BR102015014165A2

BR102015014165A2 - Método para determinar um ponto de ajuste de controle de uma aeronave, meio legível, dispositivo eletrônico e aeronave

Info

Publication number: BR102015014165A2
Application number: BR102015014165-3A
Authority: BR
Inventors: Lissajoux Sylvain; Aymeric Bruno; Debard Thibaut
Original assignee: Thales
Priority date: 2014-06-16
Filing date: 2015-06-16
Publication date: 2018-03-06
Also published as: FR3022340A1; US20150364045A1; FR3022340B1; CA2893712A1; US9472107B2

Abstract

trata-se de um método para determinar um ponto de ajuste de controle de uma aeronave que compreende as seguintes etapas: o cálculo (240) de uma escala de desempenho na forma de valores de declive da aeronave, sendo que a escala de desempenho compreende um valor característico de declive, sendo que o valor característico de declive é associado a um valor característico de desempenho correspondente; a aquisição (200; 21 o) de um ponto de ajuste de orientação; a exibição (255) do ponto de ajuste de orientação adquirido, na forma de um valor de declive em relação à escala de desempenho; a determinação (260) de um valor característico de declive associado a um ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive; e o cálculo (280) de um ponto de ajuste de controle de aeronave, sendo que o ponto de ajuste de controle é calculado em relação ao valor característico de desempenho correspondente ao valor característico de declive determinado.

Description

(54) Título: MÉTODO PARA DETERMINAR UM PONTO DE AJUSTE DE CONTROLE DE UMA AERONAVE, MEIO LEGÍVEL, DISPOSITIVO ELETRÔNICO E AERONAVE (51) Int. Cl.: G05D 1/06; G05D 1/08; G01C 23/00 (30) Prioridade Unionista: 16/06/2014 FR 14 01356 (73) Titular(es): THALES (72) Inventor(es): SYLVAIN LISSAJOUX; BRUNO AYMERIC; THIBAUT DEBARD (74) Procurador(es): GUSTAVO SARTORI GUIMARÃES (57) Resumo: Trata-se de um método para determinar um ponto de ajuste de controle de uma aeronave que compreende as seguintes etapas: o cálculo (240) de uma escala de desempenho na forma de valores de declive da aeronave, sendo que a escala de desempenho compreende um valor característico de declive, sendo que o valor característico de declive é associado a um valor característico de desempenho correspondente; a aquisição (200; 21 O) de um ponto de ajuste de orientação; a exibição (255) do ponto de ajuste de orientação adquirido, na forma de um valor de declive em relação à escala de desempenho; a determinação (260) de um valor característico de declive associado a um ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive; e o cálculo (280) de um ponto de ajuste de controle de aeronave, sendo que o ponto de ajuste de controle é calculado em relação ao valor característico de desempenho correspondente ao valor característico de declive determinado.

T

1/43 “MÉTODO PARA DETERMINAR UM PONTO DE AJUSTE DE CONTROLE DE UMA AERONAVE, MEIO LEGÍVEL, DISPOSITIVO ELETRÔNICO E AERONAVE”

Campo da Invenção [001] A presente invenção refere-se a um método para determinar um ponto de ajuste de controle de uma aeronave, em que o ponto de ajuste de controle se destina a ser transmitido a pelo menos um sistema aviônico de pelo menos um sistema de controle de atuador e pelo menos um sistema de orientação.

Antecedentes da Invenção [002] O método para determinar o ponto de ajuste de controle se destina a ser executado por um dispositivo eletrônico para determinar o ponto de ajuste de controle e compreende o cálculo de uma escala de desempenho na forma de valores de declive da aeronave, em que a escala de desempenho compreende pelo menos um valor característico de declive, sendo que cada valor característico de declive é associado a um valor característico de desempenho correspondente dentre valores extremos de empuxo, valores extremos de resistência ao avanço, valores extremos de aceleração em terra, valores específicos predeterminados de empuxo, valores específicos predeterminados de resistência ao avanço, valores específicos predeterminados de aceleração em terra e valores característicos de pontos de ajuste de orientação.

[003] O método de determinação também inclui a aquisição de pelo menos um ponto de ajuste de orientação e a exibição de pelo menos um ponto de ajuste de orientação dentre o(s) ponto(s) de ajuste de orientação adquirido(s), na forma de um valor de declive em relação à escala de desempenho.

[004] A invenção também se refere a um meio legível por

2/43 computador não transitório que inclui um programa de computador que compreende instruções de software que, quando executadas por um computador, implantam tal método de determinação.

[005] A invenção também se refere a um dispositivo eletrônico para determinar um ponto de ajuste de controle de uma aeronave.

[006] A invenção também se refere a uma aeronave que inclui pelo menos um sistema aviônico de pelo menos um sistema de controle de atuador e pelo menos um sistema de orientação, bem como tal dispositivo eletrônico para determinar o ponto de ajuste de controle da aeronave, em que o ponto de ajuste de controle se destina a ser transmitido ao sistema aviônico correspondente.

[007] A invenção é aplicável ao campo de aviônicos e, mais particularmente, se refere à maneira de calcular e exibir dados relacionados ao desempenho de uma aeronave equipada com um sistema de controle de motor, um sistema de controle de freio aerodinâmico como um sistema de freio a ar ou um sistema de força descendente, para atuar em uma força de resistência ao avanço na aeronave, com um sistema de controle de tração para atuar em uma força de tração exercida em terra pelas rodas e com um sistema de controle de freio em terra para atuar em uma força de frenagem exercida em terra pelas rodas. O desempenho mencionado acima está relacionado à capacidade de aceleração e desaceleração da dita aeronave e aos declives que podem ser balanceados para dadas condições de voo.

[008] A fim de variar a aceleração de uma aeronave de asa fixa, a tripulação pode atuar, em geral, sobre o empuxo, a resistência ao avanço e a força de tração ou força de frenagem das rodas em terra. Em geral, a fim de atuar sobre o empuxo, os mesmos têm a sua disposição um sistema de autoempuxo, também conhecido como automanete com capacidade de manter automaticamente uma velocidade de ponto de ajuste ou um nível de empuxo

3/43 através de controle dos motores. O empuxo também pode ser usado em terra a fim de desacelerar através da função “reversa”. A fim de atuar sobre a resistência ao avanço, em geral, a tripulação tem à sua disposição um sistema de freio a ar usado em voo ou em terra para além de uma determinada velocidade. Em terra, a tripulação também pode atuar sobre a força de tração ou força de frenagem das rodas de modo a modificar adicionalmente a aceleração em terra da aeronave.

[009] A fim de ocasionar a variação de aceleração de uma aeronave de asa rotativa, a tripulação, em geral, tem à sua disposição uma alavanca de controle coletivo que, por atuar em tandem com um sistema de controle de motor como a FADEC (abreviatura para o termo em inglês “Full Authority Digital Engine Control”), fornece a habilidade de ocasionar a variação do empuxo.

[010] Durante o voo, no momento de uma alteração em trajetória de curso de voo, uma variação em empuxo ou resistência ao avanço é necessária para manter a velocidade da aeronave. Tipicamente, a aeronave assume o declive desejado pela tripulação e em resposta ao mesmo, o empuxo e a resistência ao avanço são ajustados em conformidade à extensão de seus domínios alcançáveis a fim de manter a velocidade da aeronave. No entanto, algumas vezes, ocorre que o empuxo, respectivamente a resistência ao avanço alcançável pelos atuadores da aeronave, é insuficiente para compensar a variação em declive exigida pela tripulação e, desse modo, para manter a velocidade ou aceleração ordenada. Em tais situações, a tripulação deve ajustar o declive da aeronave em resposta ao mesmo se a mesma deseja manter a velocidade da aeronave ou satisfazer a aceleração ordenada, que exige vigilância constante pela tripulação e é provável de ocasionar situações perigosas.

[011] Portanto, há uma necessidade de estabelecer o meio para

4/43 visualização dos domínios de desempenho que são alcançáveis por uma aeronave e para servo - controlar os pontos de ajuste de orientação selecionados pela tripulação nos domínios de desempenho alcançáveis pela aeronave.

[012] A partir dos documentos n— US 6.469.640 B e US 2005/0261810 A, os dispositivos de exibição para exibir níveis de empuxo acessíveis por uma aeronave são conhecidos. O documento n^e US 2011/0238240 A, em particular, descreve um dispositivo de exibição que permite que o piloto visualize diretamente a faixa de variação de energia possível por uma aeronave.

[013] No entanto, esses dispositivos de exibição fornecem apenas um auxílio visual à tripulação.

[014] Portanto, é um objetivo da invenção fornecer um método e dispositivo para determinar um ponto de ajuste de controle na base de um ponto de ajuste de orientação adquirido, o ponto de ajuste de controle que é controlado por servo nos domínios de desempenho alcançável pela aeronave, a fim de aprimorar a segurança de voo da aeronave e reduzir a carga de trabalho da tripulação.

[015] Para essa finalidade, a matéria da invenção é fornecer um método do tipo mencionado anteriormente, que compreende as etapas a seguir:

- determinar pelo menos um valor característico de declive associado a um ponto de ajuste de orientação correspondente, exibido na forma de um valor de declive; e

- calcular pelo menos um ponto de ajuste de controle para a aeronave, sendo que cada ponto de ajuste de controle é calculado em relação ao valor característico de desempenho que corresponde ao valor característico de declive associado para cada ponto de ajuste de orientação exibido na forma

5/43 de um valor de declive.

[016] O método de determinação de ponto de ajuste de controle torna possível, desse modo, com base em pelo menos um ponto de ajuste de orientação, determinar pelo menos um ponto de ajuste de controle que se destina a ser transmitido a um sistema aviônico de pelo menos um sistema de controle de atuador e pelo menos um sistema de orientação.

[017] De acordo com outros aspectos vantajosos da invenção, o método de determinação de ponto de ajuste compreende uma ou mais das funções a seguir, levadas em consideração separadamente ou de acordo com quaisquer combinações tecnicamente possíveis:

- o valor característico de declive associado é o valor de gradiente característico de declive que, dentre o(s) valor(es) de gradiente característico de declive na direção na qual o ponto de ajuste de orientação exibido converge, é o mais próximo ao ponto de ajuste de orientação exibido.

- o valor característico de declive associado é o valor característico de declive que é o mais próximo ao ponto de ajuste de orientação exibido.

- o método compreende adicionalmente:

- o cálculo de um desvio entre cada ponto de ajuste de orientação exibido e cada valor característico de declive associado ao dito ponto de ajuste de orientação exibido, e

- o posicionamento do valor do ponto de ajuste de orientação no valor característico de declive associado, apenas quando o desvio calculado pertence a uma faixa predeterminada de valores.

- o posicionamento do valor do ponto de ajuste de orientação no valor característico de declive associado é exibido na forma de um enlace entre um símbolo que representa o ponto de ajuste de orientação e o declive característico associado.

6/43

- a aeronave compreende pelo menos um membro de controle primário adaptado para ser manipulado pelo usuário a fim de selecionar um ponto de ajuste de orientação e o ponto de ajuste de orientação adquirido é um ponto de ajuste que é selecionado com o uso do membro de controle primário.

- a escala de desempenho é calculada com base em uma velocidade selecionada partir de uma velocidade ponto de ajuste, e uma estimativa da velocidade da aeronave.

- a escala de desempenho é calculada levando-se em consideração as características da aeronave selecionadas a partir da altitude da aeronave, uma configuração da aeronave, o peso da aeronave e as condições de congelamento da aeronave.

- a escala de desempenho compreende graduações em valores de declive, a origem da escala de desempenho que corresponde a um horizonte artificial.

- quando o ponto de ajuste de orientação adquirido não é um ponto de ajuste de declive, o ponto de ajuste de orientação adquirido é convertido em um valor de declive para ser comparado aos valores da escala de desempenho.

- a etapa de aquisição compreende a aquisição de dois pontos de ajuste de orientação, em que a etapa de exibição compreende a exibição de dois pontos de ajuste de orientação, sendo cada um na forma de um valor de declive em relação à escala de desempenho e a etapa de cálculo compreende o cálculo de dois pontos de ajuste de controle respectivos.

- cada valor característico de declive é selecionado a partir de:

- um primeiro grupo de valores que consiste em: um primeiro valor associado a um nível máximo de empuxo de motor e a uma posição de freios a ar retraída, um segundo valor associado a um nível de empuxo de motor e com uma posição de freios a ar retraída, um terceiro valor associado a um nível

7/43 reduzido de empuxo de motor e a uma posição intermediária entre a retração e a instalação dos frios a ar, um quarto valor associado a um nível mínimo de empuxo de motor e a uma posição completamente instalada dos frios a ar, um quinto valor associado a um nível específico de empuxo de motor e a uma posição retraída dos frios a ar; e

- um segundo grupo de valores que consiste em: um sexto valor associado a um nível máximo de empuxo de motor e a freios inativos ou reversores de empuxo, um sétimo valor associado a um nível de frenagem máximo dos freios com o uso de reversores de empuxo em seu nível máximo, um oitavo valor associado a um nível reduzido de empuxo de motor e às posições de freios ou conjunto de reversores de empuxo de modo a alcançar uma saída de uma pista de pouso e decolagem, um nono valor associado a um nível reduzido de empuxo de motor e às posições de freios ou conjunto de reversores de empuxo de modo a trazer a aeronave para um batente na extremidade de a pista de pouso e decolagem, um décimo valor associado a um nível reduzido de empuxo de motor e a freios inativos ou reversores de empuxo, um décimo primeiro valor associado a um nível predeterminado de desaceleração.

[018] A matéria da invenção também se refere a um meio legível por computador não transitório que inclui um programa de computador que compreende instruções de software que, quando executadas por um computador, implantam o método de determinação conforme definido acima no presente documento.

[019] A matéria da invenção também se refere a um dispositivo eletrônico para determinar um ponto de ajuste de controle de uma aeronave, em que o ponto de ajuste de controle se destina a ser transmitido a pelo menos um sistema aviônico de pelo menos um sistema de controle de atuador e pelo menos um sistema de orientação, em que o dispositivo compreende:

8/43

- meios de cálculo para calcular uma escala de desempenho na forma de valores de declive da aeronave, em que a escala de desempenho compreende pelo menos um valor característico de declive, em que cada valor característico de declive é associado a um valor característico de desempenho correspondente dentre valores extremos de empuxo, valores extremos de resistência ao avanço, valores extremos de aceleração em terra, valores específicos predeterminados de empuxo, valores específicos predeterminados de resistência ao avanço, valores específicos predeterminados de aceleração em terra e valores característicos de pontos de ajuste de orientação;

- meios de aquisição para adquirir pelo menos um ponto de ajuste de orientação;

- meios de exibição para exibir de pelo menos um agrupamento de orientação dentre o(s) ponto(s) de ajuste de orientação adquirido(s), na forma de um valor de declive em relação à escala de desempenho;

- meios de determinação para determinar pelo menos um valor característico de declive associado a um ponto de ajuste de orientação correspondente, exibido na forma de um valor de declive; e

- meios de cálculo para calcular pelo menos um ponto de ajuste de controle para uma aeronave, sendo que cada ponto de ajuste de controle é calculado em relação ao valor característico de desempenho que corresponde ao valor característico de declive associado para cada ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive.

- De acordo com outro aspecto vantajoso da invenção, o dispositivo de determinação de ponto de ajuste compreende adicionalmente:

- meios de cálculo para calcular um desvio entre cada ponto de ajuste de orientação exibido e cada valor característico de declive associado ao dito ponto de ajuste de orientação exibido; e

- meios de posicionamento para posicionar o valor do ponto de

9/43 ajuste de orientação no valor característico de declive associado, apenas quando o desvio calculado pertence a uma faixa predeterminada de valores.

[020] A matéria da invenção também se refere a uma aeronave que inclui pelo menos um sistema aviônico de pelo menos um sistema de controle de atuador e pelo menos um sistema de orientação, bem como tal dispositivo eletrônico para determinar um ponto de ajuste de controle da aeronave, em que o ponto de ajuste de controle se destina a ser transmitido ao sistema aviônico correspondente, em que o dispositivo eletrônico é conforme definido acima no presente documento.

Breve Descrição das Figuras [021] Essas funções características e vantagens da invenção se tornarão evidentes mediante a leitura da descrição que seguirá, dada somente a título de exemplo não limitante e com referência que é feita aos desenhos anexos nos quais:

- A Figura 1 representa de uma maneira esquemática o empuxo e a resistência às forças de avanço aplicadas a uma aeronave bem como seu vetor de velocidade de ar e seu vetor de velocidade em terra;

- A Figura 2 é uma representação esquemática da aeronave mostrada na Figura 1, em que a aeronave inclui uma pluralidade de motores, rodas, um sistema de controle de motor para serem usados para variar uma força de empuxo gerada pelos motores e que formam um primeiro sistema de controle de atuador, um sistema de controle de freio aerodinâmico para atuar em uma força de resistência ao avanço da aeronave e que forma um segundo sistema de controle de atuador, um sistema de controle de tração em terra para atuar em uma força de tração exercida em terra pelas rodas, sendo que o sistema de controle de tração em terra forma um terceiro sistema de controle de atuador, um sistema de controle de freio em terra para atuar em uma força de frenagem exercida sobre a terra pelas rodas, sendo que o sistema de

10/43 controle de freio em terra forma um quarto sistema de controle de atuador, um sistema de controle de voo, um sistema de piloto automático, um manche e uma alavanca, também conhecida como uma alavanca coletiva no caso de uma aeronave de asa rotativa, que forma os membros de controle primários adaptados para serem manipulados para a pilotagem e controle da aeronave e um dispositivo eletrônico para determinar um ponto de ajuste de controle para uma aeronave;

- A Figura 3 é um diagrama que ilustra o uso de tabelas de interpolação que fornecem a habilidade para calcular os valores característicos de declive de uma escala de desempenho;

- A Figura 4 é uma representação esquemática de dados exibidos em uma tela do dispositivo de determinação de ponto de ajuste mostrado na Figura 2 quando a aeronave está em voo;

- A Figura 5 é uma representação esquemática similar àquela mostrada na Figura 4 quando a aeronave está na fase de “nivelamento” em terra;

- A Figura 6 é uma representação esquemática similar àquela mostrada na Figura 4 quando a aeronave está na fase de “taxiar” em terra;

- A Figura 7 é uma representação esquemática similar àquela mostrada na Figura 4 quando a aeronave está na fase de “decolagem” em terra;

- A Figura 8 é um fluxograma de um método de acordo com a invenção, para determinar um ponto de ajuste de controle da aeronave.

Descrição de Realizações da Invenção [022] Na Figura 1, uma aeronave 10, como um avião ou um helicóptero, é submetida a uma força de empuxo P e uma força de resistência ao avanço T, em que cada uma é aplicada ao centro de gravidade G da aeronave. A aeronave 10 se move em relação à terra ao longo de um vetor de

11/43 velocidade em terra V_s que forma junto com a horizontal H um ângulo y_sconhecido como declive em terra da aeronave e se move em relação ao ar ao longo de um vetor de velocidade de ar Va que forma junto com a horizontal H um ângulo ya conhecido como declive de ar da aeronave. A diferença entre o vetor de velocidade em terra Vs e o vetor de velocidade de ar V_a corresponde ao vetor de velocidade de vento V_w que representa o deslocamento do ar em relação à terra.

[023] Na Figura 1, os vetores de empuxo, resistência ao avanço, velocidade em terra, velocidade de ar e velocidade de vento foram identificados por meio de notações de vetor com uma seta. Por convenção neste presente pedido de patente e para propósitos de simplificação das notações de referência, os vetores mencionados acima foram identificados por meio de notações de referência com letras maiúsculas e sem quaisquer setas.

[024] Na Figura 2, a aeronave 10 inclui um sistema de controle de voo 12, também indicado como FCS (para o termo em inglês Flight Control System^,r) ou FBW (para o termo em inglês Fly By Wire”), para atuar em um agrupamento de atuadores e superfícies de controle de voo 13 da aeronave, em que os atuadores e superfícies de controle de voo são, por exemplo, os ailerons, o elevador ou o leme direcional.

[025] A aeronave 10 inclui um sistema de controle de motor 14, também indicado como ECU (para o termo em inglês Engine Control Unit”) para ocasionar a variação do empuxo de pelo menos um motor 15 da aeronave, como um reator, um turboélice ou uma turbina. O sistema de controle de motor 14 forma um primeiro sistema de controle de atuador da aeronave. Quando a aeronave 10 inclui uma pluralidade de motores 15, o sistema de controle de motor 14 tem capacidade para ocasionar a variação da energia distribuída por todos os motores 15.

[026] A aeronave 10 também inclui um sistema de controle de

12/43 freio aerodinâmico 16, como um sistema de freio a ar ou uma sustentação negativa ou sistema de força descendente, para atuar nas superfícies de controle do conjunto 13 e agindo, desse modo, sobre a força de resistência ao avanço T, com o sistema de controle de freio aerodinâmico 16 que forma um segundo sistema de controle de atuador.

[027] A aeronave 10 inclui um sistema de controle de tração em terra 17 para ocasionar a variação da energia distribuída por pelo menos um motor adicional 17A, sendo que cada motor adicional 17A tem capacidade de acionar as rodas de um trem de pouso, não representado. O sistema de controle de tração em terra 17 tem, desse modo, capacidade de atuar sobre uma força de tração R exercida em terra pelas rodas. O sistema de controle de tração em terra 17, então, forma um terceiro sistema de controle de atuador.

[028] A aeronave 10 também inclui um sistema de controle de freio em terra 18 para controlar um sistema de freio 18A e para atuar, desse modo, sobre uma força de frenagem B exercida em terra pelas rodas. O sistema de controle de freio em terra 18 forma, então, um quarto sistema de controle de atuador.

[029] A aeronave 10 inclui pelo menos um sistema de orientação, como um sistema de controle de voo 12, um sistema de controle de voo automático 19 também indicado como AFCS (para o termo em inglês Auto Flight Control System”), também conhecido como piloto automático e indicado como PA ou AP (para o termo em inglês “Automatic Pilot”), ou mesmo como um sistema de gerenciamento de voo 20 para gerenciar o voo da aeronave, também indicado como FMS (para o termo em inglês Flight Management System”). Além disso, o sistema de orientação é um dispositivo de autoempuxo, não mostrado, também conhecido como automanete.

[030] A aeronave 10 compreende um agrupamento de sensores 21 com capacidade de medir valores variáveis diferentes relacionados à

13/43 aeronave, em particular, os valores variáveis associados ao agrupamento de atuadores e superfícies de controle de voo 13 e com o movimento da aeronave 10 e com capacidade de transmitir os valores medidos das ditas variáveis para: o sistema de controle de voo 12, o sistema de controle de motor 14, o sistema de controle de freio aerodinâmico 16, o sistema de tração em terra 17, o sistema de controle de freio em terra 18, o sistema de piloto automático 19 e / ou para o sistema de gerenciamento de voo 20.

[031] A aeronave 10 inclui um ou mais manches de controle ou minimanches de controle 22 e uma ou mais alavancas ou minialavancas 24, sendo que cada uma forma um membro de controle primário com capacidade para ser manipulado apropriadamente pela tripulação da aeronave 26 para a pilotagem e controle da aeronave. A minialavanca 24 se refere a uma alavanca de controle com um retrocesso de força em direção a uma posição de equilíbrio. No caso de uma aeronave de asa rotativa, a alavanca ou minialavanca se refere à alavanca de controle coletiva. Em seções subsequentes, o termo “manche” deve se referir tanto a um manche quanto um minimanche e o termo “alavanca de controle” deve se referir tanto a uma alavanca de controle quanto minialavanca de controle.

[032] Além disso, a aeronave 10 inclui um membro de controle auxiliar 28 que torna possível incrementar ou decrementar um ponto de ajuste ou mesmo designar diretamente o valor desse ponto de ajuste.

[033] A aeronave 10 inclui um dispositivo de determinação de ponto de ajuste eletrônico 30 para determinar um ponto de ajuste de controle da aeronave, em que o ponto de ajuste de controle se destina a ser transmitido a pelo menos um sistema aviônico dentre um dos sistemas de controle de atuador 14, 16, 17, 18 e um dos sistemas de orientação 12, 19, 20, ou seja, nesse exemplo, o sistema de controle de motor 14, o sistema de controle de freio aerodinâmico 16, o sistema de controle de tração em terra 17, o sistema

14/43 de controle de freio em terra 18, o sistema de controle de voo 12, o sistema de piloto automático 19 e o sistema de gerenciamento de voo 20.

[034] O sistema de controle de voo 12 é conhecido por si só e fornece a habilidade, através de sua ação no conjunto de superfícies de controle e atuadores 13, para ocasionar uma alteração de atitude da aeronave 10. Além disso, o sistema de controle de voo 12 inclui uma ou mais funções funcionais de orientação e forma, desse modo, um sistema de orientação de aeronave 10.

[035] O sistema de controle de motor 14 é conhecido por si só, e fornece a habilidade para ocasionar uma variação no empuxo de pelo menos um motor 15 da aeronave.

[036] O sistema de controle de freio aerodinâmico 16 fornece a habilidade para ocasionar uma variação na resistência ao avanço T aplicada à aeronave. O sistema de controle de freio aerodinâmico 16 tem capacidade de aproximar a dita variação na força de resistência ao avanço T através de uma ação sobre as superfícies de controle do conjunto 13.

[037] No exemplo mostrado na Figura 2, o sistema de controle de freio aerodinâmico 16 é um sistema separado que é distinto dos outros sistemas 12, 14, 17, 18, 19, e 20 da aeronave, em particular, do sistema de controle de voo 12. Alternativamente não mostrado, o sistema de controle de freio aerodinâmico 16 é integrado ao sistema de controle de voo 12.

[038] O sistema de controle de tração em terra 17 e o sistema de controle de freio em terra 18 respectivamente são conhecidos por si só, e tornam possível atuar através do um ou mais motores adicionais 17A sobre a força de tração R, respectivamente através do sistema de freio 18A ou mesmo através do motor adicional 17A, sobre a força de frenagem B. O sistema de controle de tração em terra 17 e o sistema de controle de freio em terra 18 têm, desse modo, capacidade de atuar sobre a força de tração R ou a força de

15/43 frenagem B exercida por meio das rodas quando a aeronave está em terra.

[039] O sistema de piloto automático 19 e/ou o dispositivo de autoempuxo são conhecidos por si só e fornecem a habilidade para atuar sobre a trajetória de curso de voo da aeronave.

[040] O sistema de gerenciamento de voo 20 é conhecido por si só e fornece a habilidade para gerenciar um plano de voo da aeronave 10, da decolagem para o pouso da mesma.

[041] Os sensores 21 têm, em particular, capacidade de fornecer informações e dados relacionados à posição dos elementos do conjunto de superfícies de controle e atuadores 13, por exemplo, a posição de uma superfície de controle e/ou relacionada ao estado do motor ou motores 15, e/ou relacionados às configurações de sustentação alta e/ou relacionados ao estado instalado ou estado não instalado dos trens de pouso.

[042] Os sensores 21 têm adicionalmente capacidade de fornecer informações e dados relacionados ao posicionamento da aeronave 10, como atitudes, acelerações, um valor de velocidade em terra, um valor de velocidade de ar, um valor de velocidade de roda, uma rota, uma altitude, uma latitude, uma longitude e/ou dados relacionados ao ambiente da aeronave 10, preferencialmente relacionados à atmosfera na qual a aeronave está operando 10, por exemplo, uma pressão ou mesmo uma temperatura.

[043] Cada manche 22 e cada alavanca de controle 24 têm capacidade de permitir que um usuário selecione um ponto de ajuste de orientação. O termo ponto de ajuste de orientação de acordo com a invenção se refere a um ponto de ajuste de trajetória de curso. O ponto de ajuste de orientação da aeronave é, por exemplo, um ponto de ajuste de declive ou um ponto de ajuste de velocidade vertical que pode ser selecionado usando-se os movimentos longitudinais do manche 22. Alternativamente ou além disso, o ponto de ajuste de orientação é, por exemplo, um ponto de ajuste para

16/43 aceleração ao longo da direção assumida pelo vetor de velocidade selecionado a partir do vetor de velocidade de ar Va e do vetor de velocidade em terra Vs, chamado de a aceleração no ponto de ajuste de declive que pode ser selecionado usando-se a alavanca de controle 24. Alternativamente ou além disso, o ponto de ajuste de orientação é, por exemplo, uma velocidade ponto de ajuste para uma aeronave, expresso na forma de uma CAS (para o termo em inglês “Computed Air Speed”) ou MACH, ou mesmo um ponto de ajuste de altitude. A velocidade ponto de ajuste ou ponto de ajuste de altitude é, então, designada, por exemplo, usando-se um meio de controle secundário, como um interruptor seletor em um painel de controle, a tecla sensível ao toque de uma tela sensível ao toque ou um sistema de controle de voz ou designada usandose, por exemplo, uma alavanca 24.

[044] Alternativamente, em uma aeronave de asa rotativa, o ponto de ajuste de declive ou o ponto de ajuste de velocidade vertical é selecionado por meio da alavanca 24 e a aceleração no ponto de ajuste de declive é selecionada usando-se os movimentos longitudinais do manche 22.

[045] Cada manche 22 tem capacidade de permitir que um usuário controle as atitudes da aeronave 10. De uma maneira convencional, cada manche 22 é uma alavanca de controle que é adaptada para ser operada com base em movimentos transversais, movimentos longitudinais ou qualquer combinação de movimentos longitudinais e transversais. Em outras palavras, cada manche 22 é móvel ao longo de pelo menos duas direções distintas e separadas de movimento, em que as direções de movimento são adicionalmente perpendiculares umas às outras no exemplo descrito.

[046] Mais especificamente, cada manche 22 tem capacidade de permitir que um usuário controle o ângulo de rolagem por meio dos movimentos transversais do manche e o ângulo de passo ou o fator de carga por meio dos movimentos longitudinais do manche.

17/43 [047] Cada manche 22 tem capacidade de permitir que um usuário selecione um ponto de ajuste de orientação. Tal ponto de ajuste de orientação é, por exemplo, conforme mencionado anteriormente, um ponto de ajuste de velocidade vertical ou um ponto de ajuste de declive.

[048] Cada alavanca 24 tem capacidade de permitir que um usuário selecione um valor para um ponto de ajuste de aceleração Acc_cons ao longo da direção tomada pelo vetor de velocidade a partir do vetor de velocidade de ar Va e do vetor de velocidade em terra Vs, chamado de aceleração no ponto de ajuste de declive Acc_cons ou um valor de um ponto de ajuste de velocidade longitudinal. Cada alavanca 24 é, por exemplo, uma alavanca de controle que é adaptada para ser operada com base em movimentos longitudinais. Em outras palavras, cada alavanca 24 é móvel ao longo de uma direção de movimento, ou seja, a direção longitudinal.

[049] Alternativamente, em uma aeronave de asa rotativa, cada alavanca 24 é adaptada para ser operada com base em movimentos verticais. Em outras palavras, cada alavanca 24 é móvel ao longo de uma direção de movimento, ou seja, a direção vertical.

[050] Alternativamente, cada alavanca de controle 24 é uma alavanca de controle convencional com capacidade para atuar apenas sobre o empuxo de motores associados e não fornece a seleção de uma aceleração no ponto de ajuste de declive Acc_cons.

[051] Cada manche 22 e cada alavanca de controle 24 incluem uma posição de repouso para cada direção de movimento, preferencialmente que corresponde à posição intermediária entre os valores extremos de uma distância de deslocamento D para cada manche 22 ou cada alavanca de controle 24 ao longo da direção de movimento correspondente.

[052] Além disso, cada manche 22 e cada alavanca de controle 24 são, cada um, uma alavanca de controle com retrocesso de força mecânico

18/43 controlável, ou seja, controlável, e uma lei de retrocesso de força mecânico define a força mecânica fornecida por cada manche 22 e cada alavanca de controle 24 com base na distância de deslocamento D para cada manche 22 ou cada alavanca de controle 24 em relação a sua posição de repouso. De acordo com esse complemento, cada manche 22 e cada alavanca de controle 24 são, então, em geral mais especificamente conhecidos como minimanche e minialavanca de controle.

[053] Adicionalmente, a lei de retrocesso de força mecânico é uma função de outros parâmetros, como o estado dos atuadores ou dos sistemas de orientação, por exemplo.

[054] Além disso, cada alavanca de controle que forma cada alavanca 24 e/ou cada manche 22 inclui pelo menos uma posição de referência predeterminada, em que a(s) posição(ões) de referência que correspondem, por exemplo, às ranhuras de posição, não mostradas.

[055] Além disso, o membro de controle auxiliar 28 é fixado a cada manche 22 e/ou, opcionalmente, a cada alavanca 24. O mesmo é móvel ao longo de pelo menos uma direção, a fim de incrementar ou decrementar pelo menos um ponto de ajuste de orientação correspondente. Quando o membro de controle auxiliar 28 é posicionado sobre a alavanca de controle 24, o ponto de ajuste de orientação correspondente é preferencialmente um ponto de ajuste de velocidade de ar (CAS, TAS, MACH) ou ponto de ajuste de taxiar em terra. Quando o membro de controle auxiliar 28 é móvel em duas direções distintas, o mesmo tem capacidade de incrementar ou decrementar dois pontos de ajuste de orientação separados. Quando o membro de controle auxiliar 28 é posicionado sobre o manche 22, o mesmo é preferencialmente móvel em duas direções perpendiculares distintas, em que uma é longitudinal e a outra é transversal. O ponto de ajuste de orientação que corresponde ao movimento longitudinal do membro de controle auxiliar 28 é, então, preferencialmente a

19/43 altitude e o ponto de ajuste de orientação que corresponde ao movimento transversal do membro de controle auxiliar 28 é, então, preferencialmente o rumo ou o curso.

[056] O membro de controle auxiliar 28, por exemplo, tem uma forma em formato cônico quando o mesmo é móvel em duas direções distintas ou está na forma de um botão quando o mesmo é móvel em uma única direção. O membro de controle auxiliar 28 associado a cada manche 22 preferencialmente tem uma forma em formato cônico, e é também conhecido como um pinheiro e aquele associado a cada alavanca de controle 24 tem preferencialmente uma forma em formato de botão.

[057] Alternativamente, em uma aeronave de asa rotativa, o ponto de ajuste de orientação que corresponde ao movimento longitudinal do membro de controle auxiliar 28 é a velocidade quando o mesmo é fixado ao manche 22 e a altitude quando o mesmo é fixado à alavanca de controle 24.

[058] O dispositivo de determinação 30 inclui uma tela de exibição 32 e uma unidade de processamento de dados 34 formadas, por exemplo, por um armazenamento de memória 36 e um processador 38 associado ao armazenamento de memória 36.

[059] No exemplo mostrado na Figura 2, o dispositivo de determinação 30 é separado e distinto do sistema de controle de voo 12, do sistema de controle de motor 14, do sistema de controle de freio aerodinâmico 16, do sistema de controle de tração em terra 17 do sistema de controle de freio em terra 18, do sistema de piloto automático 19 e do sistema de gerenciamento de voo 20.

[060] Alternativamente, não mostrado, o dispositivo de determinação 30 é integrado a qualquer um dos elementos selecionados a partir do grupo que consiste no sistema de controle de voo 12, no sistema de controle de motor 14, no sistema de controle de freio aerodinâmico 16, no

20/43 sistema de controle de tração em terra 17, no sistema de controle de freio em terra 18, no sistema de piloto automático 19 e no sistema de gerenciamento de voo 20. A unidade de processamento de dados 34, então, corresponde à unidade de processamento de dados, não mostrada, do dito elemento. De acordo com essa alternativa, o dispositivo de determinação 30 é preferencialmente integrado ao sistema de piloto automático 19.

[061] O armazenamento de memória 36 tem capacidade de armazenar um programa de software 40 para medir um valor variável mecânico em relação, respectivamente, ao manche 22 e à alavanca 24, como a distância de deslocamento D do manche 22 e da alavanca 24, respectivamente, ou uma força mecânica F aplicada pela tripulação 26 contra o manche 22, respectivamente, a alavanca 24, que forma a alavanca de controle, e para calcular um valor para um ponto de ajuste de orientação como uma função do valor variável mecânico D, F e, opcionalmente, do valor anterior do ponto de ajuste de orientação.

[062] O armazenamento de memória 36 também tem capacidade de armazenar um programa de software 42 para adquirir um ponto de ajuste de orientação calculado por um sistema aviônico externo ao dispositivo de determinação 30.

[063] O armazenamento de memória 36 também tem capacidade de armazenar um programa de software 44 para conversão do valor do ponto de ajuste de orientação em um valor de declive quando o ponto de ajuste de orientação é uma aceleração no ponto de ajuste de declive ou ponto de ajuste de velocidade vertical.

[064] O armazenamento de memória 36 tem adicionalmente capacidade de armazenar um programa de software 46 para calcular uma escala de desempenho E na forma valores de declive da aeronave. A escala de desempenho E compreende pelo menos um valor característico de declive,

21/43 sendo que cada valor característico de declive é associado a um valor característico de desempenho correspondente dentre valores extremos de empuxo, valores extremos de resistência ao avanço, valores extremos de aceleração em terra, valores específicos predeterminados de empuxo, valores específicos predeterminados de resistência ao avanço, valores específicos predeterminados de aceleração em terra e valores característicos de pontos de ajuste de orientação. Os valores característicos de pontos de ajuste de orientação correspondem, por exemplo, a um declive calculado pelo sistema de gerenciamento de voo 20 para alcançar o curso de voo.

[065] O armazenamento de memória 36 também tem capacidade de armazenar um programa de software 48 para determinar um valor característico de declive associado a um ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive. Em outras palavras, o valor característico de declive programa de software de determinação 48 tem capacidade de determinar, dentre os valores da escala calculada E, um valor associado ao ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive.

[066] O valor característico de declive associado é, por exemplo, o valor característico de declive que, fora de o um ou mais valores característicos de declive em direção ao qual o ponto de ajuste de orientação exibido converge, é o mais próximo ao ponto de ajuste de orientação exibido. O um ou mais valores característicos de declive em direção ao qual o ponto de ajuste de orientação exibido converge, são a um ou more valores característicos de declive para os quais o derivativo em relação ao tempo do valor absoluto de um desvio algébrico entre o dito valor característico de declive e o ponto de ajuste de orientação exibido é negativo.

[067] Alternativamente, o valor característico de declive associado é o valor característico de declive que é o mais próximo ao ponto de ajuste de orientação exibido.

22/43 [068] O armazenamento de memória 36 também tem capacidade de armazenar um programa de software 50 com capacidade de calcular um ponto de ajuste de controle da aeronave, em que o ponto de ajuste calculado é controlado por servo em relação ao valor característico de desempenho que corresponde ao valor característico de declive associado ao ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive e para transmitir o ponto de ajuste de controle calculado a pelo menos um sistema aviônico dentre um dos sistemas de controle de atuador 14, 16, 17, 18 e um dos sistemas de orientação 12, 19, 20.

[069] De acordo com um aspecto opcional adicional, o programa de software de determinação 48 tem, além disso, capacidade de calcular um desvio algébrico A_c entre o ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive e o valor característico de declive da escala de desempenho E associado a esse ponto de ajuste de orientação exibido e de comparar esse desvio algébrico A_c a uma faixa de valores de referência A_ref.

[070] De acordo com esse aspecto adicional, o programa de software de transmissão e cálculo 50 tem adicionalmente capacidade de posicionamento do valor do ponto de ajuste de orientação no valor característico de declive associado quando condições especiais, chamadas de condições de aderência, são aproximadas, por exemplo, quando o desvio algébrico calculado A_c está dentro da faixa de valores de referência A_ref.

[071] Além disso, esse posicionamento é alcançado apenas quando o valor absoluto do desvio algébrico Δ_ο está no processo de diminuição no decorrer do tempo, ou seja, quando o derivativo em relação ao tempo do valor absoluto do desvio algébrico A_c é negativo, em outras palavras, quando o desvio algébrico A_c está no processo de ser reduzido e/ou quando o valor variável mecânico D, F, do manche 22, respectivamente da alavanca de controle 24, está compreendido dentro de uma faixa de valores predefinida.

23/43 [072] Após o posicionamento do valor de ponto de ajuste de orientação no valor característico de declive associado, uma modificação do valor do ponto de ajuste de orientação, por exemplo, fazendo-se uso do manche 22 ou da alavanca 24, cancela o posicionamento, também chamado de aderência. Isso torna possível, então, cessar a aderência com o valor característico de declive estabelecido anteriormente, ou seja, “dissociar o ponto de ajuste de orientação do valor característico de declive ao qual o mesmo foi aderido.

[073] O armazenamento de memória 36 tem capacidade de armazenar um programa de software 52 para exibir informações e dados na tela de exibição 32 do dispositivo de determinação 30, em particular, a escala de desempenho E e um símbolo que representa o ponto de ajuste de orientação.

[074] O processador 38 tem capacidade de carregar e executar cada um dos programas de software 40, 42, 44, 46, 48, 50 e 52.

[075] O programa de software de medição e cálculo 40, respectivamente, o programa de software de aquisição 42, respectivamente, o programa de software de conversão 44, respectivamente o programa de software de cálculo de escala de desempenho 46, respectivamente o programa de software de determinação 48, respectivamente o programa de software de transmissão e cálculo 50, e respectivamente o programa de software de exibição 52, formam o meio de medição e cálculo para medir a variável mecânica D, F do manche ou da alavanca de controle e para calcular um valor do ponto de ajuste de orientação como uma função do valor variável mecânico D, F medido; respectivamente os meios de aquisição de dados para adquirir um valor do ponto de ajuste de orientação calculado por um sistema aviônico externo ao dispositivo de determinação; respectivamente os meios de conversão para converter o valor do ponto de ajuste de orientação em um valor

24/43 de declive; respectivamente, os meios de cálculo para calcular uma escala de desempenho; respectivamente os meios de determinação para determinar o valor característico de declive associado ao ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive; respectivamente, os meios de transmissão e cálculo para calcular um ponto de ajuste de controle para uma aeronave e para transmitir esse ponto de ajuste de controle a pelo menos um sistema aviônico correspondente; e respectivamente os meios de exibição para exibir informações e dados na tela.

[076] Alternativamente, os meios de cálculo de medição 40, os meios de aquisição 42, os meios de conversão 44, os meios de cálculo de escala 46, os meios de determinação 48, os meios de cálculo e transmissão 50 e os meios de exibição 52 são desenvolvidos na forma de componentes lógicos programáveis ou até mesmo na forma de circuitos integrados dedicados.

[077] De acordo com o aspecto opcional adicional anteriormente descrito, o programa de software 48, além disso, forma os meios para calcular um desvio algébrico A_c entre o ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive e o valor característico de declive associado a esse ponto de ajuste de orientação exibido e para comparar o desvio algébrico A_ccom a faixa de valores de referência A_ref, e o programa de software 50 também forma adicionalmente os meios de posicionamento para posicionar o valor do ponto de ajuste de orientação no valor característico de declive associado.

[078] O programa de software de cálculo e medição 40 tem capacidade de medir o valor do valor variável mecânico D, F, do manche 22, respectivamente da alavanca de controle 24, compreendida entre um valor mínimo Dmin e um valor máximo Dmax e um valor mínimo Fmin e um valor máximo Fmax, respectivamente. Por convenção, neste pedido de patente, os valores mínimos Dmin, Fmin são negativos, os valores máximos Dmax, Fmax são positivos e a posição de repouso do manche 22, respectivamente da

25/43 alavanca de controle 24 corresponde a um valor nulo da distância de deslocamento D.

[079] O programa de software de cálculo e medição 40 tem, então, capacidade de converter o valor medido da variável mecânica D, F em um incremento de controle de orientação, com a posição de repouso respectivamente do manche 22 e da alavanca 24 que corresponde a um incremento de controle nulo. O valor de incremento de controle é multiplicado, então, através do programa de software de cálculo e medição 40, por um coeficiente K que depende de uma etapa de cálculo do algoritmo antes de ser adicionado ao valor antecedente do ponto de ajuste de orientação. Então, isso é equivalente a realizar uma integração de tempo do incremento de controle a fim de obter o ponto de ajuste de orientação. Em outras palavras, a manutenção do manche 22 e da alavanca 24, respectivamente, em uma outra posição diferente da posição de repouso, então, resultará em uma evolução constante do ponto de ajuste de orientação.

[080] O ponto de ajuste de orientação calculado é, então, enviado, por um lado, ao programa de software de exibição 52 e, por outro lado, ao programa de software de conversão 44.

[081] Nesse exemplo, o valor variável mecânico D, F do manche 22, respectivamente da alavanca 24, corresponde a um incremento/decremento do ponto de ajuste de orientação.

[082] Alternativamente, o valor variável mecânico D, F do manche 22, respectivamente da alavanca 24, corresponde a um nível do ponto de ajuste de orientação. De acordo com essa alternativa, o programa de software de medição e cálculo 40, de maneira análoga, tem capacidade de medir o valor do valor variável mecânico D, F do manche 22, respectivamente da alavanca 24, compreendido entre o valor mínimo Dmin, Fmin, e o valor máximo Dmax, Fmax. O programa de software de medição e cálculo 40 tem

26/43 então capacidade de converter o valor medido do valor variável mecânico D, F em um comando, de maneira opcional, por aplicação de uma função não linear de modo a permitir uma seleção precisa de comandos baixos e de comandos extremos correspondentes a deslocamentos extremos do manche 22, respectivamente da alavanca 24.

[083] De acordo com essa alternativa, o programa de software de medição e cálculo 40 tem então capacidade de converter o comando no ponto de ajuste de orientação, levando-se em consideração, de maneira opcional, os seguintes critérios: a ergonomia do manche (deslocamento, altura, etc.), o tipo de aeronave, assim como seu tipo de motor e os elementos de desempenho do motor (número de motores em operação, etc.), e a fase de voo (decolagem, cruzeiro, aproximação, em terra) determinados entre outras coisas pela medição dos parâmetros de aeronave (altitude, velocidade, configuração da aeronave).

[084] Adicional ou alternativamente, quando a alavanca de controle que forma o manche 22, respectivamente, a alavanca 24, é posicionada em uma posição predeterminada correspondente de referência, o valor do ponto de ajuste de orientação é ajustado para ser igual a um valor predefinido associado à dita posição predeterminada de referência. O valor máximo do ponto de ajuste de orientação corresponde, por exemplo, a uma posição de referência predeterminada, tal como um gatilho de posição mecânica.

[085] O ponto de ajuste de orientação calculado é, desse modo, de maneira análoga à alternativa anteriormente descrita acima, enviado ao programa de software de exibição 52, por um lado, e ao programa de software de conversão 44, por outro lado.

[086] O programa de software de aquisição de dados 42 tem capacidade de adquirir um valor do ponto de ajuste de orientação, quando o

27/43 último é, de acordo com outro modo de operação, calculado por um sistema aviônico externo ao dispositivo de determinação 30. De acordo com esse modo de operação alternativo, o valor do ponto de ajuste de orientação levado em consideração pelo programa de software de conversão 46 é o ponto de ajuste valor derivado do programa de software de aquisição 42, no lugar daquele derivado do programa de software de medição e cálculo 40.

[087] O programa de software de conversão 44 tem capacidade de converter o valor do ponto de ajuste de orientação em um valor expresso em graus quando o ponto de ajuste de orientação não é expresso em graus, por exemplo, quando o ponto de ajuste de orientação é uma aceleração no ponto de ajuste de declive.

[088] Desse modo, quando o ponto de ajuste de orientação é uma aceleração no ponto de ajuste de declive em m / s², a aceleração no ponto de ajuste de declive expresso em graus satisfaz então a seguinte equação:

ACC„ ⁼ C _tAcc_ltiso dediveatual ^+—π (1) em que Accp representa a aceleração no ponto de ajuste de declive convertida em um valor de declive em graus;

Accj representa a aceleração no ponto de ajuste de declive expressa em m / s²;

Cdeciiveatuai representa um valor em graus escolhido dentre um ponto de ajuste de declive ou um ponto de ajuste convertido em um declive, o valor nulo, e o declive da aeronave;

180 / π representa o fator de conversão para converter radianos em graus; e g é a aceleração devido à gravidade em m / s².

[089] O software de cálculo para calcular uma escala de desempenho 46 tem capacidade de calcular a escala de desempenho E.

28/43 [090] Os valores característicos de desempenho da escala de desempenho E são escolhidos dentre valores de empuxo e resistência ao avanço quando a aeronave 10 está em voo, ou seja, quando a aeronave 10 não está em contato com o solo, e de valores de aceleração em terra quando a aeronave 10 está em terra.

[091] Desse modo, quando a aeronave 10 está em voo, conforme ilustrado na Figura 4, os valores característicos de declive correspondem aos níveis específicos de empuxo de motor e às posições particulares de freios a ar. O programa de software 46 tem então capacidade de se associar à escala de desempenho E vários valores característicos de declive diferentes correspondentes aos valores característicos de desempenho.

[092] A título de exemplo, na Figura 4, quando a aeronave 10 está em voo, cada valor característico de declive é selecionado dentre um primeiro grupo de valores que consiste em: um primeiro valor característico de declive 58 correspondente a um nível máximo de empuxo de motor e a uma posição retraída dos freios a ar, um segundo valor característico de declive 62 correspondente a um nível mínimo de empuxo de motor e a uma posição retraída dos freios a ar, um terceiro valor característico de declive correspondente a um nível mínimo de empuxo de motor e a uma posição intermediária entre retração e instalação dos freios a ar, um quarto valor característico de declive 70 correspondente a um nível mínimo de empuxo de motor e a uma posição completamente instalada dos freios a ar, e um quinto valor característico de declive 71 correspondente a um nível específico de empuxo de motor e a uma posição retraída dos freios a ar.

[093] De forma vantajosa, o nível máximo de empuxo de motor é ajustado com base na fase do voo. A título de exemplo, o nível máximo de empuxo de motor é TO / GA (derivado do termo em inglês “Take Off / Go Around”) durante a fase de aproximação ou decolagem, CLB (derivado do

29/43 termo em inglês “Climb”) na fase de cruzamento sem motor em falha, e MCT (derivado do termo em inglês “Maximum Continuous Thrust”) na fase de cruzamento com falha de motor.

[094] De forma vantajosa, o nível mínimo de empuxo de motor é ajustado com base nas condições de voo. A título de exemplo, o nível mínimo de empuxo de motor é um nível de empuxo em marcha lenta, também conhecido como IDLE, durante condições de voo nominal, ou um nível de empuxo que é maior do que IDLE que permitem a operação de sistemas de degelo em condições de congelamento.

[095] Quando a aeronave está em terra, os valores característicos de declive correspondem a níveis particulares de aceleração em terra, ou seja, a níveis particulares de velocidade do(s) motor(s) 15, 17A e a níveis de desaceleração em terra relacionados às posições de freios ou particular reversores de empuxo, sendo que a desaceleração em terra é uma aceleração em terra negativa.

[096] Adicionalmente, em terra, é possível distinguir três fases de operação da aeronave: uma primeira fase, ilustrada na Figura 5, e comumente conhecida como “nivelamento”, correspondente à aterrissagem da aeronave e a sua saída da pista de pouso e decolagem; uma segunda fase, ilustrada na Figura 6 e comumente conhecida como “taxiar”, correspondente à navegação em aeroporto; e uma terceira fase, ilustrada na Figura 7 e comumente conhecida como “decolagem”, correspondente à partida da aeronave ao fim da pista de pouso e decolagem até sua decolagem.

[097] Para cada dessas três fases, o programa de software 46 tem capacidade de se associar aos valores característicos de declive diferentes de escala de desempenho E correspondentes aos valores característicos de desempenho. A título de exemplo, durante uma fase correspondente à aterrissagem da aeronave, conforme ilustrado pela escala E mostrada na

30/43

Figura 5, a escala E apresentará um sexto valor característico de declive 74 correspondente a um nível máximo de empuxo de motor e aos freios ou reversores de empuxo que estão inativas que permitem a decolagem ou permitem um procedimento de volta de pista eficaz se a aproximação ou aterrissagem for perdida; um sétimo valor característico de declive 78 correspondente a um frenagem máxima dos freios com o uso dos reversores de empuxo em seu nível máximo, sendo que esse sétimo valor 78 torna possível uma desaceleração máxima; um oitavo valor característico de declive 86 correspondente a um nível reduzido de empuxo de motor e a posições de freios ou reversores de empuxo que tornam possível uma desaceleração adequada para que a aeronave alcance rapidamente uma saída da pista de pouso e decolagem; um nono valor característico de declive 88 correspondente a um nível reduzido de empuxo de motor e a posições de freios ou reversores de empuxo que tornam possível uma desaceleração mínima para que a aeronave chegue a um batente ao fim de uma pista de pouso e decolagem.

[098] A título de um exemplo, durante uma fase correspondente à navegação em aeroporto, ilustrada pela escala E mostrada na Figura 6, a escala E apresentará um décimo valor característico de declive 90 correspondente a um nível reduzido de empuxo de motor e a freios inativos ou reversores de empuxo de modo que a aeronave 10 avance em terra em uma velocidade constante, o sexto valor característico de declive 74, o sétimo valor característico de declive 78, e um décimo primeiro valor característico de declive 91, correspondente a um nível predeterminado de desaceleração de modo a garantir o conforto do passageiro.

[099] Quando a aeronave 10 está em terra, cada valor característico de declive é então preferencialmente selecionado dentre um segundo grupo de valores que consiste; no sexto valor característico de declive 74, no sétimo valor característico de declive 78, no oitavo valor característico

31/43 de declive 86, no nono valor característico de declive 88, no décimo valor característico de declive 90 e no décimo primeiro valor característico de declive 91.

[0100] A pessoa versada na técnica entenderá desse modo que os valores característicos exibidos dependem da fase do voo (decolagem, cruzamento, aproximação, taxiar, etc.), determinada, entre outras coisas, pela medição de parâmetros de aeronave (altitude, velocidade, configuração da aeronave).

[0101] O programa de software de cálculo 46 tem capacidade de calcular a escala de desempenho E com base em um ponto de ajuste de velocidade selecionado pelo usuário ou de fato com base em uma estimativa ou medição da velocidade da aeronave 10 quando nenhum ponto de ajuste de velocidade foi definido e servocontrolado.

[0102] O programa de software de cálculo 46 é configurado de modo a calcular a escala de desempenho E levando-se em consideração as características da aeronave selecionadas dentre entre a altitude da aeronave, a velocidade da aeronave, a temperatura do ar externo, o estado dos motores, a configuração da aeronave, o peso da aeronave e as condições de congelamento da aeronave.

[0103] A altitude da aeronave corresponde à altitude atual da aeronave ou a uma estimativa da altitude atual da aeronave.

[0104] A velocidade da aeronave corresponde à velocidade atual da aeronave ou a uma estimativa da velocidade atual da aeronave.

[0105] A temperatura do ar externo corresponde à temperatura atual do ar externo ou a uma estimativa da temperatura do ar externo.

[0106] O estado do motor corresponde, em particular, aos limites de potência aplicados aos vários motores.

[0107] A configuração da aeronave corresponde, em particular, à

32/43 configuração aerodinâmica da aeronave, em particular, à posição dos aerofólios auxiliares, os flapes, os freios a ar, os sistemas de sustentação negativa, e a engrenagem de aterrissagem da aeronave, assim como ao número de motores da aeronave em operação.

[0108] O peso da aeronave corresponde ao peso atual da aeronave ou a uma estimativa do peso atual da aeronave.

[0109] O programa de cálculo 46 é configurado de modo a determinar os valores característicos de declive da escala de desempenho E em particular com base em tabelas pré-armazenadas.

[0110] Por exemplo, conforme ilustrado na Figura 3, para uma dada configuração de aeronave, o valor máximo de declive é calculado com base em tabelas que têm os parâmetros de entrada o peso da aeronave, sua velocidade e altitude. Desse modo, T1 e T3 representam tabelas de interpolação dimensional que têm como parâmetro de entrada o peso, e T2 e T4 representam duas tabelas de interpolação dimensional que têm como parâmetros de entrada a velocidade e altitude da aeronave. Tabelas de interpolação em três ou mais dimensões, não representadas na Figura 3, também podem ser usadas.

[0111] No exemplo mostrado na Figura 3, os valores dos parâmetros de saída das tabelas T1 e T2 por um lado, e T3 e T4 por outro lado, são multiplicados um pelo outro, e então os resultados dessas multiplicações são adicionados. Esse último resultado corresponde a um valor máximo de declive para uma dada configuração de aeronave.

[0112] O software de cálculo 46 tem capacidade de recalcular a escala de desempenho E em uma base regular, por exemplo, a cada segundo ou a cada 100 ms.

[0113] O programa de software de determinação 48 tem capacidade de determinar o valor característico de declive associado ao ponto

33/43 de ajuste de orientação exibido na forma de valor de declive.

[0114] O programa de software de determinação 48 também tem capacidade de calcular o valor de um desvio algébrico A_c entre o ponto de ajuste de orientação exibido e o valor característico de declive associado a esse ponto de ajuste de orientação exibido.

[0115] O programa de software de determinação 48 também tem capacidade de comparar esse desvio algébrico A_c com os valores de faixa de referência A_ref, sendo que os valores de faixa de referência A_ref são, por exemplo, predeterminados pelo usuário, ou mesmo uma função da altitude e a fase de voo.

[0116] O desvio algébrico A_c e os valores de faixa de referência A_ref são expressos em graus.

[0117] A título de um exemplo, a fronteira superior dos valores de faixa de referência A_ref é compreendida entre 0,1 ° e 10 ° e é preferencialmente igual a 0,3 ⁰ e a fronteira inferior dos valores de faixa de referência é compreendida entre -10 ° e - 0,1 ⁰ e é preferencialmente igual a -0,3 °.

[0118] Outros valores para a fronteira superior e para a fronteira inferior são obviamente possíveis, sendo que o valor da fronteira superior dos valores de faixa de referência é independente do valor da fronteira inferior da dita faixa de valores e a faixa de valores de referência não é necessariamente centralizada em aproximadamente zero.

[0119] O programa de software de posicionamento, cálculo e transmissão 50 é configurado a fim de ajustar o valor do ponto de ajuste de orientação ao valor característico de declive associado quando condições de aderência foram satisfeitas, tal como quando o desvio algébrico A_c pertence à faixa de referência A_ref.

[0120] Em outras palavras, quando o ponto de ajuste de orientação está suficientemente próximo a um valor característico de declive da

34/43 escala de desempenho E, com um desvio algébrico Á_c que pertence à faixa de referência A_ref e as condições de aderência foram satisfeitas, o valor característico de declive é levado em consideração no lugar do valor adquirido do ponto de ajuste de orientação exibido na forma de valor de declive. Conforme ilustrado nas respectivas Figuras 4 e 6, o ponto de ajuste de orientação exibido pelo programa de software de exibição 52 e representado pelo símbolo 102, respectivamente 106, é então igual, ao primeiro valor característico de declive 58, respectivamente ao outro valor característico de declive 107, conforme ilustrado na forma de um enlace A, por exemplo, um segmento em linhas pontilhadas, que caracteriza a aderência do ponto de ajuste de orientação com o valor característico de declive associado. O símbolo 102, respectivamente 106 é então aderido ao símbolo de declive característico 58, respectivamente 107, e os dois símbolos são alinhados em paralelo à linha de horizonte e se movem em conjunto. Nas Figuras 4 a 7, o símbolo 102 representa um ponto de ajuste de declive e o símbolo 106 uma aceleração no ponto de ajuste de declive.

[0121] Quando o ponto de ajuste de orientação for uma aceleração no ponto de ajuste de declive, o desvio algébrico calculado A_ccorresponde, por exemplo, a um desvio algébrico Δο entre o símbolo de ponto de ajuste de declive 102 e a aceleração no símbolo de ponto de ajuste de declive 106, visível na Figura 5.

[0122] No caso geral, quando o valor do ponto de ajuste de orientação não satisfazer as condições de aderência, tal como quando o desvio algébrico calculado A_c não pertencer aos valores de faixa de referência A_ref, então o software de cálculo e transmissão 50 tem capacidade de calcular um ponto de ajuste de controle para a aeronave com base no ponto de ajuste de orientação exibido e enviar esse ponto de ajuste de controle aos diferentes sistemas aviônicos correspondentes dentre um dos sistemas de controle de

35/43 atuador 14, 16, 17, 18 e um dos sistemas de orientação 12, 19, 20.

[0123] Quando o valor do ponto de ajuste de orientação satisfaz as condições de aderência, tal como quando o desvio algébrico A_c calculado pertence aos valores de faixa de referência Á_ref, então o software de cálculo e transmissão 50 também tem capacidade de calcular um ponto de ajuste de controle para a aeronave, sendo que o ponto de ajuste calculado é servocontrolado em relação ao valor característico de desempenho correspondente ao valor característico de declive associado. Esse ponto de ajuste de controle se destina então a ser transmitido ao sistema aviônico correspondente dentre um dos sistemas de controle de atuador 14, 16, 17, 18 e um dos sistemas de orientação 12, 19, 20.

[0124] O programa de software de exibição 52 tem capacidade de exibir as informações e dados na tela de exibição 32, tal como uma linha de horizonte artificial 94, uma escala de velocidade vertical 95 (visível na Figura 4) na qual um símbolo 96 na forma de um formato oval representa a velocidade vertical atual da aeronave 10, um símbolo de vetor de velocidade 98, um símbolo de ponto de ajuste de declive 102, e uma aceleração no símbolo de ponto de ajuste de declive 106 conforme representado nas Figuras 4 a 7. O símbolo de vetor de velocidade 98 indica a direção atual do vetor de velocidade em terra Vs da aeronave 10. O símbolo de ponto de ajuste de declive 102 indica o ponto de ajuste de declive comandado pelo usuário por meio do manche 22. O desvio algébrico nas ordenadas Δ1 entre a linha de horizonte 94 e o símbolo de vetor de velocidade 98 representa o declive em terra ys da aeronave. O desvio algébrico nas ordenadas Δ2 entre o símbolo de vetor de velocidade 98 e a aceleração no símbolo de ponto de ajuste de declive 106 representa a aceleração no ponto de ajuste de declive, conforme representado na Figura 4. A escala de desempenho E exibida na tela 32 tem graduações de valores de declive da aeronave, por exemplo, em graus e tem como origem o

36/43 horizonte artificial 94.

[0125] Outros símbolos 98, 102, 106 são muito obviamente possíveis para representar respectivamente a direção do vetor de velocidade em terra, o ponto de ajuste de declive, e a aceleração no ponto de ajuste de declive.

[0126] A operação do dispositivo de determinação 30 de acordo com a invenção será agora descrita fazendo-se referência à Figura 8 que representa um fluxograma do método de determinação de acordo com a invenção.

[0127] Durante uma etapa inicial 200, o software de medição e cálculo 40 começa com a medição do valor variável mecânico D, F do manche 22, respectivamente da alavanca 24, e então calcula dois pontos de ajuste de orientação, cada um com base no valor variável mecânico D, F correspondente. Desse modo, é possível adquirir dois pontos de ajuste de orientação, por exemplo, um ponto de ajuste de declive com base no valor variável mecânico D, F do manche 22 e uma aceleração no ponto de ajuste de declive com base no valor variável mecânico D, F da alavanca 24.

[0128] Conforme anteriormente descrito acima, o valor variável mecânico D, F respectivamente do manche 22, e a alavanca 24, corresponde a um acréscimo do ponto de ajuste de orientação se o valor medido da variável mecânica D, F for positivo e, em contrapartida a um decréscimo do ponto de ajuste de orientação se o valor medido da variável mecânica D, F for negativo. Alternativamente, o valor variável mecânico D, F do manche 22, respectivamente da alavanca 24, corresponde diretamente a um nível do ponto de ajuste de orientação.

[0129] Alternativamente, o ponto de ajuste de orientação não é determinado com base no valor variável mecânico D, F do manche 22, respectivamente a alavanca 24, mas é adquirido durante a etapa 210 por meio

37/43 do programa de software de aquisição 42 de um sistema aviônico externo ao dispositivo de determinação 30.

[0130] As Figuras 4 a 7 ilustram diferentes valores de pontos de ajuste de orientação selecionados pelo usuário por meio da alavanca 24, esses valores correspondem respectivamente a uma fase de voo, uma fase de “nivelamento” em terra, uma fase de “taxiar” em terra, e uma fase de “decolagem” em terra.

[0131] O valor do ponto de ajuste de orientação obtido durante a etapa 200 ou durante a etapa 210 é convertido se for necessário, durante a etapa 220, em um valor de declive correspondente expresso em graus, em particular quando o ponto de ajuste de orientação adquirido é uma aceleração no ponto de ajuste de declive expressa em m / s² ou inclusive, por exemplo, se o ponto de ajuste de orientação for um vertical ponto de ajuste de velocidade designado com o manche 22 ou a alavanca de controle 24.

[0132] Durante a etapa subsequente 240, que segue a etapa 220 no caso de conversão ou que segue diretamente a etapa 200 ou 210, o software de cálculo 46 calcula a escala de desempenho E conforme anteriormente descrito acima.

[0133] Quando a aeronave está em voo, os valores característicos de declive correspondem aos níveis particulares de empuxo de motor e às posições particulares de os freios a ar. Por exemplo, conforme ilustrado na Figura 4, o programa de software 46 posiciona na escala de desempenho E o primeiro 58, o segundo 62, o terceiro 66, o quarto 70, e o quinto 71 valores característicos de declive.

[0134] Quando a aeronave está em terra, os valores característicos de declive correspondem à aceleração em terra níveis. Por exemplo, conforme ilustrado pelas Figuras 5 a 7, o programa de software 46 se associa com a escala de desempenho E o sexto 74, o sétimo 78, o oitavo 86, o

38/43 nono 88, o décimo 90, e o décimo primeiro 91 valores característicos de declive.

[0135] A escala de desempenho E computada durante a etapa 240 leva em consideração um ponto de ajuste de velocidade selecionado pelo usuário ou uma estimativa da velocidade da aeronave se nenhum ponto de ajuste de velocidade tiver sido definido. O cálculo da escala de desempenho E também leva em consideração algumas características da aeronave selecionada dentre a altitude da aeronave, a configuração da aeronave, o peso da aeronave, e as condições de congelamento da aeronave.

[0136] O cálculo da escala de desempenho E pelo software de cálculo 46 é executado, por exemplo, com base em tabelas pré-armazenadas, conforme ilustrado na Figura 3.

[0137] Durante a etapa 250, o programa de software de exibição 52 exibe a escala computada na tela de exibição 32.

[0138] Durante a etapa 255, o ponto de ajuste de orientação expresso em graus na forma de um valor de declive é exibido na tela 32 devido ao programa de software de exibição 52. O ponto de ajuste de orientação é identificado pelo símbolo de ponto de ajuste de declive 102 ou pela aceleração no símbolo de ponto de ajuste de declive 106 de acordo com se o ponto de ajuste de orientação obtido for um ponto de ajuste de declive (ou um ponto de ajuste convertido em ponto de ajuste de declive) ou uma aceleração no ponto de ajuste de declive convertida em um valor de declive, conforme representado na Figura 4.

[0139] O valor do ponto de ajuste de declive corresponde ao desvio algébrico nas ordenadas Δ3 entre um primeiro símbolo de referência e o símbolo de ponto de ajuste de declive 102. O primeiro símbolo de referência é, por exemplo, a linha de horizonte 94.

[0140] O valor da aceleração no ponto de ajuste de declive

39/43 corresponde, por exemplo, ao desvio algébrico nas ordenadas Δ₂ entre um segundo símbolo de referência e a aceleração no símbolo de ponto de ajuste de declive 106. O segundo símbolo de referência é, por exemplo, o símbolo de vetor de velocidade 98.

[0141] O segundo símbolo de referência é, por exemplo, o símbolo de ponto de ajuste de declive 102, e quando 0 ponto de ajuste de orientação é uma aceleração no ponto de ajuste de declive, o valor da aceleração no ponto de ajuste de declive então corresponde ao desvio algébrico nas ordenadas Δ0 entre a aceleração no símbolo de ponto de ajuste de declive 106 e o símbolo de ponto de ajuste de declive 102, conforme representado na Figura 5.

[0142] Alternativamente, não mostrado, 0 símbolo de vetor de velocidade não é exibido, e 0 símbolo de referência é formado pela linha de horizonte artificial 94. De acordo com essa alternativa, o desvio nas ordenadas entre a linha de horizonte artificial 94 e a aceleração no símbolo de ponto de ajuste de declive 106 representa então a aceleração no ponto de ajuste de declive.

[0143] A titulo de exemplo, o desvio algébrico nas ordenadas Δ₂ é exibido em graus, que então torna possível visualizar a aceleração no ponto de ajuste de declive Acc_cons com 0 uso de uma escala de declive ou escala de atitude graduada em graus. O desvio algébrico nas ordenadas Δ2 satisfaz então a seguinte equação:

_A 180 Acc cons Δ₂ ---x-=λ· g (2) em que 180 / π representa o fator de conversão para converter radianos em graus;

Acc__COns θ a aceleração no ponto de ajuste de declive in m / s²; e g é a aceleração devido à gravidade em m / s².

[0144] De acordo com ainda outra variante, não mostrada, o

40/43 símbolo de vetor de velocidade não é exibido, e o símbolo de referência é formado por um ponto de vetor de velocidade de ajuste símbolo. O desvio algébrico nas ordenadas entre a ponto de vetor de velocidade de ajuste símbolo e a aceleração no símbolo de ponto de ajuste de declive 106 então representa a aceleração no ponto de ajuste de declive.

[0145] Os símbolos das linhas de horizonte artificial 94 e do símbolo de vetor de velocidade 98 são exibidos, por exemplo, na tela 32 a partir do momento que essa tela 32 é ativada.

[0146] Durante a etapa 260, a programa de software de determinação 48 determina o valor característico de declive associado a esse ponto de ajuste de orientação exibido. O programa de software de determinação 48 então calcula as condições de aderência entre o ponto de ajuste de orientação exibido na forma de valor de declive e o valor característico de declive associado. O programa de software de cálculo e transmissão 50 determina adicionalmente se as condições de aderência entre o ponto de ajuste de orientação exibido e o valor característico de declive associado foram satisfeitas.

[0147] Por exemplo, durante essa etapa 260, a determinação software 48 calcula o valor do desvio algébrico A_c entre o ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive e o valor característico de declive associado a esse ponto de ajuste de orientação exibido.

[0148] O programa de software 50 então verifica se as condições de aderência do ponto de ajuste de orientação ao valor característico associado à escala E foram satisfeitas, por exemplo, o programa de software 50 verifica se o desvio algébrico A_c pertence aos valores de faixa de referência A_ref e o desvio A_c é reduzido ao longo do curso de tempo.

[0149] Durante a etapa subsequente 280, o programa de software 50 então calcula o ponto de ajuste de controle da aeronave.

41/43 [0150] Quando as condições de aderência foram satisfeitas, o ponto de ajuste calculado de controle é servocontrolado em relação ao valor de desempenho característico correspondente ao valor característico de declive associado, sendo que esse valor característico de declive associado é determinado durante a etapa 260.

[0151] Quando as condições de aderência não foram satisfeitas, o ponto de ajuste de orientação valor não é modificado, e o ponto de ajuste calculado de controle é servocontrolado com base no ponto de ajuste de orientação.

[0152] Durante essa etapa 280, o ponto de ajuste calculado de controle é transmitido ao sistema aviônico correspondente selecionado dentre um dos sistemas de controle de atuador 14, 16, 17, 18 e um dos sistemas de orientação 12, 19, 20.

[0153] Ao fim dessa etapa 280, no caso em que as condições de aderência não foram satisfeitas, o processo de determinação começa novamente a partir das etapas 200 ou 210, conforme é mostrado na Figura 8.

[0154] Durante a etapa opcional 290, quando as condições de aderência foram satisfeitas, por exemplo, quando o desvio algébrico calculado A_c pertence aos valores de faixa de referência A_ref, o programa de software 50 posiciona o valor do ponto de ajuste de orientação no valor característico de declive associado, e exibe na tela 32 o enlace A entre o ponto de ajuste de orientação e o valor característico de declive associado.

[0155] Finalmente, mediante a conclusão da etapa 290, o processo de determinação começa novamente a partir das etapas 200 ou 210, conforme pode ser observado na Figura 8.

[0156] Desse modo, em voo, quando um primeiro ponto de ajuste de orientação é um ponto de ajuste de velocidade de ar V_c, e quando um segundo ponto de ajuste de orientação for um ponto de ajuste de declive

42/43 correspondente, por exemplo, ao primeiro valor 58 da escala de desempenho E, em outras palavras, o símbolo de ponto de ajuste de declive 102 que é aderido ao primeiro valor 58 da escala E, um servocontrole do ponto de ajuste de velocidade V_c com o uso do eixo geométrico de controle vertical dos controles de voo 12 e um servocontrole do nível de empuxo e resistência ao avanço correspondente ao primeiro valor 58 são implantados, de maneira a obter os dois pontos de ajuste de controle calculados durante a etapa 280, sendo que um desses pontos de ajuste de controle é o ponto de ajuste de velocidade V_c da aeronave e o outro é o nível de empuxo correspondente ao primeiro valor 58 da escala de desempenho E.

[0157] Em voo, quando o segundo ponto de ajuste de orientação é, por exemplo, um ponto de ajuste de declive que não corresponde aos valores da escala de desempenho E, um servocontrole da trajetória vertical que usa o eixo geométrico de controle vertical dos controles de voo 12 é implantado de modo a manter o ponto de ajuste de declive, e um servocontrole do nível de empuxo e resistência ao avanço é implantado de modo a manter a ponto de ajuste de velocidade Vc da aeronave.

[0158] De maneira geral, quando o ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive é uma aceleração no ponto de ajuste de declive que satisfaz as condições de aderência, um servocontrole do nível de empuxo e resistência ao avanço é implantado em relação ao ponto de ajuste de controle correspondente calculado durante a etapa 280.

[0159] Adicionalmente, o dispositivo de determinação 30, de acordo com a invenção permite que a tripulação 26 visualize os domínios do declive e aceleração no declive acessível pela aeronave, assim como o ponto de ajuste de orientação selecionado. Por exemplo, a posição relativa do símbolo 102 do ponto de ajuste de declive em relação aos valores característicos de declive 74, 78 nos extremos da escala de desempenho E

43/43 permite que a tripulação 26 determine se o ponto de ajuste de velocidade de ar pode ser mantido. Adicionalmente, a posição relativa do símbolo 106 para a aceleração over ponto de ajuste de declive em relação ao símbolo 102 do ponto de ajuste de declive permite que a tripulação determine se um aumento ou diminuição na velocidade do ar é comandado.

[0160jO dispositivo de determinação 30 também fornece a capacidade de reduzir a carga de trabalho da tripulação e, desse modo, os riscos de acidentes determinando-se o ponto de ajuste de controle com base no ponto de ajuste de orientação exibido na forma de valor de declive, sendo que o ponto de ajuste de orientação é, em particular, ajustado para ser igual a um valor característico da escala de desempenho E, quando as condições de aderência foram satisfeitas, ou seja, por exemplo, quando o desvio algébrico Δ_οentre o ponto de ajuste de orientação e o dito valor característico pertence aos valores de faixa de referência Á_ref, esse valor característico da escala E correspondente, por si só, a um valor característico de desempenho.

[0161] Desse modo, deve-se entender que o método de determinação e o dispositivo 30 de acordo com a invenção fornece a capacidade de determinar o ponto de ajuste de controle com base no ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive, sendo que o ponto de ajuste de controle é servocontrolado nos domínios de desempenho que são alcançáveis pela aeronave, de modo a acentuar a segurança de voo da aeronave e reduzir a carga de trabalho da tripulação.

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Claims

Reivindicações

1. MÉTODO PARA DETERMINAR UM PONTO DE AJUSTE DE CONTROLE DE UMA AERONAVE (10), sendo que o ponto de ajuste de controle destina-se a ser transmitido a pelo menos um sistema aviônico a partir de pelo menos um sistema de controle de atuador (14, 16, 17, 18) e pelo menos um sistema de orientação (12, 19, 20), sendo que o método é executado por um dispositivo eletrônico (30) para determinar o ponto de ajuste de controle e compreende as seguintes etapas:

- o cálculo (240) de uma escala de desempenho (E) na forma de valores de declive da aeronave (10), sendo que a escala de desempenho (E) compreende pelo menos uma característica de declive (58, 62, 66, 70, 71; 74, 78, 86, 88, 90, 91), sendo que cada valor característico de declive (58, 62, 66, 70, 71; 74, 78, 86, 88, 90, 91) é associado a um valor característico de desempenho correspondente dentre valores extremos de empuxo, valores extremos de resistência ao avanço, valores extremos de aceleração em terra, valores específicos predeterminados de empuxo, valores específicos predeterminados de resistência ao avanço, valores específicos predeterminados de aceleração em terra e valores característicos de pontos de ajuste de orientação;

- a aquisição (200; 210) de pelo menos um ponto de ajuste de orientação;

- a exibição (255) de pelo menos um ponto de ajuste de orientação entre o(s) ponto(s) de ajuste de orientação adquirido(s), na forma de um valor de declive (102, 106) em relação à escala de desempenho (E);

caracterizado pelo fato de que o método compreende adicionalmente:

- a determinação (260) de pelo menos um valor característico de
2/7 declive associado a um ponto de ajuste de orientação correspondente, exibido na forma de um valor de declive; e

- o cálculo (280) de pelo menos um ponto de ajuste de controle para a aeronave (10), sendo que cada ponto de ajuste de controle é calculado em relação ao valor característico de desempenho correspondente ao valor característico de declive associado para cada ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive.

2. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o valor característico de declive associado é o valor característico de declive que, entre o(s) valor(es) de característica de declive em direção aos quais o ponto de ajuste de orientação exibido converge, é o mais próximo ao ponto de ajuste de orientação exibido.
3. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o valor característico de declive associado é o valor característico de declive que é o mais próximo ao ponto de ajuste de orientação exibido.
4. MÉTODO, de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que o método compreende adicionalmente:

- o cálculo (260) de um desvio (A_c) entre cada ponto de ajuste de orientação exibido e cada valor característico de declive associado ao dito ponto de ajuste de orientação exibido, e

- o posicionamento (290) do valor do ponto de ajuste de orientação no valor característico de declive associado, somente quando o desvio calculado (A_c) pertence a uma faixa predeterminada de valores (A_ref).
5. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que o posicionamento do valor do ponto de ajuste de orientação no valor característico de declive associado é exibido na forma de um enlace (A)

3/7 entre um símbolo (102; 106) que representa o ponto de ajuste de orientação e o declive de característica associada.
6. MÉTODO, de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que a aeronave compreende pelo menos um membro de controle primário (22, 24) adaptado para ser manipulado pelo usuário de modo a selecionar um ponto de ajuste de orientação, e o ponto de ajuste de orientação adquirido é um ponto de ajuste que é selecionado com o uso do membro de controle primário (22, 24).
7. MÉTODO, de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que a escala de desempenho (E) é calculado com base em uma velocidade selecionada dentre uma velocidade ponto de ajuste, e uma estimativa da velocidade da aeronave (10).
8. MÉTODO, de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que a escala de desempenho (E) é calculada levando-se em consideração as características da aeronave (10) selecionadas dentre a altitude da aeronave (10), uma configuração da aeronave (10), o peso da aeronave (10) e as condições de congelamento da aeronave (10).
9. MÉTODO, de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que a escala de desempenho (E) compreende graduações de valores de declive, a origem da escala de desempenho (E) correspondentes a um horizonte artificial (94).
10. MÉTODO, de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que quando o ponto de ajuste de orientação adquirido não é um declive ponto de ajuste, o ponto de ajuste de orientação adquirido é convertido (220) em um valor de declive a ser comparado aos valores da escala de desempenho (E).
11. MÉTODO, de acordo com qualquer uma das reivindicações

4/7 anteriores, caracterizado pelo fato de que a etapa de aquisição (200, 210) compreende a aquisição de dois pontos de ajuste de orientação, a etapa de exibição (255) compreende a exibição de dois pontos de ajuste de orientação, cada um na forma de um valor de declive (102, 106) em relação à escala de desempenho (E) e a etapa de cálculo (280) compreende o cálculo de dois respectivos pontos de ajuste de controle.
12. MÉTODO, de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que cada valor característico de declive é selecionado dentre:

- um primeiro grupo de valores que consiste em: um primeiro valor (58) associado a um nível máximo de empuxo de motor e com uma posição de freios a ar retraídos, um segundo valor (62) associado a um nível de empuxo de motor e com uma posição de freios a ar retraídos, um terceiro valor (66) associado a um nível reduzido de empuxo de motor e com uma posição intermediária entre retração e instalação dos freios a ar, um quarto valor (70) associada a um nível mínimo de empuxo de motor e com uma posição completamente instalada dos freios a ar, um quinto valor (71) associado a um nível específico de empuxo de motor e com um posição retraída dos freios a ar;

e

- um segundo grupo de valores que consiste em: um sexto valor (74) associado a um nível máximo de empuxo de motor e com freios inativos ou reversores de empuxo, um sétimo valor (78) associado a um nível de frenagem máximo dos freios com o uso de reversores de empuxo em seu nível máximo, um oitavo valor (86) associado a um nível reduzido de empuxo de motor e com as posições de freios ou reversores de empuxo ajustados a fim de alcançar uma saída de uma pista de pouso e decolagem, um nono valor (88) associado a um nível reduzido de empuxo de motor e com as posições de freios ou reversores de empuxo ajustado a fim de trazer a aeronave a um

5/7 batente ao fim de uma pista de pouso e decolagem, um décimo valor (90) associado a um nível reduzido de empuxo de motor e com freios inativos ou reversores de empuxo, um décimo primeiro valor (91) associado a um nível predeterminado de desaceleração.
13. MEIO LEGÍVEL por computador não transitório que inclui um programa de computador, caracterizado pelo fato de que compreende instruções de software que, quando executado por um computador, implanta o método, conforme definido em qualquer uma das reivindicações anteriores.
14. DISPOSITIVO ELETRÔNICO (30) para determinar um ponto de ajuste de controle de uma aeronave (10), sendo que o ponto de ajuste de controle destina-se a ser transmitido a pelo menos um sistema aviônico de pelo menos um sistema de controle de atuador (14, 16, 17, 18) e pelo menos um sistema de orientação (12, 19, 20), sendo que o dispositivo que compreende:

- meios de cálculo (46) para calcular uma escala de desempenho (E) na forma de valores de declive da aeronave (10), sendo que a escala de desempenho (E) compreende pelo menos um valor característico de declive (58, 62, 66, 70, 71; 74, 78, 86, 88, 90, 91), sendo que cada valor característico de declive (58, 62, 66, 70, 71; 74, 78, 86, 88, 90, 91) é associado a um valor característico de desempenho correspondente dentre valores extremos de empuxo, valores extremos de resistência ao avanço, valores extremos de aceleração em terra, valores específicos predeterminados de empuxo, valores específicos predeterminados de resistência ao avanço, valores específicos predeterminados de aceleração em terra e valores característicos de pontos de ajuste de orientação;

- meios de aquisição (40; 42) para adquirir pelo menos um ponto de ajuste de orientação;

- meios de exibição (32) para exibição de pelo menos uma »

6/7 orientação ajustada entre o(s) ponto(s) de ajuste de orientação adquirido(s), na forma de um valor de declive (102, 106) em relação à escala de desempenho (E);

caracterizado pelo fato de que o dispositivo (30) compreende adicionalmente:

- meios de determinação (48) para determinar pelo menos um valor característico de declive associado a um ponto de ajuste de orientação correspondente, exibidos na forma de um valor de declive; e

- meios de cálculo (50) para calcular pelo menos um ponto de ajuste de controle para a aeronave (10), sendo que cada ponto de ajuste de controle é calculado em relação ao valor característico de desempenho correspondente ao valor característico de declive associado para cada ponto de ajuste de orientação exibido na forma de um valor de declive.
15. DISPOSITIVO (30), de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que o dispositivo compreende adicionalmente:

- meios de cálculo (48) para calcular um desvio (A_c) entre cada ponto de ajuste de orientação exibido e cada valor característico de declive associado ao dito ponto de ajuste de orientação exibido; e

- meios de posicionamento (50) para posicionar o valor do ponto de ajuste de orientação no valor característico de declive associado, somente quando o desvio calculado (Á_c) pertence a uma faixa predeterminada de valores (A_ref).
16. AERONAVE (10), que inclui:

pelo menos um sistema aviônico (12, 14, 16, 17, 18, 19, 20) a partir de pelo menos um sistema de controle de atuador (14, 16, 17, 18) e pelo menos um sistema de orientação (12, 19, 20);

- um dispositivo eletrônico (30) para determinar um ponto de ajuste de controle da aeronave (10), sendo que o ponto de ajuste de controle

1Π destina-se a ser transmitido ao sistema aviônico correspondente (12, 14, 16, 17, 18, 19, 20);

caracterizada pelo fato de que o dispositivo eletrônico (30) é conforme definido na reivindicação 14 ou 15.

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