PT2388760E - Aeronave capaz de pairar, método de assistência a manobra de aeronaves, e interface - Google Patents

Description

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DESCRIÇÃO

"AERONAVE CAPAZ DE PAIRAR, MÉTODO DE ASSISTÊNCIA A MANOBRA DE AERONAVES, E INTERFACE" A presente invenção refere-se a uma aeronave capaz de pairar, isto é, sustentando voo a altura constante e velocidade substancialmente zero, e em particular a um helicóptero ou aeronave convertivel. A presente invenção também se relaciona com um método de assistência de manobra de aeronave, como por exemplo para assistir manobras durante operações de descolagem, aterragem ou resgate, isto é quando a aeronave está praticamente pairando ou a uma velocidade substancialmente zero em um plano perpendicular à direção de cima ou baixo. A presente invenção também se relaciona com uma interface gráfica.

Aeronaves estacionárias são comummente empregues quando se manobra perto de obstáculos fixos e/ou móveis, como por exemplo na descolagem e/ou aterragem em um navio, ou na realização de operações de resgate ou salvamento em situações de emergência e/ou localizações de acesso dificil, tais como operações de resgate em montanha ou mar.

Em tais casos, um operador assegura visualmente que a aeronave mantém uma determinada distância do obstáculo.

Se a aeronave se aproximar demasiado do obstáculo, correndo assim o risco de colisão entre as lâminas de um dos rotores e o obstáculo, o operador alerta o piloto que em conformidade puxa a aeronave para trás.

Uma necessidade é sentida dentro da indústria para salvaguardar contra colisão entre a aeronave e o obstáculo 2 causada por erros de julgamento por parte do operador e/ou erros na comunicação entre o operador e o piloto. US5371581 descreve um sistema de alarme de helicóptero. DE-A-102006053354 divulga uma aeronave capaz de pairar de acordo com o preâmbulo da reivindicação 1. É um objeto da presente invenção proporcionar uma aeronave concebida para satisfazer esta exigência de um modo simples, de baixo custo.

De acordo com a presente invenção, proporciona-se uma aeronave capaz de pairar, tal como reivindicado na reivindicação 1. A presente invenção também se refere a uma interface gráfica, tal como reivindicado na reivindicação 11. : A presente invenção também se refere a um método de assistir manobras de uma aeronave capaz de pairar, tal como reivindicado na reivindicação 12.

Uma forma de realização preferida, não limitativa da presente invenção será descrita a titulo de exemplo com referência aos desenhos em anexo, nos quais: A Figura 1 mostra uma vista aérea, com partes removidas para maior clareza, de uma aeronave de acordo com a presente invenção executando uma manobra substancialmente a pairar; A Figura 2 mostra uma vista lateral, com partes removidas para maior clareza, da aeronave da Figura 1; A Figura 3 mostra um diagrama esquemático de partes da Figura 1 e 2 da aeronave; A Figura 4 mostra uma interface gráfica da Figura 1 e 2 da aeronave; 3 A Figura 5 mostra um diagrama de funcionamento de outras partes da Figura 1 e 2 da aeronave; A Figura 6 mostra uma vista esquemática de parte de uma unidade de controlo da Figura 1 e 2 da aeronave; A Figura 7 mostra uma vista esquemática de partes adicionais da unidade de controlo da Figura 6; A Figura 8 mostra uma vista aérea, com partes adicionais removidas para maior clareza, da Figura 1 e 2 da aeronave; A Figura 9 mostra uma vista ampliada de partes adicionais da interface da Figura 4. 0 número 1 nas Figuras 1, 2 e 8 indica uma aeronave capaz de pairar, isto é, sustentando voo a altura constante e velocidade substancialmente zero.

No exemplo mostrado, a aeronave é um helicóptero. Alternativamente, a aeronave 1 pode ser uma aeronave convertivel. 0 helicóptero 1 compreende substancialmente uma fuselagem 2; um rotor principal 3 montado no topo da fuselagem 2 para rodar em torno de um eixo A; e um rotor de cauda antitorque 4 que se projecta a partir de uma asa de cauda na extremidade traseira da fuselagem 2 para contrariar o torque transmitido pelo rotor 3 à fuselagem 2.

Helicóptero 1 compreende um veio de transmissão 5 projectado a partir da fuselagem 2 (Figura 2) e para transmitir o rotor 3; e um veio de transmissão 6 projectado a partir da asa de cauda (Figura 1) e para transmitir o rotor 4. 4

Helicóptero 1 compreende vantajosamente: - um certo número de sensores 10, 10', 10'' (apenas um mostrado na Figura 1), cada um dos quais tem uma região de varrimento plana R (apenas uma indicada na Figura 1), e foi concebida para adquirir, durante uma manobra de pairar do helicóptero, primeiros valores das distâncias C, C', C" entre pontos P sobre um obstáculo O, e um ponto Q no helicóptero; e - uma unidade de controlo 20 concebida para gerar um sinal de alarme quando um dos pontos P se encontra dentro de uma região de segurança Z contendo o ponto Q.

No exemplo mostrado, os sensores 10, 10', 10'' são em número de três, e as respetivas regiões R encontram-se em respetivos planos paralelos, separados.

Mais especificamente, os sensores 10, 10', 10''estão localizados em torno do veio 5 (Figura 8); e respetivas regiões R sobrepõem-se apesar de se encontrarem nos respetivos planos separados.

No exemplo da Figura 1, o ponto Q é definido pela intersecção do eixo A e o plano do disco 7 do rotor 3.

Com referência à Figura 3, cada sensor 10 compreende substancialmente: - um emissor 11 para emitir radiação eletromagnética no plano da respetiva região R e sobre pontos P no obstáculo O; um recetor 12 para receber a radiação eletromagnética refletida por pontos P no obstáculo 0; 5 - um cronómetro 13 para medir o intervalo de tempo entre o emissor 11 emitindo a radiação eletromagnética e o recetor 12 recebendo a radiação magnética refletida; e - um computador 14 para determinar as distâncias C, C' , C' ' entre os pontos P e o ponto Q na base do intervalo de tempo medido pelo cronómetro 13.

No exemplo mostrado, o emissor 11 é um diodo laser compreendendo uma lente de transmissão laser 15; e o recetor 12 é um fotodiodo compreendendo uma lente de recepção laser 16. 0 emissor 11 emite uma série de feixes laser 19, cada um formando um ângulo Θ com um eixo fixo (Figura 1).

Mais especificamente, o computador 14 determina as distâncias entre os pontos P e o recetor 12 na base do intervalo de tempo medido pelo cronómetro 13, e determina as distâncias C, C' , C' ' entre os pontos P e o ponto Q na base dos dados geométricos do helicóptero. A unidade de controlo 20 é também concebida para determinar, na base das distâncias C, C', C'' , medida por sensores 10, 10', 10'', uma direção de recuo recomendada D para puxar o helicóptero de volta a partir do obstáculo O (Figura 5).

Numa primeira forma de realização da presente invenção, a direção D corresponde ao ponto de junção da direção Q e o ponto P sobre o obstáculo O mais próximo do ponto Q.

Em outra forma de realização da presente invenção, a direção D é determinada pela unidade de controlo 20 tomando 6 em consideração a forma do obstáculo 0 em torno do ponto P mais próximo do ponto Q. A região de segurança Z é preferencialmente um circulo com o seu centro no ponto Q.

Mais especificamente, o raio da região de segurança Z é igual à soma de: - a distância entre o eixo A e as pontas das pás do rotor principal 3; e - uma distância de segurança. 0 tamanho da região de segurança Z é ajustável pelo utilizador seletivamente, em particular pelo piloto.

Preferencialmente, o tamanho da região de segurança Z é ajustável pelo utilizador utilizando uma homotetia, isto é uma transformação que preserva os ângulos entre as tangentes a dois pontos sobre o contorno da região de segurança Z.

Por exemplo, se a região de segurança Z é um circulo, o utilizador pode ajustar o raio do circulo.

Por outras palavras, o utilizador pode definir margens de segurança de manobras diferentes, isto é quanto menor for a área da região de segurança Z, menor a margem de segurança. 0 helicóptero 1 também compreende (Figura 5): - um sistema de piloto automático 25; - um sistema de filtragem 30 compreendendo um certo número de filtros (não mostrado), os quais podem ser ativados por piloto isoladamente ou em combinação para 7 atenuar o ruído ou aumentar valores de distância de C, C', C' ' adquiridos pelos sensores 10, 10', 10'', de modo a fornecer os valores de distância filtrados C, C', C'' à saída da unidade de controlo 20; e - uma interface gráfica 35 para exibir informação do utilizador, e a qual é controlada pela unidade de controlo 20 na base dos valores de distância C, C', C'' adquiridos pelos sensores 10, 10', 10'' e possivelmente filtrados pelo sistema de filtração 30.

Mais especificamente, a unidade de controlo 20 é concebida para comandar o sistema 25 para puxar o helicóptero de volta a partir do obstáculo O quando pelo menos um ponto P no obstáculo O se encontra dentro da região de segurança Z. A unidade de controlo 20 é preferencialmente concebida para comandar o sistema 25 para transladar o helicóptero na direção D.

Cada filtro no sistema de filtragem 30 compreende substancialmente uma etapa de comparação (não mostrado) para comparar os valores de distância C, C', C'' medidos pelos sensores 10, 10', 10'' entre um ou mais pontos P e o ponto Q; e uma etapa de geração (não mostrado) para gerar valores de distância filtrados C, C', C'' .

Um primeiro filtro determina a presença de radiação eletromagnética múltipla a partir do mesmo ângulo Θ, e seleciona o maior valor de distância C, C', C''. O primeiro filtro serve para eliminar objetos semitransparentes, tais como flocos de neve, os quais dão origem a reflexões múltiplas.

Um segundo filtro recebe os valores de distância de C, C', C'' medidos pelos sensores 10, 10', 10'' em instantes consecutivos do mesmo ângulo Θ; e a etapa de geração do segundo filtro gera um valor de distância filtrado C, C' , C' ' igual à média aritmética, a média móvel, ou a mediana dos valores de distância acima C, C', C''.

Um terceiro filtro recebe os valores de distância C, C' , C' ' de pontos adjacentes P medidos no mesmo instante por sensores 10, 10', 10''; e a etapa de geração do terceiro filtro gera, para cada ângulo Θ, um valor de distância filtrado respetivo C, C', C' ' igual a uma combinação do valor medido a esse ângulo Θ, e uma função de valores medidos em ângulos maiores Θ.

Um quarto filtro compreende uma etapa de comparação, a qual recebe os valores de distância C, C' , C' ' , e compara os valores de distância C, C' , C'' medidos por sensores 10, 10', 10'' entre os mesmos pontos P e o ponto Q; e uma etapa de geração (não mostrado) para gerar valores de distância filtrados C, C', C''.

É importante notar que o quarto filtro compara os valores de distância C, C', C'' entre o ponto Q e os pontos P encontrados em pelo menos duas regiões de varrimento sobrepostas R de pelo menos dois sensores respetivos 10, 10', 10". A etapa de comparação do quarto filtro foi concebida para: avaliar, na base de uma forma tridimensional hipotética, por exemplo cilíndrica, de obstáculo O, as distâncias C, C', C'' de um número de mesmos pontos P medidos pelos sensores 10, 10', 10"; - comparar os valores de distância C, C' , C' ' medidos por sensores 10, 10', 10" entre os mesmos pontos P e o ponto Q; e 9 - descartar, por exemplo, um valor de distância (por exemplo valor de C) se este difere largamente dos outros valores (C', C'') . 0 quarto filtro assume uma forma tridimensional - no exemplo mostrado, cilíndrica - de obstáculo 0, de modo que cada ponto P no obstáculo 0 pode ser associado a uma distância C a partir do ponto Q medida pelo sensor 10, uma distância C' a partir do ponto Q medida pelo sensor 10', e uma distância C'' do ponto Q medida pelo sensor 10''.

Por outras palavras, o quarto filtro elimina os erros aleatórios nos valores de distância C, C', C' ' medidos pelos sensores 10, 10', 10''. A interface gráfica 35 compreende um visor gráfico 36 para exibir vantajosamente (Figura 4): - uma linha limite 37 representando a intersecção da superfície exterior do obstáculo 0 e pelo menos uma das regiões R; - um ponto 38 indicando a posição do ponto Q no helicóptero com respeito à linha limite 37; - uma indicação 39 na forma de um círculo indicando a linha limite do disco 7 do rotor 3; - uma indicação 46 do tamanho total do helicóptero; e - um vetor 40 indicando a direção D.

Mais especificamente, o vetor 40 é paralelo à direção D e continua a partir do ponto Q no sentido do obstáculo 0 (Figura 4) ou a partir do ponto Q para longe do obstáculo O. 0 visor gráfico 36 compreende uma primeira área 41 mostrando a linha limite 37, ponto 38, indicações 39, 46, e 10 vetor 40; e uma segunda área 42 mostrando uma indicação 43 dos valores mais baixos da distância C, C' , C' ' medida pelos sensores 10, 10', 10"entre o ponto Q e os pontos P. A indicação 43 pode ser mostrada em cores diferentes, dependendo do mais baixo valor de distância. Por exemplo, quando o mais baixo valor de distância está abaixo de um valor limiar mais baixo, isto é quando o ponto Q está particularmente próximo de um dos pontos P no obstáculo 0, a indicação 43 pode ser mostrada a vermelho.

De maneira inversa, quando o mais baixo valor de distância está acima de um valor limiar superior, isto é quando o ponto Q está a uma boa distância do obstáculo O, a indicação 43 pode ser mostrada a verde.

Quando o mais baixo valor de distância está entre valores limiares superior e inferior, a indicação 43 pode ser mostrada a amarelo. A unidade de controlo 20 é também concebida para avaliar, na base dos valores de distância C, C', C'' medidos pelos sensores 10, 10', 10'' e valores selecionáveis pelo utilizador na interface gráfica 35 (Figura 9): um primeiro conjunto de primeiros pontos P no obstáculo O localizado a uma distância do ponto Q acima de um primeiro valor selecionável pelo utilizador; - um segundo conjunto de pontos P no obstáculo O localizado a uma distância do ponto Q abaixo do primeiro valor e acima de um segundo valor selecionável pelo utilizador; 11 - um terceiro conjunto de pontos P no obstáculo 0 localizado a uma distância do ponto Q abaixo do segundo primeiro valor. A unidade de controlo 20 também é concebida para exibir no visor gráfico 36 (Figura 9): - uma área 100 em uma primeira cor, por exemplo verde; uma área 101 em uma segunda cor, por exemplo amarela; uma área 102 em uma terceira cor, por exemplo vermelho; - uma linha limite 103 delimitadora de área 100 no lado da indicação 39, e área 101 no lado oposto à indicação 39; - uma linha limite 104 delimitadora de área 101 no lado da indicação 39, e área 102 no lado oposto à indicação 39; e - uma linha limite 105 delimitadora de área 102 no lado da indicação 39, e parcialmente coincidindo com a linha limite da região Z. A linha limite 103 compreende uma ou mais - no exemplo mostrado, duas - porções 110 representando pontos P no obstáculo 0 localizados a uma distância acima de um valor limiar a partir do ponto Q, e pode compreender uma ou mais porções 111 conectando porções 110 - no exemplo mostrado, por um primeiro arco de um circulo com o seu centro no ponto 38. A linha limite 104 compreende uma ou mais - no exemplo mostrado, duas - porções 115 representando pontos P no obstáculo O localizados a uma distância abaixo de um valor limiar a partir do ponto Q, e pode compreender uma ou mais porções 116 conectando porções 115 - no exemplo mostrado, 12 por um segundo arco de um círculo com o seu centro no ponto 38 e mais pequeno em raio do que o primeiro arco. A linha limite 104 partilha extremidades opostas com a linha limite 103. A linha limite 105 partilha extremidades opostas com a linha limite 104. A área 100 delimitada pela linha limite 103 representa assim uma área de obstáculo O uma boa distância do ponto Q e deste modo não representando qualquer ameaça para a segurança do helicóptero. A área 101 delimitada pelas linhas limite 103 e 104 representa uma área de obstáculo O a uma distância média do ponto Q. E a área 102 delimitada pelas linhas limite 104 e 105 representa uma área no espaço próximo do obstáculo O e a partir da qual o piloto deve manter o helicóptero longe.

Na eventualidade de um funcionamento defeituoso de qualquer um dos sensores 10, 10', 10'', a unidade de controlo 20 está concebida para indicar no visor 36 a porção de linha limite do obstáculo O não varrida pelo funcionamento defeituoso do sensor 10, 10', 10''.

Na eventualidade de um funcionamento defeituoso de qualquer um dos sensores 10, 10', 10'', a unidade de controlo 20 está concebida para indicar no visor 36, na base dos valores de distância C, C', C'' medidos pelos outros sensores 10, 10', 10'', um linha limite reconstruída da porção de linha limite do obstáculo O não varrido pelo funcionamento defeituoso do sensor 10, 10', 10''. O helicóptero 1 também compreende um transdutor 50 para gerar um primeiro sinal acústico dentro de um primeiro auscultador de um auricular de utilizador; e um transdutor 13 51 para gerar um segundo sinal acústico dentro de um segundo auscultador do auricular (Figura 5). A unidade de controlo 20 é também concebida para: receber um sinal - por exemplo gerado por uma plataforma inercial integrada no auricular de utilizador e angularmente integral com o primeiro canal e segundo canal - associado com o ângulo entre o eixo integral com o auricular de utilizador e um eixo fixo; e - transmissão de comando, sobre os transdutores 50, 51 e também na base do sinal acima associado com o ângulo acima, dos respetivos sinais acústicos representando estereofonicamente a direção D.

Em uma forma de realização particular da presente invenção, unidade de controlo 20 é concebida: - para não comandar a transmissão de qualquer sinal acústico sobre os transdutores 50, 51, quando o mais

baixo dos valores de distância C, C', C''medidos pelos sensores 10, 10', 10'', entre o ponto P e o ponto Q está acima de um primeiro valor limiar selecionável pelo utilizador; para comandar a transmissão de sinais acústicos intermitentes sobre os transdutores 50, 51, quando o valor acima do mais baixo está abaixo do primeiro valor limiar e acima de um segundo valor limiar selecionável pelo utilizador mais baixo do que o primeiro valor limiar; e - para comandar a transmissão de sinais estáveis sobre os transdutores 50, 51, quando o valor acima do mais baixo está abaixo do segundo valor limiar. 14 A unidade de controlo 20 é preferencialmente concebida para gerar um número de valores limiares adicionais entre o primeiro e segundo valor limiar, e para gerar um sinal acústico de perigo sempre que o valor acima do mais baixo está abaixo de um respetivo referido valor limiar adicional.

Por outras palavras, a unidade de controlo 20 gera um número de sinais de perigo à medida que o valor acima do mais baixo cai do primeiro para o segundo valor limiar como resultado de o helicóptero chegar mais próximo do obstáculo 0.

Os valores limiares adicionais não estão igualmente espaçados entre o primeiro e segundo valor limiar, mas ficam mais densos em direção ao segundo valor limiar.

Alternativamente, quando a velocidade de deslocação do helicóptero na direção D excede um determinado valor, a unidade de controlo 20 pode gerar um sinal acústico estável mesmo quando o referido valor mais baixo está acima do segundo valor limiar. O helicóptero 1 também compreende: - um dispositivo de deteção 60 (Figura 5), por exemplo um recetor GPS, para determinar a posição absoluta de um ponto significativo, por exemplo o centro de gravidade, do helicóptero; e uma plataforma inercial 61 (Figura 5) para determinar o ângulo de rotação absoluta entre um eixo integral com o helicóptero e um eixo fixo no espaço.

Por outras palavras, o dispositivo de deteção 60 e a plataforma inercial 61 determinam os três graus de 15 liberdade definindo o movimento do helicóptero num plano paralelo aos planos das regiões de varredura R dos sensores 10, 10', 10".

Na base dos padrões de tempo da posição do centro da gravidade do helicóptero e os ângulos de rotação entre um eixo integral com o helicóptero e um eixo fixo no espaço determinado pelo dispositivo de deteção 60 e plataforma inercial 61, a unidade de controlo 20 é concebida para avaliar uma lei de movimento de referência do helicóptero dentro de um plano. O termo lei de movimento de referência pretende significar o padrão de tempo da velocidade linear do centro de gravidade do helicóptero, a aceleração linear do centro de gravidade do helicóptero, e a velocidade angular e aceleração do helicóptero. A lei de movimento de referência é obtida ao derivar do padrão de tempo do centro absoluto da posição de gravidade determinada pelo dispositivo de deteção 60, e o padrão de tempo do ângulo de rotação determinado pela plataforma inercial 61. A unidade de controlo 20 está também programada para: - determinar uma lei de movimento real do helicóptero na base do padrão de tempo das distâncias C, C' , C" medidas pelos sensores 10, 10', 10'' entre os pontos P e o ponto Q; - comparar a lei de movimento real com as leis de movimento de referência do helicóptero; e - gerar um sinal de avaria, indicando o funcionamento defeituoso dos sensores 10, 10', 10", quando um valor significativo, por exemplo uma norma, da diferença entre as leis de movimento real e de referência excede um determinado valor limiar. 16 É importante notar que a unidade de controlo 20 é concebida para determinar a lei de movimento real do helicóptero assumindo um obstáculo O fixo no espaço.

Mais especificamente, a unidade de controlo 20 compreende (Figura 6): - uma etapa de avaliação 70 para avaliar a lei de movimento de referência e controlada pelo dispositivo de deteção 60 e plataforma inercial 61; - uma etapa de avaliação 71 para avaliar a lei de movimento real e controlada pelos sensores 10, 10', 10"; - uma fase de comparação 72 controlada por etapas de avaliação 70, 71, e programada para avaliar um valor significativo, por exemplo uma norma, da diferença entre as leis de movimento de referência real; e - uma etapa de geração 73 controlada pela etapa de comparação 72 e programada para gerar um sinal de funcionamento defeituoso, indicando funcionamento defeituoso dos sensores 10, 10', 10", quando o valor significativo calculado pela etapa de comparação 72 excede um determinado valor limiar. A unidade de controlo 20 está também programada para: - comparar as leis de movimento determinadas por pelo menos dois sensores 10, 10' com a lei de movimento de referência determinada na base das medições pelo dispositivo de deteção 60 e plataforma inercial 61; e - em conformidade gerar um sinal para corrigir pelo menos um dos sensores 10, 10'. 17

Por outras palavras, as leis de movimento real absoluto são teoricamente não correlacionadas, o que significa que qualquer correlação entre as mesmas pode indicar a presença de erros no sistema na medição de distâncias C, C' , C' ' por sensores 10, 10', 10''. A unidade de controlo 20 determina qualquer correlação por comparar as leis de movimento determinadas por pelo menos dois sensores 10, 10' com a lei de movimento de referência, e em conformidade gera um sinal para corrigir os sensores 10, 10' .

Para este propósito, a unidade de controlo 20 compreende (Figura 7): - uma etapa de comparação 80 controlada por pelo menos dois sensores 10, 10', pelo dispositivo de deteção 60, e pela plataforma inercial 61, e programada para calcular a correlação entre a lei de movimento determinada na base das distâncias C, C', C'' medidas pelos sensores 10, 10', 10'', e a lei de movimento de referência determinada na base de medições pela plataforma inercial 61 e dispositivo de deteção 60; e - uma etapa de correção 81 controlada pela etapa de comparação 80, e programada para corrigir a distância C, C' medida em pelo menos um dos sensores 10, 10': O software carregado e executado na unidade de controlo 20 controla a interface gráfica 35 e/ou sistema 25 e/ou sistema de filtragem 30, e/ou ajusta o tamanho da região de segurança Z. A operação de helicóptero 1 será agora descrita como uma condição de voo na qual a velocidade de deslocação do helicóptero é substancialmente zero em um plano horizontal ou um plano perpendicular à direção cima/baixo do 18 helicóptero, por exemplo durante descolagem, aterragem, ou uma operação de resgate e/ou salvamento. 0 utilizador, por exemplo o piloto do helicóptero, seleciona uma valor de área Z de região de segurança para uma determinada margem de segurança, e, caso as condições de operação o peçam, pode também ativar um ou mais filtros do sistema de filtragem 30.

Os sensores 10, 10', 10'' varrem as respetivas regiões R para determinar um número de distâncias C, C' , C' ' entre os pontos P no obstáculo 0 e o ponto Q no helicóptero.

Mais especificamente, a radiação laser é emitida pelo emissor 11 de cada sensor 10, 10', 10'' para a respetiva região R, e é refletida por pontos P no obstáculo O para o respetivo recetor 12. 0 cronómetro 13 de cada sensor 10, 10', 10'' mede o lapso de tempo entre a emissão e receção da radiação laser, e um computador 14 calcula as distâncias C, C', C' ' entre o ponto Q, e cada ponto no obstáculo 0 dentro das regiões de varredura R dos sensores 10, 10', 10''.

Se a distância C, C' , C' ' entre pelo menos um ponto P e o ponto Q é tal que o ponto P se encontra dentro da região de segurança Z, a unidade de controlo 20 gera um sinal de alarme.

Se o sistema de piloto automático 25 está ligado, a unidade de controlo 20 comanda-a para puxar o helicóptero de volta do obstáculo O quando pelo menos um ponto P no obstáculo O se encontra dentro da região de segurança Z. 19

Na base das distâncias C, C', C' ' , a unidade de controlo 20 também calcula uma direção de recuo recomendada D.

Na área 41 do visor 36 da interface gráfica 35, a unidade de controlo 20 comanda a exibição da linha limite 37 representando a intersecção da superfície exterior do obstáculo O e uma das regiões R; o ponto 38 indicando a posição do ponto Q com respeito à linha limite 37; a indicação 39 representando o disco 7 do rotor 3; o vetor 40 associado com a direção D e dirigido a partir do ponto 38 para perto ou para longe da linha limite 37; e a indicação 46 mostrando o tamanho total do helicóptero.

Na área 42 do visor 36, a unidade de controlo 20 comanda a exibição da indicação 43 mostrando o mais baixo valor de distância C, C' , C'' medido pelos sensores 10, 10', 10'' entre o ponto Q e os pontos P no obstáculo O. A unidade de controlo 20 preferencialmente também comanda a exibição de áreas 100, 101, 102 no visor 36.

Numa forma de realização da invenção, a unidade de controlo 20 também comanda a transmissão sobre os transdutores 50, 51 de respetivos sinais acústicos para proporcionar ao utilizador uma indicação estereofónica da direção D.

Se o sistema de piloto automático 25 está ligado, a unidade de controlo 20 comanda-o para puxar o helicóptero de volta do obstáculo O numa direção paralela à direção D.

Numa forma de realização particular da invenção, no caso de um obstáculo fixo O, tal como uma montanha, a unidade de controlo 20 calcula a lei de movimento real do helicóptero na base do padrão de tempo das distâncias C, C' , C' ' medidas pelos sensores 10, 10', 10''. 20 A unidade de controlo 20 também determina a lei de movimento de referência do helicóptero na base das posições de gravidade do centro do helicóptero e os ângulos de rotação absolutos determinados pelo dispositivo de deteção 60 e plataforma inercial 61.

Finalmente, a unidade de controlo 20 compara a lei de movimento de referência do helicóptero, determinada na base das medições pelo dispositivo de deteção 60 e plataforma inercial 61, com a lei de movimento real do helicóptero, determinada na base das distâncias C, C' , C'' medidas pelos sensores 10, 10', 10'', e gera um sinal de funcionamento defeituoso quando um valor significativo da diferença entre a lei de movimento de referência e a lei de movimento real excede um determinado valor limite.

[0096] O utilizador é assim alertado para a possibilidade de um funcionamento defeituoso dos sensores 10, 10', 10''. A unidade de controlo 20 determina preferencialmente uma correlação entre a lei de movimento real determinada pela etapa de avaliação 71, e a lei de movimento de referência do helicóptero, determinada pela etapa de avaliação 70, e em conformidade corrige os valores das distâncias C, C'.

As vantagens da aeronave 1, o método, e interface gráfica 35 de acordo com a presente invenção serão claras a partir da descrição acima.

Em particular, os sensores 10, 10', 10'' e a unidade de controlo 20 informam automaticamente o utilizador de que pelo menos um ponto P no obstáculo O se encontra dentro da região de segurança Z, isto é que o helicóptero está demasiado perto do obstáculo O. 21

Isto portanto salvaguarda contra potenciais situações de colisão causadas por erros de julgamento por parte dos operadores de resgate/salvamento na avaliação da posição do helicóptero em relação ao obstáculo 0, e/ou pelos erros na comunicação entre o piloto e o operador responsável por monitorizar visualmente o obstáculo 0. 0 tamanho da região de segurança Z sendo seletivamente ajustável, a operação da unidade de controlo 20 pode ser adaptada ao utilizador para diferentes situações de operação. 0 sistema de filtragem seletivamente ativado 30 permite ao utilizador eliminar ruido causado por condições particulares atmosféricas e /ou de operação. A direção de recuo recomendada D determinada pela unidade de controlo 20 é uma ajuda valiosa para o utilizador para se puxar para trás do obstáculo 0. A interface gráfica 35 é particularmente vantajosa por fornecer ao utilizador, em um instrumento, com indicações concisas, fáceis de ler da linha limite 37 do obstáculo 0, direção D, e a posição da linha limite da região de segurança Z em relação ao obstáculo 0. Toda a informação relativa à direção D e os perigos envolvidos em qualquer determinada operação de resgate/salvamento podem assim ser absorvidos imediatamente pelo piloto com uma margem minima de erro, a qual poderia ser decisiva em termos de segurança. 0 facto de a unidade de controlo 20, no caso de um obstáculo fixo 0, comparar a lei de movimento real do helicóptero, determinada pelos sensores 10, 10', 10'', com a lei de movimento de referência significa que o piloto é 22 alertado imediatamente de qualquer funcionamento defeituoso dos sensores 10, 10', 10''.

Por avaliação da correlação entre as distâncias C, C' medidas por pelo menos dois sensores 10, 10', e em conformidade corriqir os valores de distância C, C', a unidade de controlo 20 fornece o piloto e a interface gráfica 35 com um sinal de alarme e/ou uma indicação extremamente precisa da direção de recuo recomendada sem erros do sistema.

Claramente, alterações podem ser efetuadas na aeronave, método, e interface gráfica 35 como aqui descritas sem, no entanto, se afastar do âmbito de proteção da presente invenção.

Em particular, a aeronave pode compreender apenas um sensor 10.

Lisboa, 03 de Abril de 2013

Claims (18)

1 REIVINDICAÇÕES 1. Uma aeronave (1) capaz de pairar, e caracterizada por compreender: - uma fuselagem (2); - um rotor (3) montado sobre o topo da referida fuselagem (2); - um veio de transmissão (5) projetado a partir da referida fuselagem (2) e para acionar o referido rotor (3); - pelo menos um sensor (10, 10', 10'') tendo uma região de varredura de plano (R) e concebida, quando a referida aeronave (1) está em manobra, para adquirir valores das distâncias respetivas (C, C', C'') entre os primeiros pontos (P) em um obstáculo (O) no interior da referida região de varredura do plano (R), e um segundo ponto (Q) na referida aeronave (1); e - uma unidade de controlo (20) concebida para gerar um sinal de alarme quando pelo menos um dos referidos primeiros pontos (P) se encontra dentro de uma região de segurança (Z) contendo o referido segundo ponto (Q) na referida aeronave (D ; caracterizada por referido pelo menos um sensor (10, 10', 10'') estar localizado sobre o referido veio de transmissão (5).

2. Uma aeronave tal como reivindicado na reivindicação 1, caracterizada por compreender um número de sensores 2 (10, 10', 10'') os quais estão localizados em torno do referido veio de transmissão (5).

3. Uma aeronave tal como reivindicado na Reivindicação 1 ou 2, caracterizada por o tamanho da referida região de segurança (Z) ser seletivamente ajustável pelo utilizador.

4. Uma aeronave tal como reivindicado em qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizada por compreender meios de filtragem (30) ativados seletivamente pelo utilizador e por sua vez compreendendo: uma etapa de comparação para comparar os referidos valores adquiridos pelo referido pelo menos um sensor (10, 10', 10''); e - uma etapa de geração para processamento dos referidos valores adquiridos pelo referido pelo menos um sensor (10, 10', 10''), e geração de valores filtrados dos valores adquiridos.

5. Uma aeronave tal como reivindicado em qualquer uma das Reivindicações acima mencionadas, caracterizada por a referida unidade de controlo (20) estar concebida para determinar uma direção de recuo recomendada (D) a partir do referido obstáculo (O) na base dos referidos valores adquiridos.

6. Uma aeronave tal como reivindicado em qualquer uma das Reivindicações acima mencionadas, caracterizada por compreender um sistema de piloto automático (25) para controlar automaticamente a aeronave (1); a referida unidade de controlo (20) sendo concebida para controlar o referido sistema de piloto automático 3 (25), na base dos referidos valores adquiridos, para puxar a referida aeronave (1) para trás a partir do referido obstáculo (0) quando pelo menos um dos referidos primeiros pontos (P) se encontra dentro da referida região de segurança (Z).

7. Uma aeronave tal como reivindicado na Reivindicação 6, quando dependente da Reivindicação 5, caracterizada por o referido sistema de piloto automático (25) ser controlável pela referida unidade de controlo (20) para mover a referida aeronave (1) para longe do referido obstáculo (0) numa direção paralela à referida direção de recuo recomendada (D).

8. Uma aeronave tal como reivindicado em qualquer uma das Reivindicações acima mencionadas, caracterizada por compreender meios de deteção (60, 61) independentes do referido pelo menos um sensor (10, 10', 10'') e concebidas para determinar uma lei de movimento de referência da referida aeronave (1) independentemente da posição do referido obstáculo (0); a referida unidade de controlo (20) sendo concebida para determinar uma lei de movimento real da referida aeronave (1) na base dos referidos valores adquiridos; e a referida unidade de controlo (20) sendo também concebida para gerar, em utilização, um sinal de funcionamento defeituoso, indicando o funcionamento defeituoso do referido sensor (10, 10', 10''), quando um valor significativo da diferença entre a referida lei de movimento de referência e a referida lei de movimento real exceder um determinado valor limiar.

9. Uma aeronave tal como reivindicado em qualquer uma das Reivindicações 5 a 8, caracterizada por compreender os meios de visualização (36); e em que a referida 4 unidade de controlo (20) é concebida para comandar o visor sobre os referidos meios de visualização (36) de: - uma primeira indicação (40) da referida direção de recuo recomendada (D); uma segunda indicação (38) da posição do referido segundo ponto (Q); - uma terceira indicação (39, 46) do tamanho total da referida aeronave (1); e - uma quarta indicação (37) de uma linha limite do referido obstáculo (O) definida como a intersecção da referida região de varredura do plano (R) e uma superfície exterior do referido obstáculo (O).

10. Uma aeronave tal como reivindicado em qualquer uma das reivindicações 5 a 9, caracterizada por compreender: - um primeiro transdutor (50) para um primeiro sinal acústico; e - um segundo transdutor (51), para um segundo sinal acústico, separado do referido primeiro transdutor; a referida aeronave (1) também sendo caracterizada por a referida unidade de controlo (20) ser concebida para comandar a transmissão, sobre os referidos primeiro e segundo transdutor (50, 51) , de um sinal acústico indicando a referida direção de recuo recomendada (D) .

11. A interface gráfica (35) compreendendo meios de visualização (36) para exibição de um número de 5 indicações (37, 38, 46, 40, 39, 102), a interface gráfica sendo caracterizada por ser controlável por uma unidade de controlo (20) na base de valores das distâncias respetivas (C, C' , C' ' ) entre os respetivos primeiros pontos (P) em um obstáculo (O) e um segundo ponto (Q) em uma aeronave (1); a referida aeronave (1) compreendendo um rotor (3); os referidos valores sendo adquiridos por pelo menos um sensor (10, 10', 10''); a referida interface gráfica (35) compreendendo: - uma primeira indicação (38) da localização do referido segundo ponto (Q); - pelo menos uma segunda indicação (39, 46) do tamanho total da referida aeronave (1); - uma terceira indicação (37) de uma primeira linha limite do referido obstáculo (O) definido como a intersecção de uma região de varredura de plano (R) e uma superfície exterior do referido obstáculo (O); e - uma quarta indicação (39) de uma segunda linha limite (105) de um disco (7) do referido rotor (3) ; caracterizado por compreender: - uma quinta indicação (40) de uma direção de recuo recomendada (D); e - uma área (102) delimitada pela referida segunda linha limite (105) sobre o terceiro lado de indicação (39, 46) e por uma terceira linha limite (104) no lado oposto da referida terceira indicação (39, 46); 6 a referida área (102) sendo representativa de uma área no espaço próximo do referido obstáculo (O) e a partir da qual a referida aeronave (1) deve ser mantida longe; a referida terceira linha limite (104) compreendendo pelo menos algumas porções (115) representativas dos referidos primeiros pontos (P) localizadas a uma distância abaixo de um valor limiar a partir do referido segundo ponto (Q).

12. Um método de assistir em manobra de uma aeronave (1) capaz de pairar, a referida aeronave (1) , compreendendo: - uma fuselagem (2); - um rotor (3) montado sobre o topo da referida fuselagem (2) ; - um veio de transmissão (5) projetado a partir da referida fuselagem (2) e para acionar o referido rotor (3); o método compreendendo os passos de: - adquirir, quando a referida aeronave (1) está em manobra, os primeiros valores das respetivas primeiras distâncias (C, C' , C''), entre os primeiros pontos (P) em um obstáculo (O) dentro de uma região de varredura de primeiro plano (R) de um primeiro sensor (10, 10', 10''), e um segundo ponto (Q) na referida aeronave (1); - definir uma região de segurança (Z) contendo o referido segundo ponto (Q) na referida aeronave (1); e - gerar um sinal de alarme quando pelo menos um dos referidos primeiros pontos (P) se encontra 7 dentro da região de segurança (Z) contendo o referido segundo ponto (Q) na referida aeronave (D ; caracterizada por compreender o passo de localizar o referido pelo menos um sensor (10, 10', 10'') em torno do referido veio de transmissão (5).

13. 0 método conforme reivindicado na reivindicação 12, caracterizado por compreender o passo de localizar uma pluralidade de sensores 10, 10', 10'') sobre o referido veio de transmissão (5).

14. Um método como reivindicado na Reivindicação 13, caracterizado por compreender o passo de controlar automaticamente o movimento da referida aeronave (1) na base dos referidos primeiros valores, para puxar a referida aeronave (1) para longe do referido obstáculo (O) quando pelo menos um referido primeiro ponto (P) se encontra dentro da referida região de segurança (Z) .

15. Um método como reivindicado na Reivindicação 14, caracterizado por compreender os passos de: - determinar uma direção de recuo recomendada (D) da referida aeronave (1) a partir do referido obstáculo (O) na base dos referidos primeiros valores; e controlar automaticamente o movimento da referida aeronave (1) para longe do referido obstáculo (O) numa direção paralela à referida direção de recuo recomendada (D).

16. Um método como reivindicado em qualquer uma das Reivindicações 13 a 15, caracterizado por compreender os passos de: - determinar uma primeira lei de movimento real da referida aeronave (1) na base dos referidos primeiros valores; - determinar uma lei de movimento de referência da referida aeronave (1) independentemente dos referidos primeiros valores; avaliar um valor significativo da diferença entre a referida lei de movimento de referência e a referida primeira lei de movimento real; e gerar um sinal de funcionamento defeituoso indicando mau funcionamento dos referidos pelo menos um sensor (10, 10', 10''), quando o referido valor significativo excede um determinado valor limiar.

17. Um método como reivindicado na Reivindicação 16, caracterizado por compreender os passos de: determinar, quando a referida aeronave (1) está a manobrar, pelo menos segundos valores das respetivas segundas distâncias (C', C, C'') entre os segundos pontos (P) no referido obstáculo (O) dentro de uma região de varredura de segundo plano (R) de um segundo sensor (10', 10, 10"); - determinar uma segunda lei de movimento real da referida aeronave (1) na base dos referidos segundos valores; determinar a correlação entre a referida primeira e segunda lei de movimento real e a 9 referida lei de movimento de referência; e corrigir os referidos primeiro e/ou segundo valores na base da referida correlação.

18. Um produto de software carregável em uma unidade de controlo (20 ) da referida aeronave (D e concebido, quando executado, para implementar os passos de um método tal como reivindicado em qualquer uma das Reivindicações 12 a 16. Lisboa, 03 de Abril de 2013