BRPI0710334B1 - Método de pilotagem de uma aeronave, dispositivo para aplicação do método e aeronave - Google Patents
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Abstract
método de pilotagem de uma aeronave, dispositivo para aplicação do método e aeronave. em conformidade com a invenção, segundo as condições de velocidade e de incidência, a orientação dos ailerons é ligeiramente negativa (b0) ou se corresponde seja ao rendimento aerodinâmico máximo da aeronave (b1), quer à sustentação ótima desta última (b2).
Description
“MÉTODO DE PILOTAGEM DE UMA AERONAVE, DISPOSITIVO PARA APLICAÇÃO DO MÉTODO E AERONAVE
Campo da invenção [0001] A invenção refere-se a um método e um dispositivo de pilotagem para aeronave, que permitem otimizar o comando dos ailerons em configuração hiper-sustentada.
[0002] Diz-se que dentre outras superfícies aerodinâmicas móveis, as duas asas simétricas de uma aeronave podem compreender os bicos de borda de ataque e/ou os flaperons (combinação de aileron com flaps) de borda de fuga aptos para engendrar a hiper-sustentação das mencionadas asas quando elas são estendidas, assim como os ailerons para comandar a mencionada aeronave em movimento de rolamento. Em uma tal configuração hiper-sustentada, os ailerons são direcionados usualmente para baixo para tomar uma posição neutra compensada, participando na hiper-sustentação global da aeronave.
[0003] Entretanto, a partir de uma tal posição neutra compensada, a eficácia em rolamento dos mencionados ailerons é relativamente fraca, de modo que os desempenhos em rolamento da aeronave são fortemente deteriorados. Ademais, dessa fraca eficácia em rolamento resulta que a aeronave apresenta uma margem reduzida em relação ao fenômeno de bombeamento pilotado.
[0004] A presente invenção tem por objetivo remediar esses inconvenientes.
[0005] Com esse fim, conforme a invenção, o método de pilotagem de uma aeronave compreendendo duas asas simétricas providas:
- de superfícies aerodinâmicas móveis de hiper-sustentação,
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2/9 aptas para conferir às mencionadas asas seja uma configuração lisa, quer pelo menos uma configuração hiper-sustentada; e
- de ailerons de comando em movimento de rolamento, cuja posição neutra corresponde a uma orientação nula, quando as mencionadas asas apresentam a mencionada configuração lisa, é notável, uma vez que em uma configuração hiper-sustentada das mencionadas asas, confere aos mencionados ailerons, do forma idêntica nas duas asas e abstração feita, uma eventual ordem de comando em movimento de rolamento:
- quando a incidência e a velocidade da aeronave são, respectivamente, inferior a um limiar de incidência e superior a um limiar de velocidade, um primeiro estado correspondendo a uma posição orientada para cima de um ângulo, por exemplo, quando muito igual a 5°, tal que os mencionados ailerons conservam quase intacta sua eficácia em movimento de rolamento; e
| - quando a | incidência | da aeronave | é igual ou | superior | ao |
| mencionado | limiar de | incidência ou | quando a velocidade | da | |
| aeronave é | igual ou | inferior ao | mencionado | limiar | de |
| velocidade, | um segundo | estado correspondendo: |
. ou a uma primeira orientação para baixo de valor correspondendo pelo menos aproximadamente a um rendimento aerodinâmico máximo da aeronave, se a mesma está em fase de decolagem ou de retomada de decolagem, . ou a uma segunda orientação para baixo de valor correspondendo pelo menos à força de sustentação ótima da aeronave, se a mesma está em fase de aterrissagem.
[0006] Assim, graças à invenção, comunica-se aos mencionados ailerons, quando a aeronave está em configuração hiper-sustentada, não só uma única posição orientada, mas
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3/9 três:
- quando a aeronave está em aproximação de aterrissagem ou no fim da decolagem, a orientação para cima dos ailerons é suficientemente fraca para que os mencionados ailerons apresentem uma excelente eficácia em movimento de rolamento. Ademais, nessa posição, os ailerons não somente geram pouco ruído, mas também combatem os turbilhões de rastro engendrando um turbilhão local que, associado aos outros turbilhões engendrados pelo avião, favorece a dissipação progressiva dos mencionados turbilhões de rastro;
- quando a aeronave aterrissa, a orientação dos ailerons corresponde à força de sustentação máxima, ou seja, à velocidade de perda de sustentação mais fraca e, portanto, à velocidade de aterrissagem mais fraca, isto constituindo as condições ótimas de aterrissagem. Ademais, em fase de aterrissagem, a orientação dos ailerons engendra uma resistência do ar máxima, o que favorece a desaceleração da
| aeronave; | e | |||
| - quando | a aeronave começa uma | decolagem, | a orientação | dos |
| ailerons | lhe confere uma boa | força de | sustentação e | uma |
resistência do ar não muito elevada (o rendimento aerodinâmico correspondendo à relação da sustentação acima da resistência), o que facilita, portanto, o levantamento de vôo da aeronave.
[0007] De preferência, a fim de dinamizar a passagem de um estado a outro, é vantajoso, por uma parte, determinar a posição da incidência α em relação ao mencionado limiar de incidência as comparando a expressão α + K1.q ao mencionado limiar as, K1 sendo um coeficiente constante positivo e q sendo a velocidade de cabeceio da mencionada aeronave (ou
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4/9 seja a derivada em relação ao tempo da mencionada incidência a) , e, por outra lado, determinar a posição da velocidade VC da aeronave em relação ao mencionado limiar de velocidade Vs comparando a expressão Vc + K2.dVc/dt ao mencionado limiar Vs, K2 sendo um coeficiente constante positivo e dVc/dt a aceleração do mencionado avião.
[0008] O valor dos mencionados limiares de incidência e de velocidade dependem da posição de hiper-sustentação das mencionadas superfícies aerodinâmicas de hiper-sustentação e do número de Mach.
[0009] A passagem dos ailerons de um estado a outro pode ser reversível ou irreversível. Por exemplo, após ter passado do mencionado primeiro estado ao segundo, os mencionados ailerons podem repassar, de preferência com histerese, ao mencionado primeiro estado quando as condições de incidência e de velocidade tornam a ser conforme as do mencionado primeiro estado.
[0010] Para a aplicação do método conforme a presente invenção pode-se utilizar um dispositivo montado a bordo da mencionada aeronave e compreendendo:
- os primeiros meios de comparação para comparar a mencionada incidência α ao mencionado limiar de incidência as;
- os segundos meios de comparação para comparar a mencionada velocidade Vc ao mencionado limiar de velocidade Vs;
- os mencionados meios lógicos do tipo OU recebendo os resultados das comparações efetuadas pelos primeiros meios e os segundos meios de comparação;
- os primeiros meios de comutação para escolher entre a mencionada primeira orientação e a mencionada segunda orientação; e
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- os segundos meios de comutação, acionados pelos mencionados meios lógicos para escolher entre o resultado da escolha dos mencionados primeiros meios de comutação e a mencionada posição orientada para cima de um ângulo tal que os mencionados ailerons conservam quase intacta sua eficácia em movimento de rolamento.
Descrição das figuras [0011] As Figuras do desenho anexado farão com que se compreenda bem como a invenção pode ser concretizada. Nessas Figuras, as referencias idênticas identificam os elementos semelhantes.
[0012] A Figura 1 mostra em perspectiva esquemática um avião civil de grande porte provido de bicos e de flaperons hiper-sustentadores, assim como de ailerons;
[0013] As Figuras 2, 3 e 4 são diagramas ilustrando respectivamente a eficácia em movimento de rolamento, o rendimento aerodinâmico e a força de sustentação do aeronave da Figura 1 em função do ângulo de orientação dos ailerons; e [0014] A Figura 5 é o esquema sinóptico de um dispositivo para aplicação do método conforme a presente invenção. Descrição da invenção [0015] O avião de transporte civil 1, representado esquematicamente em perspectiva na Figura 1, compreende duas asas 2G e 2D simétricas em todos seus pontos, uma da outra, em relação à fuselagem 3.
[0016] As asas 2G e 2D compreendem respectivamente os bicos de borda de ataque 4G, 4D, os flaperons de borda de saída 5G, 5D (os mencionados bicos e flaperons constituindo as superfícies aerodinâmicas de hiper-sustentação para o avião 1) e os ailerons 6G, 6D de comando em movimento de
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6/9 rolamento .
[0017] De forma usual, os bicos e os flaperons 4G, 4D; 5G, 5D são ejetáveis e retratáveis de forma a comunicar às asas 2G, 2D, e portanto ao avião 1, uma configuração lisa quando eles estão retratados e pelo menos uma configuração hipersustentadora quando eles estão ejetados.
[0018] Da mesma forma, os ailerons 6G, 6D são articulados em rotação nas mencionadas asas 2G, 2D para poder tomar diferentes posições de orientação em relação às mesmas.
[0019] Na Figura 2, tem-se representado um diagrama conhecido ilustrando a eficácia em movimento de rolamento R dos ailerons 6G, 6D no avião 1 em função do ângulo de orientação b dos mencionados ailerons. Nesse diagrama, os ângulos b positivos correspondem a uma orientação para baixo e os ângulos b negativos a uma orientação para cima. Desse diagrama conhecido, constata-se facilmente que a eficácia em movimento de rolamento R dos mencionados ailerons é boa na medida em que o ângulo de orientação b toma um valor próximo de zero. Dessa forma, para um valor negativo b0 próximo de zero, por exemplo, no máximo igual -5°, a eficácia dos ailerons em movimento de rolamento é praticamente tão boa que
| quando o | ângulo de | orientação | é | nulo. | |
| [0020] | Ademais, | na Figura | 3, | tem-se representado um | outro |
| diagrama | conhecido | ilustrado | o | rendimento aerodinâmico | F do |
avião 1, ou seja, a relação entre a sua força de sustentação e a sua resistência ao ar, em função do mencionado ângulo de orientação b dos ailerons 6G, 6D. Pode-se observar que o mencionado rendimento aerodinâmico passa por um máximo Fmax para um valor positivo b1 do mencionado ângulo de orientação
b.
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7/9 [0021] Finalmente, na Figura 4, tem-se representado um terceiro diagrama conhecido ilustrando a sustentação P do avião 1 em função de sua incidência a, para o valor negativo b0 e os valores positivos b1 e b2 (com b2 > b1) do ângulo de orientação b dos ailerons 6G, 6D. Esse último diagrama ilustra que, para um valor determinado ad de a, o valor correspondente P0, P1 ou P2 da sustentação P é tanto maior quanto o valor do ângulo de orientação b é maior.
[0022] A presente invenção é descrita a seguir em relação ao esquema sinóptico da Figura 5, se apoiando nas características ilustradas por as Figuras 2, 3 e 4.
[0023] O dispositivo destinado a aplicar o método conforme a invenção e representado no esquema sinóptico da Figura 5 compreende:
- um primeiro comparador 11 recebendo, em uma de suas entradas, a soma da incidência atual α do avião 1 e de um termo K1.q, constituído do produto de uma constante K1 e da velocidade de cabeceio atual q do mencionado avião e, em sua outra entrada, um limiar de incidência as, cujo valor é função da posição dos bicos 4G, 4D, dos flaperons 5G, 5D e do número de Mach, o primeiro comparador 11 liberado um sinal quando a expressão α + K1.q é igual ou superior a as;
- um segundo comparador 12 recebendo, em uma de suas entradas, a soma da velocidade atual Vc do avião 1 e de um termo K2.dVc/dt, constituído do produto de uma constante positiva K2 e da derivada dVc/dt da velocidade do mencionado avião e, em sua outra entrada, um limiar de velocidade Vs, cujo valor é função da posição dos bicos 4G, 4D, dos flaperons 5G, 5D e do número de Mach, o mencionado segundo comparador 12 liberando um sinal quando a expressão Vc +
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K2.dVc/dt é igual ou inferior a Vs.
- uma porta lógica 13, do tipo OU, cujas entradas são respectivamente ligadas às saídas dos comparadores 11 e 12;
- um primeiro comutador 14 recebendo respectivamente em suas entradas os dois valores positivos b1 e b2 do ângulo de orientação b, correspondendo respectivamente ao rendimento aerodinâmico máximo Fmax e à sustentação ótima P2 para a aeronave 1, o mencionado comutador 14 enviando para suas saídas um ou outro valor desses valores b1 ou b2 em resposta a uma ordem 15 correspondendo respectivamente ao fato do avião estar em fase de decolagem (ou de retomada de decolagem) ou em fase de aterrissagem;
- um segundo comutador 16 recebendo respectivamente em suas duas entradas o valor negativo b0 e um ou outro dos valores positivos b1 ou b2 (em função do comando 15 do primeiro comutador 14), o mencionado segundo comutador 16 sendo comandado pela saída da porta lógica 13 para enviar a um filtro 17, seja o valor negativo b0, quer um ou outro dos valores positivos b1, b2; e
- um adicionador 18 permitindo adicionar a uma ordem de pilotagem db dos ailerons 6G, 6D, um ou outro dos valores b0, b1 ou b2.
[0024] À luz do esquema sinóptico da Figura 1, compreendese facilmente que, em configuração hiper-sustentada das asas 2G, 2D:
- quando a expressão α + K1.q é inferior ao limiar de incidência as e a expressão Vc + K2.dVc/dt é superior ao limiar de velocidade Vs, a porta lógica 13 não libera nenhum sinal, de modo que a orientação negativa b0 é imposta em comum aos ailerons 6G, 6D, através do filtro 17 e após uma
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9/9 eventual adição de uma ordem de comando de rolamento db. Do que é mostrado pelo diagrama da Figura 2, e dos comentários associados, compreender-se-á que a orientação fraca negativa b0 permite um eventual comando em movimento de rolamento eficaz; e
- quando a expressão α + K1.q é igual ou superior ao limiar de incidência as e a expressão Vc + K2.dVc/dt é igual ou inferior ao limiar de velocidade Vs, a porta lógica 13 faz
| bascular | o segundo comutador | 16, de modo que a | orientação | |
| positiva | b1 correspondendo à | decolagem ou | a | orientação |
| positiva | b2 correspondendo à | aterrissagem | (em | função do |
| estado do | primeiro comutador | 15) é imposta | em | comum aos |
ailerons 6G, 6D, através do filtro 17 e após eventual adição de uma ordem de comando em movimento de rolamento db. As orientações b1 e b2 podem ser, respectivamente, da ordem de 5° e 10°.
[0025] Na Figura 4, tem-se representado, pelas linhas pontilhadas 7 e 8 respectivamente, a passagem da orientação b0, por um lado, à passagem b1 ou b2, por outro lado, quando o mencionado segundo comutador 16 bascula.
[0026] Notar-se-á que, graças à ação do filtro 17, a passagem da orientação b0 á orientação b1 ou b2 se faz suavemente, não subitamente.
[0027] O segundo comutador 16 pode ser monoestável e retornar espontaneamente a sua posição inicial correspondendo à orientação b0, desde que a porta lógica 13 não lhe envie mais nenhum sinal. Como variação, o segundo comutador pode ser biestável e ficar na sua posição basculante correspondendo à orientação b1 ou b2, mesmo se a porta lógica 13 não lhe envia mais nenhum sinal.
Claims (8)
1. Método de pilotagem de uma aeronave, compreendendo duas asas simétricas (2G, 2D) providas:
- de superfícies aerodinâmicas móveis de hiper-sustentação (4G, 4D; 5G, 5D), aptas para conferir às mencionadas asas seja uma configuração lisa, quer pelo menos uma configuração hiper-sustentada; e
- de ailerons de comando em movimento de rolamento (6G, 6D), cuja posição neutra corresponde a uma orientação nula, quando as mencionadas asas apresentam a mencionada configuração lisa, caracterizado pelo fato de que em uma configuração hipersustentada das mencionadas asas, se confere aos mencionados ailerons (6G, 6D), de forma idêntica nas duas asas e abstração feita, uma eventual ordem de comando em movimento de rolamento (db):
- quando a incidência e a velocidade da aeronave são, respectivamente, inferior a um limiar de incidência (as) e superior a um limiar de velocidade (Vs), um primeiro estado (b0) correspondendo a uma posição orientada para cima de um ângulo tal que os mencionados ailerons (6G, 6D) conservam quase intacta sua eficácia em movimento de rolamento; e
- quando a incidência da aeronave é igual ou superior ao mencionado limiar de incidência (as) ou quando a velocidade da aeronave é igual ou inferior ao mencionado limiar de velocidade (Vs), um segundo estado correspondendo:
. ou a uma primeira orientação (b1) para baixo de valor correspondendo pelo menos aproximadamente a um rendimento aerodinâmico máximo (Fmax) da aeronave, se a mesma está em fase de decolagem ou de retomada de decolagem,
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2. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de determinar a posição da incidência α em relação ao mencionado limiar de incidência as comparando a expressão α + K1.q ao mencionado limiar as, K1 sendo um coeficiente constante positivo e q sendo a velocidade de cabeceio da mencionada aeronave.
2/3 . ou a uma segunda orientação (b2) para baixo de valor correspondendo pelo menos à força de sustentação ótima (P2) da aeronave, se a mesma está em fase de aterrissagem.
3/3 a 5, caracterizado pelo fato de que após terem passado do primeiro estado para o segundo estado, os mencionados ailerons retornam ao mencionado primeiro estado quando as condições de incidência e de velocidade voltam a ser aquelas conforme o primeiro estado.
3. Método, de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que o mencionado limiar de incidência as depende da posição das mencionadas superfícies aerodinâmicas de hiper-sustentação e do número de Mach.
4. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 3, caracterizado pelo fato de determinar a posição da velocidade Vc da aeronave em relação ao mencionado limiar de velocidade Vs comparando a expressão Vc + K2.dVc/dt ao mencionado limiar Vs, K2 sendo um coeficiente constante positivo e dVc/dt a aceleração do mencionado avião.
5. Método, de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que o mencionado limiar de velocidade (Vs) depende da posição das mencionadas superfícies aerodinâmicas de hiper-sustentação e do número de Mach.
6. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 5, caracterizado pelo fato de que após serem passados do mencionado primeiro estado ao mencionado segundo estado, os mencionados ailerons ficam no mencionado segundo estado mesmo se as condições de incidência e de velocidade tornam a ser novamente aquelas conforme o mencionado primeiro estado.
7. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1
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8. Dispositivo para aplicação do método, de acordo com qualquer uma das reivindicações de 1 a 7, caracterizado pelo fato de compreender:
- os primeiros meios de comparação (11) para comparar a mencionada incidência α ao mencionado limiar de incidência as;
- os segundos meios de comparação (12) para comparar a mencionada velocidade Vc ao mencionado limiar de velocidade Vs;
- os meios lógicos (13) do tipo OU recebendo os resultados das comparações efetuadas pelos mencionados primeiros e segundos meios de comparação (11, 12);
- os primeiros meios de comutação (14) para escolher entre a mencionada primeira orientação e a mencionada segunda orientação; e
- os segundos meios de comutação (16), acionados pelos
especificado em qualquer uma das reivindicações de 1 a 7.
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