BRPI0616526A2 - método para realizar pelo menos um ensaio em vÈo em uma aeronave, dispositivo para realizar pelo menos um ensaio em uma aeronave, método para realizar um protocolo de n ensaios em vÈo em uma aeronave e método de indentificação de fenÈmenos aerodinámicos em uma aeronave - Google Patents
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Abstract
MéTODO PARA REALIZAR PELO MENOS UM ENSAIO EM VÈO EM UMA AERONAVE, DISPOSITIVO PARA REALIZAR PELO MENOS UM ENSAIO EM UMA AERONAVE, MéTODO PARA REALIZAR UM PROTOCOLO DE <UV>n<MV> ENSAIOS EM VÈO EM UMA AERONAVE E MéTODO DE IDENTIFICAçãO DE FENÈMENOS AERODINáMICOS EM UMA AERONAVE. O dispositivo (1) compreende pelo menos um controle (2A, 2B, 2n), uma unidade de comando (4) para aplicar uma ordem de giro ao controle, os meios (6) para medir uma curva de saída ilustrando a evolução de um movimento da aeronave em resposta à aplicação de uma ordem de giro ao controle, os meios (7) para registrar pelo menos uma ordem de giro aplicada e a curva de saída correspondente, e um meio de submissão (13) para submeter a aeronave de maneira a manter uma curva de saída, a unidade de comando (4) comportando um meio (10) que recebe uma consignação de saída que permite obter uma curva de saída a qual é identificadora de pelo menos um efeito aerodinâmico e um meio (11) que gera uma ordem de giro de controle induzida por essa consignação de saída.
Description
"MÉTODO PARA REALIZAR PELO MENOS UM ENSAIO EM VÔO EM UMAAERONAVE, DISPOSITIVO PARA REALIZAR PELO MENOS UM ENSAIOEM UMA AERONAVE, MÉTODO PARA REALIZAR UM PROTOCOLO DE ηENSAIOS EM VÔO EM UMA AERONAVE E MÉTODO DE IDENTIFICAÇÃODE FENÔMENOS AERODINÂMICOS EM UMA AERONAVE".
Campo da invenção
A presente invenção refere-se a um método e a umdispositivo para realizar pelo menos um ensaio em vôo emuma aeronave, um método para realizar um protocolo de umapluralidade de ensaios, assim como um método deidentificação de fenômenos aerodinâmicos em uma aeronaveutilizando um tal método.
O domínio de aplicação da invenção diz respeito àidentificação da mecânica do vôo de uma aeronave, ouseja, à comparação dos movimentos reais de uma aeronavecom a modelagem destes últimos assim como, sendo o caso,ao ajuste de parâmetros do modelo utilizado para atingiruma fidelidade otimizada desse modelo.
Para isso, aplica-se um protocolo de ensaio que indica,de forma geral, uma maneira de realizar os ensaios em vôocom um objetivo determinado. Para isto, usualmentedefine-se uma série de seqüências pré-definidas deorientações de comando. No caso da mecânica de vôo, osprotocolos são constituídos usualmente de ensaios em vôorealizados unicamente em ciclo aberto da aeronave, ouseja, nenhum sistema de controle da atitude da aeronave éacionado durante o curso desses ensaios. No casoparticular em que a aeronave é naturalmente instável,prevê-se simplesmente um sistema de controle que élimitado a um estabilizador mínimo. Os protocolos sãorealizados sob a forma de campos de ensaios. No cursodesses ensaios, as seqüências de comando pré-definidassão aplicadas à aeronave. Os comandos aplicados, assimcomo as saídas resultantes, são medidos na aeronave eregistrados. Eles são tratados posteriormente. Oscomandos reais medidos na aeronave no curso dos ensaiosem vôo são introduzidos em um modelo de simulação. Assaídas reais medidas na aeronave são comparadas emseguida com as saídas do modelo de simulação. Umasuspensão de certos efeitos pode ser efetuada então. Aqualidade (precisão,...) da identificação (da mecânica dovôo) depende da qualidade (precisão,...) de cada uma dasetapas mencionadas. Deve-se notar que a presente invençãoaplica-se ao melhoramento, essencialmente, da primeiraetapa, a saber, o protocolo de ensaios.
Como indicado anteriormente, a característica fundamentalde um protocolo de ensaio usual está no fato de que ele écomposto de ensaios em vôo realizados inteiramente emciclo aberto, com os sistemas de controle de atitude daaeronave desativados. As ordens de entrada de cada ensaiosão enviadas então diretamente aos controles, de formaautomática, independentemente dos movimentos da aeronave.
Essas ordens de controle todas são definidas sob a formade segmentos e permitem estimular a aeronave.Note-se que um protocolo de ensaio precisa dos controlesque vão ser solicitados em vôo no momento dos ensaios, donível de giro ao qual estarão submetidos esses controles,da duração do giro, assim como do ponto de vôo no qual osensaios serão realizados.
Contudo, com um tal protocolo de ensaio usual, e mesmoque os comandos aplicados sejam diferentes para cadaensaio, as curvas de saída apresentam todas dinâmicassimilares. Uma análise mais aprofundada permite colocarem evidência que a resposta da aeronave ocorre conformeum modo dominante, que impede a distinção de outrosfenômenos da mecânica de vôo da aeronave. Esse mododominante intervém em todas as saídas. Então, todos osefeitos aerodinâmicos se encontram correlacionados. Essemodo dominante dificulta a observação de todos osefeitos. Mais precisamente, esse modo dominantecorresponde a uma combinação de efeitos aerodinâmicos eimpede a possibilidade de separar os diferentes efeitos ede caracterizar-los individualmente. Por conseqüência, assolicitações que entram da aeronave em um tal protocolode ensaio usual são pobres para a identificação de todosos fenômenos aerodinâmicos da aeronave.
A presente invenção tem como objetivo gerar uma melhoriaglobal da possibilidade de observação dos diferentesfenômenos da mecânica do vôo, para obter uma melhorqualidade da suspensão antes mencionada e/ou uma reduçãoda duração dos ensaios em vôo que são utilizados para aidentificação de um modelo da mecânica do vôo.
Notar-se-á que o aumento do poder de observação de certosefeitos se torna necessário para melhorar os métodosusuais de identificação de fenômenos aerodinâmicos.Ademais, uma redução do ciclo de campos de ensaiospermite limitar os custos envolvidos. Este últimoobjetivo pode ser tratado no nível de protocolosexperimentais através de uma redução da duração dosensaios em vôo. Por conseqüência, a presente invençãobusca, essencialmente, identificar os fenômenos damecânica do vôo de forma mais precisa, a partir de umprotocolo que compreende um número reduzido de ensaios.Para isto, a presente invenção refere-se, em primeirolugar, a um método para realizar pelo menos um ensaio emvôo em uma aeronave, em particular um avião detransporte.
De acordo com a invenção, o mencionado método segundo o qual:
a) gera-se pelo menos uma ordem de giro para ser aplicadaa pelo menos um controle da aeronave;
b) aplica-se, durante um vôo da mencionada aeronave, amencionada ordem de giro ao mencionado controle o qual ésusceptível de ser orientado de modo a agir sob pelomenos um eixo de pilotagem da aeronave e o qual comportapelo menos um atuador para orientar o mencionado controleem função de pelo menos uma ordem de giro, a mencionadaordem de giro ilustrando uma evolução do giro em funçãodo tempo;
c) mede-se pelo menos uma curva de saída que ilustra aevolução, em função do tempo, de um movimento daaeronave, em resposta à aplicação da mencionada ordem degiro ao controle durante o vôo; e
d) registra-se a ordem de giro aplicada ao controle,assim como a curva de saída correspondente medida,é notável que:
- na etapa a) , recebe-se pelo menos uma consignação desaída que permite obter pelo menos uma curva de saída, aqual é ident if icadora de pelo menos um efeitoaerodinâmico da aeronave; e gera-se pelo menos uma ordemde giro de controle que é induzida pela mencionadaconsignação de saída recebida; e
- submete-se a aeronave em vôo de modo a obter e manterna mencionada aeronave a mencionada curva de saídaidentificadora, no momento da aplicação da mencionadaordem de giro induzida pela mencionada consignação desaída.
Assim, graças à invenção, modifica-se a entrada (doensaio) para obter pelo menos uma ordem de giro decontrole que é susceptível de isolar pelo menos um efeitoaerodinâmico particular, em relação a outros, na(s)resposta (s) temporal(ais) recolhida(s) na saída do ensaioem vôo. Isto é obtido levando em consideração umaconsignação de saída que ilustra uma curva de saída quepermite tornar mais identificável, pelo menos, um efeitoaerodinâmico, ou seja, que permite isolar individualmenteo mencionado efeito aerodinâmico de modo que se podemdeduzir suas características. Dessa forma, a saída nãoevolui mais segundo um modo dominante como anteriormentemencionado, mas sim segundo uma evolução controlada.Em um modo de concretização preferido, na etapa a) ,recebe-se, igualmente, pelo menos uma ordem de giro decontrole que é aplicada tal qual ao mencionado controle.Assim, leva-se em consideração, no momento do ensaio,pelo menos uma ordem de giro usual, a qual pilotadiretamente o controle, e pelo menos uma ordem de giroinduzida por uma consignação de saída, a qual pilota asaída.Vantajosamente, para gerar a ordem de giro representativada consignação de saída e para realizar a submissão,utilizam-se os meios que são formados a partir de umateoria chamada de comando modal, especificada maisadiante.
Além disso, de forma vantajosa, para realizar um ensaio,aplicam-se as mencionadas etapas a) até d) e a mencionadasubmissão para uma pluralidade de giros diferentes daaeronave.
A presente invenção refere-se também a um dispositivopara realizar pelo menos um ensaio na aeronave, emparticular um avião.
Segundo a invenção, o mencionado dispositivo do tipo quecompreende:
- pelo menos um controle da aeronave, susceptível de serorientado de modo a agir sob, pelo menos, um eixo depilotagem da aeronave no momento de um vôo ecompreendendo pelo menos um atuador para orientar omencionado controle e função de pelo menos uma ordem degiro recebida, a qual ilustra uma evolução do giro emfunção do tempo;
- uma unidade de comando para transmitir ao mencionadoatuador pelo menos uma ordem de giro a ser aplicada aomencionado controle;
- os meios para medir pelo menos uma curva d saída queilustra a evolução em função do tempo de um movimento daaeronave, em resposta à aplicação em vôo de uma ordem degiro ao controle; e
- os meios para registrar pelo menos uma ordem de giroaplicada ao controle e a curva de saída correspondentemedida,
é notável que:
- a mencionada unidade de comando compreende, pelo menos,um primeiro meio susceptível de receber pelo menos umaconsignação de saída que permite obter pelo menos umacurva de saída que é ident if icadora de pelo menos umefeito aerodinâmico da aeronave; e, pelo menos, umsegundo meio para gerar pelo menos uma ordem de giro decontrole que é induzida pela mencionada consignação desaída transmitida pelo mencionado primeiro meio; e
o mencionado dispositivo compreende, ademais, pelomenos um meio de submissão para submeter a aeronave demodo a obter e manter na mencionada aeronave a mencionadacurva de saída identificadora, quando a ordem de girocorrespondentemente gerada pelo mencionado segundo meio éaplicada ao controle.
Desse modo, graças ao mencionado meio de submissão, odispositivo conforme a invenção permite realizar umensaio em ciclo fechado.
Em um modo de concretização preferido, a mencionadaunidade de comando compreende, ademais, um terceiro meiopara receber pelo menos uma ordem de giro de controle queé transmitida tal qual ao atuador do controle.Além disso, vantajosamente, o mencionado controlecorresponde a um dos elementos seguintes da aeronave:
- um sabotador;
- um aileron;
- um plano horizontal;
- um controle de profundidade; e
- um controle de direção.
A presente invenção refere-se igualmente a um método pararealizar um protocolo de η ensaios em uma aeronave.
Segundo a invenção, esse método é notável em que:
- em uma etapa preliminar (anterior ao vôo de ensaio) ,determina-se m ordens de giro que devem ser aplicadasdiretamente à aeronave e ρ consignações de saída quepermitem isolar pelo menos um efeito aerodinâmico daaeronave na resposta temporal deste último, o qual éilustrado por pelo menos uma curva de saída, m e ρ sendonúmeros inteiros tais que m + ρ = n;
- realizam-se, no curso de pelo menos um vôo (de ensaio)ulterior da aeronave, η ensaios aplicando respectivamenteas mencionadas m ordens de giro e as mencionadas ρconsignações de saída, estas últimas sendo igualmenteaplicadas sob a forma de ordens de giros representativos,os mencionados η ensaios sendo realizados pelo menosparcialmente ao aplicar o método anteriormente citadoconforme a invenção ou utilizar o dispositivo antesmencionado conforme a invenção; e
- para cada um dos mencionados η ensaios, registra-se aordem de giro aplicada, e medem-se e registram-se qcurvas de saída correspondentes, sendo q um númerointeiro.
Além disso, a presente invenção refere-se igualmente a ummétodo de identificação de fenômenos aerodinâmicos em umaaeronave, com ajuda de um simulador de vôo, a saber, ummétodo segundo o qual:
A/ realiza-se pelo menos um protocolo de η ensaios emvôo, sendo η um número inteiro, que permite obter umapluralidade de η curvas de entrada reais representandoordens de giro realmente aplicadas à aeronave e umapluralidade de curvas de saída reais associadas;
B/ aplicam-se as mencionadas η curvas de entrada reais aomencionado simulador de vôo;
C/ medem-se, no mencionado simulador, de vôo as curvas desaída correspondentes obtidas como resposta à aplicaçãodas mencionadas η curvas de entrada reais;
D/ comparam-se, dois a dois, as mencionadas curvas desaída reais e as mencionadas curvas de saídacorrespondentes emitidas pelo mencionado simulador devôo; e
E/ em função dessa comparação, refina-se um modelo desimulação utilizado pelo mencionado simulador de vôo.
Conforme a invenção, este método de identificação énotável pelo fato de que na etapa A/ aplica-se o métodosegundo a invenção, o qual tem por objetivo realizar umprotocolo de η ensaios em vôo em uma aeronave.
A única figura anexada do desenho permitirá compreenderbem como pode ser realizada a invenção. Essa única figuraé o esquema sinóptico de um dispositivo segundo ainvenção.Breve descrição da invenção
0 dispositivo 1, conforme a invenção e representadoesquematicamente na figura, é destinado ã realização depelo menos um ensaio em vôo em uma aeronave nãorepresentada, em particular um avião de transporte.
Para isso, o dispositivo 1 compreende:
- pelo menos um controle 2A, 2B, ... , 2n usual daaeronave, que é susceptível de ser orientado em vôo deforma a agir sobre pelo menos um eixo de pilotagem(zigzag, balanço, cabeceio) da aeronave. Este controle2A, 2B,...,2n compreende pelo menos um atuador 3A,3B, . . . , 3n usual, para orientar o mencionado controle 2A,2B, . . .,2n em função de pelo menos uma ordem de girorecebida. Uma ordem de giro é definida, no caso dapresente invenção, por uma curva que representa umaevolução da amplitude do giro em função do tempo;
- uma unidade de comando 4 que está conectada porintermédio de pelo menos uma conexão 5A, 5B, . . . , 5n(fazendo parte de uma conexão geral 5) ao mencionadoatuador 3A, 3B,...,3n e que é formada para transmitir aomencionado atuador 3A, 3B,...,3n pelo menos uma ordem degiro a ser aplicada ao mencionado controle 2A, 2B,...,2n;
- os meios 6 usuais para medir pelo menos uma curva desaída. No caso da presente invenção, uma curva de saídailustra a evolução em função do tempo de um movimento(derrapagem, zigzag, balanço, cabeceio, guinada, curso,fator de carga,...) da aeronave, em resposta à aplicaçãoem vôo de uma ordem de giro ao controle 2A, 2B,...,2n; e
- os meios 7 que estão conectados por intermédio dasconexões 8 e 9 respectivamente, à unidade de comando 4 eaos meios 6 e que estão destinadas a registrar em umsuporte de registro usual (não representadoespecificamente), pelo menos: uma ordem de giro que éaplicada realmente ao controle 2A, 2B,...,2n (pelointermédio da unidade de comando 4 e do atuador 3A,3B, . . .,3n) ; e a curva de saída correspondente que émedida pelos meios 6.Ademais, segundo a invenção, a mencionada unidade decomando 4 compreende:
pelo menos um meio 10 susceptível de receber pelo menosuma consignação de saída que permite obter pelo menos umacurva de saída que identifica pelo menos um efeitoaerodinâmico (derrapagem, zigzag, balanço, cabeceio,guinada, curso, fator de carga,...) da aeronave. Essemeio 10 pode ser, por exemplo, um meio de entrada, talcomo um teclado, por exemplo, que permita ao operador, emparticular a um piloto de ensaio, iniciar uma seqüênciapré-registrada da mencionada consignação de saída namencionada unidade de comando 4; e
pelo menos um meio 11 ligado por intermédio de umconexão 1 ao mencionado meio 10, que é realizada sob aforma de um pré-comando P, e que é formada para gerarpelo menos uma ordem de giro de controle representativade uma consignação de saída recebida do mencionado meio10. A mencionada ordem de giro de controle é transmitidaao atuador 3A, 3B,...,3n; e
- o mencionado dispositivo 1 compreende, ademais, pelomenos um meio de submissão 13 que está ligado porintermédio de uma conexão 14 à mencionada unidade decomando 4, que compreende um corretor K, e que estáformado para submeter a aeronave de forma a obter emanter na mencionada aeronave uma curva de saídaidentificadora, quando a ordem de giro que se correspondecom essa curva de saída, que é gerada pelo meio 11, éaplicada ao controle 2A, 2B,...,2n. 0 mencionado meio desubmissão 13 pode ser integrado, pelo menos parcialmente,na mencionada unidade de comando 4.
Em um modo de concretização particular, o sensor do meiode submissão e os meios de medição 6 podem ser os mesmos.Assim, graças à invenção, modifica-se a entrada (doensaio) a fim de se obter pelo menos uma ordem de giro decontrole que é susceptível de isolar pelo menos um efeitoaerodinâmico particular, em relação aos outros, nasrespostas temporais coletadas na saída do ensaio em vôo.Isto é obtido levando em consideração uma consignação desaída que ilustra uma curva de saída que permiteidentificar melhor pelo menos um efeito aerodinâmico.
Dessa forma, a saída não evolui mais segundo um mododominante, mencionadas sim segundo uma evoluçãocontrolada.
No caso da presente invenção, uma curva de saída éidentificadora, se ela permite identificar (ou seja,definir ou caracterizar) um efeito aerodinâmicoparticular da aeronave, com a ajuda dos valores medidos eregistrados pelos meios 7 no momento da aplicação àaeronave de uma ordem de giro que é representativa dessacurva de saída. Além disso, considera-se que um efeito écompletamente identificável se, a partir doslevantamentos temporais de referência resultantes de umou de vários ensaios de um protocolo de ensaio, épossível rejeitar todas as curvas de simulação noconjunto daquelas levantadas como referência por simplesvariação do coeficiente associado no modelo tendo esseefeito aerodinâmico. Essa propriedade de identificaçãopode ser generalizada para vários efeitos aerodinâmicos.A mencionada unidade de comando 4 compreende, ademais, ummeio 15 para receber pelo menos uma ordem de giro decontrole direta, que em seguida é transmitida tal qual aoatuador 3A, 3B,...,3n do controle 2A, 2B,...,2n, sem sermodificada. Para isso, o mencionado meio 15 pode ser ummeio de entrada semelhante ou idêntico ao mencionado meio 10 .
Em um modo de concretização particular, o mencionadocorretor K (que permite realizar os ensaios em ciclofechado) e o mencionado pré-comando P são formados apartir de uma teoria usual chamada de comando modal. Essateoria ilustra uma técnica de síntese da lei de comando.Os cálculos matemáticos que permitem determinarnumericamente o corretor Keo pré-comando P baseiam-seem uma modificação da dinâmica natural da aeronave,quando esta se encontra submetida pelo corretor K epilotada pelo pré-comando Ρ. 0 corretor Keo pré-comandoP formam um controlador.
O dispositivo 1 conforme a invenção pode ser formado paracomandar um controle só ou para comandar simultaneamenteuma pluralidade de controles no momento de um ensaio. Atítulo de ilustração, um controle 2A, 2B,...,2n a sercomandado pode corresponder a um dos elementos seguintes:
- um sabotador;
- um aileron;
- um plano horizontal;
- um controle de profundidade; e
- um controle de direção.
De preferência, o dispositivo 1, conforme a invenção, édestinado para a realização, não de somente um ensaio,mencionadas de um protocolo de η ensaios na aeronave.
Para realizar um tal protocolo de η ensaios, segundo ainvenção, aplicam-se as seguintes etapas:
- em uma etapa preliminar, determinam-se m ordens de giroque devem ser aplicadas diretamente à aeronave e ρconsignações de saída que permitem isolar pelo menos umefeito aerodinâmico da aeronave na resposta temporaldeste último, o qual é ilustrado por pelo menos uma curvade saída. Os números inteiros m e ρ são tais que m+p=n;
- realizam-se, no curso de pelo menos um vôo ulterior daaeronave com ajuda do dispositivo 1 segundo a invenção, ηensaios aplicando respectivamente as mencionadas m ordensde giro (recebidas pelo meio 15) e as mencionadas ρconsignações de saída (recebidas pelo meio 10) , estasúltimas sendo aplicadas sob a forma de ordens de girosrepresentativos determinadas pelo meio 11; epara cada um dos mencionados η ensaios em vôo domencionado protocolo de ensaios:
registra-se, com ajudada dos meios 7 do mencionadodispositivo 1, a ordem de giro aplicada; emedem-se, com ajuda dos meios 6 do mencionadodispositivo 1, q curvas de saída associadas, que sãoregistradas igualmente com ajuda dos mencionados meios 7,sendo q um número inteiro.
Desta forma, graças ao dispositivo 1 conforme a invenção,o envio aos acionadores 3A, 3B,..., 3n dos controles nãose restringe mais unicamente a ordens de controle usuais.Cestas saídas da aeronave são pilotadas e submetidaspelas consignações de saída (definidas no curso damencionada etapa preliminar). Essas consignações de saídasão formadas de maneira a serem potencialmenteidentificadoras.
A experiência mostra que graças à invenção obtêm-se asseguintes vantagens:
- a pilotagem direta de certos estados que aparecem nasaída gera os movimentos efetivos em todos os controlesde uma vez (aproximação multi-controles);
- as curvas de saída reais (ou seja, aquelas realmenteobtidas na saída) são muito próximas das curas de saídarepresentativas das consignações de saída; e
- obtém-se uma otimização direta em pelo menos uma curade saída, o que permite obter uma boa identificação depelo menos um efeito aerodinâmico.
Para isto, o dispositivo 1, conforme a presente invenção,realiza então as seguintes operações:
submeter uma ou várias saídas às ordens (deconsignação) que aparecem identificadoras. A submissão égarantida pelo corretor K. Sua tarefa é a de manter aaeronave na, ou na(s), curva(s) de saída correspondente;
e
- comandar diretamente a aeronave, não mais por ordens degiro de controle como nos protocolos usuais, mencionadaspor ordens representativas de consignações de saída queincidem, portanto, diretamente nas saídas. Assim, asentradas do protocolo de ensaios, conforme a invenção,são de dois tipos: as orientações de controle usuais queincidem sobre os controles 2A, 2B, . . . , 2n da aeronave, eas ordens de consignação de saída. Este comando direto emcurva de saída é garantido pelo pré-comando P quetransforma as consignações de saídas desejadas em ordensde giro para os controles 2A, 2B,...,2n. Desta forma, secria uma distinção entre as entradas de controle usuaisde uma parte, e as saídas comandadas por outra parte.Uma aplicação preferida do dispositivo 1 conforme ainvenção refere-se a sua utilização em um método deidentificação de fenômenos aerodinâmicos em uma aeronave.Este método apresenta essencialmente as etapas, A até E,seguintes:
A- realizar, com ajuda do dispositivo 1, pelo menos umprotocolo de η ensaios em vôo, sendo η um número inteiro,que permite obter uma pluralidade de η curvas de entradareais representando ordens de giro realmente aplicadas àaeronave e uma pluralidade de curvas de saída reaisassociadas;
B- aplicar as mencionadas η curvas de entrada reais a umsimulador de vôo;
C- medir, no simulador de vôo, as curvas de saídacorrespondentes obtidas como resposta à aplicação dasmencionadas η curvas de entrada reais;
D- comparar, dois a dois, as mencionadas curvas de saídareais e as mencionadas curvas de saída correspondentesemitidas pelo simulador de vôo; e
E- em função dessa comparação, ou dessas comparações,refinar um modelo de simulação utilizado pelo mencionadosimulador de vôo.
Claims (9)
1. Método para realizar pelo menos um ensaio em vôo emuma aeronave, método segundo o qual:a) gera-se pelo menos uma ordem de giro para ser aplicadaa pelo menos um controle (2A, 2B,2n) da aeronave;b) aplica-se, durante um vôo da mencionada aeronave, amencionada ordem de giro ao mencionado controle (2A,- 2B,2n) que é susceptível de ser orientado de modo a agirsob pelo menos um eixo de pilotagem da aeronave e o qualcomporta pelo menos um atuador (3A, 3B, 3n) para orientaro mencionado controle (2A, 2B, 2n) em função de pelomenos uma ordem de giro, a mencionada ordem de giroilustrando uma evolução do giro em função do tempo;c) mede-se pelo menos uma curva de saída que ilustra aevolução, em função do tempo, de um movimento daaeronave, em resposta à aplicação da mencionada ordem degiro ao controle (2A, 2B, 2n) durante o vôo; ed) registra-se a ordem de giro aplicada ao controle (2A,- 2B, 2n) , assim como a curva de saída correspondente medida,caracterizado pelo fato de que:- na etapa a) , recebe-se pelo menos uma consignação desaída que permite obter pelo menos uma curva de saída, aqual é identif icadora de pelo menos um efeitoaerodinâmico da aeronave; e gera-se pelo menos uma ordemde giro de controle que é induzida pela mencionadaconsignação de saída recebida; e- submete-se a aeronave em vôo de modo a obter e manterna mencionada aeronave a mencionada curva de saídaidentificadora, no momento da aplicação da mencionadaordem de giro induzida pela mencionada consignação desaída.
2. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizadopelo fato de que na etapa a) se recebe pelo menos umaordem de giro de controle que é aplicada tal qual aomencionado controle (2A, 2B,2n).
3. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicações-1 e 2, caracterizado pelo fato de que, para gerar a ordemde giro induzida pela consignação de saída e pararealizar a submissão, utilizam-se os meios que sãoformados a partir de uma teoria chamada de comando modal.
4. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicaçõesde 1 a 3, caracterizado pelo fato de que, para realizarum ensaio, aplicam-se as mencionadas etapas a) até d) e amencionada submissão para uma pluralidade de controles(2A, 2B, 2n) da aeronave.
5. Dispositivo para realizar pelo menos um ensaio em umaaeronave, o mencionado dispositivo (1) compreendendo:pelo menos um controle (2A, 2B, 2n) da aeronave,susceptível de ser orientado de forma a agir sobre pelomenos um eixo de pilotagem da aeronave e compreendendopelo menos um atuador (3A, 3B, 3n) para orientar omencionado controle (2A, 2B, 2n) em função de pelo menosuma ordem de giro recebida, que ilustra uma evolução dogiro em função do tempo;uma unidade de comando (4) para transmitir aomencionado atuador (3A, 3B, 3n) pelo menos uma ordem degiro a ser aplicada ao mencionado controle (2A, 2B, 2n) ;- os meios (6) para medir pelo menos uma curva de saídailustrando a evolução em função do tempo de um movimentoda aeronave, em resposta à aplicação em vôo de uma ordemde giro ao controle (2A, 2B, 2n) ; e- os meios (7) para registrar uma ordem de giro aplicadaao controle (2A, 2B, 2n) e a curva de saídacorrespondente medida,caracterizado pelo fato- da mencionada unidade de comando (4) compreender:pelo menos um primeiro meio (10) susceptível de receberpelo menos uma consignação de saída que permite obterpelo menos uma curva de saída que é identificadora parapelo menos um efeito aerodinâmico da aeronave; e-5. pelo menos um segundo meio (11) para gerar pelo menosuma ordem de giro de controle que é induzida pelamencionada consignação de saída transmitida pelomencionado primeiro meio (10) ; e- do mencionado dispositivo 1 compreender, ademais, pelomenos um meio de submissão (13) para submeter a aeronavede forma a obter e manter na mencionada aeronave amencionada curva de saída identificadora, quando a ordemde giro correspondente gerada pelo mencionado segundomeio (11) é aplicada ao controle (2A, 2B, 2n).
6. Dispositivo, de acordo com a reivindicação 5,caracterizado pelo fato da mencionada unidade de comando(4) comportar, ademais, um terceiro meio (15) parareceber pelo menos uma ordem de giro de controle que étransmitida tal qual ao atuador (3A, 3B, 3n) do controle(2A, 2B, 2n).
7. Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 5 e 6, caracterizado pelo fato domencionado controle (2A, 2B, 2n) se corresponder com umdos seguintes elementos da aeronave: um sabotador; umaileron; um plano horizontal; um controle deprofundidade; e um controle de direção.
8. Método para realizar um protocolo de η ensaios em vôoem uma aeronave, sendo η um número inteiro superior a 1,caracterizado pelo fato de que:- em uma etapa preliminar, determinam-se m ordens de girode controle que devem ser aplicadas diretamente àaeronave e ρ consignações de saída que permitem isolarpelo menos um efeito aerodinâmico da aeronave na respostatemporal deste último, que é ilustrado por pelo menos umacurva de saída, m e ρ sendo números inteiros tais que, m+ ρ = n;- realizam-se, em curso de pelo menos um vôo ulterior daaeronave, η ensaios aplicando respectivamente asmencionadas m ordens de giro e as mencionadas ρconsignações de saída, estas últimas sendo igualmenteaplicadas sob a forma de ordens de giros representativas,os mencionados η ensaios sendo realizados pelo menosparcialmente aplicando o método especificado em qualqueruma das reivindicações 1 até 4 ou utilizando odispositivo especificado em qualquer uma dasreivindicações 5 até 7; e- para cada um dos mencionados η ensaios, registra-se aordem de giro aplicada, e medem-se e registram-se qcurvas de saída correspondentes, sendo q um númerointeiro.
9. Método de identificação de fenômenos aerodinâmicos emuma aeronave, com ajuda de um simulador de vôo, métodosegundo o qual:A- realiza-se pelo menos um protocolo de η ensaios emvôo, sendo η um número inteiro, que permite obter umapluralidade de η curvas de entrada reais representando asordens de giro realmente aplicadas à aeronave e umapluralidade de curvas de saída reais associadas;B- aplicam-se as mencionadas η curvas de entrada reaisao mencionado simulador de vôo;C- medem-se, no mencionado simulador de vôo, as curvasde saída correspondentes obtidas como resposta àaplicação das mencionadas η curvas de entrada reais;D- comparam-se, dois a dois, as mencionadas curvas desaída reais e as mencionadas curvas de saídacorrespondentes emitidas pelo mencionado simulador devôo; eE- em função dessa comparação, refina-se um modelo desimulação utilizado pelo mencionado simulador de vôo,caracterizado pelo fato de que na etapa A/ aplica-se ométodo especificado na reivindicação 8.
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