede colocar en un modo de retención, en el que el acelerador automático ya no controla la cantidad de empuje proporcionado por la aeronave. Los sistemas de aceleración automática conocidos no cambian automáticamente a un modo diferente después de que el sistema de aceleración automática se ha colocado en el modo de retención, a menos que el piloto lo indique.

US 2005/151672 establece en su resumen un método y un aparato para la señalización táctil de los controles de aeronaves. Se advierte a los pilotos de que se aproximan límites en ciertos parámetros de rendimiento de la aeronave. Las advertencias más comunes son para la velocidad del rotor que excede un límite móvil. Se utiliza la señalización táctil a través de la palanca colectiva. La señalización táctil significa que el piloto no necesita escanear los instrumentos para determinar la proximidad a los límites antes mencionados. En su lugar, el piloto puede operar la aeronave dentro de los límites adecuados mediante el tacto, mientras mantiene la conciencia situacional fuera de la cabina. La resistencia a la fricción habitual se proporciona hasta una posición límite que se actualiza continuamente. El movimiento continuo del colectivo en una dirección más allá de esa posición límite da como resultado una fuerza de ruptura y una fuerza de resistencia creciente.

US 8,195,346 establece en su resumen un sistema aeronáutico para una aeronave controlada mecánicamente configurado para proporcionar protección envolvente para disuadir a un piloto de volar fuera de los límites aceptables de parámetros de vuelo para parámetros de vuelo tales como ángulo de cabeceo, actitud de cabeceo, carga g, proximidad al terreno y/u obstáculos, ángulo de ataque y/o velocidad aerodinámica. El sistema aeronáutico puede comprender al menos un servoaccionador y un dispositivo informático. El dispositivo informático puede utilizar la protección del envolvente mediante la activación de al menos un servoaccionador si la aeronave alcanza un límite máximo o mínimo para cualquiera de los parámetros de vuelo, de tal manera que al menos un servoaccionador proporciona una fuerza para instar a un dispositivo de control de vuelo en una dirección para llevar a la aeronave de vuelta dentro de los límites aceptables de los parámetros de vuelo. El servoaccionador puede desacoplarse cuando los parámetros de vuelo de la aeronave alcanzan un valor final correspondiente al valor inicial que activó la protección del envolvente.

WO 01/89926 establece en su resumen un sistema de señalización táctil de palanca de potencia para proporcionar alertas táctiles a los pilotos a medida que se acercan los límites operativos de una aeronave. El sistema de señalización genera una señal táctil que comprende una velocidad de inmersión variable y una fuerza de fricción variable en una palanca de potencia de una aeronave. El sistema de señalización proporciona señales táctiles tipo resorte cuando los comandos de potencia alcanzan un límite de funcionamiento predeterminado, sin el uso de resortes mecánicos. El sistema de señalización reduce la posición de la palanca de potencia y proporciona la fuerza de fricción adicional en función del estado de la aeronave y del motor. El sistema de señalización permanece activado hasta que la aeronave vuelve a funcionar dentro de sus límites operativos. El piloto puede anular el sistema de señalización en ciertas situaciones.

Breve descripción de la invención

La presente invención se refiere a los métodos y aparatos de acuerdo con las reivindicaciones anexas.

En un ejemplo, un método incluye calcular, usando un procesador, un ángulo de resolución de empuje basado en una condición de vuelo de una aeronave, y controlar un acelerador restringiendo el movimiento del acelerador más allá de al menos uno de los ángulos de resolución de empuje o un rango definido por el ángulo de resolución de empuje para mantener la aeronave en un modo de vuelo preferido, en donde el control del acelerador incluye la prevención de que un sistema de aceleración automática sea puesto en un modo de retención.

Otro método de ejemplo incluye analizar, utilizando un procesador, una entrada de vuelo recibida y al menos una condición de vuelo para determinar si la entrada de vuelo colocará a la aeronave en un estado diferente de un estado de vuelo preferido. El método de ejemplo también incluye, al determinar que la entrada de vuelo no colocará a la aeronave en un estado diferente del estado de vuelo preferido, lo que permite que un control de aceleración automática se coloque en un modo de retención.

Un medio tangible legible por máquina de ejemplo tiene instrucciones almacenadas en el mismo, que cuando se ejecutan, hacen que un procesador determine que una entrada de vuelo de una aeronave causará que la aeronave esté en una condición de vuelo no preferida, y con base en la determinación, cambie un modo de aceleración automática de la aeronave para mantener la aeronave en una condición de vuelo preferida.

En otro ejemplo, un aparato incluye un sensor de una aeronave para determinar una condición de vuelo de la aeronave, un procesador para: calcular, con base en la condición de vuelo y una entrada de vuelo, al menos uno de un límite de aceleración o un rango de aceleración para mantener la aeronave en una condición de vuelo preferida; y desactivar un modo de retención de un sistema de aceleración automática de la aeronave basado en la entrada de vuelo, y un mecanismo electromecánico para impedir que la palanca del acelerador se mueva más allá de al menos uno de los límites o rangos del acelerador.

Un método de ejemplo puede incluir calcular, utilizando un procesador, un ángulo del resolvedor de empuje basado en una condición de vuelo de una aeronave; y controlar un acelerador para que no se mueva más allá de al menos uno de los ángulos del resolvedor de empuje o un rango definido por el ángulo del resolvedor de empuje para mantener la aeronave en un modo de vuelo preferido. El cálculo del ángulo del resolvedor de empuje puede basarse en un modo automatizado seleccionado de la aeronave. Esto mejorará el funcionamiento. Para mejorar el funcionamiento, las condiciones de vuelo pueden incluir al menos una de velocidad, cabeceo, guiñada, balanceo o altitud de la aeronave. El cálculo del ángulo del resolvedor de empuje puede basarse en una región definida por la velocidad y los rangos de empuje para mejorar la precisión. El control del acelerador puede incluir la restricción de un rango de movimiento de una palanca de empuje para mejorar la capacidad de la invención. La restricción del acelerador puede incluir la restricción electromecánica de la palanca de empuje. El control del acelerador puede incluir evitar que un sistema de acelerador automático se ponga en modo de retención. El modo de vuelo preferido puede incluir el mantenimiento de la aeronave a una velocidad superior a la velocidad de un vibrador de la palanca de la aeronave.

Otro ejemplo puede incluir un método para controlar un control de aceleración automática de una aeronave que puede incluir analizar, utilizando un procesador, una entrada de vuelo recibida y al menos una condición de vuelo para determinar si la entrada de vuelo colocará a la aeronave en un estado diferente de un estado de vuelo preferido; y al determinar que la entrada de vuelo no colocará a la aeronave en un estado diferente del estado de vuelo preferido, lo que permite que el control de aceleración automática se coloque en un modo de retención. El método también puede incluir cambiar automáticamente un modo del control del acelerador automático después de determinar que la entrada de vuelo colocará a la aeronave en un estado diferente al estado de vuelo preferido. Esto mejorará el funcionamiento de la invención. El método también puede incluir cambiar automáticamente el modo de aceleración automática del modo de retención a otro modo basándose en el momento en que la aeronave tiende a alejarse del estado de vuelo preferido. El método también puede incluir el control de un nivel de aceleración por encima de un ángulo del resolvedor de empuje, en donde el ángulo del resolvedor de empuje puede basarse en una región definida por la velocidad y los rangos de empuje. El estado de vuelo preferido puede incluir una velocidad mayor que la velocidad de un vibrador de la palanca de la aeronave.

Otro ejemplo puede incluir un medio tangible legible por máquina que tenga instrucciones almacenadas en él, lo que, cuando se ejecuta, hace que un procesador determine que una entrada de vuelo de una aeronave causará que la aeronave esté en una condición de vuelo no preferida; y con base en la determinación, cambie un modo de aceleración automática de la aeronave para mantener la aeronave en una condición de vuelo preferida. El medio legible por máquina, cuando se ejecuta, puede hacer que el procesador calcule al menos uno de los límites permitidos del acelerador o del rango del acelerador. El medio legible por máquina que tiene instrucciones almacenadas en el mismo, que cuando se ejecuta, puede hacer que el procesador dirija un sistema electromecánico para inhibir el movimiento de una palanca de empuje más allá de al menos uno de los límites permitidos del acelerador o del rango del acelerador. La entrada de vuelo puede incluir un comando para llevar a cabo un programa de vuelo automatizado. La entrada de vuelo puede incluir una entrada manual para mejorar su capacidad. El procesador puede determinar que la aeronave puede estar alejándose de la condición de vuelo preferida y determinar que la entrada de vuelo causará que la aeronave esté en la condición de vuelo no preferida.

Otro ejemplo puede incluir un aparato que puede incluir un sensor de una aeronave para determinar una condición de vuelo de la aeronave; un procesador para calcular al menos uno de los límites de aceleración o un rango de aceleración basado en las condiciones de vuelo para mantener a la aeronave en una condición de vuelo preferida; y un mecanismo mecánico electromecánico para evitar que una palanca de empuje se mueva más allá de al menos uno de los límites de aceleración o del rango de aceleración. Se puede utilizar para calcular al menos uno de los límites del acelerador o el rango del acelerador comparando una velocidad aerodinámica de la aeronave con una región definida por rangos de velocidad y empuje. El procesador se puede utilizar para calcular al menos uno del límite del acelerador o el rango del acelerador basado en una entrada de vuelo. El procesador puede utilizarse para activar o desactivar un modo de retención de un sistema de control de aceleración automatizado de la aeronave basado en la entrada de vuelo.

Breve descripción de los dibujos

La Figura 1 es un ejemplo de aeronave en el que se pueden implementar los ejemplos divulgados en la presente.

La Figura 2A es una vista interna de un ejemplo de cabina de la Figura 1.

La Figura 2B es una vista detallada de un ejemplo de control del acelerador de la cabina de ejemplo de las Figuras 1 y 2. La Figura 3 ilustra un ejemplo de diagrama de control del acelerador de acuerdo con las enseñanzas de esta divulgación. La Figura 4 es una descripción esquemática de un algoritmo de ejemplo para implementar los ejemplos divulgados en la presente.

La Figura 5 es un ejemplo de sistema de control del acelerador que se puede utilizar para implementar los ejemplos divulgados en la presente.

La Figura 6 es un diagrama de flujo representativo de un método de ejemplo que se puede utilizar para implementar el sistema de control del acelerador de ejemplo de la Figura 5.

La Figura 7 es un diagrama de flujo representativo de otro método de ejemplo que se puede utilizar para implementar el sistema de control del acelerador de ejemplo de la Figura 5.

La Figura 8 es un diagrama de flujo representativo de otro método de ejemplo que se puede utilizar para implementar el sistema de control del acelerador de ejemplo de la Figura 5.

La Figura 9 es un diagrama de bloques de una plataforma de procesador de ejemplo capaz de ejecutar instrucciones legibles por máquina para implementar los métodos de ejemplo de las Figuras 6-8.

Las figuras no son a escala. En su lugar, para aclarar múltiples capas y regiones, el espesor de las capas se puede ampliar en los dibujos. Siempre que sea posible, se utilizarán los mismos números de referencia a lo largo de los planos y la descripción escrita adjunta para referirse a las mismas partes o a partes similares. Tal como se utiliza en esta patente, declarar que cualquier parte está posicionada de alguna manera (por ejemplo, posicionada, situada, dispuesta o formada sobre, etc.) otra parte significa que la parte de referencia está en contacto con la otra parte o que la parte de referencia está por encima de la otra parte con una o más partes intermedias situadas entre ellas. Si se indica que cualquier parte está en contacto con otra parte, significa que no hay ninguna parte intermedia entre las dos partes.

Descripción detallada

En la presente se divulga un control automatizado del acelerador de vuelo. Algunos sistemas conocidos de aceleración automática de aeronaves se utilizan para controlar/mantener una cantidad de empuje proporcionado por la aeronave durante las maniobras y/o crucero, por ejemplo. Estos sistemas de aceleración automática conocidos permiten que una aeronave se coloque en un modo de retención en el que el sistema de aceleración automática se anula y/o se suspende en función de una entrada de vuelo de un piloto. Como resultado, el piloto puede ser capaz de colocar un ajuste del acelerador de la aeronave en una condición no preferida y/o colocar la aeronave en un modo de menor rendimiento. En sistemas típicos conocidos, una vez colocados en el modo de retención, el sistema de aceleración automática no cambia automáticamente de modo sin que el piloto lo ordene.

Los ejemplos divulgados en la presente impiden que la aeronave entre en la condición de vuelo no preferida, independientemente de si se ha iniciado o habilitado un modo de retención de aceleración automática. Los ejemplos divulgaron el control en la presente y/o establecieron el rango de aceleración y/o la configuración del acelerador de una aeronave en función de las condiciones de vuelo de la aeronave y/o una entrada de vuelo recibida (por ejemplo, un comando de entrada de vuelo, un comando de cabina, etc.). En algunos ejemplos, las condiciones de vuelo se utilizan para calcular un ángulo del resolvedor de empuje (por ejemplo, un límite del resolvedor de empuje) que restringe (por ejemplo, inhibe el movimiento) y/o limita un acelerador (por ejemplo, un control del acelerador). Por ejemplo, un control del acelerador (por ejemplo, un control del acelerador automático) puede estar restringido para que no se mueva más allá del ángulo del resolvedor de empuje definido (TRA) y/o un rango definido por el ángulo del resolvedor de empuje. En algunos ejemplos, un sistema de control electromecánico puede impedir el movimiento físico del acelerador y/o de una palanca de empuje (por ejemplo, una palanca de aceleración) más allá del ángulo del resolvedor de empuje calculado, por ejemplo. Por ejemplo, se puede utilizar un accionador o un solenoide para controlar (por ejemplo, evitar que se mueva más allá) un pivote del acelerador y/o la palanca de empuje para que no se mueva más allá de un ángulo y/o un rango angular definido por el ángulo del resolvedor de empuje calculado.

En otros ejemplos, una entrada de vuelo para la aeronave se compara/analiza en relación con un ángulo del resolvedor de empuje calculado, que se determina en función de las condiciones de vuelo, y la entrada de vuelo no se puede iniciar en función del ángulo del resolvedor de empuje calculado. En particular, la entrada de vuelo puede compararse con un ajuste de empuje/velocidad preferido que se calcula en función de las condiciones de vuelo para determinar si ejecutar la entrada de vuelo y/o habilitar un modo de anulación/retención del acelerador.

En otros ejemplos, la aeronave vuelve a otro modo de aceleración automática desde un modo de retención cuando una condición de vuelo de la aeronave corresponde a una condición de vuelo no preferida de la aeronave. Por ejemplo, un modo de aceleración automática puede cambiarse automáticamente cuando una velocidad de la aeronave se mueve por debajo de un rango definido y/o un ajuste de empuje se establece por debajo de un ángulo del resolvedor de empuje admisible y/o preferido calculado.

Como se utilizan en la presente, los términos “comando de entrada de vuelo” o “entrada de vuelo” pueden referirse a un comando manual emitido en una cabina o un comando para ingresar a un modo de vuelo automatizado (por ejemplo, un modo automatizado seleccionado, un piloto automático, un modo de cambio de nivel de vuelo (“FLCH”), un comando de despegue y vuelta (“TOGA”), un comando de navegación vertical (“VNAV”, “VNAV IDLE”, “VNAV HOLD”), etc.). En otras palabras, los términos “entrada de vuelo” o “comando de entrada de vuelo” pueden referirse al control manual o al inicio de un modo de vuelo automatizado, por ejemplo. Como se utiliza en la presente, el término “condición de vuelo” puede abarcar, pero no se limita a, velocidad del aire, altitud, topografía del terreno, velocidad del viento, condiciones del aire (por ejemplo, turbulencia), actitud, guiñada, cabeceo, balanceo y/o clima, etc.

La Figura 1 ilustra un ejemplo de la aeronave 100 en el que se pueden implementar los ejemplos divulgados en la presente. La aeronave 100 del ejemplo ilustrado incluye un fuselaje 102 con una cabina 104, alas 105 con motores 106 y superficies de control (por ejemplo, aletas, alerones, pestañas, etc.) 108, que se encuentran en un borde de salida de las alas 105 y pueden ser desplazadas o ajustadas (por ejemplo, en ángulo, etc.) para proporcionar elevación durante el despegue, por ejemplo. La aeronave de ejemplo 100 también incluye estabilizadores 112 con timones 114 y elevadores 116. En algunos ejemplos, los aceleradores de los respectivos motores 106 se controlan para variar y/o controlar una velocidad de la aeronave 100. En este ejemplo, el empuje resultante de los motores 106 junto con el movimiento de las superficies de control 108, el timón 114 y/o los elevadores 116 se utilizan para controlar/dirigir el avión 100 durante una maniobra, tal como un descenso controlado (por ejemplo, un aumento/disminución de la altitud controlado y/o controlado por velocidad) y/o ejecución de un programa de vuelo automatizado, tal como un programa TOGA, o un programa VNAV, etc.

La Figura 2A es una vista interna del ejemplo de cabina 104 de la Figura 1. Como se puede ver en el ejemplo ilustrado de la Figura 104, la cabina incluye una palanca de vuelo 202, un panel de instrumentación 204 y un control de aceleración 206, que incluye una palanca de empuje (por ejemplo, una palanca de aceleración) 208. Durante el funcionamiento, un piloto en la cabina 104 puede leer y/u obtener datos de vuelo y/o datos de condición de vuelo de la aeronave 100 del panel de instrumentos 204. Con base en estos datos, uno o más controles de la aeronave 100 pueden ser utilizados por el piloto para dirigir la aeronave 100 durante el vuelo. En este ejemplo, el empuje de la aeronave 100 se controla mediante la palanca de empuje 208, el control del acelerador 206, en general, y/o controles dentro de la cabina 104 relacionados con los ajustes del acelerador automático (por ejemplo, controles en el panel de instrumentos 204, etc.).

La Figura 2B es una vista detallada de un ejemplo de control del acelerador 206 de la cabina de ejemplo 104 de las Figuras 1 y 2A. En el ejemplo ilustrado de la Figura 2B, la palanca de empuje 208 puede empujarse y/o pivotarse hacia o desde la parte delantera de la aeronave 100 para variar una cantidad de empuje de salida de los motores 106. Por ejemplo, un piloto puede empujar la palanca de empuje 208 hacia adelante hacia la parte delantera/frontal del avión 100 para aumentar el empuje de los motores 106. Del mismo modo, el piloto puede tirar hacia atrás y/o girar la palanca del acelerador 208 hacia atrás hacia la parte trasera/popa de la aeronave 100 para reducir la salida de empuje y/o de acelerador de los motores 106.

Como resultado de poder mover la palanca de empuje 208 hacia adelante y hacia atrás para variar una salida de empuje de los motores 106, la palanca de empuje 208 del ejemplo ilustrado tiene un límite de popa (por ejemplo, un ajuste del acelerador de límite inferior) 212 y un límite de proa (por ejemplo, un ajuste del acelerador de límite superior) 214. En este ejemplo, el límite de popa 212 y el límite de proa 214 definen rangos extremos del movimiento de la palanca de empuje 208, que no se varían ni se redefinen durante el vuelo en este ejemplo. Sin embargo, en algunos ejemplos, se puede utilizar un dispositivo físico y/o electromagnético para limitar el rango de movimiento de la palanca de empuje 208. Adicional o alternativamente, los rangos de la palanca de empuje 208 pueden alterarse (por ejemplo, los valores de los límites de proa y popa redefinidos y/o variados para acomodar cambios en el rango permitido) en lugar de limitar físicamente un rango de movimiento de la palanca de empuje 208 (por ejemplo, en un sistema de control electrónico de los mandos).

En algunos ejemplos y como se describe con mayor detalle a continuación en relación con la Figura 3, el límite de popa 212 y/o el límite de proa 214 pueden variar y/o redefinirse (por ejemplo, durante el vuelo y/o en diferentes condiciones de vuelo) para variar un rango permitido de un ángulo 218, que se indica con el símbolo 0, en el que la palanca de empuje 208 se coloca para definir una cantidad de empuje proporcionado por los motores 106. En los ejemplos establecidos en la presente, los ángulos de aceleración actuales (por ejemplo, instantáneos) y/o controlados y/o valores de consigna se refieren al ángulo 218. En particular, el límite de popa 212 del ejemplo ilustrado corresponde a un valor de aproximadamente 31 grados con respecto a la horizontal y el límite de proa 214 corresponde a un valor de aproximadamente 70 grados con respecto a la horizontal, definiendo así un rango angular máximo (por ejemplo, un rango de desplazamiento angular) de aproximadamente 39 grados para la palanca de empuje 208. Sin embargo, se pueden utilizar en su lugar los límites de ángulo y/o los rangos apropiados.

La Figura 3 ilustra un ejemplo de diagrama de control del acelerador 300 de acuerdo con las enseñanzas de esta divulgación. El diagrama de control del acelerador de ejemplo 300 relaciona la velocidad/rapidez y los rangos de empuje, e incluye un eje horizontal 302, que representa una velocidad de aire calibrada (“CAS”) y/o velocidad de la aeronave 100. El diagrama de control de ejemplo 300 también incluye un eje vertical 304, que representa un ángulo del acelerador (por ejemplo, un ángulo del resolvedor de empuje, el ángulo 218) de la aeronave 100. En este ejemplo, el ángulo del acelerador se representa como grados. En particular, en este ejemplo, el ángulo del acelerador es de aproximadamente 30 grados (por ejemplo, el límite de popa 212 a aproximadamente 31 grados). Como se puede ver en el ejemplo ilustrado de la Figura 3, el eje horizontal 302 incluye una velocidad del vibrador de la palanca 306, que se denota con V<ss>e indica un límite de velocidad en el que una palanca de horquilla, tal como la palanca de vuelo 202, puede sacudirse o vibrar para alertar a un piloto. En particular, un dispositivo de vibración acoplado comunicativamente a la palanca de horquilla puede vibrar cuando una velocidad está por debajo de un umbral, que es equivalente a la velocidad del vibrador de la palanca 306, por ejemplo. En este ejemplo, una velocidad de transición 308 se define tomando el máximo de una velocidad mínima (por ejemplo, una velocidad mínima permitida por un sistema de control de vuelo automatizado), que se denota con V<cMín>, o una suma incremental, que se denota con V<ss+10>, de la velocidad de sacudida 306, V<ss>, y un incremento, que es 10 nudos en este ejemplo. Sin embargo, cualquier valor incremental apropiado puede ser utilizado con base en el diseño de la aeronave, las condiciones del aire, la maniobrabilidad de la aeronave, etc. En este ejemplo, una velocidad máxima 310 de la aeronave 100 se denota con VcMáx.

En este ejemplo, un límite (por ejemplo, una envolvente, un área poligonal, etc.) define una región 312 del diagrama de control 300 en la que están habilitadas las anulaciones manuales (por ejemplo, el inicio de un comando de retención) de un sistema de aceleración automática. En otras palabras, en el ejemplo ilustrado, un piloto puede anular un sistema de acelerador automático y colocar el sistema de acelerador automático en un modo de retención dentro de la región 312. Adicional o alternativamente, la región 312 puede definir un rango de aceleración permitido/habilitado (por ejemplo, redefiniendo continuamente el límite de popa 212 y/o el límite de proa 214 basado en una condición de vuelo y/o una condición de vuelo actualizada). En otras palabras, la región 312 también puede utilizarse para limitar un rango de aceleración permitido (por ejemplo, un rango de aceleración autorizado/permitido) basado en la velocidad de la aeronave 100.

Para definir la región 312, la región 312 incluye un primer límite o borde 314, que se define por la velocidad (por ejemplo, VcMáx) 310, y un segundo límite o borde 316 que se define por el límite de proa del acelerador 214. Para definir una función de variación del acelerador cerca de velocidades de aire calibradas cercanas a la velocidad 306 del vibrador de la palanca, una línea inclinada 318 define un tercer límite o borde que representa una porción de la región 312 en donde la anulación manual del acelerador automático puede no estar habilitada. Adicional o alternativamente, la línea en pendiente 318 define los límites del acelerador en los que el acelerador puede ser controlado y/o puede impedirse que se mueva como se recibe en un comando de entrada de vuelo (por ejemplo, un comando manual o un comando que inicia un programa automatizado, tal como TOGA). La determinación de una pendiente de la línea 318 se discute con mayor detalle a continuación en relación con la Figura 4.

Alternativamente, en algunos ejemplos, una porción y/o límite exterior de la región 312 se define por un cuarto límite o borde 320. En tales ejemplos, una vez que la velocidad del aire calibrada ha alcanzado un valor por debajo de un punto de transición 322, se impide que el límite de empuje automatizado/controlado se mueva por debajo del límite de proa (por ejemplo, el límite de proa 214) y/o, en algunos ejemplos, se impide que un piloto entre en un modo de retención que coloca el ajuste de empuje por debajo del límite de proa. En otras palabras, en estos ejemplos, una vez que una velocidad del avión 100 está por debajo de un umbral correspondiente al punto de transición 322, el ángulo del resolvedor de empuje no está habilitado/permitido para estar por debajo del límite delantero de empuje en un modo controlado o, alternativamente, en un modo manual.

En algunos ejemplos, la región 312 se define/actualiza continuamente en función de las condiciones de vuelo cambiantes. Mientras que la región 312 tiene una forma de ejemplo que se muestra en la Figura 3, se puede usar cualquier forma apropiada.

La Figura 4 es una descripción esquemática de un algoritmo de ejemplo 400 para implementar los ejemplos divulgados en la presente. En el ejemplo ilustrado de la Figura 4, una velocidad de aire calibrada 402, que se denota por CAS, así como la velocidad del vibrador de la palanca 306, que se denota por V<ss>, se proporcionan como entradas a una función 408. En algunos ejemplos, un valor de velocidad final bajo 406, que también se proporciona a la función 408, se calcula como un máximo de(V c m ín, V<ss+10>), en dondeV c m ines una velocidad de control mínima de la aeronave, y en donde Vss es la velocidad 306 del vibrador de la palanca que se mencionó anteriormente, y V<ss+10>es la velocidad incremental del vibrador de la palanca equivalente a la velocidad 306 más una velocidad nominal añadida, que es 10 nudos en este ejemplo. Sin embargo, cualquier otra velocidad nominal aditiva apropiada puede ser utilizada con base en el diseño de la aeronave, las condiciones de vuelo, el modo de vuelo, etc. En este ejemplo, la función 408 se utiliza para calcular la pendiente y/o definir la línea pendiente 318 (por ejemplo, definir una función lineal de la línea pendiente 318). El cálculo de la función 408 se representa a continuación como la Ecuación 1:

(CAS - Vss)

Pendiente del acelerador * (an )o del án)*lo del acelerador (1)

(Máximo de (VcMín, 10)

En este ejemplo, la velocidad del vibrador de la palanca 306 ( Vss) es una función de las condiciones de vuelo de la aeronave medidas por uno o más sensores de la aeronave. En particular, la velocidad 306 del vibrador de la palanca puede calcularse en función de la altitud y/o la actitud de la aeronave. En algunos ejemplos, Vsspuede ser una función de un límite de velocidad inferior, tal como la velocidad de control mínima (por ejemplo, 1,3 veces la velocidad de control mínima).

En este ejemplo, una vez calculada la pendiente de la función 408, se utiliza un filtro de retardo 409 para suavizar y/o reducir el ruido de la salida de la función 408. En algunos ejemplos, se utiliza un limitador de velocidad 410 para limitar las velocidades de cambios de los ángulos del acelerador. A continuación, un límite de rango 412 resuelve la pendiente calculada desde el cálculo 408 hasta el rango angular del acelerador, que oscila entre 0 y 39 grados en este ejemplo, para definir un límite angular inferior. En particular, el rango angular de 0 a 39 grados en este ejemplo se define por un límite de popa del acelerador automático de 31 grados, mientras que un tope de popa es de 33 grados y un punto de empuje de ascenso es de 68 grados. En este ejemplo, el punto de aceleración automática más alto es de 70 grados y la parada física correspondiente es de 80 grados. Como resultado, el punto de aceleración más alto a 70 grados menos el límite de popa del acelerador automático de 31 grados produce el rango de 39 grados.

A continuación, se proporciona un límite máximo del ángulo del acelerador (por ejemplo, un valor máximo del límite de retroceso) 414 junto con el límite angular inferior desde el límite de rango 412 hasta una operación matemática (por ejemplo, una operación aditiva o sustractiva, etc.) 416 para determinar un límite de retroceso calculado/modificado (por ejemplo, un límite del límite de popa 212) 418 para mejorar el rendimiento de la aeronave y/o mantener la aeronave en una condición de vuelo preferida (por ejemplo, mantener una velocidad por encima de la velocidad del vibrador de la palanca, V<ss>o un múltiplo de la velocidad del vibrador de la palanca). La operación matemática 416 puede estar representada por la ecuación 2 a continuación, por ejemplo:

Límite modificado del acelerador en popa = Limíte del Angulo máximo del acelerador - Limíte de rango (2)

Mientras que los cálculos de ejemplo y/o el filtrado de señales se muestran arriba en los ejemplos descritos en relación con la Figura 4, se pueden utilizar las ecuaciones, valores, operaciones y/o filtrado apropiados.

La Figura 5 es un ejemplo de sistema de control del acelerador (por ejemplo, un sistema de control del acelerador automatizado) 500 que se puede utilizar para implementar los ejemplos divulgados en la presente. El sistema de control del acelerador de ejemplo 500 incluye un sistema de cálculo del acelerador de vuelo 502, que incluye una calculadora del acelerador de vuelo 504, una interfaz del sensor de vuelo 506 y una interfaz de entrada de vuelo 508. El sistema de control 500 del ejemplo ilustrado también incluye un sistema del acelerador de la aeronave 510, que se acopla comunicativamente a la interfaz de entrada de vuelo 508 a través de las líneas de comunicación 512 y a la calculadora del acelerador de vuelo 504 a través de las líneas de comunicación 514.

En el funcionamiento, la interfaz de sensor de vuelo de ejemplo 506 determina las condiciones de vuelo de una aeronave, tal como la aeronave 100. En particular, la interfaz del sensor de vuelo 506 puede determinar las condiciones de vuelo, tales como una velocidad aerodinámica calibrada, altitud, velocidad del viento, actitud, topografía del terreno, condiciones climáticas, temperatura del aire y/o orientación del vuelo (por ejemplo, guiñada, cabeceo, balanceo, etc.), etc., con base en los datos del sensor y/o en un análisis de los datos del sensor. En este ejemplo, la interfaz de entrada de vuelo 508 recibe entradas de vuelo, que pueden ser controles manuales (por ejemplo, un control manual del acelerador de vuelo) y/o comandos de modo de vuelo (por ejemplo, cambiar la aeronave a un modo automático FLCH y/o VNAV).

Para determinar/calcular los puntos de ajuste y/o gamas del acelerador preferidos y/o permitidos, la calculadora del acelerador de vuelo 504 del ejemplo ilustrado utiliza la velocidad aerodinámica calibrada junto con las condiciones de vuelo mencionadas anteriormente y/o una velocidad del vibrador de la palanca (V<ss>) para determinar/calcular un rango de aceleración preferido y/o permitido (por ejemplo, el límite de popa ajustado 212). Por ejemplo, la calculadora del acelerador de vuelo 504 puede utilizar una región definida, tal como la región 312 de la Figura 3. Una vez que se han determinado los rangos de aceleración preferidos y/o permitidos, la calculadora del acelerador de vuelo 504 del ejemplo ilustrado dirige al sistema del acelerador de la aeronave 510 para mantener el acelerador dentro de los rangos de aceleración preferidos y/o permitidos. Por ejemplo, la calculadora del acelerador de la aeronave 504 puede indicar al sistema del acelerador 510 que no permita el inicio de un modo de retención si el acelerador se mueve fuera del rango de aceleración preferido y/o permitido en función de una entrada de vuelo recibida. En particular, el sistema de control del acelerador de vuelo 502 y/o la calculadora del acelerador de vuelo 504 impiden que el sistema del acelerador de la aeronave 510 ejecute un comando de entrada para colocar el avión desde un modo de aceleración automática en un modo de control de retención/manual basado en el rango o rangos de aceleración preferidos y/o permitidos calculados, por ejemplo. Adicional o alternativamente, la calculadora del acelerador de vuelo 504 y/o la interfaz de entrada de vuelo 508 dirigen el sistema del acelerador de la aeronave 510 para mantener el acelerador dentro de los rangos de aceleración preferidos y/o permitidos variando un límite de popa del acelerador, por ejemplo.

Mientras que en la Figura 5 se ilustra una forma de ejemplo de implementación del sistema de control del acelerador 500 de la Figura 5, uno o más de los elementos, procesos y/o dispositivos ilustrados en la Figura 5 pueden combinarse, dividirse, reorganizarse, omitirse, eliminarse y/o implementarse de cualquier otra manera. Además, el ejemplo del sistema de cálculo del acelerador de vuelo 502, el ejemplo de la calculadora del acelerador de vuelo 504, el ejemplo de la interfaz del sensor de vuelo 506, el ejemplo de la interfaz de entrada de vuelo 508 y/o, más generalmente, el ejemplo del sistema de control del acelerador 500 de la Figura 5 pueden ser implementados por hardware, software, firmware y/o cualquier combinación de hardware, software y/o firmware. Así, por ejemplo, cualquiera de los ejemplos de sistema de cálculo del acelerador de vuelo 502, la calculadora del acelerador de vuelo de ejemplo 504, la interfaz del sensor de vuelo de ejemplo 506, la interfaz de entrada de vuelo de ejemplo 508 y/o, más generalmente, el sistema de control del acelerador de ejemplo 500 podrían ser implementados por uno o más circuitos analógicos o digitales, circuitos lógicos, procesadores programables, circuitos integrados específicos de la aplicación (ASIC), dispositivos lógicos programables (PLD) y/o dispositivos lógicos programables de campo (FPLD). Al leer cualquiera de las reivindicaciones del aparato o sistema de esta patente para cubrir una implementación puramente de software y/o firmware, al menos uno de los ejemplos, el sistema de cálculo del acelerador de vuelo 502, la calculadora del acelerador de vuelo de ejemplo 504, la interfaz del sensor de vuelo de ejemplo 506, y/o la interfaz de entrada de vuelo de ejemplo 508 se define expresamente para que incluya un dispositivo de almacenamiento tangible legible por ordenador o un disco de almacenamiento, tal como una memoria, un disco versátil digital (DVD), un disco compacto (CD), un disco Blu-ray, etc. que almacena el software y/o el firmware. Además, el sistema de control del acelerador de ejemplo 500 de la Figura 5 puede incluir uno o más elementos, procesos y/o dispositivos además de, o en lugar de, los ilustrados en la Figura 5, y/o puede incluir más de uno o todos los elementos, procesos y dispositivos ilustrados.

Los diagramas de flujo representativos de métodos de ejemplo para implementar el sistema de control del acelerador 500 de la Figura 5 se muestran en las Figuras 6-8. En estos ejemplos, el método puede implementarse mediante instrucciones legibles por máquina que comprenden un programa para su ejecución por un procesador, tal como el procesador 912 que se muestra en la plataforma de procesador de ejemplo 900 que se describe a continuación en relación con la Figura 9. El programa puede estar incorporado en un software almacenado en un medio de almacenamiento legible por ordenador tangible, tal como un CD-ROM, un disquete, un disco duro, un disco versátil digital (DVD), un disco Blu-ray o una memoria asociada con el procesador 912, pero el programa completo y/o partes del mismo podrían ser ejecutados alternativamente por un dispositivo distinto al procesador 912 y/o incorporados en el firmware o hardware específico. Además, aunque el programa de ejemplo se describe con referencia a los diagramas de flujo ilustrados en las Figuras 6-8, se pueden utilizar de forma alternativa muchos otros métodos para implementar el sistema de control del acelerador de ejemplo 500. Por ejemplo, se puede cambiar el orden de ejecución de los bloques, y/o algunos de los bloques descritos se pueden cambiar, eliminar o combinar.

Como se mencionó anteriormente, los métodos de ejemplo de las Figuras 6-8 pueden implementarse utilizando instrucciones codificadas (por ejemplo, instrucciones legibles por ordenador y/o máquina) almacenadas en un medio de almacenamiento tangible legible por ordenador, tal como una unidad de disco duro, una memoria flash, una memoria de sólo lectura (ROM), un disco compacto (CD), un disco versátil digital (DVD), una caché, una memoria de acceso aleatorio (RAM) y/o cualquier otro dispositivo de almacenamiento o disco de almacenamiento en el que la información se almacena durante cualquier tiempo (por ejemplo, durante períodos de tiempo prolongados, de forma permanente, para instancias breves, para almacenamiento temporal en búfer o para almacenamiento en caché de la información). Como se utiliza en la presente, el término medio de almacenamiento legible por ordenador tangible se define expresamente para incluir cualquier tipo de dispositivo de almacenamiento legible por ordenador y/o disco de almacenamiento, y para excluir las señales de propagación y excluir los medios de transmisión. Como se utiliza en la presente, “medio de almacenamiento legible por ordenador tangible” y “medio de almacenamiento legible por máquina tangible” se utilizan indistintamente. Adicional o alternativamente, los métodos de ejemplo de las Figuras 6-8 pueden implementarse utilizando instrucciones codificadas (por ejemplo, instrucciones legibles por ordenador y/o máquina) almacenadas en un ordenador no transitorio y/o un medio legible por máquina, tal como una unidad de disco duro, una memoria flash, una memoria de sólo lectura, un disco compacto, un disco digital versátil, una caché, una memoria de acceso aleatorio y/o cualquier otro dispositivo de almacenamiento o disco de almacenamiento en el que la información se almacena durante cualquier tiempo (por ejemplo, durante períodos de tiempo prolongados, de forma permanente, para instancias breves, para almacenamiento temporal en búfer o para almacenamiento en caché de la información). Como se utiliza en la presente, el término medio legible por ordenador no transitorio se define expresamente para incluir cualquier tipo de dispositivo de almacenamiento legible por ordenador y/o disco de almacenamiento, y para excluir las señales de propagación y excluir los medios de transmisión. Como se utiliza en la presente, cuando la frase “al menos” se usa como el término de transición en un preámbulo de una reivindicación, es de composición abierta de la misma manera que el término “que comprende” es de composición abierta.

El método de ejemplo de la Figura 6 comienza en el bloque 600 en donde una aeronave, tal como la aeronave 100 está en un modo de cambio de nivel de vuelo automatizado (FLCH) en el que la aeronave está cambiando de altitud (por ejemplo, un descenso automático) (bloque 600). En este ejemplo, el piloto automático está desacoplado, pero un director de vuelo está encendido y proporciona comandos de guía a un piloto de la aeronave. Sin embargo, con respecto al método de ejemplo de la Figura 6, la aeronave del ejemplo ilustrado puede o no estar en un modo de vuelo automatizado.

Se determina una condición de vuelo de la aeronave (bloque 602). En particular, los sensores conectados comunicativamente a una interfaz de sensor, tal como la interfaz de sensor de vuelo 506, proporcionan información relacionada con la aeronave, incluyendo la velocidad de la aeronave (por ejemplo, la velocidad calibrada de la aeronave), la actitud, la altitud, la orientación y/o condiciones del aire. En algunos ejemplos, variables como la velocidad del vibrador de la palanca (V<ss>) y/o las velocidades mínimas (V<cmín>), que pueden utilizarse en cálculos relacionados con los límites de aceleración preferidos o permitidos, se determinan en función de esta información.

A continuación, se calcula un límite de aceleración permitido (por ejemplo, el límite de popa 212) y/o el rango de aceleración en función de la condición de vuelo (bloque 604). Por ejemplo, un algoritmo, tal como el algoritmo 400 de la Figura 4, puede utilizarse para calcular el límite del acelerador y/o el rango del acelerador permitido. Adicional o alternativamente, un límite, tal como la región 312 de la Figura 3 puede ser utilizado en este cálculo.

En este ejemplo, un control del acelerador (por ejemplo, un control del acelerador automático) se restringe en función del límite del acelerador calculado y/o del rango (bloque 606). En algunos ejemplos, el control del acelerador (por ejemplo, la palanca de empuje 208) está físicamente limitado y/o variado a través de un sistema electromecánico (por ejemplo, un sistema de restricción electromecánico) basado en el límite del acelerador y/o el rango del acelerador calculado. En algunos ejemplos, el rango físico del control del acelerador no varía, pero los límites de aceleración en un límite de popa (por ejemplo, el límite de popa 212) y/o un límite de proa (por ejemplo, el límite de proa 214) se varían en función del límite y/o rango del acelerador permitidos calculados. Como resultado, se impide que el acelerador coloque la aeronave en un estado no preferido y/o en condiciones de bajo rendimiento, independientemente de la posición física del acelerador.

En este ejemplo, el proceso finaliza después de que se haya restringido el control del acelerador (bloque 608). Sin embargo, en algunos ejemplos, el proceso se repite continuamente durante el vuelo. Adicional o alternativamente, el proceso se inicia y continúa en función de que la aeronave esté en un modo definido (por ejemplo, un modo de activación del acelerador automático).

Volviendo a la Figura 7, el método de ejemplo de la Figura 7 comienza en el bloque 700 en donde una aeronave, tal como la aeronave 100 de la Figura 1, está en modo de piloto automático durante el crucero (bloque 700). En este ejemplo, se activa un sistema de aceleración automática de la aeronave. En contraste con el ejemplo de la Figura 6, en lugar de limitar un límite del acelerador y/o un rango del acelerador basado en las condiciones de vuelo y/o los datos del sensor, una entrada de vuelo se compara y/o analiza para determinar si es permisible que la entrada de vuelo anule el sistema de aceleración automática y/o coloque el control de aceleración automática en un modo de retención.

En este ejemplo, se determina una condición de vuelo de la aeronave (bloque 702). En particular, los datos de los sensores conectados comunicativamente a una interfaz de sensor de vuelo, tal como la interfaz de sensor de vuelo 506, se utilizan para determinar la condición de vuelo.

A continuación, se recibe una entrada de vuelo (bloque 704). En particular, un comando de entrada de los controles de la cabina de la aeronave es recibido por una interfaz de vuelo, tal como la interfaz de vuelo 508. Por ejemplo, la entrada puede ser un cambio de nivel de vuelo (FLCH) (por ejemplo, un descenso controlado) a una altitud definida. En algunos ejemplos, la entrada de vuelo puede ser una entrada manual, tal como un cambio manual del acelerador (por ejemplo, una disminución de la aceleración, etc.).

En algunos ejemplos, se determina el estado de un control del acelerador automático de la aeronave (bloque 706). En tales ejemplos, una interfaz de entrada de vuelo, tal como la interfaz de entrada de vuelo 508, puede ser consultada para determinar si el control del acelerador automático está activado. Sin embargo, en este ejemplo, el control del acelerador automático de la aeronave está activado y, por lo tanto, se conoce el estado del control del acelerador automático.

Un límite del acelerador (por ejemplo, el límite de empuje en popa 212) y/o el rango del acelerador (por ejemplo, el límite y/o el rango del acelerador permisibles, el ángulo del resolvedor de empuje, etc.) se calcula en función de la condición de vuelo (bloque 708). En este ejemplo, se utiliza una calculadora del acelerador de vuelo como la calculadora del acelerador de vuelo 504 para determinar el límite del acelerador y/o el rango del acelerador en función de las condiciones de vuelo (por ejemplo, velocidad del aire calibrada, altitud, modo de vuelo, condiciones del aire, condiciones del viento, etc.). Para calcular el ángulo de aceleración permitido y/o el rango de aceleración que mantendrá a la aeronave en una condición de vuelo preferida (por ejemplo, un estado de vuelo preferido, un modo de vuelo preferido, etc.), la calculadora del acelerador de vuelo del ejemplo ilustrado utiliza un algoritmo, tal como el algoritmo 400 de la Figura 4. Adicional o alternativamente, la entrada de vuelo también se puede utilizar en este cálculo.

A continuación, se determina si se debe colocar el acelerador automático en un modo de retención (bloque 710). En este ejemplo, la entrada de vuelo se compara con el límite de aceleración y/o el rango de aceleración permitido calculado. En particular, si la entrada de vuelo (por ejemplo, un cambio manual del acelerador, el inicio de un modo y/o programa de piloto automático automatizado, etc.) colocará a la aeronave fuera del modo preferido (por ejemplo, por debajo de una velocidad V<ss>, tal como la velocidad V<ss>306), el acelerador automático no se puede colocar en el modo de retención. Por ejemplo, una comparación y/o análisis ilustrados por el diagrama de control del acelerador 300 de la Figura 3 se pueden utilizar para determinar si se debe permitir un cambio en el estado del acelerador automático (por ejemplo, desconectar, desacoplar, retener, activar, activar, o cambiar el modo del acelerador automático.).

Si el acelerador automático no se va a colocar en el modo de retención (bloque 710), el control del proceso vuelve al bloque 702. Sin embargo, si el acelerador automático se va a colocar en el modo de retención (bloque 710), el proceso pasa al bloque 712, en donde el acelerador automático se coloca en el modo de retención (bloque 712) y el proceso termina (bloque 714).

Volviendo a la Figura 8, el método de ejemplo de la Figura 8 comienza en el bloque 800, en donde una aeronave en vuelo está procediendo/tendiendo (por ejemplo, mediante interpolación) a una condición de vuelo no preferida y/o de menor rendimiento (por ejemplo, una maniobra y/o cambio de altitud) (bloque 800). En este ejemplo, el modo de aceleración automática se cambiará automáticamente a medida que la aeronave continúe o haya procedido al régimen no preferido y/o de menor rendimiento.

En algunos ejemplos, se detecta un estado del sistema de aceleración automática de la aeronave (bloque 802). Por ejemplo, una interfaz de entrada de vuelo, tal como la interfaz de entrada de vuelo 508, se puede utilizar para comunicarse con el control de la cabina de la aeronave para determinar si el sistema de aceleración automática está activado, por ejemplo.

En algunos ejemplos, el acelerador automático se coloca en el modo de retención y/o se desacopla en función de la recepción de una entrada de vuelo (por ejemplo, un control manual, inicio de un programa de vuelo automatizado, etc.) (bloque 804).

En este ejemplo, la entrada de vuelo se analiza en función de las condiciones de vuelo (bloque 806). Por ejemplo, la entrada de vuelo se compara con un límite de aceleración de vuelo calculado utilizando el algoritmo de ejemplo 400 de la Figura 4. Adicional o alternativamente, la entrada de vuelo se compara con el límite de velocidad/empuje definido (por ejemplo, la región 312) perteneciente a una condición de vuelo preferida definida. Esta comparación se puede utilizar para determinar si la entrada de vuelo coloca el acelerador de la aeronave fuera de los límites o regiones definidos de empuje/velocidad.

A continuación, se determina si se debe cambiar el modo del acelerador automático (bloque 808). En este ejemplo, el modo de aceleración automática cambia automáticamente en función de si la entrada de vuelo recibida coloca el acelerador de la aeronave por debajo de un límite de aceleración calculado. Adicional o alternativamente, el modo de aceleración automática debe cambiarse automáticamente con base en la determinación de que la aeronave está en tendencia hacia una condición no preferida (por ejemplo, una subida rápida y/o disminución de velocidad, tendencias alejadas de un estado de vuelo preferido) aunque la aeronave aún no está en la condición no preferida. Si no se va a cambiar el modo de aceleración automática (bloque 808), el control del proceso vuelve al bloque 802.

Sin embargo, si se va a cambiar el modo de aceleración automática (bloque 808), el control del proceso pasa al bloque 810, en donde se cambia el modo de aceleración automática (bloque 810). En algunos ejemplos, el modo de aceleración automática se cambia (por ejemplo, se cambia automáticamente) anulando un modo de retención del sistema de aceleración automática.

Después de cambiar el modo de aceleración automática (bloque 810), se determina si la aeronave se encuentra en una condición de vuelo preferida (bloque 812). Por ejemplo, una interfaz de sensor, tal como la interfaz de sensor de vuelo 506 se utiliza para determinar si la aeronave está dentro de las condiciones de vuelo preferidas (por ejemplo, dentro de los límites del diagrama de control de vuelo 300 y/o el uso del algoritmo 400 indica que la aeronave está utilizando un nivel de aceleración por encima de un límite de aceleración/ángulo de resolvedor de empuje admisible calculado). Alternativamente, en algunos ejemplos, se determina que la aeronave está en la condición de vuelo preferida si la velocidad de la aeronave excede la velocidad del vibrador de la palanca, Vss (por ejemplo, excede un múltiplo de más de 1,1-1,5 veces la velocidad del vibrador de la palanca).

Si la aeronave no se encuentra en la condición de vuelo preferida (bloque 812), el control del proceso procede al bloque 814, en donde se mantiene el modo de aceleración automática hasta que la aeronave se coloca en la condición de vuelo preferida (bloque 814). En algunos ejemplos, se impide que el acelerador automático entre en el modo de retención hasta que la aeronave haya alcanzado la condición de vuelo preferida (por ejemplo, una velocidad preferida de la aeronave dada la altitud y/u orientación de la aeronave). Después de que la aeronave ha alcanzado la condición de vuelo preferida, el control del proceso vuelve al bloque 802.

En algunos ejemplos, si la aeronave se encuentra en la condición de vuelo preferida (bloque 812), el control del proceso pasa al bloque 816, en donde se determina si se debe habilitar una anulación manual del sistema de aceleración automática (bloque 816). En particular, el sistema de aceleración automática del ejemplo ilustrado se coloca en un modo en el que se habilita una anulación manual del sistema de aceleración automática, siempre y cuando la aeronave no tenga tendencia a alejarse de la condición de vuelo preferida. En otras palabras, se habilita un modo de retención del sistema de aceleración automática en función de que la aeronave no se aleje de la condición de vuelo preferida. En este ejemplo, si se va a activar la anulación manual, se activará la anulación manual (bloque 817) y el control del proceso pasará al bloque 802.

Alternativamente, si la aeronave se está alejando de la condición de vuelo preferida mientras se encuentra dentro de la condición de vuelo preferida, la anulación manual del sistema de aceleración automática no está habilitada (bloque 816) y el control del proceso continúa con el bloque 814.

La Figura 9 es un diagrama de bloques de una plataforma de procesador de ejemplo 900 capaz de ejecutar los métodos de ejemplo de las Figuras 6-8 para implementar el sistema de control de acelerador de ejemplo 500 de la Figura 5. La plataforma de procesador 900 puede ser, por ejemplo, un servidor, un ordenador personal, un dispositivo móvil (por ejemplo, un teléfono móvil, un teléfono inteligente, una tableta, tal como un iPad™), un asistente digital personal (PDA), un aparato de Internet, un grabador de vídeo digital, un descodificador o cualquier otro tipo de dispositivo informático.

La plataforma de procesador 900 del ejemplo ilustrado incluye un procesador 912. El procesador 912 del ejemplo ilustrado es hardware. Por ejemplo, el procesador 912 puede ser implementado por uno o más circuitos integrados, circuitos lógicos, microprocesadores o controladores de cualquier familia o fabricante deseado.

El procesador 912 del ejemplo ilustrado incluye una memoria local 913 (por ejemplo, una caché). En este ejemplo, el procesador 912 también incluye la calculadora del acelerador de vuelo 504, la interfaz del sensor de vuelo 506, la interfaz de entrada de vuelo 508 y el sistema del acelerador de la aeronave 510. El procesador 912 del ejemplo ilustrado está en comunicación con una memoria principal que incluye una memoria volátil 914 y una memoria no volátil 916 a través de un bus 918. La memoria volátil 914 puede ser implementada por la memoria de acceso aleatorio dinámico síncrono (SDRAM), la memoria de acceso aleatorio dinámico (DRAM), la memoria de acceso aleatorio dinámico (RDRAM) RAMBUS y/o cualquier otro tipo de dispositivo de memoria de acceso aleatorio. La memoria no volátil 916 puede implementarse mediante memoria flash y/o cualquier otro tipo de dispositivo de memoria deseado. El acceso a la memoria principal 914, 916 es controlado por un controlador de memoria.

La plataforma de procesador 900 del ejemplo ilustrado también incluye un circuito de interfaz 920. El circuito de interfaz 920 puede ser implementado por cualquier tipo de estándar de interfaz, tal como una interfaz Ethernet, un bus serie universal (USB) y/o una interfaz PCI Express.

En el ejemplo ilustrado, uno o más dispositivos de entrada 922 están conectados al circuito de interfaz 920. Los dispositivos de entrada 922 permiten a un usuario introducir datos y comandos en el procesador 912. Los dispositivos de entrada se pueden implementar, por ejemplo, mediante un sensor de audio, un micrófono, una cámara (fija o de vídeo), un teclado, un botón, un ratón, una pantalla táctil, un panel táctil, una bola de seguimiento, isopunto y/o un sistema de reconocimiento de voz.

Uno o más dispositivos de salida 924 también están conectados al circuito de interfaz 920 del ejemplo ilustrado. Los dispositivos de salida 924 se pueden implementar, por ejemplo, mediante dispositivos de visualización (por ejemplo, un diodo emisor de luz (LED), un diodo emisor de luz orgánico (OLED), una pantalla de cristal líquido, una pantalla de tubo de rayos catódicos (CRT), una pantalla táctil, un dispositivo de salida táctil, una impresora y/o altavoces). El circuito de interfaz 920 del ejemplo ilustrado, por lo tanto, normalmente incluye una tarjeta de controlador de gráficos, un chip de controlador de gráficos o un procesador de controlador de gráficos.

El circuito de interfaz 920 del ejemplo ilustrado también incluye un dispositivo de comunicación, tal como un transmisor, un receptor, un transceptor, un módem y/o una tarjeta de interfaz de red para facilitar el intercambio de datos con máquinas externas (por ejemplo, dispositivos informáticos de cualquier tipo) a través de una red 926 (por ejemplo, una conexión Ethernet, una línea de abonado digital (DSL), una línea telefónica, un cable coaxial, un sistema de telefonía móvil, etc.).

La plataforma de procesador 900 del ejemplo ilustrado también incluye uno o más dispositivos de almacenamiento masivo 928 para almacenar software y/o datos. Ejemplos de tales dispositivos de almacenamiento masivo 928 incluyen unidades de disquete, discos de disco duro, unidades de disco compacto, unidades de disco Blu-ray, sistemas RAID, y unidades de disco versátil digital (DVD).

Las instrucciones codificadas 932 de las Figuras 6-8 pueden almacenarse en el dispositivo de almacenamiento masivo 928, en la memoria volátil 914, en la memoria no volátil 916 y/o en un medio de almacenamiento legible por ordenador tangible extraíble, tal como un CD o DVD.

A partir de lo anterior, se entenderá que los métodos, aparatos y artículos de fabricación mencionados anteriormente permiten el control automatizado de los sistemas de aceleración para mantener automáticamente una aeronave en un estado preferido y/o mejorar el rendimiento de la aeronave. Los ejemplos divulgados en la presente permiten el control automático del rango de aceleración y/o los sistemas para evitar que un acelerador se mueva más allá de un rango de aceleración preferida calculada. Los ejemplos divulgados en la presente también permiten que un sistema impida que un sistema de aceleración automática entre en un modo de retención/anulación basado en las condiciones de vuelo y/o una entrada de vuelo. Los ejemplos divulgados en la presente permiten que los sistemas de aceleración automática cambien automáticamente de modo para evitar que la aeronave se mueva a un estado no preferido.

Si bien los ejemplos divulgados en la presente están relacionados con aeronaves, los ejemplos divulgados pueden aplicarse a cualquier vehículo, nave espacial, sumergible, etc.

Claims (14)

REIVINDICACIONES

1. Un método que comprende:

calcular, utilizando un procesador (912), un ángulo del resolvedor de empuje basado en una condición de vuelo de una aeronave (100); y

controlar un acelerador restringiendo el movimiento del acelerador más allá de al menos uno de los ángulos del resolvedor de empuje o un rango definido por el ángulo del resolvedor de empuje para mantener la aeronave (100) en un modo de vuelo preferido,

caracterizado porque el control del acelerador incluye el cambio de un sistema de aceleración automática de un modo de retención, en donde el modo de retención anula el sistema de aceleración automática de tal manera que el sistema de aceleración automática no controla la cantidad de empuje proporcionado a la aeronave, a otro modo, cuando la aeronave se aleja del modo de vuelo preferido.

2. El método de conformidad con lo definido en la reivindicación 1, en donde el cálculo del ángulo del resolvedor de empuje se basa además en un modo automatizado seleccionado de la aeronave.

3. El método de conformidad con lo definido en la reivindicación 1 o la reivindicación 2, en donde la condición de vuelo incluye al menos uno de velocidad, cabeceo, guiñada, balanceo o altitud de la aeronave.

4. El método de conformidad con lo definido en cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en donde el cálculo del ángulo del resolvedor de empuje se basa en una región definida por la velocidad y los rangos de empuje.

5. El método de conformidad con lo definido en cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en donde el control del acelerador incluye restringir un rango de movimiento de una palanca de empuje (208).

6. El método de conformidad con lo definido en la reivindicación 5, en donde restringir el acelerador incluye la restricción electromecánica de la palanca de empuje (208).

7. El método de conformidad con lo definido en cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en donde el modo de vuelo preferido incluye mantener la aeronave a una velocidad que exceda la velocidad de un vibrador de la palanca de la aeronave.

8. Un aparato que comprende:

un sensor de una aeronave configurado para determinar una condición de vuelo de la aeronave; y

un procesador (912) configurado para calcular, basándose en las condiciones de vuelo de la aeronave, un ángulo del resolvedor de empuje basado en una condición de vuelo de la aeronave, para evitar que el acelerador se mueva más allá del ángulo del resolvedor de empuje o un rango definido por el ángulo del resolvedor de empuje para mantener la aeronave en un modo de vuelo preferido,

caracterizado porque el procesador está configurado además para cambiar un sistema de aceleración automática (500) de la aeronave de un modo de retención, en donde el modo de retención anula el sistema de aceleración automática de tal manera que el sistema de aceleración automática no controla la cantidad de empuje proporcionado a la aeronave, a otro modo, cuando la aeronave se aleja del modo de vuelo preferido.

9. El aparato de conformidad con lo definido en la reivindicación 8, en donde el procesador (912) es para calcular al menos uno del límite del acelerador o el rango del acelerador comparando una velocidad aerodinámica de la aeronave (100) con una región definida por rangos de velocidad y empuje.

10. El aparato de conformidad con lo definido en cualquiera de las reivindicaciones 8 o 9, en donde la condición de vuelo comprende la velocidad del aire.

11. El aparato de conformidad con lo definido en cualquiera de las reivindicaciones 8 a 10, en donde la condición de vuelo comprende la altitud.

12. El aparato de conformidad con lo definido en cualquiera de las reivindicaciones 8 o 9, en donde la condición de vuelo comprende el cabeceo.

13. El aparato de conformidad con lo definido en cualquiera de las reivindicaciones 8 o 9, en donde la condición de vuelo comprende el balanceo.

14. El aparato de conformidad con lo definido en cualquiera de las reivindicaciones 8 o 9, en donde la condición de vuelo comprende el clima.