BRPI0706972A2 - dispositivo de auxìlio à pilotagem de uma aeronave e aeronave - Google Patents
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Abstract
DISPOSITIVO DE AUXìLIO à PILOTAGEM DE UNA AERONAVE E AERONAVE. Dispositivo de auxílio à pilotagem de uma aeronave durante uma fase de aproximação em vista de uma aterrissagem. O dispositivo (1) compreende um sistema de guiagem (8) para auxiliar a guiar a aeronave, en caso de acionamento de um meio de comando (11A, 11E, 11n) simultaneamente durante uma fase inicial conformemente a um primeiro modo de guiagem e durante uma fase final conformemente a um segundo modo de guiagem, sendo a transição entre estes primeiro e segundo modos de guiagem realizada automaticamente pelo sistema de guiagem (8)
Description
"DISPOSITIVO DE AUXÍLIO À PILOTAGEM DE UMA AERONAVE EAERONAVE".
A presente invenção refere-se a um dispositivo de auxílioà pilotagem de uma aeronave, particularmente um avião detransporte, durante uma fase de aproximação em vista deuma aterrissagem.
No quadro da presente invenção, a dita fase deaproximação apresenta:
- uma fase inicial definida entre um primeiro ponto (dito"ponto de aproximação final") e um segundo ponto (dito"ponto de transição"), durante a qual a aeronave é guiadasegundo um plano de vôo predeterminado respeitandorestrições de performance, especialmente de tipo RNP("Required Navigation Performance" em inglês); e
- uma fase final definida entre este ponto de transição ea aterrissagem efetiva sobre uma pista de aterrissagem,durante a qual a aeronave é guiada segundo um eixo deaproximação.
Sabe-se que, èm um contexto internacional em que otráfego aéreo está sempre aumentando, associam-se àstrajetórias das aeronaves corredores aéreos, cuja larguravêm se tornando cada vez menor. Para poder reduzir estalargura de corredor aéreo, levam-se em conta,especialmente, certas performances das ditas aeronave.
Estas últimas características são especialmenteconsideradas durante a dita fase inicial da fase deaproximação entre o dito ponto de aproximação final e odito ponto de transição.
Sabe-se, além disso, que as performances que deve ter umaaeronave para se manter em tal corredor aéreo são de doistipos, a saber:
- performances de guiagem: a finalidade é fazer com quea aeronave siga corretamente um plano de vôo, ou seja,minimizar um erro de guiagem (em inglês "Flight TechnicalError" ou FTE); e
- performances de navegação: a finalidade é ter uma boaestimação da posição efetiva da aeronave, ou seja,minimizar um erro de estimação de posição (em inglês"Position Estimation Error" ou ΡΕΕ).
Para conservar as performances anteriores, convém,portanto, minimizar a soma destes dois erros FTE e ΡΕΕ,ou seja, um erro total denominado em inglês "Total SystemError" ou TSE.
A conservação deste parâmetro TSE é uma das condiçõesrequeridas para permitir em particular:
- fazer com que a aeronave voe segundo novos tipos deaproximação, em relação a terrenos contendo obstáculos ouapresentando restrições de aterrissagem;
efetuar aproximações simultâneas sobre pistas deaterrissagens próximas umas das outras; e
- permitir menores valores mínimos de altura de decisãode aterrissagem.
Conseqüentemente, levar em conta as performances denavegação e guiagem de tipo RNP na fase inicial precitada(entre o dito ponto de aproximação final e o dito pontode transição), permite diminuir os valores mínimos dasalturas de decisão, em relação a uma aproximação de nãoprecisão usual, mas não permite descer abaixo de umaaltitude predeterminada, por exemplo, 250 pés (cerca de75 metros), relativa ao dito ponto de transição.A partir do dito ponto de transição, a dita fase final dafase de aproximação pode ser executada guiando a aeronavesegundo um eixo de aproximação que é conforme a umaaproximação de precisão por instrumentos, por exemplo, detipo ILS ("Instrument Landing System" em inglês), ou auma aproximação de não precisão.
Contudo, em tal situação, durante a transição (no ditoponto de transição) entre a fase inicial e a fase final,a mudança do modo de guiagem é geralmente realizada demaneira mais ou menos brusca, especialmente no que serefere à guiagem propriamente dita, assim como para aapresentação de informações correspondentes que éfornecida à tripulação. Isto apresenta particularmente osinconvenientes seguintes:- desconforto para os passageiros e o piloto:
- estresse do piloto quando das reações bruscas daaeronave; e
- ausência de informações para o piloto durante a faseinicial, permitindo-lhe situar a aeronave em relação a umeixo de aproximação xLS (descrito abaixo), e verificar acoerência da posição da aeronave com este eixo xLS.
A presente invenção refere-se a um dispositivo de auxílioaproximação em vista de uma aterrissagem, que permiteremediar os inconvenientes precitados, apresentando adita fase de aproximação:
- uma fase inicial definida entre um primeiro ponto detransição e pelo menos um segundo ponto transição,durante a qual a aeronave é guiada segundo um plano devôo predeterminado respeitando restrições de performance;e
- uma fase final definida entre este segundo ponto detransição e a aterrissagem, durante a qual a aeronave éguiada segundo um eixo de aproximação.
Para tal, de acordo com a invenção, o dito dispositivo dotipo que compreende:
- um conjunto de fontes de informações capazes defornecer informações relativas à aeronave e especialmentesua posição corrente;
- uma base de dados de navegação;
- um sistema de cálculo capaz de determinar:
• uma trajetória de vôo relativa ao dito plano de vôo;
• primeiros desvios laterais e verticais entre a posiçãocorrente da aeronave e a dita trajetória de vôo;
• o dito eixo de aproximação; e
• segundos desvios laterais e verticais entre a posiçãocorrente da aeronave e o dito eixo de aproximação;
- um sistema de guiagem capaz de auxiliar a guiagem daaeronave; e
- um sistema de exibição,é notável pelo fato de:- o dito dispositivo compreender, além disso, um sistemade comando compreendendo pelo menos um meio de comandoacionável, permitindo que um piloto da aeronave comande(a saber, armando ou ativando, em função do modo derealização) um modo de aproximação composto compreendendoum primeiro modo de guiagem para guiar a aeronave durantea dita fase inicial e um segundo modo de guiagem paraguiar a aeronave durante a dita fase final;
- o dito sistema de cálculo ser conformado de maneira adeterminar, a partir do acionamento do dito meio decomando, simultaneamente os ditos primeiros e segundosdesvios, relativos ao dito modo de aproximação compostocomandado, e isto, assim que todas as informaçõesnecessárias para tal estiverem disponíveis a bordo daaeronave;
- o dito sistema de guiagem ser conformado de maneira aauxiliar a guiar a aeronave, em caso de acionamento dodito meio de comando, simultaneamente durante a dita faseinicial entre os ditos primeiro e segundo pontos detransição, conformemente ao dito primeiro modo deguiagem, e durante a dita fase final a partir do ditosegundo ponto de transição, conformemente ao dito segundomodo de guiagem, sendo a transição entre os ditosprimeiro e segundo modos de guiagem realizadaautomaticamente pelo dito sistema de guiagem; e
- o dito sistema de exibição ser conformado de maneira aexibir, sobre pelo menos uma tela de visualização, apartir do acionamento do dito meio de comando, pelomenos:
- um meio de indicação indicando o dito modo deaproximação composto comandado;
• um meio de indicação indicando, caso necessário, pelomenos o modo de guiagem corrente do dito modo deaproximação composto comandado; e
- meios de indicação representativos respectivamente dosditos primeiros e segundos desvios, e isto, assim queestes estiverem disponíveis.Assim, graças à invenção:
- a transição entre os primeiro e segundo modos deguiagem (ou seja, entre as guiagens relativasrespectivamente às ditas fases inicial e final) érealizada automaticamente pelo sistema de guiagem; e
- a tripulação da aeronave é informada, simultaneamente,a partir do comando (armar ou ativar) de um modo deaproximação composto, deste comando e dos desviosrelativos simultaneamente ao primeiro e segundo modos deguiagem do dito modo de aproximação composto comandado.
Isto permite obter uma transição simples e eficaz entre afase inicial e a fase final da dita fase de aproximação.Além disso, a tripulação da aeronave é imediatamenteinformada dos desvios laterais e verticais, não somentedo dito primeiro modo de guiagem para a fase inicial queé executada nesse momento ou será executada muito embreve, mas também do dito segundo modo de guiagem para adita fase final que será executada apenas no final destafase inicial. Conseqüentemente, a tripulação podeverificar, a partir do comando do modo de aproximaçãocomposto, as informações relativas ao dito segundo modode guiagem e assim antecipar sua execução posterior.
O dispositivo de acordo com a invenção também compreendeoutras vantagens. Ele, particularmente:
- evita uma ação do piloto próximo ao solo, e, portanto,reduz o estresse e a carga de trabalho do piloto próximoao solo;
permite a harmonização (com os outros tipos deaproximação) do procedimento para o piloto em termos deseleção da aproximação, de observação dos parâmetros daaproximação e de armamento da aproximação, antes do pontode aproximação final; e
- permite uma aproximação e uma transição mais suaves(entre os modos RNP e xLS descritos abaixo) , o queaumenta o conforto dos passageiros e do piloto.
Em um modo de realização preferido, o dito sistema decomando, por exemplo, um sistema de exibição e decontrole multifunção de tipo MCDU (»Multipurpose ControlDisplay Unit" em inglês), compreende vários meios decomando, por exemplo, botões de pressão, permitindo cadaum deles comandar um dos vários modos de aproximaçãocompostos diferentes. Neste caso, de preferência, o ditosistema de comando compreende meios de comando paracomandar respectivamente modos de aproximação compostoque são constituídos simultaneamente por:
- um primeiro modo de guiagem permitindo respeitar asditas restrições de performance, por exemplo, de tipoRNP; e
- respectivamente, um dos segundos meios de guiagemseguintes: um modo de aproximação de precisão entre umapluralidade de modos de aproximação de precisãodiferentes ou um modo de aproximação de não precisão.
No quadro da presente invenção, o dispositivo de acordocom a invenção pode especialmente levar em conta os modosde aproximação de precisão seguintes:
- um modo de aproximação por instrumentos, relativo a umsistema de aterrissagem por instrumentos, por exemplo, detipo ILS ("Instrument Landing System" em inglês);
- um modo de aproximação por instrumentos, relativo a umsistema de aterrissagem por microondas, por exemplo, detipo MLS ("Microwave Landing System" em inglês); e
- um modo de aproximação por instrumentos, relativo a umsistema de aterrissagem por GPS ("Global PositioningSystem" em inglês, ou seja, sistema de posicionamentoglobal) de tipo GLS ("Gps Landing System" em inglês).
Além disso, um modo de aproximação de não precisão podeser do tipo FLS, tal como descrito, por exemplo, naspatentes FR-2 852 683, FR-2 852 684 e FR-2 852 686.
Outrossim, em um modo de realização particular, odispositivo de acordo com a invenção é conformado demaneira a realizar as operações relativas à dita faseinicial também durante uma fase de reaceleraçãointerrompendo a fase de aproximação em curso. Tal fase dereaceleração pode ser necessária quando for detectada umapane específica ou quando o piloto não puder obter asreferências visuais necessárias na altura de decisão.Por outro lado, de maneira vantajosa, o dito sistema deexibição compreende uma tela de navegação, por exemplo,de tipo ND ("Navigation Display" em inglês), e uma telaprimária de pilotagem, por exemplo, PFD ("Primary FlightDisplay" em inglês).
Além disso, vantajosamente, o dito sistema de exibição éconformado de maneira a diferenciar a exibição dasinformações relativas ao modo de guiagem corrente do ditomodo de aproximação composto da exibição das informaçõesrelativas ao outro modo de guiagem do dito modo deaproximação composto. Tal diferenciação pode, porexemplo, ser realizada pelo intermediário de coresdiferentes, luminosidades diferentes e/ou grafismosdiferentes.
Além disso, de maneira vantajosa, o dito sistema deexibição é conformado de maneira a poder exibir:
- primeiros meios de indicação auxiliares relativos ainformações (por exemplo, as ditas restrições deperformance) sobre o dito primeiro modo de guiagem;
- segundos meios de indicação auxiliares relativos ainformações (por exemplo, a identificação do dito segundomodo de guiagem, uma freqüência e um canal utilizados poreste segundo modo de guiagem) sobre o dito segundo modode guiagem; e, eventualmente,
- a posição dos pontos de transição lateral e vertical.Por outro lado, em um modo de realização particular, odito sistema de cálculo compreende:
- um sistema de gestão de vôo, por exemplo, de tipo FMS("Flight Management System" em inglês), para determinaros ditos primeiros desvios laterais e verticais; e
- um receptor multimodo de auxílio à aterrissagem, porexemplo, de tipo MMR (11Multi Mode Receiver" em inglês),para determinar os ditos segundos desvios laterais everticais.
Além disso, vantajosamente, a dita fase final começa:- em relação à guiagem lateral, assim que a aeronaveatingir um segundo ponto de transição lateral; e
- em relação à guiagem vertical, assim que a aeronaveatingir um segundo ponto de transição vertical.
Neste caso, vantajosamente:
a dita base de dados de navegação compreendereferências predeterminadas dos ditos segundos pontos detransição lateral e vertical, quando o segundo modo deguiagem corresponde a um modo de aproximação de precisão;e/ou
- o dito sistema de cálculo calcula diretamente asreferências dos ditos segundos pontos de transiçãolateral e vertical, quando o segundo modo de guiagemcorresponde a um modo de aproximação de não precisão.
As figuras do desenho anexo mostrarão bem como a invençãopode ser realizada. Nestas figuras, referências idênticasdesignam elementos semelhantes.
A figura 1 é o esquema sinóptico de um dispositivo deacordo com a invenção; e
As figuras 2 e 3 são dois gráficos ilustrandoesquematicamente, respectivamente no pano vertical e noplano horizontal, uma fase de aproximação tal comoconsiderada na presente invenção.
0 dispositivo 1 de acordo com a invenção e representadoesquematicamente na figura 1, é destinado a auxiliar apilotagem de uma aeronave A, particularmente um avião detransporte, durante uma fase de aproximação PA em vistade uma aterrissagem sobre uma pista de aterrissagem 2.
Para tal, a dita aeronave A é guiada durante esta fase deaproximação PA ao longo de uma trajetória T representadaesquematicamente nas figuras 2 e 3, relativas a umexemplo particular.
No quadro da presente invenção, a dita fase deaproximação PA compreende:
- uma fase inicial Pl definida entre um ponto detransição 3 (ou "ponto de aproximação final") e pelomenos um outro ponto de transição 4, durante a qual aaeronave A é guiada segundo um plano de voopredeterminado respeitando restrições de performance detipo RNP ("Required Navigation Performance" em inglês); e
- uma fase final P2 definida entre o ponto de transição 4e a aterrissagem sobre a pista de aterrissagem 2, durantea qual a aeronave A é guiada segundo pelo menos um eixode aproximação Ll representado esquematicamente na figura2 .
O dito dispositivo 1 é do tipo que compreende:- um conjunto 5 de fontes de informações usuais capazesde fornecer informações relativas à aeronave A, eespecialmente sua posição corrente. Para tal, o ditoconjunto 5 pode especialmente compreender sistemas dereferências inerciais e captores GPS;- uma base de dados de navegação 6 descrita abaixo;
- um sistema de cálculo 7 capaz de determinar:
• uma trajetória de vôo Tl relativa ao dito plano de vôodurante a dita fase inicial PI;
• primeiros desvios laterais e verticais entre a posiçãocorrente da aeronave Aea dita trajetória de vôo Tldurante a dita fase inicial PI;
• o dito eixo de aproximação LI; e
• segundos desvios laterais e verticais entre a posiçãocorrente da aeronave Aeo dito eixo de aproximação Lldurante a dita fase final P2;
- um sistema de guiagem 8 capaz de auxiliar a guiagem daaeronave A; e
- um sistema de exibição 9 descrito abaixo.0 dito sistema de guiagem 8 compreende os seguintesmeios, não representados especificamente:
- um meio de cálculo destinado a determinar de maneirausual instruções de pilotagem;
- pelo menos um meio de auxilio à pilotagem, por exemplo,um dispositivo de pilotagem automática e/ou um diretor devôo, que determina ordens de pilotagem a partir dasinstruções de pilotagem recebidas do dito meio decálculo; e- meios de acionamento de mecanismos comandados, taiscomo, por exemplo, leme, profundores, etc. da aeronave,aos quais são aplicadas as ordens de pilotagem assimdeterminadas.
De acordo com a invenção, o dito dispositivo 1compreende, além disso, pelo menos um sistema de comando10, por exemplo, um sistema de exibição e de controlemultifunção de tipo MCDU (nMultipurpose Control DisplayUnit" em inglês), e/ou uma unidade de comando de vôo detipo FCU ("Flight Control Unit" em inglês), quecompreende vários meios de comando 11A, IlB, . . . , Iln.Cada um dos ditos meios de comando 11A, 11B, Iln permiteque o piloto da aeronave A comande um modo de aproximaçãocomposto específico, que compreende:
- um primeiro modo de guiagem para guiar a aeronave Alateralmente e verticalmente durante a dita fase inicialPl; e
- um segundo modo de guiagem para guiar a aeronave Alateralmente e verticalmente durante a dita fase finalP2 .
Mais precisamente, os ditos modos de aproximação compostosão constituídos por:
- um primeiro modo de guiagem permitindo respeitar asditas restrições de performance, de preferência de tipoRNP, a fim de, especialmente, manter a aeronave A em umcorredor aéreo CA que é delimitado por linhas 2 8A e 2 8Bna figura 3; e
- respectivamente, um dos segundos meios de guiagemseguintes:
- um modo de aproximação de precisão entre umapluralidade de modos de aproximação de precisãodiferentes que utilizam cada vez informações recebidas dosolo;
- um modo de aproximação de não precisão que utilizaunicamente informações disponíveis a bordo da aeronave A.No quadro da presente invenção, o dispositivo 1 de acordocom a invenção pode especialmente levar em conta os modosde aproximação de precisão seguintes:
- um modo de aproximação por instrumentos, relativo a umsistema de aterrissagem por instrumentos, por exemplo, detipo ILS ("Instrument Landing System" em inglês), talcomo descrito, por exemplo, na invenção FR-2 852 685;
- um modo de aproximação por instrumentos, relativo a umsistema de aterrissagem por microondas, por exemplo, detipo MLS (llMicrowave Landing System" em inglês); e
- um modo de aproximação por instrumentos, relativo a umsistema de aterrissagem por GPS ("Global PositioningSystem" em inglês, ou seja, sistema de posicionamentoglobal) de tipo GLS ("Gps Landing System" em inglês).Assim, os diferentes modos de aproximação composto podemser designados sob a forma "RNP/xLS", representando xLSde maneira geral um dos modos de aproximação ILS, MLS,GLS e FLS precitados.
Além disso, de acordo com a invenção:
- o dito sistema de cálculo 7 é conformado de maneira adeterminar, a partir do acionamento de um dos ditos meiosde comando 11A, 11B, Iln do dito sistema de comando 10,simultaneamente os ditos primeiros e segundos desvios(laterais e verticais) relativos respectivamente ao ditoprimeiro e segundo modos de guiagem RNP e xLS do ditomodo de aproximação composto RNP/xLS específico assimcomandado. Evidentemente, o dito sistema de cálculo 7determina estes primeiros e segundos desvios unicamente apartir do momento em que as informações necessárias paratal estiverem disponíveis a bordo da aeronave A. Isto serefere particularmente ao eixo de aproximação Ll que éutilizado para determinar os ditos segundos desvios e quedeve poder ser detectado a partir da aeronave A;
- o dito sistema de guiagem 8 é conformado de maneira aauxiliar a guiar a aeronave A, em caso de acionamento dodito sistema de comando 10, simultaneamente durante adita fase inicial Pl entre os ditos pontos de transição 3e 4, conformemente ao dito primeiro modo de guiagem, edurante a dita fase final P2 a partir do dito ponto detransição 4, conformemente ao dito segundo modo deguiagem. A transição entre os ditos primeiro e segundomodos de guiagem é realizada automaticamente pelo ditosistema de guiagem 8; e
- o dito sistema de exibição 9 é conformado de maneira aexibir, sobre pelo menos uma tela de visualização 12, 13,a partir do acionamento do dito sistema de comando 10,pelo menos os meios de indicação (por exemplo, por meiode um símbolo gráfico, um código alfanumérico, etc.) nãorepresentados seguintes:
• um meio de indicação indicando o dito modo deaproximação composto RNP/xLS comandado;
• um meio de indicação indicando, caso necessário, pelomenos o modo de guiagem corrente do dito modo deaproximação composto comandado; e
• meios de indicação representativos respectivamente dosditos primeiros e segundos desvios (laterais e verticaissimultaneamente).
Além disso, em um modo de realização particular, odispositivo 1 de acordo com a invenção é conformado demaneira a realizar as operações relativas à dita faseinicial Pl de maneira similar durante uma fase P3 dereaceleração (interrompendo a fase de aproximação emcurso) representada em traço descontínuo na figura 2. Talfase de P3 reaceleração pode ser necessária quando fordetectada uma pane específica ou quando o piloto nãopuder obter as referências visuais a uma altura dedecisão predeterminada.
Por outro lado, o dito sistema de exibição 9 compreendeespecialmente uma tela de navegação 12, por exemplo, detipo ND ("Navigation Display" em inglês), e uma telaprimária de pilotagem 13, por exemplo, PFD ("PrimaryFlight Display" em inglês). Além disso, este sistema deexibição 9 é conformado de maneira a diferenciar aexibição das informações relativas ao modo de guiagemcorrente (por exemplo, o dito primeiro modo de guiagem)do dito modo de aproximação composto, da exibição dasinformações relativas ao outro modo de guiagem (porexemplo, o dito segundo modo de guiagem) do dito modo deaproximação composto. Tal diferenciação pode, porexemplo, ser realizada pelo intermediário de coresdiferentes, luminosidades diferentes e/ou grafismosdiferentes.
Além disso, em um modo de realização particular, o ditosistema de exibição 9 é conformado de maneira a poderexibir:
- primeiros meios de indicação auxiliares relativos ainformações (por exemplo, as ditas restrições deperformance) sobre o dito primeiro modo de guiagem; e
- segundos meios de indicação auxiliares relativos ainformações (por exemplo, a identificação do dito segundomodo de guiagem, uma freqüência e um canal utilizados poreste segundo modo de guiagem) sobre o dito segundo modode guiagem.
Por outro lado, em um modo de realização particular, odito sistema de cálculo 7 compreende:
- um sistema de gestão de vôo 14, por exemplo, de tipoFMS ("Flight Management System" em inglês), destinado adeterminar os ditos primeiros desvios laterais everticais. Este sistema 14 pode ser ligado pelointermediário de ligações 15, 16, 17, 18 e 19respectivamente à dita base de dados de navegação 6, aodito conjunto 5 e aos ditos sistemas 10, 9 e 8;
- um receptor multimodo de auxílio à aterrissagem 20, porexemplo, de tipo MMR ("Multi Mode Receiver" em inglês),destinado a determinar os ditos segundos desvios lateraise verticais. Este receptor 20 pode ser ligado pelointermediário de ligações 21, 22 e 23 respectivamente aosditos sistemas 14, 9 e 8; e
- um meio de gestão de guiagem 24, por exemplo, de tipoFGS ("Flight Guidance System" em inglês) destinado agerir os diferentes modos de guiagem, incluindo astransições. Este meio 24 pode ser ligado pelointermediário de ligações 25, 26 e 27 respectivamente aosditos sistemas 14, 9 e 8.
No modo de realização precitado, o dito sistema de gestãode vôo 14 determina, portanto, de maneira usual, os ditosprimeiros desvios laterais e verticais entre a posiçãocorrente da aeronave Aea trajetória de vôo Tl que éconforme ao plano de vôo, em particular por meio da ditaposição corrente recebida do dito conjunto 5 e do ditoplano de vôo recebido da dita base de dados de navegação6. Além disso, o dito receptor multimodo de auxílio àaterrissagem 20 determina os ditos segundos desvioslaterais e verticais entre a posição corrente da aeronaveA (sobre a trajetória T2 seguida durante a fase final P2)e o dito eixo de aproximação Ll representativo do ditosegundo modo de guiagem, por meio da dita posiçãocorrente recebida do dito conjunto 5 através do sistemade gestão de vôo 14 e do dito eixo de aproximação Ll queé, por exemplo, recebido do dito sistema de gestão de vôo14. No exemplo da figura 2, a trajetória T2 efetivamenteseguida está alinhada com o eixo de aproximação LI, sendoos ditos segundos desvios laterais e verticais muitopequenos. Em um primeiro modo de realização, o dito eixode aproximação Ll único pode ser utilizado para guiar aaeronave A lateralmente e verticalmente permitindodeterminar os ditos segundos desvios laterais everticais, enquanto, em um segundo modo de realização, odito eixo de aproximação Ll pode ser utilizado para guiara aeronave A unicamente verticalmente permitindodeterminar os ditos segundos desvios verticais. Nestesegundo modo de realização, a aeronave A pode ser guiadalateralmente em relação a um segundo eixo de aproximação(por exemplo, o eixo L2 da figura 3) permitindodeterminar os ditos segundos desvios laterais.Notar-se-á que:
- no quadro de uma aproximação de precisão, o dito eixode aproximação Ll é geralmente evidenciado por pelo menosum transmissor situado no solo e é detectado a bordo daaeronave por meio de pelo menos um captor usual que fazparte, por exemplo, do dito receptor 20; e
- no quadro de uma aproximação de não precisão, o ditoeixo de aproximação Ll é calculado, de maneira usual,pelo sistema de gestão de vôo 14.
Notar-se-á que, no quadro da presente invenção,considera-se que o comando de um modo de aproximaçãocomposto particular (pelo acionamento de um meio decomando 11A, IlB, Iln do sistema de comando 10)corresponde:
- seja à ativação direta do dito modo de aproximaçãocomposto;
- seja ao armamento do dito modo de aproximação compostoque se ativará automaticamente quando serão verificadasoutras condições particulares.
Em uma primeira variante de realização do ditodispositivo 1, pode-se prever que:
- O sistema de gestão de vôo 14 fornece o plano de vôopara o meio de gestão de guiagem 24;
- o conjunto 5 fornece a posição corrente da aeronave Apara dito meio de gestão de guiagem 24;
- o dito meio de gestão de guiagem 24 calcula os ditosprimeiros desvios laterais e verticais e os transmite aosditos sistemas 8 e 9. Nesta primeira variante, as outrasfunções precitadas permanecem as mesmas.
Por outro lado, em uma segunda variante, pode-se preverque o conjunto 5 de fontes de informações fornecediretamente ao receptor 20 a posição corrente da aeronaveA.
Notar-se-á que, em um modo de realização preferido, adita fase final P2 começa, como representado na figura 3:
- em relação à guiagem lateral, assim que a aeronave Aatingir um ponto de transição lateral 4A; e
- em relação à guiagem vertical, assim que a aeronave Aatingir um ponto de transição vertical 4B.
Em tal situação:
- durante um modo de aproximação de precisão, a dita basede dados de navegação 6 compreende referênciaspredeterminadas dos ditos pontos de translação lateral evertical 4A e 4B, que são utilizados pelo segundo modo deguiagem correspondente a este modo de aproximação deprecisão; e
- durante um modo de aproximação de não precisão, o ditosistema de cálculo 7 calcula diretamente as referênciasdos ditos pontos de translação lateral e vertical 4A e4B, que são utilizados pelo um segundo modo de guiagemcorrespondente a este modo de aproximação de nãoprecisão.
Assim, graças ao dispositivo 1 de acordo com a invenção:
- a transição entre os primeiro e segundo modos deguiagem (ou seja, entre as guiagens relativasrespectivamente às ditas fases inicial e final Pl e P2) érealizada automaticamente pelo sistema de guiagem 8. Istopermite obter uma transição simples e eficaz entre a faseinicial Pl e a fase final P2 da dita fase de aproximaçãoPA; e
a tripulação da aeronave A é informada,simultaneamente, a partir do comando (armar ou ativar) deum modo de aproximação composto, deste comando e dosdesvios relativos simultaneamente aos primeiro e segundomodos de guiagem do dito modo de aproximação compostocomandado.
Além disso, a tripulação da aeronave A é imediatamenteinformada dos desvios laterais e verticais, não somentedo dito primeiro modo de guiagem para a fase inicial Plque é executada nesse momento (ou será executada muito embreve), mas também do dito segundo modo de guiagem para adita fase final P2 que será executada apenas no finaldesta fase inicial PI. Conseqüentemente, a tripulaçãopode verificar, a partir do comando do modo deaproximação composto, as informações relativas ao ditosegundo modo de guiagem, e assim antecipar sua execuçãoposterior.
O dispositivo 1 de acordo com a invenção tambémcompreende outras vantagens. Ele, particularmente:- evita uma ação do piloto próximo ao solo, e, portanto,reduz o estresse e a carga de trabalho do piloto próximoao solo;
- permite uma harmonização (com os outros tipos deaproximação) do procedimento para o piloto em termos deseleção da aproximação, de observação dos parâmetros daaproximação e de armamento da aproximação, antes do pontode aproximação final; e
- permite uma aproximação e uma transição mais suaves(entre os modos RNP e xLS) , o que aumenta o conforto dospassageiros e do piloto.
Descreve-se a seguir uma aproximação particular realizadapor uma aeronave A compreendendo uma fase de aproximaçãoPA de tipo precitado, assim como uma fase P3 dereaceleração, ou seja, sem aterrissagem efetiva.Evidentemente, tal aproximação com reaceleração é muitorara na prática, porém permite evidenciar as diferentescaracterísticas da presente invenção.
Como representado nas figuras 2 e 3, a aeronave A voapara o ponto de transição 3 (ou "ponto de aproximaçãofinal"), ao longo de uma trajetória usual TO, sejaseguindo um plano de vôo (modo "managed") gerido pelosistema de gestão de vôo, seja seguindo instruções (modo"selected").
Quando o controlador aéreo dá a autorização para que atripulação da aeronave A inicie a aproximação finalsegundo a dita fase de aproximação PA, o piloto arma omodo de aproximação composto escolhido, por uma açãosobre o meio de acionamento 11A, 11B, Iln correspondentedo sistema de acionamento 10. No exemplo considerado, opiloto seleciona uma aproximação RNP/ILS. Evidentemente,o roteiro é o mesmo para uma aproximação RNP/GLS, RNP/MLSou RNP/FLS.
Em resposta a esta seleção, a tela de navegação 12 exibeo nome da aproximação composta selecionada, assim como arestrição RNP corrente a ser respeitada que é, porexemplo, visualizada em baixo e no centro desta tela 12.Um erro de guiagem FTE também pode ser exibido, porexemplo, ao lado do símbolo ilustrando a aeronave A. Alémdisso, o dispositivo 1 exibe as informações RNP/xLS(RNP/ILS no exemplo considerado) sobre a tela primária de \pilotagem 13, porém não modifica os modos de guiagem emcurso. Tal seleção também ocasiona a exibição do eixo ILS(eixo de aproximação LI) sobre a tela de navegação 12.
Assim, por meio de apenas um acionamento de um meio decomando 11A, 11B, lln, o dispositivo 1 de acordo com ainvenção apresenta várias informações. Estas informaçõesincluem, por exemplo, os desvios laterais e verticais emrelação ao plano de vôo e em relação ao eixo deaproximação LI, a freqüência e o canal xLS, aidentificação do meio xLS, a distância até o limite 2A dapista de aterrissagem 2, uma seta de curso sobre umaescala de rumo, uma escala de restrição RNP lateral, eeventualmente um escala de restrição RNP vertical.
No seqüenciamento do ponto 3, o dito primeiro modo deguiagem do dito modo de aproximação composto comandadoativa-se automaticamente, e o segundo modo de guiagempara a fase final P2 arma-se automaticamente.
A aproximação final continua até o seqüenciamento de umponto comum de transição lateral/vertical 4 (figura 2) oude um ponto de transição lateral 4A tal como representadona figura 3. Este ponto de transição lateral 4A éindicado sobre uma carta à disposição da tripulação ecodificado na base de dados de navegação 6. A partirdeste ponto 4A, a precisão xLS (95%) é melhor do queaquela requerida pelas restrições RNP (95%). Portanto, épossível passar para uma guiagem xLS (segundo modo deguiagem). Ativa-se então um modo LOC usual relativo aesta guiagem ILS, e a escala de desvio lateral exibidaaté o momento torna-se uma escala xLS pura. Asinformações relativas ao plano vertical permanecem asmesmas.
Em seguida, quando é seqüenciado um ponto de transiçãovertical 4B (que também é indicado sobre a carta àdisposição da tripulação e também é codificado na base dedados de navegação 6), ativa-se um modo GLIDE relativo aosegundo modo de guiagem (guiagem ILS), e a escala dedesvio vertical torna-se uma escala xLS pura.
De maneira usual, neste exemplo, o modo LOC é destinado aguiar lateralmente a aeronave A segundo um feixe dealinhamento lateral (ou feixe LOC), por exemplo, o feixeL2 da figura 3 que ilustra o eixo longitudinal central dapista de aterrissagem 2, e o modo GLIDE é destinado aguiar verticalmente a aeronave A segundo um feixe deguiagem vertical (ou feixe GLIDE), por exemplo, o feixeL1 da figura 2.
Os dois pontos de transição lateral e vertical 4A, 4B (ouo único ponto de transição lateral/vertical 4 precitado)representam pontos de ativação dos modos (lateral evertical) da guiagem xLS, assim que for possível. Defato, em função de diversos critérios (distância aeronaveA / limite 2A, ângulo de interceptação, velocidade,etc.), sua ativação pode produzir-se mais tarde.
Se, em uma altura de decisão predeterminada, o piloto daaeronave A não puder obter as referências visuaisnecessárias à aterrissagem sobre a pista de aterrissagem2, ou, se uma pane o obrigar a efetuar uma reaceleração,o modo de guiagem lateral de seguimento do plano de vôoativa-se e a aeronave A executa uma fase P3 tal comorepresentado na figura 2. Além disso, são exibidosnovamente os desvios em relação ao plano de vôo geridopelo dito sistema de gestão de vôo 14 e a escala RNP (seo procedimento de reaceleração for codificado RNP) . Asinformações xLS continuam sendo exibidas enquanto foremválidas (sinal recebido da estação ao solo), pois o meioxLS permanece selecionado.
Claims (13)
1. Dispositivo de auxílio à pilotagem de uma aeronave,durante uma fase de aproximação em vista de umaaterrissagem, apresentando a dita fase de aproximação(PA):- uma fase inicial (Pl) definida entre um primeiro pontode transição (3) e pelo menos um segundo ponto detransição (4; 4A, 4B) , durante a qual a aeronave (A) éguiada segundo um plano de vôo predeterminado respeitandorestrições de performance; e- uma fase final (P2) definida entre este segundo pontode transição (4; 4A, 4B) e a aterrissagem, durante a quala aeronave (A) é guiada segundo um eixo de aproximação(LI),compreendendo o dito dispositivo:- um conjunto (5) de fontes de informações capazes defornecer informações relativas ã aeronave (A) eespecialmente sua posição corrente;- uma base de dados de navegação (6) ;- um sistema de cálculo (7) capaz de determinar:• uma trajetória de vôo (Tl) relativa ao dito plano devôo ;• primeiros desvios laterais e verticais entre a posiçãocorrente da aeronave (A) e a dita trajetória de vôo (Tl) ;· o dito eixo de aproximação (Ll); e• segundos desvios laterais e verticais entre a posiçãocorrente da aeronave (A) e o dito eixo de aproximação(Ll) ;- um sistema de guiagem (8) capaz de auxiliar a guiagemda aeronave (A); e- um sistema de exibição (9) ,caracterizado pelo fato de:- o dito dispositivo (1) compreender, além disso, umsistema de comando (10) compreendendo pelo menos um meiode comando (HA, 11B, lln) acionável, permitindo que umpiloto da aeronave comande um modo de aproximaçãocomposto compreendendo um primeiro modo de guiagem paraguiar a aeronave (A) durante a dita fase inicial (Pl) eum segundo modo de guiagem para guiar a aeronave (A)durante a dita fase final (P2);- o dito sistema de cálculo (7) ser conformado de maneiraa determinar, a partir do acionamento do dito meio decomando (11A, 11B, lln), simultaneamente os ditosprimeiros e segundos desvios, relativos ao dito modo deaproximação composto comandado, e isto, assim que todasas informações necessárias para tal estiverem disponíveisa bordo da aeronave (A);- o dito sistema de guiagem (8) ser conformado de maneiraa auxiliar a guiar a aeronave (A), em caso de acionamentodo dito meio de comando (HA, 11B, lln), simultaneamentedurante a dita fase inicial (Pl) entre os ditos primeiroe segundo pontos de transição, conformemente ao ditoprimeiro modo de guiagem, e durante a dita fase final(P2) a partir do dito segundo ponto de transição,conformemente ao dito segundo modo de guiagem, sendo atransição entre os ditos primeiro e segundo modos deguiagem realizada automaticamente pelo dito sistema deguiagem (8); e- o dito sistema de exibição (9) ser conformado demaneira a exibir, sobre pelo menos uma tela devisualização (12, 13), a partir do acionamento do ditomeio de comando (11A, 11B, lln), pelo menos:• um meio de indicação indicando o dito modo deaproximação composto comandado;• um meio de indicação indicando, caso necessário, pelomenos o modo de guiagem corrente do dito modo deaproximação composto comandado; e• meios de indicação representativos respectivamente dosditos primeiros e segundos desvios, e isto, assim queestes estiverem disponíveis.
2. Dispositivo, de acordo com reivindicação 1,caracterizado pelo fato de o dito sistema de comando (10)compreender vários meios de comando (11A, 11B, lln) ,permitindo cada um deles comandar um dos vários modos deaproximação composto diferentes.
3. Dispositivo, de acordo com reivindicação 2,caracterizado pelo fato de o dito sistema de comando (10)compreender meios de comando (11A, 11B, lln) paracomandar respectivamente modos de aproximação compostoque são constituídos simultaneamente por:- um primeiro modo de guiagem permitindo respeitar asditas restrições de performance; e- respectivamente, um dos segundos meios de guiagemseguintes: um modo de aproximação de precisão entre umapluralidade de modos de aproximação de precisãodiferentes ou um modo de aproximação de não precisão.
4. Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 3, caracterizado pelo fato de serconformado de maneira a realizar as operações relativas àdita fase inicial (Pl) também durante uma fase (P3) dereaceleração interrompendo a fase de aproximação emcurso.
5. Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 4, caracterizado pelo fato de odito sistema de exibição (9) compreender uma tela denavegação (12) e uma tela primária de pilotagem (13).
6. Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 5, caracterizado pelo fato de odito sistema de exibição (9) ser conformado de maneira adiferenciar a exibição das informações relativas ao modode guiagem corrente do dito modo de aproximação composto,da exibição das informações relativas ao outro modo deguiagem do dito modo de aproximação composto.
7. Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 6, caracterizado pelo fato de odito sistema de exibição (9) ser conformado de maneira aexibir:- primeiros meios de indicação auxiliares relativos ainformações sobre o dito primeiro modo de guiagem; e- segundos meios de indicação auxiliares relativos ainformações sobre o dito segundo modo de guiagem.
8. Dispositivo, de acordo com a reivindicação 7,caracterizado pelo fato de o dito sistema de exibição (9)ser conformado de maneira a também poder exibir a posiçãode pontos de transição lateral e vertical (4A, 4B).
9. Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 8, caracterizado pelo fato de odito sistema de cálculo (7) compreender:- um sistema de gestão de vôo (14) para determinar osditos primeiros desvios; e- um receptor multimodo de auxílio à aterrissagem (20)para determinar os ditos segundos desvios.
10. Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 9, caracterizado pelo fato de adita fase final (P2) começar:- em relação à guiagem lateral, assim que a aeronave (A)atingir um segundo ponto de transição lateral (4A); e- em relação à guiagem vertical, assim que a aeronave (A)atingir um segundo ponto de transição vertical (4B).
11. Dispositivo, de acordo com a reivindicação 10,caracterizado pelo fato de a dita base de dados denavegação (6) compreender referências predeterminadas dosditos segundos pontos de transição lateral e vertical(4A, 4B) para um segundo modo de guiagem correspondendo aum modo de aproximação de precisão.
12. Dispositivo, de acordo com a reivindicação 10,caracterizado pelo fato de o dito sistema de cálculo (7)calcular diretamente as referências dos ditos segundospontos de transição lateral e vertical (4A, 4B) para umsegundo modo de guiagem correspondendo a um modo deaproximação de não precisão.
13. Aeronave, caracterizada pelo fato de compreender umdispositivo de auxílio à pilotagem (1) tal comoidentificado em qualquer uma das reivindicações 1 a 12.
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