BRPI0618013A2 - processo e sistema de limitação de trancamento de deflexão do leme de uma aeronave - Google Patents
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Abstract
<B>PROCESSO E SISTEMA DE LIMITAçAO DE TRANCAMENTO DE DEFLEXAO DO LEME DE UMA AERONAVE<D> A invenção se refere a um processo de limitação do ângulo detlexáo de um leme de uma aeronave, comportando as operações de: determinação de um ângulo de deflexão máximo permitido em função da velocidade da aeronave, detecção de uma configuração de derrapagem da aeronave seguida de um primeiro comando de deflexão do leme com um ângulo de deflexão máximo e um primeiro sentido; aplicação de um limite do ângulo de deflexão máximo permitido. A invenção se refere também a um sistema para aplicar esse processo.
Description
PROCESSO E SISTEMA DE LIMITAÇÃO DE TRANCAMENTO DE DEFLEXAODO LEME DE UMA AERONAVE
Domínio da invenção
A invenção se refere a um processo para limitar umângulo de deflexão do leme de uma aeronave, em certascondições de vôo, notadamente quando a aeronave está emderrapagem e quando a deflexão do respectivo leme écomandado com um rebatimento máximo. A invenção se referetambém a um sistema para aplicar esse processo.
A invenção encontra aplicações no domínio daaeronáutica e, em particular, no domínio do comando do lemede uma aeronave.
Estado da técnica
Em uma aeronave, o controle de direção é uma borboletamóvel montada na deriva da aeronave e manobrada a partir doposto de comando, para modificar a direção da aeronave. Aderiva constitui uma superfície relativamente importante daaeronave, cujo papel essencial é de assegurar umaestabilidade de rota à aeronave. A deriva está apta asuportar esforços que podem ser relativamente importantes.Todavia, esses esforços não devem ultrapassar uma certacarga que acarretaria a ruptura da deriva. Esses esforçosdependem das condições de vôo da aeronave e, notadamente,da velocidade da aeronave. Também, para limitar essesesforços sobre a deriva, existe um sistema, instalado namaior parte das aeronaves, que permitem limitar a deflexãodo leme em certas condições de vôo, isto é, limitar orebatimento permitido do leme. Essa limitação é obtida,graças ao batente situados de ambos os lados do leme e cujaposição é controlada por meio de macacos. A limitação doângulo de deflexão do leme é diretamente ligada àvelocidade da aeronave. Assim, quanto mais a aeronavenavegar rapidamente e mais reduzido for o rebatimento doleme, portanto mais os batentes estarão próximos do leme.Ao contrário, quanto menor for a velocidade da aeronave,mais o ângulo de deflexão autorizado será elevado, portantomais os batentes estarão afastados do leme.
Em condições normais de vôo de uma aeronave, o leme dedireção é utilizado na aterragem, para o alinhamento daaeronave com a pista de aterragem, e à rolagem no solo daaeronave. Nesses dois casos, a aeronave está à baixavelocidade. O ângulo de deflexão permitido do leme pode,portanto, ser elevado.
Em condições anormais de vôo de uma aeronave, porexemplo, quando de uma pane no motor, o leme de direçãopode ser utilizado para compensar a dissimetria que seinstala no momento da perda de rendimento de um motor. Comefeito, quando um motor pára de funcionar, a aeronave secoloca em derrapagem e navega de lado, isto é, a aeronavenão está mais no eixo de vôo. Então, é necessário agirsobre o leme de direção para levar a aeronave nesse eixo devôo. Nessas condições, é importante que o rebatimentopermitido do leme seja suficientemente elevado parapermitir essa correção da aeronave.
O sistema clássico de limitação do ângulo de deflexãodo leme é previsto para que o piloto possa compensar osefeitos dessa pane de motor. Em outros termos, a limitaçãoclássica é calculada, de maneira a deixar ao piloto umaautoridade suficiente para poder compensar uma dissimetriagerada por uma pane de motor.Todavia, esse sistema clássico não considera outrassituações que podem necessitar dos comandos de deflexão doleme.
Com efeito, nada impede o piloto de emitirsucessivamente vários comandos de deflexão do leme, emsentidos opostos, com ângulos que atingem o rebatimentomáximo permitido. Por exemplo, se o piloto comandar umprimeiro deflexão do leme em um primeiro sentido, por umaprimeira razão, depois um segundo deflexão do leme nosentido oposto por uma outra razão, depois um terceirodeflexão do leme no primeiro sentido, com ângulos dedeflexão máximo, então os esforços que se referem à derivapodem se tornar tão importantes que a estrutura da aeronavepermanecerá sacudida.
Em um outro exemplo de condições anormais de vôos, sea aeronave se colocar em derrapagem, em conseqüência de umcomando de deflexão do leme ou de uma pane do motor, aaeronave navegará mal. Ela tem então o vento de perfil. Se,nesse momento, o piloto comandar uma deflexão do leme comum ângulo máximo, para recuperar o eixo de vôo, então oleme achar-se-á em cheio no vento. As dificuldades começama pesar muito sobre o leme. Se o piloto comandar uma novadeflexão do leme, no sentido oposto, com um ângulo máximo,então os esforços que pesam sobre a deriva poderãoultrapassar as cargas para as quais a aeronave foicalculada.
Os esforços sustentados pela deriva podem entãoatingir e mesmo ultrapassar os limites impostos pelaprópria construção da aeronave. Nos casos mais graves, aderiva pode se romper sob o efeito dos esforços, oudificuldades, e acarretar o crash da aeronave.Exposição da invenção
A invenção tem exatamente por finalidade prevenir osinconvenientes das técnicas expostas anteriormente. Comessa finalidade, a invenção propõe um processo e um sistemaque permitem aumentar a segurança da aeronave, impedindoesse tipo de manobras, isto é, uma sucessão de deflexões doleme, em sentidos opostos, com ângulos de deflexão máximo.Para isso, o processo e o sistema da invenção asseguram umalimitação do ângulo de deflexão permitido do leme, emcertas condições de vôo. Em outros termos, a invençãopropõe diminuir a autoridade de comando do leve oferecidaao piloto para limitar os esforços sobre a deriva, quando aaeronave está em derrapagem e uma deflexão do leme écomandado no sentido oposto até o ângulo máximo permitido.
De forma mais precisa, a invenção se refere a umprocesso de limitação do ângulo de deflexão de um leme deuma aeronave, comportando uma operação de determinação deum ângulo de deflexão máximo permitido em função davelocidade da aeronave, caracterizado pelo fato decomportar as operações de:
detecção de uma configuração de derrapagem daaeronave seguida de um primeiro comando de deflexão do lemecom um ângulo de deflexão máximo e um primeiro sentido;
- aplicação de um limite do ângulo de deflexão máximopermitido.
Esse processo pode comportar uma ou várias dasseguintes características:
a detecção de uma configuração de derrapagem daaeronave consiste em detectar uma deflexão do leme com umângulo de deflexão máximo e um segundo sentido, oposto aoprimeiro sentido;
- a detecção de uma configuração de derrapagem daaeronave consiste em detectar uma aceleração lateral nãonula da aeronave.
A invenção se refere também a um sistema para aplicaresse processo. Esse sistema é um sistema de limitação doângulo de deflexão de um leme de uma aeronave, comportando:um dispositivo de aquisição da velocidade daaeronave;
um dispositivo de determinação de um ângulo dedeflexão máximo permitido, em função da velocidade daaeronave;
- um dispositivo de aquisição da posição comum doleme, caracterizado pelo fato de
- um dispositivo para detectar uma configuração dederrapagem da aeronave e um comando de deflexão do leme comum ângulo de deflexão máximo permitido e um primeirosentido; e
- um dispositivo para limitar o valor do ângulo dedeflexão máximo permitido.
Esse sistema pode comportar uma ou várias dasseguintes características:
- o dispositivo para detectar uma derrapagem é umcircuito lógico que verifica se duas deflexões sucessivosdo leme, denominados doublet, têm sentidos opostos eângulos de deflexão máximo permitidos;
- o dispositivo para detectar uma derrapagem comportaum captador de aceleração lateral;
- o dispositivo para detectar uma derrapagem comportaum circuito lógico que verifica a existência de um comandode deflexão com um ângulo de deflexão máximo, quando aaceleração lateral detectada é não nula;
- o circuito lógico comporta duas vias de detecçãoligadas por uma porta ET;
- cada via de detecção comporta uma porta ET7 umretardador e uma báscula;
- o limite do ângulo de deflexão máximo permitido éobtido por modificação de um comprimento de um macaco queforma batente para o leme.
Breve descrição dos desenhos
A figura 1 representa um circuito lógico de detecçãode um doublet, permitindo a detecção de uma configuraçãocrítica.
A figura 2 representa um diagrama funcional do sistemade limitação do ângulo de deflexão do leme, de acordo comum primeiro modo de realização da invenção.
A figura 3 representa uma variante do sistema dainvenção.
A figura 4 representa um segundo modo de realização dosistema da invenção.
Descrição detalhada de modos de realização da invenção
A invenção se refere a um processo e a um sistema quepermitem reduzir rapidamente o ângulo de deflexão permitidopara o leme, quando a aeronave está em configuração dederrapagem e uma deflexão com um ângulo máximo é comandadono sentido oposto à posição comum do leme, isto é, aposição na qual se acha o leme, quando da derrapagem. Essaconfiguração será denominada na seqüência configuraçãocrítica.O ângulo de deflexão permitido corresponde aorebatimento máximo que pode sofrer o leme, em resposta a umcomando de deflexão. Esse ângulo é delimitado por doisbatentes situados de ambos os lados do leme. A posiçãodesses batentes é imposta por um dispositivo denominadoRTLU (Rudder Travei Limitation Unit, em termos anglo-saxões).
A invenção necessita, portanto, da detecção de umaconfiguração crítica com a detecção de uma derrapagem daaeronave, a detecção do valor máximo da RTLU, a saber ovalor do ângulo de deflexão máximo permitido e a detecçãodo valor do ângulo de deflexão em curso, correspondente àposição comum do leme. Ora, a informação de derrapagem daaeronave não é uma informação disponível na maior parte dasaeronaves.
Também, para determinar a existência de umaderrapagem, a invenção propõe detectar:
seja a aplicação de duas ordens sucessivas dedeflexão com rebatimento máximo em um sentido, depois nooutro;
seja a existência de uma aceleração lateral daaeronave.
Esses dois modos de detecção permitem deduzir que aerro está em derrapagem.
Mais precisamente, o processo da invenção consiste emdetectar que a aeronave está em derrapagem, com um dosmodos descritos anteriormente, e que o leme atingiu seurebatimento máximo e mudou de sentido.
Desde que dois fatos tenham sido detectados, oprocesso da invenção considera que, por defeito, a aeronaveestá em uma configuração crítica e que há um risco possívelde ultrapassagem das cargas limites. O processo da invençãoconsiste então em reduzir o rebatimento máximo permitido doleme, a fim de se assegurar que os esforços sobre o lemenão podem ultrapassar a carga limite para a qual a aeronavefoi dimensionada. Dessa forma, reduz-se a autoridade dopiloto sobre o leme e aumenta-se a segurança da aeronave.
O processo que acaba de ser descrito é utilizado pelosistema da invenção. Esse sistema comporta:
- um dispositivo 3 de aquisição da velocidade de erro;
- um dispositivo 1 de determinação de um ângulo dedeflexão máximo permitido em função da velocidade daaeronave;
- um dispositivo 2 de aquisição da posição comum do leme.
Ele comporta também um circuito eletrônico paradetectar uma configuração crítica e determinar o valorlimite do rebatimento do leme, assim como barras decomunicação que asseguram a ligação entre as diferentescalculadoras da aeronave e o circuito de detecção parafornecer, a esse circuito, os dados, retirados nascalculadoras, necessários à detecção da configuraçãocrítica.
Na figura 2, representou-se um exemplo do sistema dainvenção com um circuito eletrônico, permitindo a detecçãode uma configuração crítica e a limitação do ângulo dedeflexão do leme. Esse circuito utiliza o primeiro modo derealização da invenção, no qual a derrapagem da aeronave édeduzida da aplicação de duas ordens sucessivas de deflexãocom rebatimento máximo, em um sentido, depois no outro. Umdesses sentidos é denominado primeiro sentido, o outrosentido sendo denominado segundo sentido. O circuito dafigura 2 permite, portanto, detectar duas ordens dedeflexão sucessivas, em sentidos opostos, até o batente.Para isso, esse circuito recebe, a uma entrada El, aposição do batente do leme, isto é, o valor do ângulo dedeflexão máximo permitido ρ[ara a velocidade de vôo daaeronave. Esse valor é fornecido pela unidade TRLU 1, porexemplo, sob uma forma analógica. Ela é então convertida emdado numérico por um desmodulador Dl, antes de serintroduzida no circuito da invenção. O circuito recebe, auma entrada E2, o valor dr da posição comum do leme, istoé, o valor do ângulo entre a posição real do leme e aposição de repouso desse leme, posição real na qual se achao leme no instante do cálculo, em outros termos o ângulo dedeflexão do leme. Esse valor é fornecido, via uma barra decomunicação B2 de tipo ARINC 429, por uma calculadora 2 quegera a posição do leme, por exemplo, um concentrador deaquisição de dados SDAC (System Data AcquisitionConcentrator) . O circuito recebe, à sua entrada E3, asinformações de velocidade da aeronave. Essas informaçõessão fornecidas, via uma barra B3, pelas calculadoras 3 quegeram a velocidade da aeronave, por exemplo, ascalculadoras ADC (Air Data Computer) ou ADIRU.
Esse circuito assegura uma comparação entre o valor daRTLU e o valor dr da posição comum do leme. Esses doisvalores são valores expressos em graus. Essa comparação érealizada pelo circuito de detecção de doublet 4,representado em detalhes na figura 1.
Mais precisamente, a figura 1 mostra um exemplo decircuito lógico, assegurando a detecção de um doublet, istoé, a detecção de duas ordens sucessivas de deflexão do lemecom rebatimentos máximo e sentidos opostos. Esse circuito 4de detecção de um doublet comporta uma primeira via dedetecção 41 e uma segunda via de detecção 42. Essas duasvias de detecção 41 e 4 2 são conectadas a uma porta Etlógica 43.
A primeira via 41 comporta uma porta ET 413 que assumeo valor 1, quando o sentido de deflexão dr do leme épositivo (entrada 411 do circuito 4) e o valor absoluto dadeflexão dr é superior ou igual ao valor da RTLU (entrada412 do circuito 4) . Essa via 41 comporta um retardador 414que aplica um certo retardo ao valor lógico obtido na saídada porta ET 413. Esse retardo corresponde pelo menos aotempo constatado entre a ordem de deflexão do leme e areação do leme, isto é, a mudança de posição do leme. Esseretardo é da ordem de 5 a 6 segundos. A via 41 comporta,além disso, uma báscula 415 que recebe, por um lado, ovalor lógico diretamente da porta ET e, por outro lado, ovalor lógico proveniente do retardador 414. Essa báscula415 permite bloquear o valor lógico 1 ou 0 recebido daporta ET 413. A via 41 do circuito conserva assim o valorlógico obtido na saída da primeira porta ET 413 duranteesse tempo e de 5 a 6 segundos para se assegurar que o lemeteve o tempo de reagir à ordem de deflexão.
A via 41 detecta assim a existência de uma deflexãocom um ângulo máximo e um primeiro sentido.
A segunda via 42 do circuito de detecção de dobro 4comporta a porta ET 423 que assume o valor 1, quando osentido de deflexão dr do leme é negativo (entrada 421 docircuito 4) e o valor absoluto da deflexão dr superior ouigual ao valor da RLTU (entrada 422 do circuito 4) . Essavia 42 comporta um retardador 424 que aplica o valor lógicoobtido na saída da porta ET 423 o mesmo retardo que oretardador 414. A via 42 comporta, além disso, uma báscula425 que permite bloquear o valor lógico 1 ou 0 recebido daporta ET 423. A via 42 do circuito conserva assim o valorlógico obtido na saída da primeira porta ET 423 durante umtempo de 5 a 6 segundos para se assegurar que o leme teve otempo de reagir à ordem de deflexão.
A via 42 detecta assim a existência de uma deflexãocom um ângulo máximo e um segundo sentido.
Cada uma das vias 41 e 42 é ligada na saída à portalógica ET 43. Quando a porta ET 43 recebe um valor lógico 1sobre cada uma de suas entradas, isto significa qeu duasordens deflexão em sentidos opostos e com ângulos máximosforam detectadas. Um valor lógico 1 é emitido na saída docircuito de detecção de doublet 4. Caso contrário, um valorlógico 0 é emitido na saída do circuito 4.
Quando a saída da porta ET 43 está em 1, istosignifica que uma configuração crítica foi detectada. 0circuito da figura 2 assegura então uma restrição do valorda RTLU. Um circuito de comando do batente 5 associado a umadicionador 7 e a um circuito de potência 8 assegura alimitação do valor da RTLU, isto é, o ângulo de deflexãolimitado autorizado.
A figura 2 acaba de ser descrita, considerando-se queo valor da RTLU é um valor angular fornecido diretamentepela unidade RTLU 1. Todavia, deve ser observado que obatente do leme é realizado por meio de um macaco de tipomecânico. Em conseqüência, a informação fornecida pelaunidade RTLU 1 é um valor métrico, por exemplo, expresso emmilímetros. O circuito da figura 2 comporta, portanto,elementos de conversão dos valores métricos em valores angulares, em particular um elemento 6 para converter osmilímetros em graus. Assim, a limitação do ângulo dedeflexão permitido corresponde a um alongamento emmilímetros do macaco: quanto mais alongado for o macaco,mais o ângulo de deflexão permitido será limitado.
No exemplo da figura 2, a configuração crítica édetectada, comparando-se ângulos de deflexão do leme. Nafigura 3, representou-se um exemplo de circuito, permitindodetectar uma configuração crítica, comparando-se a posiçãocomum do leme e o comando da posição da RTLU. Em outros termos, com esse circuito não se espera que a RTLU estejano lugar. Utiliza-se diretamente o comando da RTLU. Ocircuito de detecção do doublet 4 recebe, portanto, naentrada o valor dr da posição do leme e o valor do comandoda RTLU fornecido pelo circuito de comando do batente 5.
Em um segundo modo de realização da invenção,considera-se que a aeronave está em derrapagem, a partir domomento em que existe um valor não nulo de sua aceleraçãolateral. Com efeito, na maior parte das aeronaves, existemcaptadores de velocidade sobre as laterais da aeronave. Esses captadores permitem detectar o valor da aceleraçãolateral da aeronave. Se essa aceleração não for nula, é queexistirá uma derrapagem. E se uma derrapagem for detectadae se um comando do leme com um rebatimento máximo fortambém detectado, então a aeronave estará em uma configuração crítica. Um exemplo de circuito que permiteaplicar esse modo de realização está representado na figura 4.
Esse circuito da figura 4 é idêntico àquele da figura2, exceto no que se refere a certos dados recebidos naentrada do circuito e no circuito de detecção de umdoublet. Mais precisamente, nesse modo de realização, ocircuito comporta uma entrada ElO, recebendo o valor Ny daaceleração lateral da aeronave. Esse valor Ny é fornecidopor uma calculadora 10 via a barra B2.
Nesse modo de realização, o circuito de detecção de umdoublet 4 comporta uma primeira via que verifica se Ny énão nulo e se o leme está em um primeiro sentido, e umasegunda via que verifica a existência de um deflexão doleme no segundo sentido com um rebatimento máximo. Se osvalores lógicos das duas vias estiverem em 1, então seráconsiderado que a aeronave está em uma configuraçãocrítica.
Independentemente do modo de realização, o sistema dainvenção pode ser implantado em uma calculadora de comandode vôo da aeronave, por exemplo, a calculadora FLC (FieldLimitation Computer). Essa calculadora FLC apresenta avantagem de assegurar notadamente a determinação e ocomando da RTLU; ela conhece, portanto, necessariamente ovalor da RTLU.
Claims (12)
1. Processo de limitação do ângulo de deflexão do lemede uma aeronave comportando uma operação de determinação deum ângulo de deflexão máximo permitido em função davelocidade da aeronave, caracterizado pelo fato decomportar as operações de:detecção de uma configuração de derrapagem daaeronave seguida de um primeiro comando de deflexão do lemecom um ângulo de deflexão máximo e um primeiro sentido;- aplicação de um limite do ângulo de deflexão máximopermitido.
2. Processo, de acordo com a reivindicação 1,caracterizado pelo fato de a detecção de uma configuraçãode derrapagem da aeronave consistir em detectar umadeflexão do leme com um ângulo de deflexão máximo e umsegundo sentido.
3. Processo, de acordo com a reivindicação 1,caracterizado pelo fato de a detecção de uma configuraçãode derrapagem da aeronave consistir em detectar umaaceleração lateral não nula da aeronave.
4. Sistema de limitação do ângulo de deflexão do lemede uma aeronave, comportando:um dispositivo de aquisição da velocidade daaeronave;- um dispositivo de determinação de um ângulo dedeflexão máximo permitido, em função da velocidade daaeronave;- um dispositivo de aquisição da posição comum doleme,caracterizado pelo fato de- um dispositivo para detectar uma configuração dederrapagem da aeronave e um comando de deflexão do leme comum ângulo de deflexão máximo permitido e um primeirosentido; e- um dispositivo para limitar o valor do ângulo dedeflexão máximo permitido.
5. Sistema, de acordo com a reivindicação 4,caracterizado pelo fato de o dispositivo para detectar umaderrapagem ser um circuito lógico, verificado se duasdeflexões sucessivas do leme têm sentidos opostos e ângulosde deflexão máximo permitidos.
6. Sistema, de acordo com a reivindicação 4,caracterizado pelo fato de o dispositivo para detectar umaderrapagem comportar um captador de aceleração lateral.
7. Sistema, de acordo com a reivindicação 6,caracterizado pelo fato de o dispositivo para detectar umaderrapagem comportar um circuito lógico que verifica aexistência de um comando de deflexão com um ângulo dedeflexão máximo, quando a aceleração lateral detectada énão nula.
8. Sistema, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 5, 6 ou 7, caracterizado pelo fato de ocircuito lógico comportar duas vias de detecção ligadas poruma porta ET.
9. Sistema, de acordo com a reivindicação 8,caracterizado pelo fato de cada via de detecção comportaruma porta ET, um retardador e uma báscula.
10. Sistema, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 4, 5, 6, 7, 8 ou 9, caracterizado pelo fatode a limitação do ângulo de deflexão máximo permitido serobtida por modificação de um comprimento de macaco,formando um batente para o leme.
11. Aeronave, caracterizada pelo fato de comportar umsistema de limitação do ângulo de deflexão do leme dequalquer uma das reivindicações 4, 5, 6, 7, 8, 9 ou 10.
12. Aeronave, caracterizada pelo fato de comportar umsistema capaz de aplicar o processo de limitação do ângulodo leme de qualquer uma das reivindicações 1, 2 ou 3.
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