BRPI0706979A2 - método para detecção de uma assimetria lateral de uma aeronave, dispositivo de detecção de uma assimetria lateral de uma aeronave e aeronave - Google Patents
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Abstract
METODO PARA DETECçAO DE UMA ASSIMETRIA LATERAL DE UMA AERONAVE, DISPOSITIVO DE DETECçAO DE UMA ASSIMETRIA LATERAL DE UMA AERONAVE E AERONAVE. Método e dispositivo de detecção de uma assimetria lateral de uma aeronave. O dispositivo de detecção (1) compreende um meio (7) para detectar uma assimetria lateral, em função do valor atual de um parâmetro de comando que é representativo das superfícies de comando de giro da aeronave, e de um ângulo de deflexão atual de um manche lateral da aeronave.
Description
"MÉTODO PARA DETECÇÃO DE UMA ASSIMETRIA LATERAL DE UMAAERONAVE, DISPOSITIVO DE DETECÇÃO DE UMA ASSIMETRIALATERAL DE UMA AERONAVE E AERONAVE".
Campo da invenção
A presente invenção refere-se a um método e umdispositivo de detecção de uma assimetria lateral de umaaeronave, em particular de um avião de transporte.Uma tal assimetria lateral aparece quando as superfíciesusuais de comando de giro da aeronave são posicionadas naproximidade de seus extremos, sem ter sido comandadaspelo piloto da aeronave.
Segundo a invenção, o mencionado método de detecção deuma assimetria lateral de uma aeronave é notável por:
a) Determinar o valor atual de um parâmetro de comandoque é representativo do conjunto de superfícies decomando de giro da aeronave;
b) Comparar esse valor atual do mencionado parâmetro decomando com um valor de referência pré-determinado, porexemplo, 16°;
c) Determinar um ângulo de deflexão atual de um manchelateral da aeronave, o qual é susceptível de ser acionadopor um piloto da aeronave para comandar as mencionadassuperfícies de comando de giro;
d) Comparar esse ângulo de deflexão atual com valor deângulo pré-determinado, por exemplo, 10°; e
e) se ao mesmo tempo o mencionado valor atual domencionado parâmetro de comando é superior ao mencionadovalor de referência e o mencionado Ângulo de deflexãoatual é superior ao mencionado valor de ângulo, emite-seum sinal de alerta visual em pelo menos uma tela devisualização da cabine de pilotagem da aeronave, o qualsinaliza a detecção de uma assimetria lateral daaeronave.
Na etapa e) , o mencionado sinal de alerta visual podecorresponder, de forma vantajosa:
- à apresentação de um sinal característico (ilustrandoum objetivo de derrapagem que deve realizar o pilotoagindo sobre o leme de direção e sobre o manche lateralda aeronave) em uma tela primária de pilotagem, porexemplo, do tipo PFD ("Primary Flight Display" eminglês), da aeronave; e/ou
- ao piscar de sinais característicos que ilustram asflapes da aeronave e que são visualizados em uma tela deum sistema de controle e de visualização, por exemplo, dotipo CDS ("Control and Display System" em inglês) daaeronave.
Pode-se, contudo, igualmente prever a emissão de um sinalde alerta não visual, por exemplo, um sinal de alertasonoro, na mencionada etapa e), quando uma assimetria temsido detectada.
Em um modo de concretização particular antes de comparar,na etapa b) , o valor atual do mencionado parâmetro decomando com o valor de referência, realiza-se umafiltragem temporal do mencionado valor atual. Istopermite detectar uma assimetria lateral permanente,enquanto evita-se a emissão de um sinal de alerta nomomento de manobras dinâmicas transitórias para as quaisestariam dadas as condições anteriormente citadas deativação de alerta.
A presente invenção refere-se igualmente a um dispositivode detecção de uma assimetria lateral de uma aeronave, emparticular de um avião de transporte.
De acordo com a invenção, o mencionado dispositivo dedetecção é notável por ele compreender:
- um primeiro meio para determinar o valor atual de umparâmetro de comando que é representativo do conjunto desuperfícies de comando de giro da aeronave;
-um segundo meio para comparar esse valor atual domencionado parâmetro de comando com um valor dereferência pré-determinado;
-um terceiro meio para determinar um ângulo de deflexãode um manche lateral da aeronave, que é susceptível deser acionado por um piloto da aeronave para comandar asmencionadas superfícies de comando de giro;- um quarto meio para comparar esse ângulo de deflexãoatual com o valor de um ângulo pré-determinado; e
- um quinto meio:
. que compreende pelo menos uma tela de visualização, porexemplo, uma tela primária de pilotagem ou uma tela de umsistema de controle e de visualização da aeronave, e depreferência uma porta lógica ET; e
. que é susceptível de emitir um sinal de alerta visualna mencionada tela de visualização, para sinalizar adetecção de uma assimetria lateral, quando ao mesmo tempoo mencionado valor atual do mencionado parâmetro decomando é superior ao mencionado valor de referência e omencionado ângulo de deflexão atual é superior aomencionado valor de ângulo.
Ademais, em um modo de concretização particular, omencionado dispositivo de detecção compreende, alémdisso, um meio de filtragem temporal que é arranjadoentre os mencionados primeiro e segundo meios.
Descrição da figura
A única figura do desenho anexado fará com que sejacompreendido como a invenção pode ser realizada. EssaFigura é o esquema sinóptico de um dispositivo dedetecção de acordo com a invenção.
Descrição da invenção
O dispositivo 1, conforme a invenção e representadoesquematicamente na Figura, é destinado a detectar umaassimetria lateral de uma aeronave, em particular de umavião de transporte, não representado. Diz-se que uma talassimetria lateral aparece quando as superfícies usuaisde comando de giro (não representadas) da aeronave sãoposicionadas na proximidade de seus extremos, sem tersido comandadas para ali pelo piloto da aeronave.
Para fazer isso, o dispositivo de detecção 1 compreende,segundo a invenção:
- um meio 2 para determinar o valor atual de um parâmetrode comando que é representativo do conjunto desuperfícies de comando de giro da aeronave. Esseparâmetro é a imagem da quantidade de manche lateral queseria necessária, no caso de uma conexão direta piloto-governo. Para uma aeronave pilotada por objetivo, osgovernos podem ser dirigidos mesmo que o piloto não atuesobre o manche lateral;
- um meio 3 para comparar esse valor atual do mencionadoparâmetro de comando com um valor de referência pré-determinado registrado, por exemplo, 16°;
- um meio 4 usual, que é associado a um manche lateral(não representado) da aeronave, por exemplo, do tipomini-manche, e que é formado de modo a determinar umângulo de deflexão atual do mencionado manche lateral.Esse manche lateral é susceptível de ser acionado, deforma usual, por um piloto da aeronave para comandar asmencionadas superfícies de comando de giro;
- um meio 5 que é conectado por intermédio de uma conexão6 ao mencionado meio 4 e que é destinado a comparar esseângulo de deflexão atual recebido do mencionado meio 4com o valor de um ângulo pré-determinado registrado, porexemplo, 10°; e
- um meio 7 que é destinado a detectar e a sinalizar umaassimetria lateral da aeronave, em função das comparaçõesaplicadas pelos mencionados meios 3 e 5.
Segundo a invenção, o mencionado meio 7 compreende umaporta lógica ET 8, que é ligada por intermédio dasconexões 9 e 10 respectivamente aos mencionados meios 3 e5. Essa porta lógica ET 8 é formada de modo a emitir umsinal de detecção de uma assimetria lateral, quando aomesmo tempo:
- o valor atual do mencionado parâmetro de comando ésuperior ao mencionado valor de referência; e
- o mencionado ângulo de deflexão atual do manche lateralé superior ao mencionado valor de ângulo.
O mencionado meio 7 compreende, ademais, as telas devisualização 11 e 12, as quais são conectadas porintermédio de uma conexão 13 á saída da mencionada portalógica ET 8 e que são formadas de maneira a emitir umsinal de alerta visual no momento da detecção de umaassimetria lateral.
Em um modo de concretização particular, o mencionado meio7 pode igualmente compreender um elemento usual (nãorepresentado) que é susceptível de emitir um sinal dealerta não visual, e especialmente um sinal de alertasonora, quando uma assimetria lateral é detectada.
Além disso, em um modo de concretização preferida, omencionado dispositivo de detecção 1 compreende, ademais,um meio de filtragem usual 14 que é conectado porintermédio dos mencionados meios 2 e 3 e que é formado demaneira a realizar uma filtragem temporal de um valoratual do parâmetro comandado, determinado por omencionado meio 2, antes do transmitir ao mencionado meio3. De preferência, a filtragem temporal aplicada por essemeio de filtragem 14 utiliza, como valor de limiar, 3segundos de maneira a conservar unicamente os valoresatuais que mantêm o mesmo valor durante pelo menos 3segundos. Isso permite detectar uma assimetria lateralpermanente, enquanto se evita emitir um sinal de alertano momento de manobras dinâmicas transitórias (inferioresa 3 segundos) para as quais estariam dadas as condiçõesanteriormente citadas de acionamento de alerta.
Em um modo de concretização particular, os mencionadosmeios 3, 5, 8 e 14 são integrados em um calculador 17,por exemplo, um calculador primário do tipo PRIM.
Ademais, em um modo de concretização preferido, amencionada tela de visualização 11 é uma tela primária depilotagem de aeronave, por exemplo, do tipo PFD ("PrimaryFlight Display" em inglês), e o sinal de alertaengendrado no caso de detecção de uma simetria lateralcorresponde à apresentação nessa tela primária depilotagem 11 de um sinal característico ilustrando umobjetivo de derrapagem que deve realizar o piloto agindosobre o leme de direção e sobre o manche lateral daaeronave.
Além disso, a mencionada tela de visualização 12 pode seruma tela de um sistema de controle e de visualização daaeronave, por exemplo, do tipo CDS ("Control and DisplaySystem" em inglês). Nesse caso, o sinal de alerta visualpode corresponder ao piscar de sinais característicos queilustram os flapes da aeronave e que são visualizadossobre essa tela de visualização 12.
O dispositivo 1 d acordo com a presente invençãoapresenta especialmente as seguintes vantagens:
- ele permite prevenir que a aeronave esteja próxima deseus limites de capacidade para controlar o giro, quandoo piloto não está necessariamente consciente disso; e
ele permite prevenir uma situação de assimetria(assimetria carburante, embarque de superfícies,...) queos sistemas não iriam detectar.
Claims (13)
1. Método para detecção de uma assimetria lateral de umaaeronave, caracterizado pelo fato de:a) determinar o valor atual de um parâmetro de comandoque é representativo do conjunto de superfícies decomando de giro da aeronave;b) comparar esse valor atual do mencionado parâmetro decomando com um valor de referência pré-determinado;c) determinar um ângulo de deflexão atual de um manchelateral da aeronave, o qual é susceptível de ser acionadopor um piloto da aeronave para comandar as mencionadassuperfícies de comando de giro;d) comparar esse ângulo de deflexão atual com valor deângulo pré-determinado; ee) se, ao mesmo tempo, o mencionado valor atual domencionado parâmetro de comando é superior ao mencionadovalor de referência e o mencionado ângulo de deflexãoatual é superior ao mencionado valor de ângulo, emitir umsinal de alerta visual em pelo menos uma tela devisualização (11, 12) da cabine de pilotagem da aeronave,-0 qual sinaliza a detecção de uma assimetria lateral daaeronave.
2. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizadopelo fato de que, antes de comparar na etapa b) o valoratual do mencionado parâmetro de comando com o valor dereferência, realiza-se uma filtragem temporal domencionado valor atual.
3. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicações-1 e 2, caracterizado pelo fato do mencionado valor dereferência ser igual a 16°.
4. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicaçõesde 1 a 3, caracterizado pelo fato do mencionado valor deângulo ser igual a 10°.
5. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicaçõesde 1 a 4, caracterizado pelo fato de que, na etapa e), omencionado sinal de alerta visual corresponde àapresentação, em uma tela primária de pilotagem (11) daaeronave, de um sinal característico ilustrando umobjetivo de derrapagem que deve realizar o piloto daaeronave.
6. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicaçõesde 1 a 5, caracterizado pelo fato de que, na etapa e), omencionado sinal de alerta visual corresponde ao piscarde sinais característicos que ilustram as flapes daaeronave e que são visualizados em uma tela (12) de umsistema de controle e de visualização da aeronave.
7. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicaçõesde 1 a 6, caracterizado pelo fato de que, na etapa e) ,emite-se igualmente um sinal de alerta não visual.
8. Dispositivo de detecção de uma assimetria lateral deuma aeronave, caracterizado pelo fato de compreender:- um primeiro meio (2) para determinar o valor atual deum parâmetro de comando que é representativo do conjuntode superfícies de comando de giro da aeronave;- um segundo meio (3) para comparar esse valor atual domencionado parâmetro de comando com um valor dereferência pré-determinado;- um terceiro meio (4) para determinar um ângulo dedeflexão atual de um manche lateral da aeronave, o qual ésusceptível de ser acionado, de forma usual, por umpiloto da aeronave para comandar as mencionadassuperfícies de comando de giro;um quarto meio (5) para comparar esse ângulo dedeflexão atual com um valor de ângulo pré-determinado; e-um quinto meio (7) que compreende pelo menos uma telade visualização (11, 12) e que é susceptível de emitir umsinal de alerta visual na mencionada tela de visualização(11, 12) , para sinalizar a detecção de uma assimetrialateral, quando, ao mesmo tempo, o mencionado valor atualdo mencionado parâmetro de comando é superior aomencionado valor de referência e o mencionado ângulo dedeflexão atual é superior ao mencionado valor de ângulo.
9. Dispositivo, de acordo com a reivindicação 8,caracterizado pelo fato de compreender, ademais, um meiode filtragem temporal (14) que é arranjado entre osmencionados primeiro e segundo meios (2, 3).
10. Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 8 e 9, caracterizado pelo fato damencionada tela de visualização (11) ser uma telaprimária de pilotagem da aeronave.
11. Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 8 e 9, caracterizado pelo fato damencionada tela de visualização (12) ser uma tela de umsistema de controle e de visualização da aeronave.
12. Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 8 a 11, caracterizado pelo fato doquinto meio (7) compreender uma porta lógica ET (8).
13. Aeronave, caracterizada pelo fato de compreender umdispositivo (1) tal como o especificado sob qualquer umadas reivindicações 8 até 12.
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B25A | Requested transfer of rights approved |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS SAS (FR) Free format text: TRANSFERIDO POR INCORPORACAO DE: AIRBUS FRANCE |
|
| B06A | Patent application procedure suspended [chapter 6.1 patent gazette] | ||
| B11B | Dismissal acc. art. 36, par 1 of ipl - no reply within 90 days to fullfil the necessary requirements |