PT2016284E

PT2016284E - Um dispositivo para a produção de energia elétrica e processo para o controlo automático do referido dispositivo

Info

Publication number: PT2016284E
Application number: PT06756283T
Authority: PT
Inventors: Ippolito Massimo
Original assignee: Kite Gen Res Srl
Priority date: 2006-05-10
Filing date: 2006-05-10
Publication date: 2012-11-29
Also published as: BRPI0621662A2; WO2007129341A1; KR20090034801A; TNSN08452A1; JP4951061B2; NO339388B1; EP2016284A1; CA2651379A1; PL2016284T3; US8152106B2; CY1113467T1; US20090090815A1; BRPI0621662B1; IL194842A0; AU2006343138B2; JP2009536131A; CN101460735B; NO20085139L; CA2651379C; KR101273565B1

Description

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DESCRIÇÃO

"UM DISPOSITIVO PARA A PRODUÇÃO DE ENERGIA ELÉTRICA E PROCESSO PARA O CONTROLO AUTOMÁTICO DO REFERIDO DISPOSITIVO" A presente invenção refere-se a um sistema e um processo para controlar automaticamente o voo de aerofólios de asa de alimentação, especialmente para otimizar a produção de energia elétrica através do voo de aerofólios de asa de alimentação ligados a um sistema do tipo "carrossel".

Como se sabe, há uma vasta literatura e um número relevante de soluções técnicas relacionadas com o controlo automático em voo de aeronaves autónomas (UAV) . Como se sabe, a hipótese de uma pessoa controlar o voo de um aerofólio de asa, tal como por exemplo, um papagaio, principalmente decorre da avaliação através da visão da posição e da orientação de um aerofólio de asa no espaço, que oferece o conjunto de dados de perceção que permitem modular a manobra dos cabos de tração. A automação da manobra de aerofólios de asa inevitavelmente passa pela reprodução exata dessa sensibilidade humana. 0 documento US 2002/040948A1, WO 2005/100150A e EP-A2-0391601 são exemplos dessas soluções do estado da técnica. A arte e literatura de referência, no entanto, não mostram soluções ou estudos que lidem com o controlo automático do voo de aerofólios de asa de alimentação, em particular, concebidos como "papagaio de alimentação". Na verdade, considera-se que os problemas deste controlo relevante são múltiplos e complexos, tais como a exigência da utilização mais adequada das metodologias e algoritmos de controlo 2 mais avançados. 0 voo de um aerofólio de asa de alimentação e a sua modelização lidam, de facto, com o uso de sistemas multi-variáveis não-lineares, com especificações de controlo que devem ser observadas com requisitos de robustez relevantes com relação a variações paramétricas e dinâmicas que não podem ser modeladas com precisão suficiente. Dependendo de tais caracteristicas, o sistema de controlo também deve fornecer funcionalidades de controlo de calibração projetadas no protótipo virtual, usando medidas experimentais sobre o sistema real, quando realizado. Os problemas que se colocam para o controlo de sistemas reais por aproximações de modelos matemáticos de sistemas usados para projetar o controlo, sempre foram atendidos por investigadores no campo, a partir das grandes obras de Nyquist e Bode. É, contudo, apenas a partir dos anos 70-80 que ocorre um desenvolvimento relevante dos resultados, capaz de sistematicamente e quantitativamente lidar com os efeitos da incerteza dos modelos utilizados para analisar e sintetizar os sistemas de controlo, dando origem ao enorme desenvolvimento da área de controlo robusto. Uma vez que estes métodos podem ser usados para resolver uma grande parte dos problemas reais, é necessário que tais caracterizações sejam obtidas através de métodos de identificação adequados que operem sobre medidas realizadas no sistema real a ser controlado, designado na literatura de referência como a identificação robusta, identificação orientada para o controlo ou identificação de filiação conjunta. Tais aspetos têm sido principalmente tratados nos seguintes trabalhos: — Horowitz, "Synthesis of Feedback Control Systems", Academic Press, 1963; 3

Menga G., Milanese M., Negro A., "Min-max quadratic cost control of Systems described by approximate models", IEEE Trans. Aut. Contr, 1976; J.C. Doyle, "Guaranteed margins for LQG regulators", IEEE Trans. Aut. Contr, 1978; V.L. Kharitonov, "Asymptotic stability of an equilibrium position of a family of Systems of linear differential equations", Equações diferenciais, 1979; G. Zames, "Feedback and optimal sensitivity", IEEE Trans. Aut. Contr, 1981-1982; H. Kimura, "Robust stabilizability for a class of transfer functions", IEEE Trans. Aut. Contr, 1984; J. C. Doyle, K. Glover, P.P. Khargonekar, B.A. Francis, "State space solution to Standard H-2 and H-inf control problems", IEEE Trans. Aut. Contr, 1989; S.P. Bhattacharyya, H. Chapellat, L.H. Keel, "Robust Control: The Parametric Approach", Prentice Hall, 1995; K. Zhou, J. C. Doyle, K. Glover, "Robust and Optimal Control", Prentice Hall, 1996; M. Milanese, R. Tempo, A. Vicino (Eds), "Robustness in Identification and Control", Plenum, Londres, 1989; IEEE Trans. on Aut. Contr., "Special Issue on System Identification for Robust Control Design", 1992; A. B. Kurzhanski, V.M. Veliov (Eds), "Modeling Techniques for Uncertain Systems", Birkhauser, 1994; B. Ninness e G. C. Goodwin, "Estimation of model quality", Automática, 1995; M. Milanese, J. Norton, H. Piet-Lahanier, E. Walter (Eds), "Bounding Approaches to System Identification", Plenum Press, 1996; 4 - J. R. Partington, "Interpolation, Identification, and Sampling", Clarendon Press, 1997; - H. Kimura, M. Milanese (Org.), Invited Session "Model Set Theory in Identification and Control", 38th IEEE CDC, Phoenix, 1999; - J. Chen, G. Gu, "Control-oriented system Identification: an H-infinity approach", John Wiley, 2000; - Int. J. of Robust and Nonlinear Control, Special Issue on "Robust control from data", M. Milanese, M. Taragna Eds., 2004.

Para além dos artigos e livros mencionados em cima, são documentadas contribuições a nivel internacional para o desenvolvimento de metodologias inovadoras e algoritmos sobre a identificação robusta e temas de controlo pela literatura internacional adicional; em particular, os métodos de identificação de modelos aproximados de sistemas lineares e não-lineares complexos são tratados por: - M. Milanese, G. Belforte: "Estimation theory and uncertainty intervals evaluation in presence of unknown but bounded errors: linear families of model and estimators", IEEE Transactions on Automatic Control, vol. 27, n. 2, abril 1982. - M. Milanese, R. Tempo: "Optimal Algorithms Theory for robust estimation and prediction", IEEE Trans. AC, agosto 1985. - B.Z. Kacewicz, M. Milanese, A. Vicino: "Conditionally optimal algorithms and estimation of reduced order models" Invited paper 2nd Int. Symposium on Optimal Algorithms, Nova iorque, 1987. Também em Journal of Complexity ol. 4, pp. 73-85, 1988. 5 - M. Milanese, A. Vicino, "Optimal estimation theory for dynamic systems with set membership uncertainty: an overview", Automática, vol. 27, 997-1009, 1991; - L. Giarrè, B. Z. Kacewicz, M. Milanese, "Model quality evaluation in set membership Identification", Automática, vol. 33, no. 6, pp. 1133-1139, 1997; - M. Milanese, M. Taragna, "Optimality, approximation, and complexity in Set Membership H-inf Identification", IEEE Transactions on Automatic Control, vol. AC-47(10), pp. 1682-1690,2002; - M. Milanese, C. Novara, "Set Membership Identification of Nonlinear Systems", Automática, Vol. 40/6, pp. 957- 975, 2004; - K. Hsu, M. Claassen, C. Novara, P. Khargonekar, M.

Milanese, K. Poolla, "Non-Parametric Identification of Static Nonlinearities in a General Interconnected System", International Federation Automatic Control

World Conference, Praga, 2005. O controlo robusto a partir de dados experimentais é abordado por: - M. Milanese, G. Fiorio, S. Malan, "Robust performances control design for a high accuracy calibration device", Automática, Special Issue on Robust Control, vol. 29, pp. 147-156, 1993; — S. Malan, M. Milanese, D. Regruto e M. Taragna, "Robust control from data via uncertainty model sets

Identification", International Journal of Robust and Nonlinear Control, publicação especial sobre "Robust control from data", 2004. 6 0 controlo robusto quando existem saturações com metodologias de prevenção de bobinagem e MPC são abordados por: - M. Canale, M. Milanese, "Robust design of predictive controllers in presence of unmodeled dynamics", European Journal of Control, vol. 9, no. 5, 2003; - M. Canale, M. Milanese, Z. Ahmad, E. Matta, "An Improved Semi-Active Suspension Control Strategy Using Predictive Techniques", Proc. IEEE International Conference on Information & Communication Technologies, Damasco, 2004; e sua aplicação em diferentes setores de aplicação são abordados em: - M. Milanese, C. Novara, P. Gabrielli, L. Tenneriello, "Experimental Modelling of vertical dynamics of vehicles with controlled suspensions", SAE World Congress, Detroit, Michigan, 2004; - M. Milanese, C. Novara, "Set Membership Prediction of River Flow", Systems and Control Letters, Vol. 53/1, pp. 31-39, 2004; - A. Chiesa, "Tecniche di controllo Fault Tolerant per velivoli senza pilota (UAV)" Graduating Paper, responsible M. Milanese, Politécnico di Torino, 2004; - M. Milanese, C. Novara, L. Pivano, "Structured SM Identification of vehicles vertical dynamics", Mathematical and Computer Modelling of Dynamical Systems (Special Issue), 2005.

No entanto, a partir do que é referido acima, não há sistemas e/ou processos conhecidos para controlar automaticamente o voo de aerofólios de asa de alimentação que operem de modo previsível, ou seja, dependendo da observação e previsão de condições de voo futuras dos 7 aerofólios de asa em si mesmos, e que permitam levar em conta situações criticas e erros devidos à previsão. 0 Pedido de Patente Italiana n°. T02003A000945, e Pedido de Patente Europeia EP 040286460 que reivindica prioridade, do Requerente descrevem um sistema para a conversão da energia cinética das correntes Eólicas em energia elétrica através do controlo preditivo e adaptativo do voo de aerofólios de asa de alimentação ligados a um sistema do tipo "carrossel". Em tal sistema, seria desejável a utilização de um sistema e de um processo para controlar automaticamente o voo de aerofólios de asa de alimentação usados que permitissem a acionamento em tempo real dos aerofólios de asa de acordo com os modos descritos nos Pedidos acima. No entanto, no estado da técnica atual, não são conhecidos sistemas que permitam controlar o voo de aerofólios de asa utilizados no sistema do tipo "carrossel", de uma forma eficiente.

Por conseguinte, o objeto da presente invenção é resolver os problemas acima do estado da técnica, proporcionando um sistema e um processo para controlar automaticamente o voo de aerofólios de asa de alimentação de maneira preditiva de acordo com uma "estratégia de controlo preferida" com base na observação e previsão das condições de voo futuras dos aerofólios de asa, tendo em conta situações criticas e erros devidos à previsão, permitindo evitar oscilações locais máximas e instabilidades de acionamento.

Um outro objeto da presente invenção é proporcionar um sistema e um processo para controlar automaticamente o voo dos aerofólios de asa de alimentação utilizados no sistema do tipo "carrossel" descrito no Pedido de Patente Italiana η° ΤΌ2003Α000945 e no Pedido de Patente Europeia η. EP 04028646.0.

Os objetos acima mencionados e os demais e as vantagens da invenção, tal como vai aparecer a partir da descrição que se segue, são obtidos com um dispositivo para a produção de energia elétrica com um sistema para controlar automaticamente o voo de aerofólios de asa de alimentação tal como reivindicado na reivindicação 1.

Além disso, os objetos acima mencionados e os demais e as vantagens da invenção são obtidos com um processo de acordo com a reivindicação 27 para controlar automaticamente o dispositivo.

Formas de realização preferidas e variações não triviais da presente invenção são o assunto das reivindicações dependentes. A presente invenção será melhor descrita por algumas formas de realização preferidas da mesma, fornecidas a titulo não limitativo, com referência aos desenhos em anexo, nos quais: - FIG. 1 é um diagrama de blocos que mostra os componentes principais do sistema para controlar automaticamente o voo de aerofólios de asa de alimentação de acordo com a presente invenção; - FIG. 2a é um diagrama que mostra um sistema de referência relacionado com um aerofólio de asa de alimentação restrito a um sistema conhecido do tipo "carrossel"; - FIG. 2b é um gráfico mostrando a decomposição por vetores de um vetor, mostrando uma aceleração da gravidade; 9 - FIG. 3 é um diagrama que mostra a área de navegação de um aerofólio de asa de alimentação em relação à direção e sentido de uma corrente Eólica; FIG. 4a é um diagrama que mostra um alvo de voo tridimensional de um aerofólio de asa de alimentação do processo de acordo com a presente invenção; - FIG. 4b mostra uma vista em planta do diagrama da FIG. 4a; - FIG. 5 mostra o diagrama da FIG. 4 equipado com alguns parâmetros do processo de acordo com a presente invenção; e - FIG. 6 mostra uma vista de topo do sistema conhecido do tipo "carrossel" em alguns passos de voo de um aerofólio de asas orientado através do sistema e/ou processo de acordo com a presente invenção.

Na descrição que se segue, o dispositivo e o processo de acordo com a presente invenção serão descritos como preferencialmente aplicados, mas apenas como exemplo, para o controlo automático do voo de aerofólios de asas de alimentação usados de acordo com o que está descrito no Pedido de Patente Italiana n°. T02003A000945 e no Pedido de Patente Europeia EP 04028646.0. Consequentemente, devido a questões de brevidade óbvias, para uma descrição detalhada dos componentes que serão mencionados abaixo e que são comuns com o sistema conhecido do tipo "carrossel", deve ser feita referência aos Pedidos acima mencionados.

Neste contexto, assume-se que o voo de pelo menos um aerofólio de asas de alimentação é controlado por uma unidade de acionamento equipada com guinchos alternadamente motorizados aos quais o próprio aerofólio está ligado através de dois cabos de acionamento respetivos, tal como descrito nos documentos T02003A000945 e EP 04028646.0. 10

Com referência à FIG. 1, é possível notar que o sistema 1 para automaticamente controlar o voo de pelo menos um aerofólio de asas de alimentação 2 do dispositivo de acordo com a presente invenção compreende: primeiros meios de deteção 3 a bordo do referido aerofólio de asas de alimentação 2 adaptados para detetar primeiras peças de informação 3a que lidam com pelo menos uma posição e uma orientação no espaço do referido aerofólio 2 e acelerações de três eixos às quais é submetido; segundos meios de deteção 5 no chão adaptados para detetar segundas peças de informação 5a que lidam com pelo menos, uma quantidade de tensão sobre cabos de acionamento do aerofólio de asas 2 e a posição de um contrapeso da unidade de acionamento 9; - meios de processamento e de controlo 7 das primeiras 3a e segundas peças de informação 5a, adaptados para transformar os conteúdos das ditas peças de informação numa unidade mecânica que opera nos guinchos da unidade de acionamento 9 para acionar o aerofólio de asas 2 ao longo de uma trajetória de voo que maximiza o efeito de "elevação" gerado no aerofólio de asas 2 por uma corrente Eólica na qual é imerso e que maximiza a quantidade de energia cinética subtraída a partir da corrente Eólica; na verdade, é possível demonstrar que, se o aerofólio de asas de alimentação é livre de rastreio da frente do vento da corrente Eólica num modo de "elevação", não só a tração que pode exercer sobre os cabos de acionamento (e, portanto, possivelmente sobre os braços do sistema de "carrossel") é muitíssimo maior do que a exercida quando se mantém o aerofólio de asas de alimentação parado no ponto de 11 resistência máximo do vento, explorando o efeito de "arrasto", mas também a área em que os aerofólios de asas têm um efeito de travagem sobre a rotação do sistema de "carrossel" possível é totalmente eliminado; em particular, os meios de processamento e de controlo 7 compreendem um motor geométrico 7a adaptado para processar tais primeiras peças de informação 3a para devolver informações 7c sobre a posição, aceleração, e orientação do aerofólio de asas 2 para um controlo numérico 7b, de um tipo substancialmente convencional, adaptado para operar 9a nos guinchos da unidade de acionamento 9 para controlar a força de tração nos cabos de acionamento; e um sistema de transmissão das primeiras peças de informação 3a para os meios de processamento e de controlo 7, e em particular, para o motor geométrico 7a.

Além disso, o dispositivo de acordo com a presente invenção poderia compreender uma unidade de dissipação de instabilidade realizada de acordo com a teoria de controlo robusto. A fim de compreender melhor os modos com os quais as primeiras peças de informação 3a são diretamente recolhidas pelos primeiros meios de deteção 3, em que as outras peças de informação podem ser indiretamente obtidas a partir das primeiras peças de informação 3a e, consequentemente, que tipos de primeiros meios de deteção 3 podem ser usados no sistema 1 de acordo com a presente invenção, pode ser útil examinar rapidamente a peça geométrica de informação que caracteriza a posição do aerofólio de asas 2 no espaço. Com referência, por conseguinte, à FIG. 2a, é possível notar que cada aerofólio de asas 2 que sai de um braço 20a de um sistema de 20 do tipo "carrossel" dos pedidos T02003A000945 12 e EP 04028646.0 descreve, através dos dois cabos de acionamento 21 que o restringem contra o chão e a linha imaginária L que junta as suas extremidades, um triângulo OAB ficando num plano no espaço. O estudo da aerodinâmica introduz os conceitos de "pitch and roll" e de desvio, em geral da atitude da aeronave. No caso de um aerofólio de asas 2, há uma restrição representada pelo bocal de saída dos cabos de acionamento 21 a partir do braço 20a que obriga a renunciar à terminologia clássica (desvio, roll, pitch). Vamos, então, levar em conta um sistema de coordenadas de referência ideal XYZref integral com o braço 20a do sistema 20, de modo que a aceleração de gravidade tenha um componente ao longo de um eixo Z. Vamos ainda ter em conta a linha imaginária que une a extremidade do braço 20a ao ponto médio do aerofólio de asas 2. Este segmento, acima referido, descreve um ângulo a, com o plano horizontal XYref, e um ângulo γ que pode ser localizado a partir do eixo X ref projetando o segmento no plano horizontal XYref- Os ângulos α e γ definem a posição do aerofólio de asas 2 no espaço. A peça de informação geométrica no entanto, está apenas completa quando o conceito de orientação é também introduzido. A fim de o definir, vamos levar em conta novamente o triângulo acima descrito. 0 triângulo OAB está colocado sobre um plano, cuja posição em relação ao sistema de terra de referência altera no tempo, dependendo do voo do aerofólio de asas 2. A orientação de termo do aerofólio de asas 2, por conseguinte, define o ângulo β descrito pelo plano em que o triângulo e o plano horizontal Xyref se encontram, para além dos ângulos α e γ. Embora, a fim de deduzir a posição e orientação do aerofólio de asas 2 no espaço, um sistema de visão artificial ótico pode ser adotado, e isto poderia ser constantemente prejudicado pelo possível trânsito de nuvens 13 ou a ausência de uma atmosfera límpida, sendo esses problemas ainda mais sentidos se o sistema 1 for usado em conjunto com o sistema 20 do tipo "carrossel" caracterizado por alturas operacionais de voo elevadas do aerofólio de asas 2.

De preferência, por conseguinte, a fim de deduzir a posição e orientação do aerofólio de asas 2 no espaço e acelerações a que é submetido, os primeiros meios de deteção 3 compreendem três eixos acelerómetros do tipo MEMS em combinação com pelo menos uma bússola eletrónica. Esta última pode ser realizada com um magnetómetro, do tipo de válvula de fluxo ou outro, capaz de fornecer uma solução fiável, muito mais precisa do que poderia ser obtido pela visão artificial, mesmo sob condições de visibilidade perfeita. Em particular, o aerofólio de asas 2 é equipado com pelo menos um magnetómetro e pelo menos dois acelerómetros de três eixos colocados nas extremidades do aerofólio de asas, de preferência, ao lado de onde os cabos de acionamento se unem às paredes do aerofólio de asas. Acelerómetros a bordo do aerofólio de asas, por conseguinte, resolvem as funções de: proporcionar ao sistema 1 com a capacidade de reconhecer a posição e orientação do aerofólio de asas no espaço; fornecimento de dados de aceleração multidimensionais e instantâneos, úteis para a resposta correta da malha de controlo do processo de acordo com a presente invenção, descrito abaixo, implementada por meio do sistema 1; corrigir a possível falsa perceção do vetor de gravidade, causado por fortes acelerações aerodinâmicas.

Os magnetómetros completam o fornecimento de peças de informação com o único que não está necessariamente dentro 14 do alcance do sistema de acelerómetros, ou seja, a rotação do aerofólio de asas 2 em torno do eixo de gravidade.

Os acelerómetros do sensíveis a um largo desde a aceleração gravidade, a fenómenos alguns kHz. tipo utilizado no sistema 1 são espetro de acelerações que variam estática, como a aceleração da com características de frequência de 0 acelerómetro de três eixos, obviamente, define um sistema de referência XYZA cartesiano de si próprio, como 0 mostrado na FIG. 2b. Ao imaginar um instante em que 0 sistema de referência, coincide com o sistema de coordenadas cartesianas de referência ideal XYZref, a sensibilidade à aceleração da gravidade (estática) permite de facto distinguir uma variação de aceleração devida à única inclinação do acelerómetro (o que implica uma variação da direção ZA com respeito a Zref) a partir de uma variação devida ao deslocamento real da origem do sistema de referência XYZA, definida como a aceleração aerodinâmica e que representa o voo do aerofólio de asas.

Em geral, o acelerómetro de três eixos terá uma posição ocasional no espaço. 0 vetor g que descreve a aceleração da gravidade, com uma constante de módulo, direção e sentido, pode, portanto, ser decomposto nos seus três componentes ao longo dos vetores paralelos aos três eixos de XA, YA, ZA. Obviamente, a posição do vetor de gravidade g no sistema de coordenadas XYZA também pode ser expressa em coordenadas esféricas, dependendo dos ângulos cp e Θ e o módulo de g (9,8 m/s2) , por meio da seguinte alteração de coordenadas: X„ = σ * cos <p * sin Θ 15 15 % * cos φ * sin θ ~ g * cos Θ a partir da qual é obtido o seguinte: φ * atan2 (X0 , Ye } asín (3CgÃ) em que atan2 é a função da tangente de arco (x) com a resolução de ambiguidade (+ / -) Π/ 2.

Cada acelerómetro é submetido a dois contributos de aceleração. A aceleração da gravidade, acima descrita, é somada vetorialmente à aceleração aerodinâmica devido ao movimento real do aerofólio de asa em relação ao sistema fixo de referência XYZref. Os primeiros meios de deteção 3 podem ser portanto adaptados para implementar, na sua própria inteligência a bordo do aerofólio de asas, algoritmos adequados, cuja finalidade é distinguir a aceleração da gravidade a partir da aceleração aerodinâmica, comunicando por um lado as coordenadas esféricas que apontam a decomposição do vetor de gravidade no que diz respeito ao sistema de coordenadas do acelerómetro (e, portanto, o acelerómetro inclina em relação ao sistema fixo de referência) , e, por outro lado, a avaliação em tempo real da aceleração aerodinâmica. A medida de tal aceleração permite, em primeiro lugar, implementar técnicas de controlo em tempo real que são obrigatórias para prontamente acionar o voo dos aerofólios de asas, como será visto posteriormente na descrição do processo de controlo de acordo com a presente invenção. Tal medida permite ainda corrigir instantaneamente os ângulos φ 16 e Θ necessários para avaliar a orientação do acelerómetro, enquanto que a integração de dados de aceleração permite uma avaliação mais aprofundada da trajetória de voo do aerofólio de asas, de facto completando todas as informações relacionadas ao seu conhecimento. A necessidade de proporcionar o aerofólio de asas com pelo menos dois acelerómetros deriva do facto de ser necessário distinguir os movimentos do aerofólio de asas que podem ser considerados como rotações em torno de uma das suas extremidades. Neste caso, só um acelerómetro montado, por exemplo, no centro do aerofólio de asas iria perceber uma velocidade tangencial que pode ser aproximada a vt = co*r, em que ω é a velocidade de rotação do movimento circular relevante, ao passo que r representa o a distância do acelerómetro a partir do centro de rotação (neste caso, a metade da largura do aerofólio de asas) . Tal velocidade não descreve corretamente o movimento do aerofólio de asas, cuja extremidade "livre" descreve uma trajetória circular com velocidade tangencial dupla vt = co*r e aceleração centrípeta igual ac = vt2 / r. Os dois acelerómetros dispostos sobre o aerofólio de asas, portanto, realizam uma plataforma de seis eixos de inércia com um elevado desempenho e alta frequência de corte, que é capaz de reconhecer os movimentos em seis eixos e descrever a posição e orientação do aerofólio da asa em si mesmo.

As rotações em torno de um eixo que não implicam variações na direção do eixo que é paralelo a Zref, podem no entanto ser percebidas por esta configuração de acelerómetros apenas de modo integral. Por conseguinte, é necessário proporcionar o aerofólio de asas com pelo menos um magnetómetro para compensar o desvio devido à integração 17 dupla. Os dois acelerómetros em conjunto com o ponto de saída dos cabos 21 a partir do braço 20a descrevem um triângulo completamente conhecido, o comprimento de cada lado sendo conhecido. Os únicos dados desconhecidos é o ângulo compreendido entre o braço e um par de cabos 21 (considerar a linha de bissetriz do ângulo agudo compreendido entre os dois cabos 21) projetados no plano horizontal XYref. Tal ângulo pode ser mais confortavelmente avaliado a partir do solo, por medição direta no ponto de saída de cabos a partir do braço.

Como já foi dito, os segundos meios de deteção 5 são adaptados para detetar as segunda peças de informação 5a que lidam com pelo menos a quantidade de tensão nos cabos de acionamento do aerofólio de asas 2 e da posição, real ou emulada pelos guinchos da unidade de acionamento 9, do contrapeso; em particular, a função do contrapeso é potencialmente ou eletricamente absorver e armazenar o excesso de energia que pode ser gerado por um vento demasiado forte, e retornar às etapas em que o aerofólio de asas está sob condições de proteção em relação ao vento. Os segundos meios de deteção 5 podem, pois compreender "medidores de tensão" para medir a deflexão dos cabos de acionamento e codificadores dos guinchos da unidade de acionamento; tais codificadores, possivelmente associados com um motor alternativo, podem também ser usados para detetar o comprimento do cabo de acionamento desenrolado dos guinchos, e, consequentemente, a distância desde o aerofólio de asas para a unidade de acionamento, e o comprimento diferencial entre os dois cabos de acionamento de um mesmo aerofólio de asas. Além disso, os segundos meios de deteção 5 podem também compreender sensores de proximidade adaptados para detetar o ângulo entre os cabos 18 de acionamento na saída do bocal do braço do sistema tipo "carrossel" .

Os segundos meios de deteção 5 também podem compreender o sistema de visão artificial em terra ótico ou por micro-ondas para a posição do aerofólio de asas. 0 ponto de vista ótico em terra, com respeito às micro-ondas, tem a desvantagem não negligenciável de depender do trânsito de nuvens que escondem o aerofólio de asas da vista. Um sistema de visão artificial eficiente, no entanto, fornece uma importante contribuição em termos de segurança, fornecendo informações necessárias para evitar colisões com helicópteros e pequenas aeronaves em geral. A partir das primeiras 3a e segundas 5a peças de informação, respetivamente, medidas pelos primeiros 3 e segundos 5 meios de deteção, a posição no espaço do aerofólio de asas pode ser obtida de qualquer maneira, pelo menos, em três formas diferentes: a) o tratamento de dados provenientes de acelerómetros e magnetómetros através do motor geométrico; em particular, o comprimento do vetor de posição do aerofólio de asas pode ser obtido por meio da integração dupla do sinal de aceleração; b) a combinação de dados que podem ser obtidos a partir de codificadores de guinchos com a medida dos ângulos entre os cabos e o braço, que podem ser obtidos na extremidade do braço; deve ser notado que a partir da extremidade do braço, apenas os ângulos gerados pelo par de cabos de acionamento, como um todo, com o braço em si mesmo podem ser avaliados; c) utilizando o sistema de visão artificial: neste caso, no entanto, para o atraso da informação resultante, o 19 atraso devido à aquisição e composição das imagens deve ser adicionado.

De modo semelhante, a orientação do aerofólio de asas no espaço pode ser obtida tanto pelos dados do acelerómetro de processamento como por meio do sistema de visão artificial. A aceleração, em vez disso, tem de ser necessariamente obtida a bordo do aerofólio de asas, devido ao fato de o atraso introduzido pelo cálculo da segunda derivada da posição ser incompatível com as técnicas de controlo em tempo real que são obrigatórias para a acionamento do voo de aerofólios de asas. Isto implica que a inteligência a bordo do aerofólio de asas se torna uma parte integrante do sistema de controlo 1.

Numa forma de realização alternativa, também é possível prever a utilização de polímeros reológicos na estrutura do aerofólio de asas, com a finalidade de realizar sistemas de acionamento diretamente a bordo; em tal caso, é possível prever que os primeiros meios de deteção compreendam outros sensores que sejam capazes de proporcionar sinais derivados por reações de materiais compósitos a fim de contribuir para, ou detetar a posição do aerofólio de asas no espaço.

Devido ao que está dito acima, a medida da posição do aerofólio de asas e da orientação está, portanto, apto a ser redundante; em particular, a avaliação de aceleração a partir da posição direta e informação de orientação, embora não sendo eficiente em termos de redundância em tempo real, pode contribuir para formar a redundância diagnóstica do sistema para avaliar as características de voo do aerofólio de asas. 20

Neste contexto, relevância particular pode ser dada a metodologias inventivas para a conceção de sensores virtuais colocados em conjunto com os primeiros e/ou segundos meios de deteção do sistema 1. Na verdade, muitas das quantidades medidas pelos sensores dos primeiros e segundos meios de deteção poderiam, em caso de falha do sensor especifico, também ser estimadas a partir das medidas dos outros sensores através de observadores / filtros de Kalman dependendo de um modelo adequado do comportamento dinâmico de aerofólios de asas. As vantagens em ser capaz de realizar os níveis de redundância desejados usando sensores virtuais em vez de parte do sensor real é evidente, de um modo geral, dependendo dos custos de sensores físicos e em problemas de instalação e comunicação com o sistema de controlo. Estas vantagens são particularmente relevantes para sensores a bordo dos aerofólios de asas, em que vantagens são adicionadas em termos de peso e consumo de energia. Nesse sentido, experiências podem ser integradas em consequência da aplicação de sensores virtuais no domínio aeronáutico, como descrito na Tese de Graduação " Rilevazione, isolamento e recupero of the guasti of the sensori di assetto di aeromobili", Responsáveis: M. Milanese (Dip. Automática e Informática), S. Chiesa (Dip. Ingegneria Aerospaziale), M. Birindelli (Alenia), Politécnico di Torino, 2003 por E. Corigliano, e no setor automóvel, como descrito em "Experimental results in vehicle sideslip angle estimation" SAE 2006, Detroit di M. Milanese, D. Regruto, e A. Fortina. O número de controlo 7b que impulsiona os aerofólios de asas precisa de informação sobre a aceleração e posição confiável e em tempo real. Em particular, as acelerações de 21 três eixos, que descrevem o comportamento, no espaço tridimensional, do aerofólio de asas, devem, necessariamente, ser adquiridas a bordo do aerofólio de asas em si mesmo, portanto, a uma dada altura.

Segue-se a necessidade de que o sistema de transmissão das primeiras peças de informação 3a entre o aerofólio de asas e os meios de processamento e de controlo 7 esteja em conformidade com especificações rigorosas em termos de desempenho e absorção de energia. A fim de cumprir com essas exigências, e de preferência sem a ligação galvânica mais óbvia entre o aerofólio de asas e o processamento em terra e para que os meios de controlo 7 não realizem um caminho favorável a possíveis descargas atmosféricas, o sistema de transmissão pode ser integrado nos cabos de acionamento do aerofólio de asas através de pelo menos uma fibra ótica de dados. A inserção de fibras óticas em cabos deve, contudo, ter em conta que os cabos de acionamento têm geralmente uma fibra de módulo elevado e que o ambiente de trabalho é difícil tanto para kevlar como para o polietileno UHMW. Como é conhecido, o kevlar pode ter infiltrações e tende a absorver água, o que pode implicar um aumento da condutividade elétrica em caso de chuvas ácidas ou poluentes locais, o que torna necessária a utilização de bainhas ou malhas de proteção, por exemplo feitas de THFT, que também executa uma função de prevenção da abrasão. Neste caso, a colocação natural da fibra ótica estaria entre a bainha e um revestimento de fibras, prestando atenção para dar uma certa liberdade de comprimento de modo a não sujeitar o componente ótico às mesmas distorções elásticas do cabo. 22

No caso do polietileno UHMW, as considerações apresentadas para o kevlar permanecem válidas, mas o problema da sua aplicação deve ser adicionado, o assim chamado "deslizamento", isto é, o alongamento irreversível no tempo sob esforços, o que imporia uma substituição frequente de cabos equipados com fibras óticas, reduzindo assim o tempo de trabalho efetivo. Existem, no entanto, materiais que podem ser associados com o polietileno, que reduzem o problema, e que podem ser tidos em conta na combinação com a possível tecelagem da fibra ótica no interior do revestimento de UHMW em si mesmo. No entanto, é necessário sublinhar que a secção aumenta com o diâmetro quadrado, e, por conseguinte, a carga de trabalho dos cabos deve ser facilmente dimensionada em função da força máxima necessária, sem incorrer em deformação e sem aumentar a força de arraste aerodinâmico, ou seja, a resistência que os cabos dão à penetração do ar. Além disso, uma modelação geometria do aerofólio de asas na secção dos cabos, a fim de os fazer assumir formas com menor arraste e maior elevação pode ser uma solução útil.

Outras fibras óticas em cabos poderiam ser utilizadas para o fornecimento de energia dos primeiros meios de deteção a bordo do aerofólio de asas. A introdução de uma fibra multimodo de baixa perda, uma quantidade suficiente de luz do lado do solo, a luz pode ser reconvertida através de um módulo micro-fotovoltaico, por exemplo, feito de GaAs, no lado do aerofólio de asas.

Em alternativa, o sistema de transmissão pode permitir a transmissão das primeiras peças de informação em radiofrequência, tal solução certamente aparecendo como o 23 método mais natural para uma comunicação que precisa de evitar ligações elétricas, mas pode ser exigente do ponto de vista energético.

Mesmo que as fibras óticas resolvam a transmissão de informações, de qualquer maneira pode ser obrigatório manter o recurso adicional representado pela transmissão por radiofrequência por motivos de redundância. Se a comunicação de rádio representa, portanto, uma solução de reserva com respeito à comunicação através de fibras óticas, um temporizador de alarme poderia comandar a sua ativação, tomando cuidado para eventuais interrupções nos reconhecimentos de fluxo ótico.

Obviamente, o sistema de transmissão por radiofrequência pode usar uma variedade extremamente ampla de protocolos de comunicação para enviar as primeiras peças de informação para os meios de processamento e de controlo em terra. Ao usar, por exemplo, um protocolo de fluxo monodirecional continuo, o nível de comunicação baixo, a camada física, seria o mediador de radiofrequência, que pode ser um modulador FSK simples de informação digital fornecida por sensores e estando continuamente ativo, no entanto implicando uma contínua absorção de energia. No entanto, é possível fornecer algumas soluções para reduzir o tempo necessário e potência para a transmissão de informações, tais como o que se segue: alto ganho antenas direcionais: uma antena que não acrescenta resistência ao fluxo de ar pode ser obtida com as ligações em conformidade com as geometrias existentes: os locais apropriados podem ser o comprimento do cabo ao lado do aerofólio de asas, ou parede do aerofólio de asas. 24

Estas duas colocações teriam a vantagem de serem sempre direcionadas para a unidade de acionamento, o que poderia alojar a antena de receção correspondente que comunica com os meios de processamento e de controlo; - supressão de portadora: é uma solução conhecida como transmissão de banda lateral única que permite alta economia de energia, no entanto reduzindo a taxa de bits que podem ser transmitidos; ativação assíncrona: esta solução requer um software especial a bordo do transmissor, que avalia o significado de fluxos de dados, transmitindo informações apenas nos momentos mais significativos, adotando o conceito de tramas chave de compressão de vídeo. A vantagem seria importante, porque os fatores de redução de requisitos de energia poderiam ser obtidos, o que pode ser calculada de modo semelhante aos fatores de compressão de dados.

Em alternativa, um protocolo de pacotes de datagramas pode ser usado, tal como o que é usado na Internet para transferir fluxos de dados sem a sequência de características e verificações de validade, adequados para filmes e radiodifusão. Uma vez que o protocolo é bidirecional, o fardo de verificar o ritmo de comunicação e absorção elétrica relacionada pode ser transferido para o controlo da estação de receção, a qual poderia consultar os sensores apenas em caso de necessidade, ou para realinhar o modelo dinâmico do sistema de controlo com o estado real.

Alternativamente, um protocolo de transporte assíncrono negociado pode ser usado, o qual é mais complexo de implementar, mas é capaz de unir todas as vantagens das soluções acima descritas. É de facto um protocolo bidirecional muito leve e nervoso que pode originar a 25 comunicação, tanto do lado dos primeiros meios de deteção como do lado dos meios de processamento e de controlo. A ausência de uma pilha provoca o facto de não ter latências que poderiam prejudicar a taxa de bits.

Numa outra alternativa, é possível prever a utilização de um sistema de transmissão por ultrassons.

De qualquer forma, os dois acelerómetros, juntamente com o magnetómetro a bordo do aerofólio de asas produzem sete fluxos de informação em milhares de amostras por segundo. Tal fluxo de dados em bruto a partir do aerofólio de asas para o solo, para além de ser excessivo para a transmissão, é substancialmente inútil para o motor geométrico: o motor geométrico deve, na prática, estar em ciclo com uma frequência compatível com o tamanho do sistema e com as constantes de tempo, fornecendo continuamente os dados de posição atualizados para o controlo numérico, e finge dados mais fundamentados como entrada. Para esse fim, pode ser fornecida a utilização de meios de pré-processamento 11 adaptados para realizar um pré-processamento de todas ou parte das primeiras peças de informação 3a a bordo do aerofólio de asas para fornecer primeiras peças de informação 3a' pré-processadas e adaptadas, tanto para a transmissão como para um processamento mais simples pelo motor geométrico 7b. Para tal fim, os acelerómetros podem ser equipados com meios integrados de pré-processamento DSP (Processamento de Sinal Digital) 11.

Além disso, como foi referido anteriormente, os acelerómetros do tipo MEMS usados para recolher informações úteis para conhecer a trajetória de voo do aerofólio de asas são sensíveis, tanto às acelerações estáticas 26 (gravidade) como a acelerações dinâmicas. Ao ter de usar a aceleração de gravidade (estática) para medir ângulos úteis para a obtenção da posição e orientação do aerofólio de asas, ocorre o problema de isolar a aceleração estática das acelerações aerodinâmicas intensas, às guais o aerofólio de asas é submetido. Esta atividade pode ser realizada por um algoritmo adequado, que deve estar em necessariamente em ciclo a velocidades que são incompatíveis com a velocidade de transmissão disponibilizada pelo sistema de transmissão e, portanto, deve ser implementada pelos meios de pré-tratamento 11 a bordo do aerofólio de asas. 0 dispositivo de acordo com a presente invenção compreende ainda pelo menos um sistema de alimentação dos primeiros meios de deteção e dos componentes do sistema de transmissão a bordo do aerofólio de asas; obviamente, tais primeiros meios e componentes poderiam ser autossuficientes através das suas próprias baterias. No entanto, é necessário tomar em consideração o facto de o sistema 1 de acordo com a presente invenção, sobretudo se for utilizado em associação com o sistema de "carrossel", poderia requerer autonomias de energia muito elevadas, a fim de evitar ter de orientar o aerofólio de asas para terra com demasiada frequência para substituir ou recarregar as baterias, com a carga consequente de ter que parar o funcionamento do sistema de "carrossel". Além disso, é útil ter em conta que o sistema 1 deve ser capaz de operar em contacto com as forças e eventos naturais, como a chuva, neve, gelo, grandes variações do vento, descargas atmosféricas, dia, noite, sol. A fim de disponibilizar a demanda de energia limitada a bordo do aerofólio de asas, soluções alternativas foram fornecidas para o autoabastecimento, as quais exploram os elementos do sol e 27 do vento aparente. 0 sistema de abastecimento de fato pode incluir módulos de película fina micro-fotovoltaica, num suporte de plástico, os quais podem ser vantajosamente aplicados sobre o aerofólio de asas sem modificar as suas características aerodinâmicas e peso. Estes módulos deveriam, obviamente, produzir uma quantidade de energia suficiente para abastecer a eletrónica de bordo, aumentando a capacidade de recarga de possíveis acumuladores durante a noite.

Em alternativa, é possível explorar o fluxo de vento aparente que está sempre disponível em torno do aerofólio de asas; o sistema de abastecimento poderia assim incluir pelo menos uma microturbina Eólica embutida a um pequeno gerador de íman permanente e alimentada pelo vento aparente. A presente invenção refere-se ainda a um processo para controlar automaticamente o dispositivo, de preferência por meio de um sistema 1 como o descrito anteriormente. Em particular, o processo de acordo com a presente invenção funciona de maneira preditiva de acordo com uma "estratégia de controlo preferida" baseada na observação e predição das condições de voo futuras de aerofólios de asas, tendo em conta as situações críticas e erros devido à previsão, o que permite evitar, oscilações e instabilidade máximas locais no acionamento do aerofólio de asas. Como visto anteriormente, o sistema 1 de acordo com a presente invenção é configurado de tal modo que os meios de processamento e de controlo 7 adquirem informação de entrada como a posição, acelerações, forças e outras quantidades geometricamente definidas, processa-as, e como 28 saída opera sobre os guinchos que o controlam a trajetória de voo do aerofólio de asas. A fim de melhor descrever a lógica para a implementação do processo de acordo com a presente invenção, é útil abordar de novo a dinâmica de comportamento do aerofólio de asas. Com referência em particular à FIG. 3, é possível esquematicamente observar as condições de vento frontal ou das correntes Eólicas W que o aerofólio de asas 2 é capaz de intercetar, em instantes seguintes, em relação a uma referência integral com o ponto de restrição dos cabos de acionamento 21 para a terra. A FIG. 3 descreve, de facto, um quarto de uma esfera, que é a área de navegação do aerofólio de asas 2, no centro da qual a designada "zona de potência" 31 é definida, na qual o aerofólio de asas 2 expressa a tração máxima sobre os cabos de acionamento 21. Ao se afastar da "Zona de potência" 31, através de uma zona 32 da janela que pode ser navegada pelo aerofólio de asas 2 em que a tração sobre os cabos de acionamento 21 é progressivamente reduzida, uma aresta 22 da janela que pode ser navegada pelo aerofólio de asas 2 é atingida, em que a tração sobre os cabos de acionamento 21 é altamente reduzida.

Com referência às FIGs. 4a e 4b, imagine-se agora a ter em conta, no momento atual, o aerofólio de asas 2 colocado no centro de um plano "alvo" P ideal, univocamente definido como normal à linha de bissetriz do ângulo formado pelos dois cabos de acionamento 21. 0 processo de acordo com a presente invenção, operando através do sistema 1, pode decidir se o aerofólio de asas 2 deve executar qualquer uma das trajetórias de voo possíveis TVi, TV2, TV3, ..., TVn, a partir da posição corrente no centro do plano P. Neste 29 plano P, é possível dividir as trajetórias de voo, que o aerofólio de asas 2 pode percorrer, dependendo do tempo necessário T0, Ti, T2, ..., Tn, para chegar a cada um dos pontos. Em particular, é possível ter em conta na sequência de intervalos de tempo que correspondem às posições angulares seguintes do braço 20a do sistema de "carrossel" 20. A trajetória de voo do aerofólio de asas 2 vai, assim, ocorrer em sincronia com o movimento do braço 20a.

Para efeitos de simplicidade, vamos considerar em particular na FIG. 4b com coordenadas relacionadas com o aerofólio de asas 2. O sistema de referência Cartesiano é integral com o aerofólio de asas 2 e, com ele, move-se no espaço. O aerofólio de asas 2 está, portanto, sempre no centro do plano P. Somente o tempo flui. O diagrama não indica o ponto para o qual se tem de passar, uma vez que é uma avaliação posterior. Quando o primeiro intervalo de tempo T0 tiver decorrido, o sistema de referência integral com o aerofólio de asas chama novamente um "alvo" que é totalmente semelhante ao anterior, com a única diferença de que o tempo Ti se tornou T0, e assim por diante. Ti representa, portanto, o conjunto de pontos que podem ser alcançados pelo aerofólio de asas 2 na sua trajetória de voo em 1 passo, T2 é o conjunto de pontos que podem ser atingidos em 2 passos, e assim por diante. O aerofólio de asas 2 está de qualquer modo sempre no centro do plano "alvo" P.

Para efeitos de simplicidade, as FIGs. 2a e 2b mostram como exemplo o plano "alvo" P até ao tempo T2, mas, obviamente, o número n de passos que podem ser observados pode ser diferente. 30 A fim de avaliar as suas próprias estratégias de controlo e escolher uma trajetória de voo que o aerofólio de asas deve realizar, o processo de acordo com a presente invenção utiliza parâmetros de voo e de controlo.

Com referência, por conseguinte, à FIG. 5, é possivel observar o plano "alvo" P em que alguns parâmetros de voo e de controlo são graficamente incluídos para o processo de acordo com a presente invenção. A FIG. 5 mostra como os parâmetros mudam no espaço de forma simplificada, tendo reduzida a complexidade do roto-translações do sistema de "carrossel" num modelo integral com o sistema de referência do aerofólio de asas 2. A morfologia e características de tais parâmetros são uma parte essencial das informações que permitem o controlo de decidir a estratégia de voo do aerofólio de asas 2. E de facto possível, deste modo, representar a direção, movimento e posição ideais para alcançar a altura Q ideal para ter o melhor vento, ou que seja o melhor ângulo de incidência em relação ao vento, mas que ao mesmo tempo, seja possível representar outros parâmetros, tais como, por exemplo, a área de tração máxima desejável T, áreas de interdição ZI (áreas em que há, por exemplo situações de tensão estrutural intoleráveis, instabilidade, forças excessivas) e os parâmetros funcionais do sistema 1, tais como as áreas em que o contrapeso C, o qual é usado para manter os parâmetros de voo do aerofólio de asas 2 constantes e para rapidamente ajustar o comprimento dos cabos de acionamento (comprimento dinâmico), é mantido a metade das suas próprias dinâmicas. O gráfico C correspondente ao contrapeso, por exemplo, pode assumir posições úteis para levantar o contrapeso ou para fazê-lo 31 descer. Além disso, os guinchos da unidade de acionamento podem ser sujeitos a parâmetros, uma vez que indicam o comprimento de cabos absoluto. 0 gráfico do parâmetro de altura Q, em vez disso, representa a melhor área para problemas de altura. 0 gráfico do parâmetro de manobra M, em vez disso, representa a área ideal para realizar a manobra mais importante no voo do aerofólio de asas 2 definido como azimute de mudança, que consiste numa súbita manobra em que o aerofólio de asas 2 é conduzido para uma transição rápida entre travessas de voo. Com especial referência à FIG. 6, é possível observar que, de um modo geral, se o aerofólio de asas de alimentação 2 está livre de rastreio da frente do vento, não só a tração que pode exercer sobre os cabos de acionamento (e, por conseguinte, nos braços do sistema de "carrossel" 20) é muito maior do que a exercida ao manter o aerofólio de asas inerte no ponto máximo de resistência ao vento (arrasto), mas também a área em que o aerofólio de asas tem um efeito de travagem sobre a rotação do sistema de "carrossel" 20 é completamente removida. Na área a barlavento 37, ou bolina, a capacidade de dirigir o voo do aerofólio de asas 2 permite realizar a mudança de azimute, que consiste numa rápida transição entre as duas travessas 36 e 38, período em que o aerofólio de asas 2 viaja no ar uma distância igual a, pelo menos, três vezes o arco de circunferência 34 afetado no tempo em que o sistema de "carrossel" 20 se desloca ao longo do referido arco. O controlo de voo deve tomar cuidado para que a manobra, para além de ser rapidamente realizada, não tenha de maneira alguma influência negativa sobre a produção de energia. Na FIG. 6, a posição de cada aerofólio de asas é aleatória, isto é, a imagem tem de ser considerada como uma fotografia instantânea em planta da operação do sistema de 32 "carrossel". Nesta configuração, cada um aerofólio de asas é livre de procurar a intensidade máxima do vento, evitando as áreas frontais de vento exaustas para a passagem do aerofólio de asas imediatamente anterior. A dimensão de cada gráfico (altura, contrapeso, etc.) é proporcional à tolerância permitida para o parâmetro relacionado. Cada parâmetro tem por sua vez um peso relativo PQ, Pc, Pm, Pzi, Pt, uma altura relativa em relação a todas as alturas, o que será descrito a seguir. A partir do plano P representado na FIG. 5, uma vez tendo realizado a manobra e assim que intervalo de tempo T0, tenha passado, passa-se para um plano P novo, recalculado para a seguinte decisão. Se as situações globais forem constantes, os gráficos relacionados a cada parâmetro tendem a concentrar-se. A escolha da forma gráfica de representação das áreas ideais para cada parâmetro considerado é o método para resolver as ambiguidades e compreender a decisão que deve ser escolhida. Tal estratégia é útil para não se cair em máximos locais, nomeadamente, posições que pareçam ser as melhores, mas que não são. 0 processo tem sempre informação disponível, de forma direta ou numa forma derivada das primeiras e segundas peças de informação detetadas pelos meios de deteção do sistema 1, relacionadas com a altura do voo do aerofólio de asas, com a dinâmica do contrapeso, com valores de tração, com o cálculo da segurança em áreas de interdição, com o tempo em que as manobras devem ser feitas. Levemos em conta, por exemplo, a manobra mais importante do voo do aerofólio de asas, que foi definido como mudança de 33 azimute. Decidir sobre a sua realização pode ser um evento desencadeado: sob tais condições, de facto, o processo de acordo com a presente invenção pode proporcionar um passo de emergência em que é mostrado ao aerofólio de asas que manobra deve ser feita com a máxima prioridade. Não é para excluir que uma estratégia clarividente automaticamente divida a manobra, sem a necessidade de a sugerir. Se uma boa profundidade de tempo de avaliação for atingida, a mudança de azimute ocorrerá num momento ideal calculado em função das informações e parâmetros atuais, uma vez ser presumivelmente a ação mais inteligente para não remover a tração, para não perder dinâmica sobre o contrapeso e para cumprir com uma certa altura, sem entrar em áreas de interdição. 0 passo do processo, que decide em qualquer passo qual a direção da trajetória de voo que o aerofólio de asas pode assumir, pode ser visualmente representado como uma matriz, tal como amostrada na Tabela 1, contendo para cada parâmetro as melhores coordenadas XY nos tempos T0, Ti, T2,..., Tn, no plano normal em relação ao centro de sustentação dos cabos de acionamento.

Tabela 1

Parâmetro Peso T0 Ti T2 T„ Altura Pq QXoYo QXiYi QX2Y2 QX,Yn Contrapeso Pc CXqYo CXiYi CX2Y2 CxnYn Tração Pt TXoYo TXiYi TX2Y2 ΤΧ,Υη Áreas de Interdição Pzi ZIXqYo ZIXjYx ZIX2Y2 ZIXnYn Manobra Pm MXoYo MXiYx MX2Y2 M)ÇYn Resultante FXoYo RXiYi rx2y2 RXnYn PT PT0 PTi PT2 PTn 34 A matriz da Tabela 1, por conseguinte, contém os dados desejados. A diferença entre a altura atual e altura desejada pode fazer com que se aceda a lógica controlos numéricos, ou ao cálculo de erros. Essa característica é intrínseca na matriz: substancialmente, existem coordenadas atuais e as coordenadas desejadas para T0, T2, T2, ...., Tn. Todos os parâmetros tratados na matriz criam pares de valores XY para um instante de tempo T0, T2, T2, . .., Tn. 0 processo de seguida, fotografa a situação em que o aerofólio de asas é, e transforma o plano P na FIG. 5 em números e coordenadas. Levando-se em conta, por exemplo, o problema da altura, o valor da matriz QXoYo assinala um ponto nas imediações do parâmetro de altura, tendendo para o centro do gráfico da altura Q na FIG. 5. A forma circular faz com que todos concordem nos tempos, em que a tendência é clara: aumento em T2, T2. No caso da tração, o processo já podia calcular a evolução do ponto ideal no tempo: a forma dos dados desejados, por conseguinte, não é circular.

Obviamente, o peso relativo PQ, Pc, Pm/· PZi, Pt de cada parâmetro relacionado Q, C, Μ, ZI, T pode ser ajustável, e essa configuração pode ser dinâmica (retroativa). Depois de analisar, por exemplo, a média de erro da altura desejada com respeito à altura atual, etc., o processo pode estar ciente dos parâmetros mais difíceis de serem satisfeitos. Um processo retroativo corrige os pesos dos parâmetros mais críticos, de maneira a tomar decisões sobre os parâmetros mais importantes. Este tipo de erro pode ser atribuído com uma medida, por exemplo, uma medida de percentagem, normalizada para todos os parâmetros em relação a um valor de erro máximo. Por exemplo, se no momento em que o 35 contrapeso está sempre fora do centro da dinâmica e os riscos chegam ao seu fim de curso, esta normalização permite localizar qual é o parâmetro que produz a maioria dos erros. Pode ser um processo independente, que ajusta os pesos de cada parâmetro.

Depois de ter recolhido as melhores coordenadas para cada parâmetro, o processo proporciona um passo em que a soma vetorial de todas as coordenadas no tempo T0 é computada. 0 vetor resultante é RX0Ycu que ainda não é a direção da trajetória de voo em que o aerofólio de asas tem que ser movido, já que a previsão para o futuro ainda está a ser considerada. 0 processo, então, calcula as somas vetoriais para todos os passos futuros RXiYi, RX2Y2/· · · ·, RXnYn e pesos de tempo PT0, PT!, PT2, ..., PTn, são então introduzidos, o que dá prioridade a estratégias de curto prazo, ao mesmo tempo evitando levar o aerofólio de asas para áreas potencialmente críticas.

Obviamente, também os pesos de tempo PT0, PTi, PT2, ..., PTn pode ser ajustáveis.

Por meio do cálculo da matriz na Tabela 1, o processo de acordo com a presente invenção, localiza uma coordenada instantânea ideal (destino) para a qual se tende com a manobra do aerofólio de asas ao longo da sua trajetória de voo. Depois de ter encontrado a coordenada ideal, é necessário tomar o cuidado na manobra e no controlo dos cabos de acionamento, a fim de fazer com que o aerofólio de asas atinja o seu objetivo. 0 processo compreende então um passo de escolha do melhor caminho (Caminho mais curto, contornando as áreas de interdição, etc.) a fim de conduzir o aerofólio de asas a partir da posição atual para o alvo. 36

Neste passo, por isso, o processo decide, dependendo do objetivo a atingir, a melhor trajetória de voo para alcançá-lo minimizando o tempo, já que se está com o aerofólio de asas sempre corretamente na sequência alvo localizada como sendo a melhor, sendo uma garantia de produção do máximo de energia com a máxima segurança e máxima conformidade com especificações de dinâmica. 0 núcleo do problema neste passo é como transferir as coordenadas alvo em tração. 0 passo de escolher o melhor caminho, portanto, usa um Sistema de Navegação Inercial (INS), apoiado por um modelo dinâmico do aerofólio de asas (FVM) tendo em conta as equações de voo do aerofólio de asas e inércias, conjuntamente com a percentagem de reação que ele pode ter, dependendo do diferencial de tração nos cabos. As inércias e tração descrevem a lei de manobra do aerofólio de asas; é apropriado levar em consideração as avaliações (preditivas) do melhor caminho, através da avaliação de todos os caminhos possíveis e avaliação da manobra com uma árvore de decisão. Nesta etapa, as velocidades aparentes e trações são tidas em conta, e é possível avaliar com precisão a melhor estratégia de caminho. A sinergia entre a navegação inercial e informações dadas por modelagem dinâmica, ou seja, o modelo de movimento obtido a partir do histórico das posições do aerofólio de asas, das entradas de controlo e de forças que atuam sobre o aerofólio de asas em si mesmo foram amplamente demonstrados no passado por meio de equações dinâmicas do veículo (por exemplo, por Koifman e Bar-Itzhack, 1999; Ma et al, 2003) . Estes estudos demonstram que a principal vantagem em usar um modelo de veículo é a melhoria da capacidade de observar as fontes de erro no INS . 37

No Sistema de Navegação Inercial INS, a posição, (pn) , velocidade (vn) e ângulos Eulero (ψ) do aerofólio de asas, referentes a um sistema de referência n = [N, E, D] (Norte, Este, Baixo) são calculados da seguinte forma: 37

em que gn é a aceleração da gravidade, fb é o vetor de aceleração nos três eixos, cob é a rotação. Cnb e Enb são respetivamente as matrizes de transformação e de rotação, definidas como se segue: r.

em que s(.), c(.) e t(.) representam sen (.), cos(.) e tan(.), enquanto que ψ = [φ, θ, ψ] são os ângulos Eulero. 0 modelo dinâmico do aerofólio de asas (FVM) com seis graus de liberdade é em vez disso formado por um conjunto de equações que fornecem as variáveis de estado do aerofólio de asas, sendo composto por posição, velocidade, ângulos 38

Eulero e rotações por meio das variáveis de controlo do aerofólio de asas que se assumem como conhecido a partir do sistema 1. 0 movimento do aerofólio de asas pode ser descrito pelo seguinte sistema de equações de movimento, em que as forças que atuam no veiculo dependem da posição, velocidade, ângulos Eulero e rotação atual do aerofólio de asas:

sj

Em que vb = [u, v, w] são as componentes de velocidade ao longo dos três eixos no sistema de referência do aerofólio de asas, cob = [p, q, r] são as rotações do aerofólio de asas, Fx, Fy, Fz e I, Μ, N são os componentes da força e dos momentos que atuam sobre o aerofólio de asas ao longo dos seus próprios eixos. gx, gy, gz são os componentes do vetor de aceleração da gravidade decompostos no sistema de referência do aerofólio de asas, cuja massa é designada como m. os coeficientes C0-9 são obtidos a partir da matriz de inércia I.

Por exemplo, podem haver dois métodos através dos quais o modelo dinâmico do aerofólio de asas FVM pode ser aplicado como suporte para o Sistema de Navegação Inercial: um 39 primeiro método implica a comparação e correção de velocidade e atitude do aerofólio de asas tal como são obtidos, de forma independente, a partir do INS e do FVM. 0 segundo método utiliza a previsão de aceleração e de rotação realizadas pelo FVM a fim de realizar uma calibragem direta da Unidade de Medição Inercial (IMU). Em ambos os casos, o INS processa a posição, velocidade e ângulos Eulero do aerofólio de asas (que descrevem a rotação) para a integração de medidas de aceleração e rotação previstas pela IMU a bordo do aerofólio de asas. No primeiro método, no entanto, o modelo do aerofólio de asas calcula a velocidade e ângulos do aerofólio de asas usando as entradas de controlo da própria aeronave. Além disso, a implementação real do FMV e INS tira vantagem da aplicação dos desenvolvimentos mais recentes da matemática com base em quaterniões. A tarefa de um Filtro de Kalman Alargado (EKF) é a avaliação dos erros do INS e FVM observando-se as diferenças entre dados de velocidade e de ângulos respetivamente produzidos pelos INS e FVM.

No segundo método, em vez disso, o FMV é usado para computar a estimativa de aceleração e de rotação diretamente a partir de entradas de controlo. A entrada do Filtro de Kalman Alargado é, por conseguinte, composto por diferenças entre estimativas de aceleração e de rotação calculadas pelo FVM e as lidas a partir de sensores utilizados. 0 EKF é por isso usado para estimar a aceleração e rotação de erros de sensores e do FVM, que são então utilizados para corrigir consequentemente os sensores e o FVM. A manobra do aerofólio de asas tem no entanto o problema de ser calibrada. É verdade que se pode decidir sobre a 40 quantidade de manobra, mas a quantidade ainda está por definir. Há, de facto, o risco de oscilação, num ganho excessivo, devido a causas de inércia, elasticidade da cadeia cinemática (os guinchos estão no chão, e a manobra ocorre no ar) e de atraso na medição (negligenciável) . Há, portanto, o risco de executar manobras não calibradas, insuficientes ou exageradas, que obrigam à execução de correções continuas (compensação oposta), com o risco de oscilação incontrolável. A fim de resolver este grupo de problemas, a técnica de controlo já desenvolveu técnicas como Hinf e os já mencionados Filtros de Kalman, que consideram o atraso de atuação como um dos distúrbios, um dos ruidos dos quais terá de ser gerido pelo controlo, ao otimizar a manobra e limitá-la com filtros e metodologias que são calibradas no sistema ou que são auto-calibradoras. O processo descrito de acordo com a presente invenção pode ser equipado com capacidades de previsão cuja profundidade de tempo depende da capacidade de processamento de informação do sistema de acordo com a presente invenção. A outra caracteristica importante que permite prever os problemas acima descritos é que os meios de processamento e de controlo recebam informações relacionadas com a aceleração. Uma manobra excessiva é portanto detetada largamente por antecipação com respeito a quando o movimento ocorre, e isso deve conferir ao sistema uma situação subcritica, em que as oscilações não podem ser desencadeadas devido à capacidade dos sensores em fornecer dados de 180° antes do movimento. Caso um dado de posição esteja diretamente disponível, uma nova operação seria realizada uma vez que fossem provocados danos, enquanto a aceleração anuncia o dano. 41

Com base no exposto em cima, o processo de acordo com apresente invenção compreende portanto os passos de: a) detetar as primeiras peças de informação 3a através dos primeiros meios de deteção 3 em relação a um instante atual da trajetória de voo do aerofólio de asa; possivelmente reprocessar toda ou parte das primeiras peças de informação 3a através dos meios de reprocessamento 11 para obter as primeiras peças de informação reprocessadas 3a'; b) detetar as segundas peças de informação 5a através dos segundos meios de deteção 5a em relação a um instante atual de uma trajetória de voo do aerofólio de asas; c) enviar através do sistema de transmissão as primeiras peças de informação 3a, 3a' para os meios de processamento e de controlo 7, em particular para o motor geométrico 7a; d) enviar as segundas peças de informação 5a para os meios de processamento e de controlo 7, em particular para o motor geométrico 7a; e) a partir das primeiras 3a, 3a' e segundas peças de informação, obter direta ou indiretamente valores relacionados com pelo menos, uma posição atual XY e uma altura de voo atual do referido aerofólio de asas, para uma dinâmica do contrapeso, e para uma tração nos cabos de acionamento; f) definir parâmetros de voo e de controlo, tais como altura Q, dinâmica de contrapeso C, Manobras M, áreas de interdição ZI, Tração T dos cabos de acionamento; possivelmente definindo uma tolerância para cada um dos parâmetros; g) definir um peso relativo PQ, Pc, PM, PZI, Pm para cada um dos parâmetros de voo e de controlo; 42 h) computar, para cada um dos parâmetros, as melhores coordenadas XY nos tempos seguintes T0, Ti, T2, ..., τη; i) computar a soma vetorial RXoYo de todas as coordenadas no tempo T0; j) computar as somas vetoriais RX1Y1, RX2Y2, ···? RXnYn para todos os tempos futuros Ti, T2, ... , Tn; k) definir e aplicar os pesos de tempo PT0, PTi, PT2, ... , PTn para as referidas somas vetoriais; l) escolher a melhor entre RX1Y1, RX2Y2, ..., RXnYn como a coordenada instantânea ideal (alvo) para a qual uma manobra do aerofólio de asa tende; m) escolher um melhor caminho de uma trajetória de voo TVi, TV2, TV3, ..., TVn, para retirar o aerofólio de asa da posição atual para o referido alvo; n) tirar o aerofólio de asa a partir das coordenadas da posição atual para o alvo, agindo sobre a unidade de acionamento através do controlo numérico 7b do sistema 1; de preferência usando um Sistema de Navegação Inercial (INS) suportado por um modelo dinâmico do aerofólio de asas (FVM); o) repetir os passos a) a n) em cada intervalo de tempo At definido como frequência de ciclo de controlo; pode ser previsto que o processo de acordo com a presente invenção também compreenda um passo de ajuste retroativo do comprimento At, tornando a frequência de ciclo de facto ajustável. Se At for curto, o processo irá realizar uma análise precisa e detalhada, mas, possivelmente, exuberante e pouco clarividente, a curto prazo previsível, já que os passos n possíveis no tempo não atingem globalmente uma distância de tempo ideal a partir do instante atual: torna-se, 43 portanto, necessário relacionar os passos de previsão do futuro, com o comprimento de passo, de modo a otimizar a profundidade de tempo da trajetória de voo do aerofólio de asas a ser executado. É, portanto, adequado avaliar a oportunidade de executar uma previsão que abranja muito no futuro: é razoável assumir que o fornecimento de mais do que uma rotação do sistema de "carrossel" é inútil, uma vez que, sob condições de estabilidade, a situação é repetida. 0 comprimento ideal de At é provavelmente aquele que corresponde ao comprimento de uma manobra complexa, tal como a alteração do azimute do aerofólio de asas.

Claims

1 REIVINDICAÇÕES 1. Um dispositivo para a produção de energia elétrica que compreende: - pelo menos um aerofólio de asas de alimentação (2); - uma unidade de acionamento (9) equipada com dois guinchos aos quais o referido aerofólio de asas de alimentação (2) está ligado por meio de dois respetivos cabos de acionamento (21); - um sistema (1) para controlar automaticamente o voo do referido pelo menos um aerofólio de asas de alimentação (2) , caracterizado por o referido sistema compreender ainda: - primeiros meios de deteção (3) a bordo do referido aerofólio de asas de alimentação (2) adaptados para detetar primeiras peças de informação (3a) que lidam com pelo menos uma posição e uma orientação no espaço do referido aerofólio de asas de alimentação (2) e acelerações às quais o referido aerofólio de asas de alimentação (2) é submetido; - segundos meios de deteção (5) no chão adaptados para detetar segundas peças de informação (5a) que lidam com pelo menos, uma quantidade de uma tensão sobre os referidos cabos de acionamento (21) do referido aerofólio de asas de alimentação (2) e uma posição de um contrapeso da referida unidade de acionamento (9); meios de processamento e de controlo (7) das referidas primeiras (3a) e referidas segundas peças de informação (5a), adaptados para transformar um conteúdo das ditas peças de informação (3a, 5a) numa unidade mecânica que opera nos referidos guinchos da referida unidade de acionamento (9) para acionar o referido 2 aerofólio de asas de alimentação (2) ao longo de uma trajetória de voo TVlf TV2, TV3, TVn maximizando um efeito de "elevação" gerado no referido aerofólio de asas de alimentação (2) por uma corrente Eólica W na qual é imerso e maximizando uma quantidade de energia cinética subtraída a partir da referida corrente Eólica W; e - um sistema de transmissão das referidas primeiras peças de informação (3a) para os referidos meios de processamento e de controlo (7).

2. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por os referidos meios de controlo e processamento (7) compreenderem um motor geométrico (7a) , adaptado para processar as referidas primeiras peças de informação (3a) , a fim de voltar à posição, informação de aceleração e de orientação (7c) do referido aerofólio de asa (2) para um controlo numérico (7b), adaptado para funcionar (9a) sobre os referidos guinchos da referida unidade de acionamento (9) para controlar uma força de tração nos referidos cabos de acionamento (21) .

3. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 2, caracterizado por o referido sistema de transmissão transmitir as referidas primeiras peças de informação (3a) para o referido motor geométrico (7a).

4. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por compreender uma unidade de dissipação de instabilidade. 3

5. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por os referidos primeiros meios de deteção (3) compreenderem acelerómetros de três eixos

• 6. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 5, caracterizado por < ss referidos acelerómetros de três eixos serem do tipo MEMS.

7. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por os referidos primeiros meios de deteção (3) compreenderem uma bússola eletrónica.

8. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 7, caracterizado por a referida bússola eletrónica ser um magnetómetro com válvula de fluxo.

9. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 5, caracterizado por cada um dos dois referidos acelerómetros de três eixos ser colocado numa extremidade respetiva do referido aerofólio de asas (2) ao lado de uma união dos referidos cabos de acionamento (21), com as paredes do referido aerofólio de asas (2).

10. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por os referidos segundos meios de deteção (5) compreenderem extensómetros adaptados para medir uma deflexão dos referidos cabos de acionamento (21) .

11. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por os referidos segundos meios de deteção (5) compreenderem codificadores nos referidos guinchos da referida unidade de acionamento (9). 4

12. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por os referidos segundos meios de deteção (5) compreenderem sensores de proximidade.

13. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por os referidos segundos meios de deteção (5) compreenderem um sistema de visão em terra artificial.

14. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por o referido aerofólio de asa (2) ser concebido por polímeros reológicos.

15. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por os referidos primeiros (3) e/ou segundos (5) meios de deteção compreenderem sensores virtuais.

16. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por o referido sistema de transmissão estar integrado nos referidos cabos de acionamento (21) do referido aerofólio de asa (2) através de pelo menos uma fibra ótica de dados.

17. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1 ou 16, caracterizado por os referidos cabos de acionamento (21) terem uma secção em forma de aerofólio de asa.

18. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por o referido sistema de transmissão ser do tipo de radiofreguência. 5

19. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por o referido sistema de transmissão ser do tipo de ultrassons.

20. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por o referido sistema de transmissão usar um protocolo de fluxo continuo monodirecional.

21. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por o referido sistema de transmissão usar um protocolo de pacotes de datagrama.

22. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por o referido sistema de transmissão usar um protocolo de transporte assíncrono negociado.

23. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por compreender meios de pré-processamento (11) adaptador para realizar um pré- processamento de toda ou parte das referidas primeiras peças de informação (3a) a bordo do referido aerofólio de asa (2) para fornecer primeiras peças de informação pré-processadas (3a').

24. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por compreender pelo menos um sistema de fornecimento dos referidos primeiros meios de deteção (3) e do referido sistema de transmissão a bordo do referido aerofólio de asa (2).

25. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 24, caracterizado por o referido sistema de fornecimento compreender módulos fotovoltaicos de película fina 6 sobre um suporte de plástico aplicado sobre o referido aerofólio de asa (2) .

26. Sistema (1) de acordo com a reivindicação 24, caracterizado por o referido sistema de fornecimento compreender uma microturbina Eólica digitada num gerador de magneto permanente.

27. Processo para o controlo automático do dispositivo de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizado por compreender os passos de: p) detetar as referidas primeiras peças de informação (3a) através dos referidos primeiros meios de deteção (3) em relação a um instante atual de uma trajetória de voo do referido aerofólio de asa (2); q) detetar as referidas segundas peças de informação (5a) através dos referidos segundos meios de deteção (5a) em relação a um instante atual de uma trajetória de voo do referido aerofólio de asa (2); r) enviar através do referido sistema de transmissão as referidas primeiras peças de informação (3a, 3a' ) para os referidos meios de processamento e de controlo (7); s) enviar as referidas segundas peças de informação (5a) para os referidos meios de processamento e de controlo (7); t) a partir das referidas primeiras (3a, 3a') e segundas peças de informação, obter direta ou indiretamente valores relacionados com pelo menos, uma posição atual XY e uma altura de voo atual do referido aerofólio de asa (2), para uma dinâmica do 7 referido contrapeso, e para uma tração nos referidos cabos de acionamento (21); u) definir parâmetros de voo e de controlo; v) definir um peso relativo PQ, Pc, Pnu Pzi> Pt»- para cada um dos referidos parâmetros de voo e de controlo; w) computar, para cada um dos referidos parâmetros, as melhores coordenadas XY nos tempos seguintes T0, Ti, T2, ... , Tn; x) computar uma soma vetorial RXoYo de todas as coordenadas no referido tempo T0; y) computar as somas vetoriais RX1Y1, RX2Y2, · · · r RXnYn para todos os tempos futuros Ti, T2, ... , Tn; z) definir e aplicar os pesos de tempo PT0, Pli, PT2, ... , PTn para as referidas somas vetoriais; aa) escolher a melhor entre as referidas somas vetoriais RX1Y1, RX2Y2, ..., RXnYn como a coordenada instantânea ideal (alvo) para a qual uma manobra do referido aerofólio de asa (2) tende; bb) escolher um melhor caminho de uma trajetória de voo TVlf TV2, TV3, ..., TVn, para tomar o referido aerofólio de asa (2) da referida posição atual para o referido alvo; cc) tirar o referido aerofólio de asa (2) a partir da referida coordenada da referida posição atual para o referido alvo, agindo sobre a referida unidade de acionamento (9) através do referido controlo numérico (7b); dd) repetir os passos a) a n) em cada intervalo de tempo At.

28. Processo de acordo com a reivindicação 27, caracterizado por compreender, entre o passo a) e o passo b), o passo de pré-processamento da totalidade ou parte das referidas primeiras peças de informação (3a) através dos referidos meios de pré-processamento (11), a fim de obter primeiras peças de informação pré-processadas (3a').

29. Processo de acordo com a reivindicação 27, caracterizado por os referidos parâmetros de voo e de controlo serem altura Q, dinâmica do contrapeso C, manobra M, áreas de interdição ZI, tração T dos referidos cabos de acionamento (21).

30. Processo de acordo com a reivindicação 27, caracterizado por o referido passo f) compreender o passo de definição de uma tolerância para cada um dos referidos parâmetros.

31. Processo de acordo com a reivindicação 27, caracterizado por o referido passo m) utilizar um Sistema de Navegação por Inércia (INS) suportado por um modelo dinâmico do referido aerofólio de asa (FVM).

32. Processo de acordo com a reivindicação 27, caracterizado por compreender um passo de emergência, para indicar ao aerofólio de asa que manobra deve ser efetuada com a máxima prioridade.

33. Processo de acordo com a reivindicação 27, caracterizado por compreender o passo de correção retroativa dos referidos parâmetros de voo e de controlo.

34. Processo de acordo com a reivindicação 27, caracterizado por compreender o passo de calibração da 9 referida manobra através de técnicas Hinf e/ou filtros de Kalman.

35. Processo de acordo com a reivindicação 27, caracterizado por compreender o passo de ajuste retroativo de um comprimento do referido intervalo de tempo At.

36. Uso de um sistema (1) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 26 em conjunto com um sistema de "carrossel" (20).

37. Utilização de um processo de acordo com qualquer uma das reivindicações 27 a 35, em conjunto com um sistema de "carrossel" (20) .