PT2341252E - Aeronave - Google Patents

Description

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DESCRIÇÃO "AERONAVE" A presente invenção é destinada a uma aeronave.

Em particular, a aeronave pode ser uma capaz de fazer voo estacionário, tal como um helicóptero ou uma aeronave convertivel.

Conforme é sabido, os helicópteros compreendem pelo menos um circuito hidráulico; e um número de atuadores operados pelo circuito hidráulico, e alguns dos quais executam funções essenciais, tais como controlo da atitude em voo, por exemplo, controlo do ângulo de ataque das pás principais e/ou das pás do rotor da cauda. Em caso de avaria, particularmente uma queda na pressão dos atuadores, o ângulo de ataque das pás deixa de ser totalmente controlável, e a atitude do helicóptero pode ser seriamente colocada em risco.

Uma queda na pressão do circuito hidráulico pode ter qualquer número de causas. Por exemplo, uma aeronave, normalmente evolui durante um longo período de tempo e uma longa vida de funcionamento, durante a qual, é invariavelmente atualizado com novo equipamento e atuadores que têm de ser conectados ao circuito hidráulico existente. Apesar de isto ser projetado e certificado de modo a permitir tais atualizações, o critério do projeto inicial pode por vezes revelar-se pouco conservador, tendo em conta a longa vida útil da aeronave, o rápido desenvolvimento da tecnologia e a crescente procura do cliente por um melhor desempenho. 2

Como um resultado, o circuito hidráulico conforme originalmente projetado e certificado pode ser incapaz de fornecer atuadores com a pressão necessária em todas as condições possíveis da aeronave. Um exemplo pode ser encontrado no documento US6209825.

Uma solução possível é voltar a projetar e a certificar o sistema hidráulico. Mas isso implicaria considerável tempo e dinheiro.

Desse modo é sentida uma necessidade, dentro da indústria aeronáutica para de alguma forma, atualizar o equipamento hidráulico das aeronaves, enquanto se evitam o tempo e o custo envolvidos na conceção e certificação de um sistema hidráulico atualizado. É um objeto da presente invenção fornecer uma aeronave projetada de forma a ir de encontro a pelo menos uma das exigências anteriores.

De acordo com a presente invenção, é fornecida uma aeronave compreendendo pelo menos um sistema de controlo de atitude em voo, compreendendo por sua vez: pelo menos um atuador; e um circuito hidráulico conectado ao referido pelo menos um atuador e compreendendo pelo menos uma bomba projetada de forma a fornecer um primeiro fluxo quando a pressão do circuito hidráulico está acima de um valor limite programável; sendo a referida aeronave caracterizada por a referida a bomba ser projetada de modo a fornecer um segundo fluxo maior que o referido primeiro fluxo; e por também compreender: um sensor para detetar a quantidade associada com a pressão do referido circuito hidráulico; e 3 uma unidade de controlo central programável, que controla a referida bomba de forma a fornecer o referido segundo fluxo quando a referida quantidade detetada pelo sensor corresponde a uma pressão do referido circuito hidráulico abaixo do referido valor limite. A presente invenção também é destinada a um método de controlo de um circuito hidráulico de aeronaves; estando o referido circuito hidráulico conectado a pelo menos um atuador, e compreende pelo menos uma bomba projetada de modo a fornecer um primeiro fluxo quando a pressão do referido circuito hidráulico está acima de um valor limite programável; sendo o referido método caracterizado por compreender as etapas de: deteção de uma quantidade associada com a pressão do referido circuito hidráulico; e aumento do fluxo da referida bomba quando a quantidade detetada corresponde a uma pressão do referido circuito hidráulico abaixo do referido valor limite. A presente invenção também se destina a um método de requalificação de uma aeronave compreendendo: pelo menos um sistema de controlo de atitude durante o voo, que por sua vez compreende pelo menos um atuador; e um circuito hidráulico conectado ao referido pelo menos um atuador; sendo o referido método caracterizado por compreender as etapas de: conexão do referido circuito hidráulico a uma bomba projetada de forma a fornecer um primeiro fluxo, e 4 um segundo fluxo maior do que o referido primeiro fluxo; correspondendo o referido segundo fluxo a uma pressão do referido circuito hidráulico maior do que a pressão de certificação do circuito hidráulico; conexão de um sensor ao referido circuito hidráulico; detetando o referido sensor, uma quantidade associada com a pressão do referido circuito hidráulico; e programação de uma unidade de controlo central de modo a controlar a referida bomba de modo a fornecer o segundo fluxo quando a referida quantidade detetada pelo referido sensor corresponde a uma pressão do referido circuito hidráulico abaixo de um valor limite programável.

Uma forma de realização preferida, não limitativa da presente invenção será descrita a titulo de exemplo, em referência aos desenhos anexos, em que: A Figura 1 mostra uma visão geral esquemática das partes dos componentes do circuito de acordo com a presente invenção;

As Figuras 2, 3 e 4 mostram detalhes das respetivas partes dos componentes do circuito da Figura 1. 0 Número 1 na Figura 1 indica uma aeronave capaz de fazer voo estacionário - no exemplo mostrado, um helicóptero. A aeronave 1 compreende um rotor principal 2 e um rotor de cauda 3. 0 rotor principal 2 controla as pás principais, e compreende um conjunto de atuador 4 para controlar o ângulo de ataque das pás principais; e, da mesma forma, o rotor de cauda 3 compreende um conjunto de atuador 5 para controlar o ângulo de ataque das pás da cauda. Ao controlar o ângulo de ataque das pás do rotor principal 2 e do rotor da cauda 3 controla-se a atitude da aeronave 1. Os conjuntos de 5 atuador 4 e 5 são hidráulicos e de preferência compreendem um número de atuadores lineares 6 e 7 respetivamente. A aeronave 1 compreende um circuito hidráulico definido por uma bomba 8, e por um número de linhas 9 entre a bomba 8 e os conjuntos de atuador 4 e 5. A bomba 8 foi projetada de modo a fornecer um primeiro fluxo quando a pressão do circuito hidráulico está acima de um valor limite programável. A bomba 8 é vantajosamente projetada de modo a fornecer um segundo fluxo maior do que o primeiro fluxo, e a aeronave 1 compreende um número de sensores 11a, 11b, 12, 13, para detetar uma quantidade associada com a pressão de controlo dos atuadores, 6, 7; e uma unidade de controlo central programável 10 de forma a controlar a bomba 8 para fornecer o segundo fluxo quando a quantidade detetada pelos sensores 11a, 11b, 12, 13 corresponde a uma pressão de controlo dos atuadores 6, 7, abaixo do valor limite.

Se aplicado a uma aeronave 1 existente para requalificação, a bomba 8 tem uma pressão máxima de funcionamento superior do que a pressão de funcionamento certificada do circuito hidráulico. Esta pressão de funcionamento é denominada por "pressão nominal de descarga" na norma de certificação para aviões militares n°. MIL-P19692 1; e existem normas de certificação idênticas para as aeronaves civis 1.

Os sensores 11a, 11b detetam a pressão de funcionamento dos atuadores 6, 7; o sensor de carga 12 é encaixado no conjunto de atuador 4 e deteta a força de transmissão do atuador 6; e o sensor de carga 13 é encaixado no conjunto de atuador 5, e deteta a força de transmissão do atuador 7. 6

Os sensores de carga 12, 13 e os de sensores de pressão 11a, 11b estão conectados, e fornecem dados, à unidade de controlo central 10. A bomba 8 é de preferência uma bomba de deslocamento variável e compreende um dispositivo de controlo 14 conectado à unidade de controlo central 10 de forma a controlar o fluxo da bomba 8. Por outras palavras, o fluxo da bomba 8 é ajustável pela unidade de controlo central 10. O circuito hidráulico compreende um módulo de interface 15 localizado no cockpit da aeronave 1, e que está programado de forma a testar o funcionamento da unidade de controlo central 10 e tem um número de indicadores sonoros e/ou luminosos controláveis pelo piloto. A Figura 2 mostra um dos atuadores 6 para controlar o ângulo de ataque das pás do rotor principal 2. O sensor de carga 12 está instalado de modo a detetar qualquer irregularidade na força aplicada pelo atuador 6 para um conhecido mecanismo de ajuste do ângulo de inclinação da pá (não mostrado) , por exemplo, é fixado numa haste 16 do atuador linear 6, e compreende pelo menos um sensor de extensómetro e de preferência um número de sensores de extensómetro, instalado num circuito de ponte, por exemplo, um circuito de ponte de Wheatstone, de modo a amplificar o sinal gravado. A Figura 3 mostra um diagrama de funcionamento da bomba 8. A bomba 8 é um tipo de pistão axial com pistões axiais rodando sobre um disco 16 que roda sobre um eixo; e o disco e os pistões estão alojados numa câmara 17 conectada a um tanque de drenagem (não mostrado). O disco rotativo 16 é operado por um circuito de transmissão compreendendo um pistão 18, o qual atua sobre o disco de forma a ajustar o seu ângulo de inclinação; uma mola M, que atua em oposição 7 ao pistão 18 de modo a manter o disco 16 numa posição de abastecimento máximo; uma conduta 19 para transferir a pressão de abastecimento para o pistão 18; e uma válvula deslizante 20 para ajustar a pressão entre um abastecimento 21 e o pistão 18.

Mais especificamente, a mola M e o pistão 18 cooperam com as respetivas porções do disco 16 excêntrico em relação ao eixo de rotação do disco 16.

Uma mola 22 mantém a válvula deslizante 20 em tal posição que fecha a conduta 19 e corta o fornecimento de pressão para o pistão 18, e está alojada numa câmara 23 que está conectada ao tanque ou abastecimento 21 pelo dispositivo de controlo 14. Mais especificamente, a mola 22 e a câmara 23 são projetadas de forma que, quando a câmara 23 está conectada ao abastecimento 21, a mola 22 posiciona a válvula deslizante 20 de forma a fechar a conduta 19, e, quando o dispositivo de controlo 14 conecta a câmara 23 ao tanque, a pressão de abastecimento 21 supera a pré-carga da mola 22 e abre a válvula deslizante 20 de modo que a conduta 19 está substancialmente à pressão de abastecimento 21. Mais especificamente, a mola M é pré-carregada de forma que o ângulo de inclinação do disco rotativo 16 diminua quando a conduta 19 está à pressão de abastecimento 21. A unidade de controlo central 10 é programada de forma a realizar um ciclo auxiliar de uma determinada duração - de preferência de 30 segundos, no final do qual, o dispositivo de controlo 14 muda automaticamente para a posição de funcionamento normal.

Durante o ciclo auxiliar, a bomba 8 fornece o segundo fluxo. 8

Se ainda forem registadas irregularidades pelos sensores de carga 12, 13, o ciclo auxiliar pode ser repetido, de modo que a pressão seja fornecida durante tempo suficiente para concluir a manobra, mas sem sobrecarregar excessivamente o sistema em condições de pico de carga. De facto, em condições de pico de carga além de maior stress mecânico, o fluido hidráulico superaquece, produzindo também desse modo stress térmico, que não se deve permitir que exceda um determinado limite, acima e abaixo do qual poderá resultar em danos. 0 módulo de interface 15 tem um controlo manual 30 para o piloto manobrar o dispositivo de controlo 14 independentemente da unidade de controlo central 10.

Em condições de funcionamento normais abaixo do fluxo máximo, a bomba 8 fornece o primeiro fluxo, que está acima do limite programável e ainda fornece a energia hidráulica, ou seja, o fluxo e a pressão, solicitadas pelos atuadores 6, 7, que regulam os dispositivos na aeronave 1. O funcionamento correto dos atuadores 6, 7 é monitorizado pelos sensores de pressão e de carga 11a, 11b, 12, 13, de forma que a pressão do circuito hidráulico está sempre acima de um limite programável armazenado na unidade de controlo central 10. Nesse caso, o dispositivo de controlo 14 descarrega a câmara 23, de modo que a conduta 19 esteja à pressão de abastecimento 21 e o pistão 18 atua no disco rotativo 16 de forma a comprimir a mola M e a programar a bomba 8 para menos do que o máximo fluxo. No caso de solicitação de potência excecionalmente elevada pelos conjuntos de atuador 4 e 5, por exemplo, porque os conjuntos de atuador 4 e 5 conectados ao circuito hidráulico são simultaneamente operados de forma a executarem manobras particularmente complexas, a pressão hidráulica do circuito pode cair abaixo do valor limite e 9 não ser suficiente elevada para assegurar o correto funcionamento dos atuadores 6 e 7. Esta queda de pressão é detetada pelos sensores de pressão 11a, 11 b, ao longo do circuito hidráulico, e até mesmo mais prontamente pelos sensores de carga 12, 13, nos atuadores, 6 e 7.

Na unidade de controlo central 10, ao receber sinais anómalos dos sensores de carga 12, 13, o dispositivo de controlo 14 muda para se conectar à câmara 23 à pressão de abastecimento 21 e a conduta 19 é descarregada. O pistão 18 é assim despressurizado e a mola M move o disco rotativo 16 para a posição de inclinação máxima, ou seja, fluxo máximo, aumentando desse modo a pressão do circuito hidráulico de forma a fornecer a energia hidráulica necessária para operar todos os dispositivos hidráulicos envolvidos na manobra.

As vantagens da presente invenção são conforme se segue.

Quando os sensores 11a, 11 b, 12, 13 detetam uma queda na pressão do circuito hidráulico abaixo do valor limite, por exemplo, em caso de manobras complexas, a unidade de controlo central 10 controla a bomba 8 de forma a fornecer o segundo fluxo e a restaurar a pressão do circuito hidráulico acima do valor limite.

Ao fazer isso, é possível, por exemplo, executar manobras complexas, enquanto se mantém o controlo total da aeronave 1.

Utilizando os sensores 11a, 11b, 12, 13, a fraca força operacional dos atuadores, 6 e 7 pode ser imediatamente detetada, de modo que a aeronave seja sempre controlável, mesmo em condições extremas. 10 A deslocação máxima, ou seja, o máximo fluxo, da bomba 8 é alcançada quando a pré-carga da mola M excede a carga do pistão 18, reduzindo desse modo o tempo de resposta para mudar para a configuração de máximo fluxo. O facto de a bomba 8 fornecer o segundo fluxo, correspondendo a um aumento na pressão do circuito hidráulico, por um periodo de tempo determinado evita sobrecarregar os componentes do circuito, e também é um fator contributivo para corresponder aos regulamentos do Conselho Nacional de Aviação renunciando a recertificação do circuito hidráulico, se a bomba 8 e a unidade de controlo central 10 estiverem instaladas como parte de uma requalificação de uma aeronave em funcionamento. No último caso, a pressão máxima da bomba 8 deve estar entre a pressão de funcionamento e a pressão máxima para a qual o circuito hidráulico foi certificado.

Nesse caso, a unidade de controlo central 10 da aeronave 1 pode ser reprogramada apenas para funcionamento auxiliar da bomba 8, ou seja, quando a câmara de controlo 14 descarrega a câmara 23, em condições de emergência e para um periodo de tempo limitado, então a recertificação do circuito hidráulico deixa de ser necessária, enquanto ainda permite a conexão de dispositivos atualizados com o circuito.

Claramente, podem ser feitas alterações à aeronave 1 conforme descrito e ilustrado aqui sem, no entanto, sair do âmbito de proteção definido nas Reivindicações em anexo.

Em particular, o mesmo principio também é aplicável a aeronave de asa fixa, na qual o circuito hidráulico é conectado a atuadores de um sistema de controlo de atitude em voo, tais como os flapes e/ou o leme da cauda. 11 A aeronave 1 também pode ser uma aeronave convertível.

Lisboa, 29 de Junho de 2012

Claims (15)

1 REIVINDICAÇÕES 1. Uma aeronave (1) compreendendo: pelo menos um sistema de controlo da atitude em voo (4, 5) , que por sua vez compreende pelo menos um atuador (6; 7); e um circuito hidráulico conectado ao referido pelo menos um atuador (6; 7) e compreendendo pelo menos uma bomba (8) projetada de modo a fornecer um primeiro fluxo quando a pressão do circuito hidráulico está acima de um valor limite programável; caracterizada por a referida bomba (8) ser projetada de modo a fornecer um segundo fluxo maior do que o referido primeiro fluxo; a referida aeronave (1), também sendo caracterizada por compreender: um sensor (11a, 11b, 12, 13) para detetar uma quantidade associada com a pressão do referido circuito hidráulico; e uma unidade de controlo central programável (10), que controla a referida bomba (8) de forma a fornecer o referido segundo fluxo quando a referida quantidade detetada pelo referido sensor (11a, 11b, 12, 13) corresponde a uma pressão do referido circuito hidráulico abaixo do valor limite referido.

2. Uma aeronave conforme reivindicado na reivindicação 1, caracterizada por o referido sensor (12, 13) ser um sensor 2 de carga conectado ao referido atuador (6; 7) de forma a determinar a carga sobre o referido atuador.

3. Uma aeronave conforme reivindicado na reivindicação 2, caracterizada por o referido sensor (12, 13) compreender um sensor extensómetro.

4. Uma aeronave conforme reivindicado na reivindicação 1, caracterizada por o referido sensor (11a, 11b) ser um sensor para determinar a pressão do referido circuito hidráulico.

5. Uma aeronave conforme reivindicado em qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada por compreender uma interface controlada pelo piloto (15) tendo um controlo operado pelo piloto (30) de forma a controlar a referida bomba (8) para fornecer o referido segundo fluxo.

6. Uma aeronave conforme reivindicado em qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada por ser um helicóptero compreendendo um rotor principal (2) e/ou um rotor de cauda (3); o referido sistema de controlo de atitude em voo (4, 5), compreendendo um conjunto para controlar o ângulo de ataque da pá de um rotor principal (2), e/ou um rotor de cauda (3) .

7. Uma aeronave, conforme reivindicado em qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada por a referida bomba (8) ser uma bomba de deslocamento variável.

8. Uma aeronave conforme reivindicado na reivindicação 7, caracterizada por a referida bomba (8) ser uma bomba de pistão axial, e compreender um disco (16) que roda sobre um eixo; e uma mola (M) e um pistão hidráulico (18), que 3 cooperam com o referido disco (16) excentricamente em relação ao referido eixo sobre o qual roda o disco (16); o referido pistão hidráulico (18) operando em oposição à referida mola (M) de forma a controlar a inclinação do referido disco (16) em relação ao eixo referido.

9. Uma aeronave conforme reivindicado na reivindicação 8, caracterizada por a referida mola (M) e o referido pistão hidráulico (18) serem projetados de modo que, quando a referida bomba (8) fornecer o segundo fluxo referido, a carga da referida mola (M) ser maior do que a do referido pistão hidráulico (18).

10. Uma aeronave conforme reivindicado na reivindicação 9, caracterizada por o referido pistão hidráulico ser conectável a uma pressão de abastecimento da referida bomba (8) ou a uma pressão de descarga através de uma válvula solenoide (14), conectada à referida unidade de controlo central (10).

11. Uma aeronave conforme reivindicado na reivindicação 10, quando dependente da reivindicação 5, caracterizada por a referida válvula solenoide (14) ser controlável pelo referido controlo (30).

12. Uma aeronave, conforme reivindicado em qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada por o referido segundo fluxo corresponder a uma pressão do referido circuito hidráulico maior do que a pressão de certificação do circuito hidráulico.

13. Uma aeronave, conforme reivindicado em qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada por a referida unidade de controlo central (10) ser programável de modo a controlar a referida bomba (8) para fornecer o segundo fluxo para um período de tempo pré-determinado. 4

14. Um método para controlar um circuito hidráulico de uma aeronave (1); o referido circuito hidráulico, estando conectado a pelo menos um atuador (6, 7), e compreendendo pelo menos uma bomba (8) projetada de forma a fornecer um primeiro fluxo quando a pressão do referido circuito hidráulico estiver acima de um valor limite programável; o referido método caracterizado por compreender as etapas de: detetar uma quantidade associada com a pressão do referido circuito hidráulico; e aumentar o fluxo da referida bomba (8) quando a referida quantidade detetada pelo referido sensor (11a, 11b, 12, 13) corresponde a uma pressão do referido circuito hidráulico abaixo do referido valor limite.

15. Um método de requalificação de uma aeronave (1) compreendendo: pelo menos um sistema de controlo de uma atitude em voo (4, 5), que por sua vez compreende pelo menos um atuador (6; 7); e um circuito hidráulico conectado ao referido pelo menos um atuador (6; 7); o referido método caracterizado por compreender as etapas de: conectar o referido circuito hidráulico de uma bomba (8), projetada de forma a fornecer um primeiro fluxo, e um segundo fluxo maior do que o referido primeiro fluxo; o referido segundo fluxo correspondendo a uma pressão do referido circuito 5 hidráulico maior do que a pressão de certificação do circuito hidráulico; conectar um sensor (11a, 11b, 12, 13) ao referido circuito hidráulico; o referido sensor (11a, 11b, 12, 13) detetando uma quantidade associada com a pressão do referido circuito hidráulico; e programação de uma unidade de controlo central (10) de forma a controlar a referida bomba (8) para fornecer o segundo fluxo quando a referida quantidade detetada pelo referido sensor (11a, 11b, 12, 13) corresponde a uma pressão do referido circuito hidráulico abaixo de um valor limite programável. Lisboa, 29 de Junho de 2012