PT1946193E - Método para controlar os movimentos de um simulador de voo, e simulador de voo onde é implementado um tal método - Google Patents

Description

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DESCRIÇÃO "MÉTODO PARA CONTROLAR OS MOVIMENTOS DE UM SIMULADOR DE VOO, E SIMULADOR DE VOO ONDE É IMPLEMENTADO UM TAL MÉTODO"

Domínio técnico da invenção A presente invenção diz respeito a simuladores de voo e a métodos para controlar simuladores de voo.

Antecedentes da invenção

Os sistemas para simulação dos movimentos de voo - ou, de uma forma abreviada, os simuladores de voo - estão equipados com sistemas de movimentação com 6 graus de liberdade. Os simuladores de voo proporcionam fidelidade no seguimento do movimento relativamente a manobras, através da filtragem de acelerações angulares e de forças especificas (lineares). Estes sinais são importantes para a perceptibilidade do piloto e, por conseguinte, os movimentos dos simuladores de voo devem ser postos em concordância com os movimentos de um avião real. Os algoritmos seguintes têm sido utilizados nos métodos da tecnologia antecedente no intuito de controlar os simuladores de voo.

Transformação de centróide

Como a intenção consiste em simular o movimento tal como ele é percepcionado pelo piloto, o simulador de -2- PE 1946193 voo encontra-se hipoteticamente localizado no avião, com um correspondente ponto P de referência do piloto (Figura 4). 0 raciocínio lógico seguidamente exposto (Figura 8) é invariavelmente encontrado na literatura (ver Russell V. Parrish, James E. Dieudonne e Dennis J. Martin Jr., "Motion software for a synergistic six-degrees-of-freedom motion base" p.9, NASA TN D-7350, Dezembro 1973 / M. Baarspul, Delft University of Technology, "The generation of motion cues on a six-degrees-of-freedom motion system", p. 5, Report LR-248, Junho 1977 / G.A.J. van de Moesdijk, F.L. Van Biervliet, Delft University of Technology, "Investigation to improve the motion software of the Fokker F-28 flight simulator", p. 4, Report LR-358, Setembro 1982) e em aplicações práticas: São calculadas forças especificas no avião, na posição hipotética da plataforma do centróide, em conformidade com as fórmulas disponibilizadas nas seguintes publicações: O.H. Gerlach, Technische

Hogeschool Delft, "Vliegeigenschappen 1" p. 227, Dictaat D 26, Outubro-Novembro 1981 / M. Baarspul,

Delft University of Technology, "The generation of motion cues on a six-degrees-of-freedom motion system", p. 6, Report LR-248, Junho 1977:

Por exemplo, na direcção y:

4íÊf } = *«g!r > 4 r } 4 -fO PE 1946193 -3 - em que:

Aycentróide representa a componente segundo y da força específica na posição hipotética do centróide do simulador, em relação ao sistema de referência do avião,

Aycq representa a componente segundo y da força específica no centro de gravidade do avião, pé a velocidade angular de rolamento ("roll rate"), q é a velocidade angular de picada ("pitch rate"), r é a velocidade angular de guinada ("yaw rate"), V é a aceleração angular de rolamento, *7 é a aceleração angular de picada, r é a aceleração angular de guinada, xc av é a coordenada do centróide segundo a direcção x, no sistema de referência do avião, e zcav é a coordenada do centróide segundo a direcção z, no sistema de referência do avião; na maior parte dos casos zcav acaba por ser desprezada. 0 programa de controlo do movimento usa as 3 componentes da força específica corrigidas Axcentróide, centróide r Az centróide θ as três velocidades (ou acelerações) angulares p, q, r como entradas. Os seis sinais de saída do programa de controlo do movimento comandam a posição do centróide da plataforma móvel (três coordenadas), bem como os três ângulos de Euler. - 4 - PE 1946193

Simulaçao da aceleraçao angular de rolamento (Figura 9) A velocidade angular de rolamento a multiplicar por um factor de ganho limitador Kd é filtrada por intermédio de um filtro passa-alto de rolamento (de Ia ou 2a ordem). A trajectória de coordenação utiliza o deslocamento lateral ("sway"), a fim de manter o "alinhamento com a gravidade". No intuito de manter a posição lateral dentro dos limites do simulador, tal posição lateral é enviada através de um filtro de supressão na direcção y ("y-washout filter"), geralmente de 2a ordem. 0 sinal de saida do programa consiste no ângulo de rolamento φ e na posição y do centróide do simulador.

Esses filtros podem ser adaptativos, o que significa que Kd poderá ser continuamente adaptado, de acordo com um determinado critério de custo.

Simulação da força específica lateral (Figura 10): A força específica lateral calculada para a posição hipotética do centróide é multiplicada por um factor de ganho limitador, e é depois enviada através de dois filtros diferentes: um filtro de posição passa-alto e um filtro angular passa-baixo. Estes filtros são, na maior parte dos casos, filtros de 2a ordem e não são complementares. Eles podem muito bem ser adaptativos. Também aqui, o sinal de saída dos filtros é a 'posição do centróide'’ e não a posição do piloto. -5- PE 1946193

Os simuladores de voo da tecnologia antecedente, apresentando pelo menos o deslocamento lateral e o rolamento como graus de liberdade, comportam-se invariavelmente da seguinte maneira: quando se considera uma volta coordenada no voo apenas por intermédio do comando introduzido aileron, no inicio da manobra, a percepção do piloto parece estar correcta. 0 estabelecimento do rolamento, bem como o estabelecimento da força especifica lateral são percepcionados. No entanto, alguns momentos mais tarde, é possível apercebermo-nos de uma indesejável ("spurious") força especifica lateral oposta. Dá a sensação de que o avião estaria em derrapagem lateral, o que não é o caso.

Também durante as manobras em táxi no solo, existe muito pouca correlação entre a percepção de movimento lateral e a informação visual. Tem-se sempre a impressão de derrapagem lateral sobre a pista.

Estes problemas serão explicados em maior detalhe mais adiante.

Manobra de rolamento

Considere-se uma resposta típica do movimento do simulador de voo na Figura 11, relativamente à manobra de introdução de um degrau no aileron da Figura 6.

Para os gráficos, foram utilizados filtros de 2a ordem, uma vez que eles são na maior parte das vezes -6- PE1946193 aqueles que são s usados. 0 único sinal de entrada para os filtros provém de velocidade angular de rolamento. Não há nenhum sinal de entrada para o filtro da força especifica lateral, dado que a posição do centróide segundo a direcção z (zcav) é desprezada na maioria dos casos. A aceleração angular de rolamento (Figura 11.4) mostra uma inversão de sinal que é inerente à filtragem da aceleração angular de rolamento por um filtro passa-alto. A resposta temporal da força especifica lateral, no ponto P de referência do piloto (Figura 11.5), apresenta as seguintes caracteristicas:

Io 0 valor de pico inicial está correcto. Esta aceleração é devida a ·&'$. Como discutido anteriormente, a transformação do centróide apenas tem em consideração a posição hipotética do centróide Xcav em relação ao centro de gravidade (c.g.) do avião. Não é tida em conta a coordenada vertical zcav do centróide, nem a distância & - a distância vertical entre o ponto P de referência do piloto e o centróide c, ou seja, o centro de gravidade geométrico da plataforma de simulador. Dado que o piloto está situado no avião por cima do ponto de aceleração angular de rolamento inicial, e à medida que o simulador é levado a rolar em torno do seu centróide, as forças especificas laterais iniciais são semelhantes no avião (av) e no simulador (sim). -7- PE1946193 2o Este pico inicial é seguido, alguns momentos mais tarde, por uma importante força lateral oposta indesejável. Esta indesejável força é prejudicial para a fidelidade de movimentação do simulador de voo. Ela pode ser encontrada na literatura sob as designações "desalinhamento, "fora de fase", pela expressão em língua inglesa "student on the pedais", etc. (JB Sinacori, Northrop Corporation, "A practical approach to motion simulation" pl3, paper da AIAA 73-931, Setembro de 1973 / Susan A. Riedel and L.G.

Hofmann, Systems Technology Inc., "Investigation of nonlinear motion simulator washout schemes" p524, p530, Proceedings da 14a Conferência Anual sobre Controlo Manual, Novembro de 1978 / Susan A. Riedel and L.G. Hofmann, STI, "Manned engineering flight simulator validation" p.172, STI-TR-1110-1, AFFDL-TR-78-192-FT-l, Fevereiro de 1979 / David L. Quam,

Universidade de Dayton, Ohio, "Human pilot perception experiments" p.263, Proceedings da 15a Conferência Anual sobre Controlo Manual, Novembro de 1979 /

Irving L. Ashkenas, STI, "Collected flight and simulation comparisons and considerations" p.16-26, AGARD CP408 Flight Simulation, Outubro de 1985).

Este fenómeno é integralmente devido à presença do filtro de supressão na direcção y, como se ilustra na Figura 9. Se tal filtro não existisse, o movimento da plataforma iria permanecer perfeitamente coordenado. No entanto, o simulador iria afastar-se e perder-se") . O -8- PE 1946193 filtro de supressão na direcção y é necessário para "fazer regressar" o simulador, e portanto introduzir uma descoordenação. A única maneira de eliminar este fenómeno no existente consiste em reduzir o ganho de Kd até valores muito baixos. 0 utilizador deixa de se aperceber de qualquer deslocação através do movimento, no entanto isso é considerado menos prejudicial do que a deslocação indesejável.

Manobras em táxi no solo

Durante as manobras em táxi no solo, não existe rolamento no avião simulado, pelo que somente os filtros das forças específicas laterais desempenham um papel importante.

Existe sempre alguma distorção na percepção de movimento: quando se utiliza o comando de direcção do leme ou da roda de nariz, a resposta inicial é sentida (a partir do filtro passa-alto de y) . Quando esta se vai desvanecendo, surge a aceleração lateral sustentada proveniente do filtro passa-baixo de Ψ . Os dois movimentos não se integram um no outro de forma perfeita, já que os filtros não são complementares.

Sumário da invenção

Constitui um objectivo da presente invenção proporcionar: (i) uma boa fidelidade no seguimento do -9- PE 1946193 movimento lateral, em simuladores de voo; (ii) simuladores de voo com uma tal boa fidelidade no seguimento do movimento lateral; e (iii) métodos para controlar tais simuladores de voo. Constitui uma finalidade da presente invenção conseguir superar pelo menos algumas das deficiências atrás mencionadas. 0 objectivo atrás referido é alcançado por intermédio de um método e um dispositivo de acordo com a presente invenção.

Numa sua primeira vertente, a presente invenção proporciona métodos para controlar os movimentos de um simulador de voo, dos quais irá resultar uma melhor perceptibilidade do movimento para um piloto que esteja a utilizar o simulador de voo.

Num primeiro modelo de realização para esta primeira vertente, a presente invenção proporciona um método para controlar os movimentos de um simulador de voo, envolvendo acelerações lineares e angulares percepcionadas por um piloto sentado no assento do piloto, segundo o qual a velocidade angular de rolamento e a velocidade angular de guinada, bem como uma força especifica na direcção lateral calculada em conformidade com um modelo de um avião simulado, num ponto fixo do avião simulado, são convertidas por um programa de controlo do movimento numa posição lateral e num ângulo de rolamento do simulador. No primeiro modelo de realização, o método consiste em calcular o -10- PE1946193 ângulo de rolamento do simulador devido ao ângulo de rolamento do avião simulado, por intermédio da correcção de um valor inicialmente calculado para o ângulo de rolamento, usando um factor de correcção que é proporcional a uma força especifica lateral induzida por um filtro de supressão, que é utilizado durante o cálculo de alinhamento com a gravidade terrestre da posição lateral do simulador. 0 cálculo do ângulo de rolamento do simulador pode passar pela utilização de uma transformação matemática envolvendo o controlo em anel aberto ("feed-forward") de um ângulo de correcção na função de transformação do ângulo de rolamento, de acordo com as seguintes fórmulas

JW '4SSV Ψ&& — Ψ&β. Ψ-mit em que: corresponde ao ângulo de rolamento do simulador à saida do filtro passa-alto, fVst corresponde à aceleração da posição lateral do ponto P de referência do piloto, gê a constante de aceleração gravítica, % é um factor de coordenação do ganho lateral, e corresponde ao ângulo de rolamento do simulador, que resulta da aceleração angular de rolamento ou da velocidade angular de rolamento do avião.

Nesta transformação matemática, pode ser introduzido um factor de coordenação de ganho lateral -11- PE 1946193 variando entre 0 e 1, permitindo reduzir a deslocação lateral à custa de alguma força especifica lateral indesejável mas que seja aceitável, fazendo uma modulação entre uma 'ausência de coordenação' (% = ()) e uma 'coordenação completa' (%!=1). 0 ângulo de rolamento pode ser obtido por intermédio de um filtro passa-alto de 3a ou 4a ordem, conduzindo a ·%’ = 1, e a aceleração lateral pode, em cada momento, corresponder a esse ângulo de rolamento multiplicado pela aceleração da gravidade. A transformação matemática pode envolver um filtro passa-alto de 2a ordem para o ângulo de rolamento, e um filtro de supressão na direcção y de Ia ordem, de acordo com as seguintes fórmulas para a função de transferência:

em que: F.Ma. é a velocidade angular de rolamento introduzida, limitada por intermédio de um factor de ganho limitador Kã e, opcionalmente, por uma função de limitação da velocidade angular de rolamento, de tal forma que, para um degrau no comando do aileron, a deslocação lateral do simulador assume um valor finito.

Num método de acordo com alguns modelos de -12- PE 1946193 realização para a presente invenção, a segunda componente da força específica na direcção lateral pode ser obtida por intermédio de um primeiro conjunto de dois filtros complementares para a aceleração angular de rolamento, e um segundo conjunto de dois filtros complementares para a aceleração angular de guinada; em cada um dos conjuntos de filtros complementares, um dos filtros comanda a deslocação lateral do simulador, e o outro comanda o ângulo de rolamento do simulador. Os filtros complementares podem ser definidos de acordo com as seguintes fórmulas para a função de transferência: I - -&4F* £«*· t· Z5^:i.i)/(í'Pa' % -t "P* -l· Ifôgll *zy

WfrtfW1 1 - M *f Km&M·ί^ίΒΡίΓ%* 2£se»^E S:PB * %> iPlCAirfrtfriW l = is * I^i2l “F* * 1^*21 *2 > em que e representam respect ivamente a velocidade angular de rolamento de entrada e a velocidade angular de guinada, limitadas por um factor de ganho limitador, respectivamente Kp e Krr e opcionalmente por uma função de limitação de velocidade.

Num segundo modelo de realização para a sua primeira vertente, a presente invenção proporciona um método para controlar os movimentos de um simulador de voo, -13- PE 1946193 envolvendo acelerações lineares e angulares percepcionadas por um piloto sentado num assento de piloto, segundo o qual a velocidade angular de rolamento e a velocidade angular de guinada, bem como uma força especifica segundo uma direcção lateral calculada de acordo com um modelo de um avião simulado, num ponto fixo do avião simulado, são convertidas por um programa de controlo do movimento numa posição lateral e num ângulo de rolamento do simulador. No segundo modelo de realização, o método compreende: - a decomposição da força específica segundo a direcção lateral, que actua no ponto de referência do piloto no avião simulado, numa primeira componente e numa segunda componente, em que a primeira componente diz respeito à força específica num ponto fixo do avião simulado, e a segunda componente apresenta um primeiro termo relacionado com as acelerações devidas à rotação horizontal e um segundo termo relacionado com as acelerações angulares de rolamento, de acordo com a fórmula:

*%€?' "1*8®*«*") = £ *"* •x-fí''' Çenr — (p ÇW em que: xpav é a coordenada segundo a direcção x do ponto de referência do piloto num sistema de referência do avião com origem no ponto fixo do avião simulado, e zPaw é a coordenada segundo a direcção z do ponto de referência do piloto no dito sistema de referência, sendo P a aceleração angular de rolamento e r a aceleração angular de guinada, - filtragem da primeira componente Ay através de -14- PE1946193 dois filtros, um filtro passa-alto e um filtro passa-baixo, - filtragem de cada um dos termos da segunda componente através de um conjunto formado por um primeiro e um segundo filtros complementares em paralelo, em que tais filtros complementares consistem em filtros cuja soma de funções de transferência é a unidade, e - utilização da soma da saída do filtro passa-alto com os primeiros dos filtros complementares, em cada conjunto, para calcular a desejada posição lateral do simulador, e utilização da soma da saída do filtro passa-baixo com os segundos dos filtros complementares, em cada conjunto, para calcular o desejado ângulo de rolamento do simulador.

Num terceiro modelo de realização para a sua primeira vertente, a presente invenção proporciona um método para controlar os movimentos de um simulador de voo, envolvendo acelerações lineares e angulares percepcionadas por um piloto sentado num assento de piloto, segundo o qual a velocidade angular de rolamento e a velocidade angular de guinada, bem como uma força específica segundo uma direcção lateral calculada de acordo com um modelo de um avião simulado, num ponto fixo do avião simulado, são convertidas por um programa de controlo do movimento numa posição lateral e num ângulo de rolamento do simulador. No terceiro modelo de realização, o método compreende a transformação da posição do ponto de referência do piloto no simulador obtida através do programa de controlo do movimento - quer por intermédio de um método pertencente à tecnologia -15- PE 1946193 actual, quer por intermédio de qualquer um dos métodos da primeira ou da sequnda vertentes, quer ainda por intermédio de uma combinação dos mesmos - para a posição do centróide do simulador. Isso pode ser feito por uma transformação de coordenadas que tenha em consideração os três ânqulos de

Euler, correspondendo ao ângulo de rumo (Ψ ) , de picada (^ ) e de rolamento (Ψ ) do simulador. 0 método do terceiro modelo de realização pode ainda incluir a transformação da força especifica calculada de acordo com um modelo do avião simulado, no ponto fixo deste avião, numa força especifica actuando num ponto de referência do piloto, e, em seguida, a disponibilização desta força especifica transformada para funcionar como entrada para o programa de controlo de movimento, e ainda a conversão do sinal de saida do programa de controlo de movimento - por intermédio de uma transformação de posição desde o ponto de referência do piloto até à posição do centróide do simulador - em sinais para comandar a posição do centróide do simulador. A primeira transformação pode ser realizada por meio de transformações matemáticas que convertem as forças especificas no ponto fixo do avião para o ponto P de referência do piloto, de acordo com as expressões: !,ρίΙ©ΐ«“) = “cgf > —§- r*Z.) £$?r * f') - } = AíCF *&} + τ' ) -a?***®»* * |«r - p* > s*P£«r -16- PE1946193

Os sinais de movimentação para comandar a posição do centróide da plataforma do simulador podem ser obtidos a partir do sinal de saida do movimento da posição do ponto P de referência do piloto, de acordo com as fórmulas: sendo a matriz A definida por |€?®s @ ms. ψ sin f? ato & eo® # - ma ψ ain ψ em <p ato Θ e©s ψ -f si»$? ato ^ â.= ceas stofato isto#ΐSQSf--£to#sto#-stopesiS# * -ato# skpe@s# esswíkm# j A seguinte equação simplificada pode ser substituída para o componente do centróide segundo y, yc Ts mY&— Δ·ψ sendo à a distância vertical entre o ponto de referência do piloto e o centróide do simulador, e sendo S5 o ângulo de rolamento. 0 primeiro, segundo e terceiro modelos de realização para a primeira vertente, e as respectivas características correlacionadas, podem consistir em modelos de realização separados, ou podem ser combinados entre si.

Em certos modelos de realização para a presente invenção, o ponto fixo do avião simulado pode ser o centro de gravidade do referido avião simulado. Em alternativa, outros pontos utilizáveis como ponto fixo poderão consistir -17- PE 1946193 em outros pontos fixos no avião, situados na vizinhança do centro de gravidade.

Numa sua segunda vertente, a presente invenção disponibiliza um produto sob a forma de um programa de computador para a execução de qualquer um dos métodos que foram reivindicados em qualquer uma das precedentes reivindicações, quando executado num dispositivo de computação associado a um simulador de voo para simulação do comportamento de um avião. 0 produto sob a forma de um programa de computador disponibiliza a funcionalidade de qualquer um dos métodos anteriores, de acordo com a presente invenção, quando executado num dispositivo de computação associado a um simulador de voo. 0 programa de computador pode fazer parte de um produto sob a forma de software de computador (ou seja, um meio de transporte da informação) que inclui um ou mais segmentos de código que fazem com que um processador - por exemplo uma CPU do sistema de processamento - vá realizar as etapas do método. 0 programa corre num determinado sistema operacional, e pode incluir uma interface de utilizador permitindo que o utilizador interaja com o programa. 0 programa do simulador de voo funciona mediante dados de entrada, por exemplo um pré-determinado esquema de voo, e gera dados de controlo para comandar os movimentos de uma plataforma do simulador de voo.

Numa sua terceira vertente, a presente invenção fornece um dispositivo para armazenamento de dados -18- PE 1946193 acessíveis para leitura, ou um meio de transporte dessa informação, que armazena o produto sob a forma do programa de computador da presente invenção de um modo que seja acessível para leitura, e que executa pelo menos um dos métodos da invenção, quando é feito correr num dispositivo de computação. Hoje em dia, esse software é muitas vezes oferecido na Internet - ou na Intranet da empresa - para ser descarregado, pelo que a presente invenção inclui a transmissão da versão impressa do produto de computador, de acordo com a presente invenção, ao longo de uma rede de área local ou mais vasta. 0 dispositivo de computação pode consistir num microprocessador ou numa FPGA.

As expressões "meio de transporte da informação" e "meio acessível para leitura por computador", tal como são usadas neste documento, dizem respeito a qualquer meio que participe no fornecimento de instruções a um processador para as executar. Um tal meio poderá assumir diversas formas, onde se incluem mas não de forma limitativa as seguintes: meios não-voláteis, meios voláteis, e meios de transmissão. Os meios não-voláteis correspondem, a título de exemplo, a discos ópticos ou magnéticos, tais como um dispositivo de armazenamento que faça parte de um sistema de armazenamento em massa. Os meios voláteis correspondem a uma memória dinâmica, como a memória RAM. Os meios de transmissão correspondem a cabos coaxiais, fios de cobre e fibras ópticas, incluindo os fios que constituem o barramento no interior de um computador. Os meios de transmissão também podem assumir a forma de -19- PE 1946193 ondas acústicas ou luminosas, tais como aquelas que são geradas no decurso de comunicações de dados por ondas de rádio e infra-vermelhos.

Entre as formas mais comuns de meios legíveis por computador incluem-se, por exemplo, uma disquete, um disco flexível, um disco rígido, uma fita magnética ou qualquer outro meio magnético, um CD-ROM, qualquer outro meio de óptico, cartões perfurados, fitas de papel, qualquer outro meio físico com padrões de orifícios, uma RAM, um PROM, uma EPROM, uma FLASH-EPROM, qualquer outro chip ou cartucho de memória, um meio de transporte por ondas como o que irá ser aqui descrito, ou qualquer outro meio a partir do qual um computador consiga ler a informação.

Diversas formas de meios acessíveis para leitura por computador podem estar envolvidas na realização de uma ou mais sequências, relativas a uma ou mais instruções para um processador executar. A título de exemplo, as instruções podem inicialmente ser executadas num disco magnético de um computador remoto. 0 computador remoto pode carregar as instruções na sua memória dinâmica e enviar as instruções através de uma linha telefónica, usando um modem. Um modem local, pertencente ao sistema de computador para controlo da plataforma do simulador, pode receber os dados enviados pela linha telefónica e utilizar um transmissor de infravermelhos para converter os dados num sinal de infravermelhos. Um detector de infravermelhos acoplado a um barramento pode receber os dados transportados no sinal de -20- PE1946193 infravermelhos e colocar os dados no barramento. 0 barramento transporta os dados para a memória principal, a partir da qual um processador recupera e executa as instruções. As instruções recebidas pela memória principal podem, opcionalmente, ser armazenadas num dispositivo de armazenamento, quer antes quer depois de serem executadas por um processador. As instruções também podem ser transmitidas através de uma onda de transporte de informação pertencente a uma rede, tal como uma LAN, uma WAN ou a Internet. Os meios de transmissão podem assumir a forma de ondas acústicas ou luminosas, tais como as que são geradas durante as comunicações de dados por ondas de rádio e de raios infravermelhos. Nos meios de transmissão incluem-se os cabos coaxiais, fios de cobre e fibras ópticas, incluindo os fios que constituem o barramento dentro de um computador.

Em mais uma vertente para a presente invenção, ela disponibiliza um controlador para controlar os movimentos de um simulador de voo, envolvendo acelerações lineares e angulares percepcionadas por um piloto sentado no assento do piloto, em que a velocidade angular de rolamento e a velocidade angular de guinada, bem como uma força especifica segundo uma direcção lateral calculada de acordo com um modelo de um avião simulado, num ponto fixo do avião simulado, são convertidas por um programa de controlo do movimento numa posição lateral e num ângulo de rolamento do simulador, -21- PE 1946193 o controlador irá incluir qualquer um dos seguintes meios de cálculo: um primeiro calculador apropriado para desenvolver o cálculo do ângulo de rolamento do simulador devido ao ângulo de rolamento do avião simulado, por intermédio da correcção de um valor inicialmente calculado para o ângulo de rolamento, usando um factor de correcção que é proporcional a uma força especifica lateral induzida por um filtro de supressão, que é utilizado durante o cálculo de alinhamento com a gravidade terrestre da posição lateral do simulador, e/ou - um segundo calculador apropriado para promover a decomposição da força específica segundo a direcção lateral, que actua no ponto de referência do piloto no avião simulado, numa primeira componente e numa segunda componente, em que a primeira componente diz respeito à força específica num ponto fixo do avião simulado, e a segunda componente apresenta um primeiro termo relacionado com as acelerações devidas à rotação horizontal e um segundo termo relacionado com as acelerações angulares de rolamento, de acordo com a fórmula: em que: xPav é a coordenada segundo a direcção x do ponto de referência do piloto, num sistema de referência com origem no ponto fixo do avião simulado, e zPav é a -22- PE 1946193 coordenada segundo a direcção z do ponto de referência do piloto no dito sistema de referência, sendo $ a aceleração angular de rolamento e r a aceleração angular de guinada, - um filtro passa-alto e um filtro passa-baixo para filtragem da primeira componente Ay, - dois conjuntos formados por um primeiro e um segundo filtros complementares, em que tais filtros complementares consistem em filtros cuja soma de funções de transferência é a unidade, para filtragem de cada um dos termos da segunda componente em paralelo, - um combinador para promover a combinação da saída do filtro passa-alto com as saídas dos primeiros dos filtros complementares de cada conjunto, para calcular a desejada posição lateral do simulador, e um combinador para promover a combinação da saída do filtro passa-baixo com as saídas dos segundos dos filtros complementares de cada conjunto, para calcular o desejado ângulo de rolamento do simulador, e/ou - um transformador para transformação da posição do ponto de referência do piloto no simulador obtida através do programa de controlo do movimento - quer por intermédio de um método pertencente à actual tecnologia, quer por intermédio de qualquer um dos métodos da primeira ou da segunda vertentes, quer ainda por intermédio de uma combinação dos mesmos - para a posição do centróide do simulador. -23- PE 1946193

Ainda numa adicional vertente para a presente invenção, ela disponibiliza um simulador de voo preparado para a execução de manobras controladas, envolvendo acelerações lineares e angulares percepcionadas por um piloto sentado no assento do piloto, em que qual a velocidade angular de rolamento e a velocidade angular de guinada, bem como uma força especifica segundo uma direcção lateral calculada de acordo com um modelo de um avião simulado, num ponto fixo do avião simulado, são convertidas por um programa de controlo do movimento numa posição lateral e num ângulo de rolamento do simulador, o simulador de voo irá incluir qualquer um dos seguintes meios de cálculo: - um primeiro calculador apropriado para desenvolver o cálculo do ângulo de rolamento do simulador devido ao ângulo de rolamento do avião simulado, por intermédio da correcção de um valor inicialmente calculado para o ângulo de rolamento, usando um factor de correcção que é proporcional a uma força especifica lateral induzida por um filtro de supressão, que é utilizado durante o cálculo de alinhamento com a gravidade terrestre da posição lateral do simulador, e/ou - um segundo calculador apropriado para promover a decomposição da força específica segundo a direcção lateral, que actua no ponto de referência do piloto no -24- PE1946193 avião simulado, numa primeira componente e numa segunda componente, em que a primeira componente diz respeito à força especifica num ponto fixo do avião simulado, e a segunda componente apresenta um primeiro termo relacionado com as acelerações devidas à rotação horizontal e um segundo termo relacionado com as acelerações angulares de rolamento, de acordo com a fórmula: ϋ ** '«*£* - Cp çw em que: xpav é a coordenada segundo a direcção x do ponto de referência do piloto, num sistema de referência com origem no ponto fixo do avião simulado, e zPav é a coordenada segundo a direcção z do ponto de referência do piloto no dito sistema de referência, sendo P a aceleração angular de rolamento e a aceleração angular de guinada, - um filtro passa-alto e um filtro passa-baixo para filtragem da primeira componente Ayr - dois conjuntos formados por um primeiro e um segundo filtros complementares, em que tais filtros complementares consistem em filtros cuja soma de funções de transferência é a unidade, para filtragem de cada um dos termos da segunda componente em paralelo, - um combinador para promover a combinação da saída do filtro passa-alto com as saídas dos primeiros dos filtros complementares de cada conjunto, para calcular a desejada posição lateral do simulador, e um combinador para promover a combinação da saída do filtro passa-baixo com as saídas dos segundos dos filtros complementares de cada -25- PE1946193 conjunto, para calcular o desejado ângulo de rolamento do simulador, e/ou - um transformador para transformação da posição do ponto de referência do piloto no simulador obtida através do programa de controlo do movimento - quer por intermédio de um método pertencente à actual tecnologia, quer por intermédio de qualquer um dos métodos da primeira ou da segunda vertentes, quer ainda por intermédio de uma combinação dos mesmos - para a posição do centróide do simulador.

Nas reivindicações independentes e dependentes anexas a este documento, irão ser estabelecidas as vertentes especificas e preferenciais da invenção. As caracteristicas provenientes das reivindicações dependentes poderão ser combinadas com as caracteristicas definidas para as reivindicações independentes, e com características de outras reivindicações dependentes, consoante for conveniente e não apenas como está explicitamente definido nas reivindicações.

Crê-se que os presentes conceitos constituem significativas melhorias, novas e inovadoras, incluindo desenvolvimentos a partir das práticas antecedentes, donde resulta uma melhor fidelidade no seguimento do movimento, durante as manobras laterais realizadas no solo e no ar. -26- PE 1946193

Os ensinamentos da presente invenção permitem projectar melhores simuladores de voo e métodos para controlar simuladores de voo.

As caracteristicas e vantagens atrás mencionadas, e outras funcionalidades para a presente invenção, tornar-se-ão perceptiveis a partir da descrição detalhada que se vai seguir, considerada em conjunto com os desenhos anexos, que ilustram, a título de exemplo, os princípios da invenção. Esta descrição apenas é dada com intenções exemplificativas, mas que não são limitativas do âmbito de aplicação da invenção. Os números referência seguidamente indicados referem-se aos desenhos em anexo.

Breve descrição dos desenhos

Figura 1 Figura 2

Figura 3

Figura 4

Sistema de referência do avião

Plataforma fixa do sistema de referência do simulador 1. centróide do simulador 2. plataforma de movimentação superior 3. plataforma de movimentação inferior Sistema de referência da plataforma móvel 1. posição inicial do centróide 2. centróide em posição movimentada 3. plataforma de movimentação superior em descanso 4. plataforma de movimentação superior em posição movimentada 5. plataforma de movimentação inferior

Ponto de referência do piloto - centróide das plataformas -centro de gravidade (c.g.) do avião 1. avião 2. posição hipotética do simulador P: ponto de referência do piloto c: centróide c.g. centro de gravidade PE 1946193 -27-

Figura 5

Figura 6

Figura 7 coordenadas do ponto de referência do piloto relativamente ao c.g. do avião: coordenadas do ponto de referência do piloto relativamente ao centróide c: ' coordenadas do centróide relativamente ao c.g. do avião: ^*W®íWbp5Í Força especifica segundo a direcção y, num ponto P de uma plataforma em movimento 1. plataforma em movimento Variação temporal para um degrau de comando no aileron 6.1 comando introduzido no aileron (°) 6.2 velocidade angular de rolamento (°/s) 6.3 aceleração angular de rolamento (°/s2) Posição instantânea do eixo de rolamento devido ao comando introduzido no aileron 1. avião 2. posição instantânea do eixo de rolamento

Figura 8 Figura 9 Figura 10

Figura 11

Figura 12 Figura 13 Figura 14 Figura 15

Fluxograma de transformações "clássicas"

Filtros clássicos, canal de rolamento

Filtros clássicos, canal de forças especificas laterais

Filtros clássicos das variações temporais do simulador de voo 11.1: posição lateral do centróide (m) 11.2: aceleração lateral do centróide (m/s2) 11.3 ângulo de rolamento (°) 11.4 aceleração angular de rolamento (°/s2) 11.5 força específica Ay P (m/s2)

Fluxograma de transformações "corrigidas", de acordo com um modelo de realização para a presente invenção

Canal de rolamento com a introdução de Ψ corr, de acordo com um modelo de realização para a presente invenção Canal de forças especificas laterais com decomposição de Ay e filtros complementares, de acordo com um modelo de realização para a presente invenção 1: filtros complementares, ãyplloto devido à aceleração angular de rolamento 2: filtros complementares, ãyplloto devido à aceleração angular de guinada

Variações temporais do simulador de voo usando "controlo em anel aberto de Ψ corr", em conformidade com um modelo de realização para a presente invenção 15.1: posição lateral do ponto P (m) 15.2: aceleração lateral do ponto P (m/s2) 15.3: ângulo de rolamento (°) 15.4: aceleração angular de rolamento (°/s2) PE 1946193 -28- 15.5: força específica AyP (m/s2)

Figura 16

Figura 17

Figura 18 Figura 19 Figura 20

Variações temporais do simulador de voo para um conceito completamente novo, Ky= 1, de acordo com um modelo de realização para a presente invenção 16.1: posição lateral do ponto P (m) 16.2: aceleração lateral do ponto P (m/s2) 16.3: ângulo de rolamento (°) 16.4: aceleração angular de rolamento (°/s2) 16.5: força específica Ay P (m/s2)

Variações temporais do simulador de voo para um conceito completamente novo, Ky=0,8, de acordo com um modelo de realização para a presente invenção 17.1: posição lateral do ponto P (m) 17.2: aceleração lateral do ponto P (m/s2) 17.3: ângulo de rolamento (°) 17.4: aceleração angular de rolamento (°/s2) 17.5: força específica AyP (m/s2)

Exemplo de função de limitação da velocidade angular de rolamento, de acordo com um modelo de realização para a presente invenção

Ilustração de um sistema de computador para ser usado com a presente invenção

Ilustração de um simulador de voo

Descrição de modelos de realização ilustrativos A presente invenção irá ser descrita em relação a modelos de realização particulares e fazendo referência a determinados desenhos, se bem que a invenção não fique por eles limitada mas somente pelas reivindicações. Os desenhos descritos são apenas esquemáticos e não são limitativos. Nos desenhos, a dimensão de alguns elementos poderá estar exagerada, não tendo sido desenhados à escala com intuitos ilustrativos. Os tamanhos e as dimensões relativas não correspondem às reais reduções de escala para a realização prática da invenção.

Além disso os termos "primeiro", "segundo" -29- PE 1946193 "terceiro" e assim por diante, usados na descrição e nas reivindicações, são utilizados para distinguir entre elementos semelhantes e não necessariamente para descrever uma ordem sequencial ou cronológica. Deverá ficar esclarecido que os termos assim usados são intermutáveis sob as circunstâncias adequadas, e que os modelos de realização da invenção aqui descritos são capazes de funcionar noutras sequências diferentes das que forem aqui descritas ou ilustradas.

Dever-se-á referir que o termo "inclui", tal como é usado nas reivindicações, não deve ser interpretado como ficando restrito aos meios que são depois enumerados; ele não exclui outros elementos ou etapas. Ele deverá portanto ser interpretado como especificador da presença das indicadas caracteristicas, números de referência, etapas ou elementos, consoante forem ai referidos, mas não exclui a presença ou a adição de uma ou mais diferentes caracteristicas, números de referência, etapas ou elementos, ou grupos dos mesmos. Nestas circunstâncias, o âmbito da expressão "um dispositivo que inclui os meios A e B" não deve ficar limitado aos dispositivos constituídos apenas pelos componentes A e B. Ela significa que, em relação à presente invenção, os únicos componentes relevantes do dispositivo são A e B.

Definições e nomenclatura

Os termos seguintes são fornecidos apenas para auxiliar na compreensão da invenção. Estas definições não -30- PE 1946193 devem ser interpretadas no sentido de ter um âmbito mais restrito do que aquele que for compreendido por uma pessoa medianamente especializada nesta tecnologia. av aviao A matriz de co-senos directores componente da força específica segundo x Ay componente da força específica segundo y Az componente da força específica segundo z Ά y centroide Ay na posição hipotética do centróide, em relação ao sistema de referência do avião ^y cg Ay no centro de gravidade (c.g.) do avião piloto Ay do piloto, em relação ao sistema de referência do avião Ay p Ay no ponto P de referência do piloto, no simulador c centróide, centro de gravidade geométrico da plataforma móvel c. g. centro de gravidade d distância entre P e o eixo de aceleração angular de rolamento g aceleração da gravidade: 9,81 m/s2 K ganho Kd ganho limitador do canal de rolamento Kp ganho limitador do canal Ayr entrada de rolamento Kr ganho limitador do canal Ayr entrada de guinada Kpa ganho limitador do filtro passa-alto y clássico Kpb ganho limitador do filtro passa-baixo Ψ clássico Ky ganho de coordenação lateral P velocidade angular de rolamento P; P operador de Laplace (significado: d/dt); ponto de referência do piloto Pl im limite da velocidade angular de rolamento Plda velocidade angular de rolamento limitada g velocidade angular de picada r velocidade angular de guinada 1-1 Lm. limite da velocidade angular de guinada PE 1946193 -31- -tlda XC av ^cav Xp av Zp av Xpc Zp c y Yc yp 0 Ψ Θ φ ΨΡΒ- ψοοττ Δ τ ω ξ Cn ί". ff. velocidade angular de guinada limitada coordenada segundo x do centróide, no sistema de referência do avião coordenada segundo z do centróide, no sistema de referência do avião coordenada segundo x do ponto P, no sistema de referência do avião coordenada segundo z do ponto P, no sistema de referência do avião coordenada segundo x do ponto P, no sistema de referência da plataforma móvel coordenada segundo z do ponto P, no sistema de referência da plataforma móvel coordenada segundo y coordenada do centróide segundo y, no sistema de referência da plataforma fixa coordenada do ponto P de referência do piloto segundo y, no sistema de referência da plataforma fixa deflexão da roda de controlo do aileron (°) ângulo de rumo ângulo de picada (atitude de picada) ângulo de rolamento filtro passa-alto do ângulo de rolamento novo conceito para correcção do ângulo de rolamento distância vertical entre o ponto P de referência do piloto e o centróide c da plataforma constante de tempo (s) velocidade angular (rad/s) razão de amortecimento coeficiente do momento de guinada coeficiente do momento de rolamento © d/dt(a)= primeira derivada do parâmetro (a) em ordem ao tempo d2/dt2(ar)= segunda derivada do parâmetro (a) em ordem ao tempo

Sistemas de referência

Todos os sistemas de referência usam a "regra da mão direita", com o eixo dos x a apontar para a frente, o dos y para a direita e o dos z para baixo. -32- PE 1946193

Na Figura 1, é ilustrado um sistema de referência do avião apresentando a sua origem num ponto fixo, por exemplo no centro de gravidade. Na Figura 2, é ilustrado um sistema de referência da plataforma fixa apresentando a sua origem numa posição inicial do centróide. A Figura 3 mostra um sistema de referência da plataforma móvel apresentando a sua origem no centróide.

Ponto P de referência do piloto (Figura 4)

Ponto onde se assume que tem lugar a percepção do movimento. 0 movimento é percepcionado através dos canais semicirculares do ouvido interno. No entanto, existe igualmente uma percepção táctil do movimento (também designada em língua inglesa por "seat of the pants") . Consequentemente, o ponto P é assumido como estando localizado no espaço entre os dois pilotos, a uma altura situada a meio caminho entre a cabeça e a almofada de assento. Num simulador de voo típico, a distância ^ entre o ponto P de referência do piloto e o centróide c do simulador situa-se entre 1,00 m e 1,75 m.

Força específica (m/s2) A força específica numa determinada direcção é igual à aceleração linear que seria medida por um acelerómetro linear nessa mesma direcção. Ela é igual à diferença vectorial entre a aceleração cinemática e a aceleração devida à força da gravidade. A força específica num dado ponto P (AyP) sobre uma plataforma móvel é constituída por três componentes: aceleração do centróide -33- PE 1946193 (yc) > aceleraçao devida à aceleraçao angular, e a componente gravítica: -f--j

Modelo de avião em voo

Utiliza-se uma aproximação de primeira ordem, de acordo com H. Wittenberg, Technische Hogeschool Delft, "Elementaire beschouwing over de samenhang tussen besturing, stabiliteit en demping bij vliegtuigen", Memorandum M—319, Outubro 1979, p.5-7) com a seguinte função de transferência:

k rav

Esta constitui uma boa aproximação para a simulação de voltas coordenadas (sem aplicação de força especifica segundo y no centro de gravidade do avião). A Figura 6 mostra a resposta do avião para um comando no degrau de aileron, num avião B737-300 em configuração de aproximação, τ» « 8^6?m É de notar que todas as variações temporais foram calculadas para um período de 10 segundos. A velocidade angular de rolamento (Figura 6.2) tende assintoticamente para o seu valor final, enquanto a -34- PE 1946193 aceleraçao angular de rolamento (Figura 6.3) mostra um valor inicial de pico que vai amortecendo até zero.

Note-se que a força especifica lateral no ponto P de referência do piloto manifesta exactamente as mesmas caracteristicas que a aceleração angular de rolamento retirada da Figura 6.3.: se Xp av e zPav designarem as coordenadas do ponto P (Figura 4) no sistema de referência do avião, então - e de acordo com O.H. Gerlach, Technische Hogeschool Delft, "Vliegeigenschappen 1", DictaatD26, Outubro-Novembro 1981 p.227 - pode-se mostrar que: ): - .44CF *«1* * r’ y,:Xf£t>r ("aw" * irq — >< £*»*" angulares: — ψ* · fW*'

Para pequenas velocidades ÁjCf ?!FÍistoB:) = A& eg$ * r* - A força especifica lateral que resulta da aceleração angular de rolamento é dada por: f m* É de notar que, se supusermos que o aileron comanda não apenas o momento de rolamento mas também o momento de guinada, então r ^® . Nesse caso, a distância de alavanca ("lever distance") d para o cálculo da força especifica lateral devida à aceleração angular pode ser obtida da seguinte forma (Figura 7): á sê £—ZjF* C"ar' -£ ♦·**?* Ç’sw* -35- PE 1946193

Se e forem conhecidos (por exemplo, em função do ângulo de ataque), então este valor pode ser usado em vez de zPav. A invenção irá ser agora descrita através de uma explicação detalhada de diversos modelos de realização para a invenção. Dever-se-á esclarecer que poderão ser configurados outros modelos de realização para a invenção, de acordo com os conhecimentos de pessoas especializadas nesta tecnologia, sem com isso nos afastarmos do verdadeiro espirito ou dos ensinamentos técnicos da invenção, sendo a invenção apenas limitada pelos termos das reivindicações anexas. A plataforma de simulação pode corresponder a um projecto convencional, já bem conhecido. Um modelo de realização para a plataforma do simulador é ilustrado na Figura. 20. A presente invenção é também aplicável a qualquer outro projecto apresentando, pelo menos, os dois graus de liberdade seguintes: deslocamento lateral (sway) e ângulo de rolamento. Somente o respectivo comando será adaptado em conformidade com os modelos de realização da presente invenção. O inovador conceito de movimentação, em conformidade com os modelos de realização para a presente invenção, é baseado em qualquer uma das três alterações fundamentais, ou numa combinação das mesmas: -36- PE1946193

Ia/Figura 12: correcção das transformações do centróide 2 a/Figura 13: introdução de ^corr no canal de rolamento 3a/Figura 14: decomposição de Ay e adição de filtros complementares

Correcção das transformações do centróide, Figura 12 A transformação do centróide anteriormente discutida (na secção "Antecedentes da invenção") contém um significativo erro. Uma vez que os movimentos da plataforma são movimentações filtradas do centróide c, e dado que o ponto P de referência dos pilotos não está situado no centróide c, serão criadas acelerações indesejáveis no ponto P de referência do piloto, através da combinação das acelerações angulares da plataforma com a distância nas direcções x e z entre o centróide c e o ponto P de referência do piloto.

Nestas circunstâncias, e em conformidade com um modelo de realização para a presente invenção, as transformações melhoradas são as seguintes:

Ia/ Não se devem calcular as forças especificas no avião na posição hipotética do centróide c (como na Figura 8), mas sim no ponto P de referência dos pilotos (Figura 12): *'ρΟ©«β"} = Âg& "ssg* '} - !f % * r*2:} ' #· Qsr t > · ZjFCav -37- PE 1946193 4í$F νφ * Çpç 4 ΐ" ): .χ^ΡφΜτ 4· C<pr - ρ* > s^laií-

Aj.fc: flplk>tQ® ) = Affi eg) * &>r — q*) «*^Pfiwr - φ$3 & ç% > - .χ^Ρφητ 2a/ Estes sinais deverão ser usados, em conjunto com as velocidades angulares, como valores introduzidos no programa de controlo do movimento do simulador. 3a/ Os três sinais de posição extraídos do m \f\ Ψ deverão ser programa de controlo do movimento considerados como a posição comandada para o ponto P de referência do piloto. Eles deverão ser transformados em posições comandadas para o centróide, da seguinte forma:

Designando as coordenadas do ponto P de referência do piloto, em relação ao sistema de referência da plataforma móvel, por: a seguinte relação é aplicável entre as coordenadas de P e c para o sistema de referência da plataforma fixa, de acordo com Filip Van Biervliet, Technische Hogeschool Delft, "Ontwerp en evaluatie van stuurcommandosysteem-regelwetten met de quickened display methode", bijlage 2 Ingenieursverslag, Março 1982: -38- PE 1946193 sendo A a matriz dos co-senos directores em sla P »s ψ 4 alaff-sira. φ*. «m f? sla # sia^ - stof? sos ψ\ ·ε©β^··©β&$ -i «e* i ms. ψ sMψ «ix# €os ψ - ms. ψ akxφ ©sst §' slii ψ sla φ sM # sta ψ * ©ss f? m& ψ — sln.«? s®s donde resulta: segundo a direcção y: — ®bè>§· $ϊ&φ♦· ^FCf·' — |5a» f· ®la§' sla# — sfxxψ·· ΰ®&ψ')· s&Ffjp· se tomarmos apenas em consideração a influência de , e assumindo valores pequenos para ψ, Θ e φ, obtemos: y# = jgP # - ψ 5¾ = Y& ~ .à * ψ

Introdução de (pcorr no canal de rolamento, Figura 13

Considere-se a Figura 13 em comparação com Figura 9. Esta montagem de filtros foi concebida de maneira a simular acelerações angulares de rolamento com reduzidas ou inexistentes forças especificas laterais indesejáveis, de acordo com um modelo de realização para a presente invenção. 0 aspecto inovador relativamente a este esquema consiste no controlo em anel aberto de uma correcção do -39- PE 1946193 ângulo de rolamento, Çcorrr para o canal de rolamento. A correcção do ângulo de rolamento, <pco rr, é proporcional à força específica lateral indesejável induzida pelo filtro de supressão na direcção y. Ela consiste num sinal de baixa frequência. De um ponto de vista físico, isso significa que a plataforma está a ser inclinada para trás proporcionalmente à sua desaceleração linear (De uma maneira muito semelhante à de um empregado de mesa quando inclina para trás a sua bandeja, com o fim de não deixar cair as bebidas aí transportadas quando ele é obrigado a parar de repente). 0 factor de coordenação lateral Ky (variando entre 0 e 1) é destinado a reduzir o deslocamento lateral do simulador.

Decorre do esquema que: = fWi— & -#-€*

Isto significa que, se o ganho de coordenação lateral for Ky= 1, então a componente segundo y da força específica será Ãy=0, o que significa uma perfeita coordenação.

Uma resposta temporal é mostrada na Figura 15 para Ky=l. Aí se mostra claramente que Ay= 0. No entanto, também pode ser observado que existe uma distorção -40- PE1946193 ligeiramente maior na aceleraçao angular de rolamento (comparar a Figura 11.4 com a Figura 15.4).

Se Ky= 1, torna-se evidente que as duas trajectórias de sinal na Figura 13, que estão evidenciadas por um asterisco *, se anulam uma à outra. Isto significa que o filtro total φ pode ser reduzido ao filtro φρa, em série com o filtro de supressão na direcção y. É também por esta razão que o filtro de supressão na direcção y será de preferência escolhido como sendo um filtro de Ia ordem, e não de 2 a ordem ou de uma ordem superior. Desta forma, o filtro total será de 3a ordem e não de 4a ordem. Da utilização de um filtro total φ de 4aordem, ou de ordem superior, teria resultado uma distorção ainda maior para a aceleração angular de rolamento.

Uma redução de Ky para 0,7 ou 0,8 diminui a coordenação lateral; contudo, ela também conduz a uma menor distorção da aceleração angular de rolamento.

Através do teorema do "valor final" de Laplace, pode ser demonstrado que, para uma resposta de degrau:

Um MJ*

I

Isto significa que uma velocidade angular de rolamento constante (a partir da introdução de um comando -41- PE1946193 de constante no aileron) leva a um deslocamento constante do simulador. Se a ordem do filtro total, soma do filtro φνΆ como filtro de supressão na direcção y, tivesse sido de 4a ordem ou superior, então

Q

Portanto, uma segunda vantagem da escolha de um filtro total de 3a ordem - filtro <Ppa de 2a ordem e filtro de supressão na direcção y de Ia ordem, ou filtro (pva de Ia ordem e filtro de supressão na direcção y de 2a ordem -consiste em que agora, depois de uma manobra, o simulador estará pronto para aceitar a manobra seguinte: aileron de regresso à posição neutra ou oposta.

Decomposição de Av e adição de filtros complementares, Figura 14 A força especifica lateral no assento do piloto no avião é a soma da força especifica lateral de um ponto fixo do avião, por exemplo o seu centro de gravidade, com as acelerações devidas à posição do piloto à frente e acima deste ponto fixo, por exemplo o centro de gravidade, de acordo com as fórmulas indicadas atrás.

Foi já apresentada uma boa aproximação para a força lateral especifica na secção de definições, onde apenas foi considerada a aceleração devida à aceleração angular: PE 1946193 -42-

Pode ser demonstrado que não poderão ser usados filtros complementares de 2aordem para o sinal total ou para Ay no centro de gravidade. No entanto, como estão disponíveis os sinais per (que são os integrais das acelerações), eles poderão ser usados, em conformidade com certos modelos de realização para a presente invenção, como sinais de entrada para filtros complementares de 2aordem. Isso está ilustrado na Figura 14. Somente a força específica lateral no ponto fixo, por exemplo o centro de gravidade, continua a ser enviada através dos filtros clássicos. A designação “complementares" quer dizer que a soma das respectivas funções de transferência é igual a 1, ou, por outras palavras, o sinal de entrada é respeitado ao longo de todo o seu conteúdo de frequência. A entrada em funcionamento é dada com deslocamento lateral, frequências mais baixas ao longo do ângulo de rolamento. Por exemplo, para a força específica devida à aceleração angular de rolamento:

· *2 * ”WS -f 1 *2 } I = *2* Zsa**I T * Is^al *2^ donde se obtém:

-43- PE1946193

Refira-se que zPav <0 para um aviao clássico.

Pode ser demonstrado, através do teorema do "valor inicial" de Laplace, que: ©) tr&m? = C %"SfPÇHQfífl

Isto significa que um degrau positivo na aceleração angular (de rolamento ou de guinada) do avião conduz a uma resposta por parte do simulador, concretizada numa aceleração angular de rolamento com degrau negativo. No caso de se estar a simular somente uma manobra de rolamento, a aceleração angular de rolamento proveniente da simulação da força especifica irá provocar a diminuição da resposta, em termos da aceleração angular de rolamento, proveniente do circuito de rolamento da Figural3. Torna-se por isso importante escolher um valor de *}± tão baixo quanto possível, a fim de reduzir ao mínimo este efeito.

Fazendo mais uma vez apelo ao teorema do "valor final" de Laplace, obtém-se: ®BTCfc"+ ®> ΙίΛΜ? Jtpftãsir = * TtPQa&ifmtl. 1

Isto significa que, uma dada velocidade angular de rolamento ou de guinada irá conduzir a uma posição lateral finita para o simulador. Uma clara vantagem deste método de decomposição do sinal e utilização de filtros separados reside em que a sintonização desses filtros pode ser adaptada às manobras típicas: o filtro de guinada pode ser adaptado para as manobras em táxi no solo e para falhas -44- PE 1946193 de motor, o filtro de rolamento para voltas coordenadas em combinação com o conceito de correcção do ângulo de rolamento (ç?COrr) .

Deve-se chamar a atenção para que as posições e os ângulos - a partir do "canal de rolamento" (Figura 13) e dos "filtros de força especifica Ay" (Figura 14) - têm de ser respectivamente adicionados uns aos outros, para se obter a posição e o ângulo totais. Como se trata da posição do ponto P de referência do piloto, ela será então preferencialmente convertida, de acordo com certos modelos de realização para a presente invenção, para a posição do centróide, de acordo com a equação atrás apresentada (Figura 12).

Discussão

Manobra de rolamento

Algumas variações temporais - de acordo com o conceito completo e em conformidade com um modelo de realização para a presente invenção, ou seja, uma combinação da correcção das transformações no centróide, com a introdução da correcção no ângulo de rolamento, e com decomposição de Ay e adição de filtros complementares - são apresentados na Figura 16 e na Figura 17. A deslocação lateral máxima foi seleccionada como assumindo um valor típico de 1,20 m. As seguintes observações podem ser feitas: -45- PE 1946193 1°/ Se estiver seleccionada a situação Ky = 1 (Figura 16), então a percepção da força especifica lateral Ay no ponto P de referência do piloto, no simulador, é exactamente proporcional (ganho Ka) ao respectivo valor no avião (Figura 16.5). 2°/ Se a selecção para Ky for um pouco menor, por exemplo Ky= 0,8 (Figura 17), então existe uma ligeira distorção do sinal Ay (Figura 17.5), ao mesmo tempo que irá diminuir o necessário deslocamento lateral (Figura 17.1 em comparação com Figura 16.1) e a resposta da aceleração angular de rolamento φ irá melhorar ligeiramente (Figura 17.4 em comparação com Figura 16.4).

Para que nunca seja excedida a deslocação disponível máxima do simulador, de acordo com certos modelos de realização para a presente invenção poderá ser adicionada uma função de limitação de velocidade (Figura 18) :

Ψ > apto 0ίΛ Fito ~ Fm ψ < 21%¾ eíitie Ρϋκ = — SUim para esta função, a segunda derivada em ordem ao tempo é contínua.

Manobra em táxi no solo Não existem variações temporais incluídas. -46- PE 1946193

Em particular para velocidades reduzidas da manobra em táxi, a componente da força Ay no centro de gravidade manifesta uma "natureza de baixa frequência", ou seja, não existem mudanças bruscas nas forças laterais para os pneus principais. Consequentemente, a maior parte dos benefícios obtidos com este esquema tornam-se perceptíveis para tais velocidades.

Os modelos de realização para o método da presente invenção atrás descritos podem ser implementados num sistema de processamento 1500, tal como o que é ilustrado na Figura 19. A Figura 19 apresenta uma configuração do sistema de processamento 1500, que inclui pelo menos um processador programável 1503 acoplado a um subsistema de memória 1505, onde se integra pelo menos uma forma de memória, por exemplo RAM, ROM, ou outra. Um subsistema de armazenamento 1507 poderá ser incluído, o qual terá pelo menos uma drive para disquetes, e/ou uma drive para CD-ROM, e/ou uma drive para DVD. Em algumas implementações, podem ser incluídos um sistema de visualização, um teclado e um dispositivo de impressão como fazendo parte de um subsistema de interface com o utilizador 1509, para permitir que um utilizador introduza manualmente a informação. Podem também ser incluídas portas para introdução e extracção de dados. Ainda poderão ser incluídos outros elementos, tais como ligações de rede, interfaces para vários dispositivos, e assim por diante, que não estão ilustrados na Figura 19. Os diversos elementos do sistema de processamento 1500 podem ser -47- PE 1946193 acoplados de várias maneiras, incluindo o recurso a um subsistema de barramento 1513, representado na Figura 19 como um único barramento por questões de simplificação mas que será interpretado, pelas pessoas especializadas nesta tecnologia, como incluindo um sistema com pelo menos um barramento. A memória do subsistema de memória 1505 pode, em algum momento, conter a totalidade um conjunto de instruções - ou uma parte delas - (em ambos os casos representado por 1511) que, quando executadas no sistema de processamento 1500, irão implementar a(s) etapas(s) para o método dos modelos de realização aqui descritos. Nestas circunstâncias, se bem que um sistema de processamento 1500, como o que está representado na Figura 19, faça parte da tecnologia antecedente, um sistema que inclua as instruções para implementar certas vertentes da presente invenção já não será considerado como tecnologia antecedente e, portanto, a Figura 19 não é rotulada como pertencendo à tecnologia antecedente. É de notar que o processador 1503 - ou os processadores - pode consistir num processador de finalidade genérica ou num processador de finalidade especifica, e pode destinar-se a ser incluído num determinado dispositivo, por exemplo um chip que disponha de outros componentes que executam outras funções. Nestas circunstâncias, uma ou mais vertentes da presente invenção poderão ser implementadas em circuitos electrónicos digitais, ou em hardware, microprogramas ("firmware"), ou software de computadores, ou numa combinação dos mesmos. -48- PE 1946193

Além disso, certas vertentes da invenção poderão ser implementadas num produto tangível consistindo num programa de computador incorporado num meio de transporte dispondo de códigos acessíveis para leitura para serem executados por um processador programável. As etapas do método para certas vertentes da invenção poderão ser realizadas por um processador programável que executa as instruções que vão desenvolver as funções correspondentes a essas vertentes da invenção, por exemplo desenvolvendo cálculos a partir dos dados de entrada para gerar os dados de saída. 0 sistema de processamento atrás descrito pode servir para ser usado num simulador de voo, como por exemplo se ilustra na Figura 20. É preciso atender a que, apesar de terem sido explicados modelos de realização preferenciais para os métodos e dispositivos de acordo com a presente invenção, diversas alterações ou modificações na forma e no detalhe poderão ser introduzidas sem com isso nos afastarmos do âmbito desta invenção.

Lisboa, 16 de Junho de 2010

Claims (12)

1. PE 1946193 - 1 - REIVINDICAÇÕES 1. Um método para controlar os movimentos de um simulador de voo, envolvendo acelerações lineares e angulares percepcionadas por um piloto sentado num assento de piloto, segundo o qual a velocidade angular de rolamento (p) e a velocidade angular de guinada (r) , bem como uma força especifica segundo uma direcção lateral (Ay) calculada de acordo com um modelo de um avião simulado, num ponto fixo do avião simulado, são convertidas por um programa de controlo do movimento numa posição lateral (y) e num ângulo de rolamento (φ) do simulador; o método é caracterizado por incluir qualquer uma das seguintes etapas: - cálculo do ângulo de rolamento (φ) do simulador devido ao ângulo de rolamento do avião simulado, por intermédio da correcção de um valor inicialmente calculado ($>Pa) para o ângulo de rolamento (φ) , usando um factor de correcção (ç?Corr) que é proporcional a uma força específica lateral, que é induzida por um filtro de supressão utilizado durante o cálculo de alinhamento com a gravidade terrestre da posição lateral (y) do simulador, e/ou - decomposição da força específica segundo a direcção lateral (Aypii0to) , que actua no ponto de referência do piloto no avião simulado, numa primeira componente e numa segunda componente, em que a primeira componente -2- PE1946193 diz respeito à força específica (Ay) num ponto fixo do avião simulado, e em que a segunda componente tem um primeiro termo relacionado com as acelerações angulares devidas à guinada (r ) e um segundo termo relacionado com as acelerações angulares devidas ao rolamento (p), de acordo com a fórmula: ' f r*f8¥"' - Ci? em que: Xpav é a coordenada segundo a direcção x do ponto (P) de referência do piloto, num sistema de referência com origem num ponto fixo do avião simulado, e zPav é a coordenada segundo a direcção z do ponto de referência do piloto no dito sistema de referência, sendo P a aceleração angular de rolamento e r a aceleração angular de guinada, - filtragem da primeira componente (Ay) através de dois filtros, um filtro passa-alto e um filtro passa-baixo, filtragem de cada um dos termos da segunda componente através de um conjunto formado por um primeiro e um segundo filtros complementares em paralelo, em que tais filtros complementares consistem em filtros cuja soma de funções de transferência é a unidade, e - utilização da soma da saída do filtro passa-alto com a saída dos primeiros dos filtros complementares de cada conjunto, para calcular a desejada posição lateral do simulador (y) , e utilização da soma da -3 - PE1946193 saída do filtro passa-baixo com a saída dos segundos dos filtros complementares de cada conjunto, para calcular o desejado ângulo de rolamento (φ) do simulador.
2. 2. Um método de em que o cálculo do ângulo passa pela utilização de envolvendo o controlo em correcção (çWr) na função rolamento, de acordo com as acordo com a reivindicação 1, de rolamento (φτοι) do simulador uma transformação matemática anel aberto de um ângulo de de transformação do ângulo de seguintes fórmulas f RSl = ψρζ. - Cessar em que: corresponde ao ângulo de rolamento do simulador à saída do filtro passa-alto, fW corresponde à aceleração da posição lateral do ponto P de referência do piloto, consistindo no resultado da multiplicação de por g e por um ganho e depois pela filtragem num filtro passa-alto, g é a constante de aceleração gravítica, % é um factor de ganho de coordenação lateral, e corresponde ao ângulo de rolamento do simulador, que resulta da aceleração angular de rolamento ou da velocidade angular de rolamento do avião.
3. 3. Um método de acordo com a reivindicação 2, em que na referida transformação matemática é introduzido -4- PE 1946193 um factor de coordenação de ganho lateral .1 variando entre 0 e 1, permitindo reduzir a deslocação lateral à custa de alguma força específica lateral indesejável mas que seja aceitável, fazendo uma modulação entre uma ' ausência de coordenação', caso em que *% = 0, e uma 'coordenação completa', caso em que -^/ = 1.
4. 4. Um método de acordo com a reivindicação 3, sendo % =1, em que o ângulo de rolamento (çzw) é obtido por intermédio da aplicação de um filtro passa-alto de 3a ou 4a ordem à velocidade angular de rolamento do avião simulado, e em que a aceleração lateral é, em cada momento, igual a esse ângulo de rolamento (φτοι) a multiplicar pela aceleração da gravidade (g).
5. 5. Um método de acordo com qualquer uma das reivindicações 2 a 4, em que a transformação matemática envolve um filtro passa-alto de 2a ordem para o ângulo de rolamento (φτοι), e um filtro de supressão na direcção y de Ia ordem, de acordo com as seguintes fórmulas para a função de transferência: Ϊ fkil _£j F « ‘*r ϊ f 4- em que: FM&. é a velocidade angular de rolamento -5- PE 1946193 introduzida, limitada por intermédio de um factor de ganho limitador Kd e, opcionalmente, por uma função de limitação da velocidade angular de rolamento, de tal forma que, para um degrau introduzido no comando do aileron, a deslocação lateral do simulador assume um valor finito, e em que P representa o operador de Laplace.
6. 6. Um método de acordo com qualquer uma das reivindicações 2 a 4, em que a transformação matemática envolve um filtro passa-alto de Ia ordem (ç?pa) para o ângulo de rolamento, e um filtro de supressão na direcção y de 2a ordem.
7. 7. Um método de acordo com a reivindicação 1, em que a segunda componente da força especifica na direcção lateral é obtida por intermédio de quatro filtros adicionais: um primeiro conjunto de dois filtros complementares para a aceleração angular de rolamento, e um segundo conjunto de dois filtros complementares para a aceleração angular de guinada; em cada um dos conjuntos de filtros complementares, um dos filtros comanda a deslocação lateral do simulador, e o outro comanda o ângulo de rolamento do simulador, de acordo com as seguintes fórmulas para a função de transferência: Mi*»’' |= -xtJFCsv" -ξΦ* + Ps: 4 *2 > fm&taÊP Mnftdrf1' 1: = f ar* ^ . f Ε®*|1 % 4 "F" * % % PE1946193 -6- e h.fv1 yfrfm? I = Xtf* 1¾1 *cr * 2μ>#Μ£9**2 * Zm&2 Ψ* * 1^0 %;> m&mrwi l--a tm$l f2 -i- Ζ®β|Ζ Τ* * Etôj21 *Z > em que PMs. e Ή& representam respectivamente as velocidades angulares de rolamento e de guinada introduzidas, limitadas por um factor de ganho limitador, respectivamente Kp e Krr e opcionalmente por uma função de limitação de velocidade, e em que P representa o operador de Laplace.
8. 8. Um método de acordo com qualquer uma das precedentes reivindicações, em que o ponto fixo do avião simulado é constituído pelo centro de gravidade desse mesmo avião simulado.
9. 9. Um produto consistindo num programa de computador para a execução de qualquer um dos métodos que foram reivindicados em qualquer uma das precedentes reivindicações, quando executados num dispositivo de computação associado a um simulador de voo que simula o funcionamento de um avião.
10. 10. Um dispositivo para armazenamento de dados acessíveis para leitura contendo o produto que consiste no programa de computador da reivindicação 9.
11. 11. Um controlador apropriado para promover o -7 - PE 1946193 controlo dos movimentos de um simulador de voo, envolvendo acelerações lineares e angulares percepcionadas por um piloto sentado num assento de piloto, em que a velocidade angular de rolamento (p) e a velocidade angular de guinada (r) , bem como uma força especifica segundo uma direcção lateral (Ay) calculada de acordo com um modelo de um avião simulado, num ponto fixo do avião simulado, são convertidas por um programa de controlo do movimento numa posição lateral (y) e num ângulo de rolamento (φ) do simulador; o controlador inclui qualquer um dos seguintes meios de cálculo: um primeiro calculador apropriado para desenvolver o cálculo do ângulo de rolamento (φ) do simulador devido ao ângulo de rolamento do avião simulado, por intermédio da correcção de um valor inicialmente calculado (φρΆ) para o ângulo de rolamento (φ) , usando um factor de correcção ($Wr) que é proporcional a uma força especifica lateral induzida por um filtro de supressão, utilizado durante o cálculo de alinhamento com a gravidade terrestre da posição lateral (y) do simulador, e/ou - um segundo calculador apropriado para promover a decomposição da força especifica segundo a direcção lateral (Aypii0to) , que actua no ponto de referência do piloto no avião simulado, numa primeira componente e numa segunda componente, em que a primeira componente diz respeito à força especifica (Ay) num ponto fixo do avião -8- PE 1946193 simulado, e a segunda componente apresenta um primeiro termo relacionado com as acelerações angulares devidas à guinada (r ) e um segundo termo relacionado com as acelerações angulares devidas ao rolamento (P ) , de acordo com a fórmula: I: fa:v® — (p $·*** em que: Xpav é a coordenada segundo a direcção x do ponto (P) de referência do piloto, num sistema de referência com origem num ponto fixo do avião simulado, e zPav é a coordenada segundo a direcção z do ponto de referência do piloto no dito sistema de referência, sendo P a aceleração angular de rolamento e T* a aceleração angular de guinada, - um filtro passa-alto e um filtro passa-baixo para filtragem da primeira componente (Ay) , - dois conjuntos formados por um primeiro e um segundo filtros complementares, em que tais filtros complementares consistem em filtros cuja soma de funções de transferência é a unidade, para filtragem de cada um dos termos da segunda componente em paralelo, - um combinador para promover a combinação da saida do filtro passa-alto com as saldas dos primeiros dos filtros complementares de cada conjunto, para calcular a desejada posição lateral do simulador (y) , e um combinador para promover a combinação da saida do filtro passa-baixo com as saídas dos segundos dos filtros complementares de cada conjunto, para calcular o desejado ângulo de rolamento (φ) do simulador. -9- PE1946193
12. 12. Um simulador de voo apropriado para executar movimentos controlados, envolvendo acelerações lineares e angulares percepcionadas por um piloto sentado num assento de piloto, em que a velocidade angular de rolamento (p) e a velocidade angular de guinada (r), bem como uma força especifica segundo uma direcção lateral (Ay) calculada de acordo com um modelo de um avião simulado, num ponto fixo do avião simulado, são convertidas por um programa de controlo do movimento numa posição lateral (y) e num ângulo de rolamento (φ) do simulador; o simulador de voo inclui qualquer um dos seguintes meios de cálculo: um primeiro calculador apropriado para desenvolver o cálculo do ângulo de rolamento (φ) do simulador devido ao ângulo de rolamento do avião simulado, por intermédio da correcção de um valor inicialmente calculado (ç>pa) para o ângulo de rolamento (φ) , usando um factor de correcção (<pcorr) que é proporcional a uma força específica lateral induzida por um filtro de supressão, utilizado durante o cálculo de alinhamento com a gravidade terrestre da posição lateral (y) do simulador, e/ou - um segundo calculador apropriado para promover a decomposição da força específica segundo a direcção lateral (Ãypii0to) , que actua no ponto de referência do piloto no avião simulado, numa primeira componente e numa segunda componente, em que a primeira componente diz -10- PE1946193 respeito à força específica (Ay) num ponto fixo do avião simulado, e a segunda componente apresenta um primeiro termo relacionado com as acelerações angulares devidas à guinada (r ) e um segundo termo relacionado com as acelerações angulares devidas ao rolamento (P ) , de acordo com a fórmula: •ysjr {*mw* em que: xPav é a coordenada segundo a direcção x do ponto (P) de referência do piloto, num sistema de referência com origem num ponto fixo do avião simulado, e zPav é a coordenada segundo a direcção z do ponto de referência do piloto no dito sistema de referência, sendo P a aceleração angular de rolamento e ? a aceleração angular de guinada, - um filtro passa-alto e um filtro passa-baixo para filtragem da primeira componente (Ay) , - dois conjuntos formados por um primeiro e um segundo filtros complementares, em que tais filtros complementares consistem em filtros cuja soma das funções de transferência é a unidade, para filtragem de cada um dos termos da segunda componente em paralelo, - um combinador para promover a combinação da saída do filtro passa-alto com as saídas dos primeiros dos filtros complementares de cada conjunto, para calcular a desejada posição lateral do simulador (y) , e um combinador para promover a combinação da saída do filtro passa-baixo com as saídas dos segundos dos filtros complementares de -11- PE 1946193 cada conjunto, para calcular o desejado ângulo de rolamento (φ) do simulador. Lisboa, 16 de Junho de 2010

    PE 1946193 -2/21 -

    Fig.2 PE 1946193 -3/21 -

    Fig.3 PE 1946193 -4/21 -

    Fig. 4 ,512a '

    PE 1946193 -6/21

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    Fig. 7 PE 1946193 -8/21 -

    Fig. 12 PE 1946193 -9/21 -

    Fig. 9

    10 PE 1946193 -10/21

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    Fig. 20 PE1946193 - 1 - REFERENCIAS CITADAS NA DESCRIÇÃO A lista de referências citadas pelo requerente é apresentada somente para conveniência do leitor. Ela não faz parte do documento de patente Europeia. Embora tendo havido um grande cuidado na compilação das referências, os erros e omissões não estarão completamente excluídos, e o European Patent Office - EPO descarta qualquer responsabilidade a este respeito. Literatura citada na descrição que não consiste em patentes . Russell V. Parrish, James E. Dieudonne; Dennis J. Martin Jr. Motion software for a synergistic six-degrees-of-freedom motion base. NASA TN D-7350, Dezembro 1973, 9 . The generation of motion cues on a six-degrees-of-freedom motion System. M. Baarspul, Report LR-248. Delft University of Technology, Junho 1977 Investigation to improve the motion software of the Fokker F-28 flight simulator. G.A.J. van de Moesdijk, F.L. Van Biervliet, Report LR-358. Delft University of Technology, Setembro 1982 Vliegeigenschappen 1. O.H. Gerlach. Dictaat D 26. Technische Hogeschool Delft, Outubro 1981, 227 . A practical approach to motion simulation. JB Sinacori, paper da AIAA 73-931. Northrop Corporation, Setembro de 1973, 13 . Investigation of nonlinear motion simulator washout schemes. Susan A. Riedel; L.G. Hofmann, Proceedings da 14a Conferência Anual sobre Controlo Manual. Systems Technology Inc., Novembro de 1978, 524 a 530 . Manned engineering flight simulator validation. Susan A. Riedel; L.G. Hofmann. STI-TR-1110-1, AF-FDL-TR-78-192-FT-1, STI, Fevereiro de 1979, 172 . Human pilot perception experiments. David L. Quam. Proceedings da 15a Conferência Anual sobre Controlo Manual. Universidade de Dayton, Novembro de 1979, 263 Collected flight and simulation comparisons and considerations. Irving L. Ashkenas. AGARD CP408 Flight Simulation. STI, Outubro de 1985, 16 a 26 Elementaire beschouwing over de samenhang tussen besturing, stabiliteit en demping bij vliegtuigen. H. Wittenberg, Memorandum M-319. Technische Hogeschool Delft, Outubro de 1979, p.5-7 Ontwerp en evaluatie van stuurcommandosysteem-regelwetten met de quickened display method. Filip Van Biervliet. bijlage 2 Ingenieursverslag, Technische Hogeschool Delft, 1982