BRPI0802622B1 - Mecanismos e métodos para prover assistência ao controle do leme durante condições de empuxo simétricas e assimétricas - Google Patents

Mecanismos e métodos para prover assistência ao controle do leme durante condições de empuxo simétricas e assimétricas Download PDF

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Ierko De Magalhaes Gomes
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Abstract

mecanismos e métodos para prover assistência ao controle do leme durante condições de empuxo simétricas e assimétricas. descrevem-se mecanismos e métodos de assistência ao leme que são capazes de ser operativamente conectados ao sistema de controle do leme (rc) de uma aeronave. os mecanismos de assistência ao leme têm preferivelmente funções de compensação de mola sobre-o-centro de modo a fazer com que substancialmente nenhuma força de mola (isto é, quando o acoplamento está sobre o centro de compensação de mola), ou substancialmente toda a força de mola (isto é, quando o acoplamento está à esquerda ou direita do centro de compensação de mola), seja exercida no sistema de controle do leme (rc). o mecanismo de assistência ao leme (10) pode incluir um conjunto de mola de controle (50), e um conjunto de acoplamento que conecta operativamente o conjunto de mola de controle (50) ao conjunto de controle do leme. o conjunto de acoplamento é operativamente móvel entre uma posição zero, em que substancialmente nenhuma força de mola do conjunto de mola de controle (50) é transferida ao sistema de controle do leme (rc) pelo conjunto de acoplamento, e posições direita e esquerda compensadas por mola, em que as forças de mola direita e esquerda do conjunto de mola de controle (50) são transferidas ao sistema de controle do leme (rc), respectivamente. a posição zero pode então estabelecer uma zona morta de deflexão do leme dentro de uma faixa selecionada de ângulos de deflexão, à direita e à esquerda, da superfície de controle do leme (rcs). assim, as forças de mola direita e esquerda podem ser transferidas ao sistema de controle do leme (rc) quando a superfície de controle do leme (rcs) for inclinada em um ângulo que excede a faixa selecionada de ângulos de deflexão. algumas formas de incorporação incluem uma unidade de atuador (42) que é operativamente capaz de mover o conjunto de mola e o conjunto de acoplamento, conectados, entre uma condição de modo de empuxo simétrico (tsm> e uma condição de modo de empuxo assimétrico (tam) para fazer com que diferentes forças de mola sejam exercidas no sistema de controle do leme (rc) em tais condições de empuxo diferentes.

Description

MECANISMOS E MÉTODOS PARA PROVER ASSISTÊNCIA AO CONTROLE DO LEME DURANTE CONDIÇÕES DE EMPUXO SIMÉTRICAS E ASSIMÉTRICAS
CAMPO TECNOLÓGICO
Os sistemas e métodos existentes geralmente estão relacionados ao campo do controle de uma aeronave. Em formas de implementação especialmente preferidas, os sistemas e métodos já existentes provêem assistência (impulsão) adequada para o leme da aeronave, para uso com sistemas de controle reversíveis do leme da aeronave durante condições de empuxo simétricas e assimétricas.
FUNDO E. SUMÁRIO DA INVENÇÃO
Já é fato bem conhecido que uma aeronave em vôo é comandada por meio de três eixos de controle, a saber, os eixos de arfagem (pitch) , de rolagem (roll) e de ângulo de guinada (yaw) . As superfícies de controle na estrutura da aeronave são comandadas por um piloto (ou por um piloto-automático, se a aeronave tiver um equipado) , para movê-las nas direções apropriadas de modo que a atitude da aeronave possa ser controlavelmente ajustada em relação a tais eixos de controle para assim permitir o controle do caminho de vôo da aeronave. Em uma aeronave convencional, o controle da aeronave sobre o eixo de guinada (yaw) é tipicamente realizado por pedais para os pés na cabina de pilotagem da aeronave, os quais quando acionados pelos pés do piloto fazem com que o leme da aeronave seja defletido e dessa forma a aeronave guine na direção desejada. Assim, pressionar o pedal direito do leme fará com que a superfície de controle do leme seja inclinada para a direita e dessa forma, em resposta, isto faz a aeronave guinar (ou virar) para a direita. Reciprocamente, pressionar o pedal esquerdo do leme fará com que a superfície de controle do leme seja inclinada para a esquerda e dessa forma, em resposta, isto faz a aeronave guinar (ou virar) para a esquerda.
Aeronaves que são providas com controles de vôo reversíveis (isto é, um sistema de controle de vôo em que o movimento da superfície de controle faz o controle do piloto, na cabina de pilotagem, ser impulsionado para trás) podem ter certas limitações. Por exemplo, tais controles de vôo reversíveis podem ter exigências de força máxima dos pedais do leme que podem levar a severas restrições da velocidade mínima de controle (Vmc) da aeronave, causando assim uma degradação significativa do desempenho de. comprimento de campo da aeronave. Uma solução aerodinâmica tradicional para as exigências de força máxima dos pedais do leme é empregar a superfície da aba do leme automaticamente sob uma operação automática da aba (auto-tab) , para evitar restrições da força do leme na Vmc. Porém, valores excessivos de engrenamento automático da aba (auto-tab) podem causar não-linearidade das forças no pedal e também podem reduzir a eficiência do leme.
Também é desejável que os sistemas de controle do leme ajudem o piloto a compensar a assimetria de empuxo causada por uma falha de motor. Especificamente, é desejável permitir que um piloto comande uma deflexão significativa do leme em uma situação de empuxo assimétrico de maneira a agir contra a guinada adversa da aeronave que é causada pela assimetria de empuxo {isto é, de modo a alcançar uma atitude de derrapamento controlável). As vantagens de tal sistema, quando comparado a um sistema de autotab do leme, incluem manutenção da autoridade do leme e uma menor suscetibilidade ao alívio da força dos pedais.
Porém, seriam desejável que fossem providos sistemas de impulsionamento do leme que pudessem funcionar limitando a força do leme induzida pelo piloto durante condições de empuxo simétricas (provendo assim, efetivamente, uma força de entrada máxima ao leme), enquanto permitindo ao mesmo tempo em que tais forças máximas sejam excedidas quando necessário durante uma condição de empuxo assimétrico. Tais sistemas permitiríam então que uma entrada máxima do leme fosse observada durante condições de empuxo simétrico, prevenindo, por exemplo, atitudes adversas da aeronave na Vmc, e ainda permitindo que o piloto obtenha a guinada (yaw) suficiente para alcançar um ângulo de derrapagem aceitável, mantendo o controle de vôo durante condições de empuxo assimétrico, por exemplo, durante uma situação de motor desligado. A presente invenção é dirigida no sentido de preencher tais necessidades.
De acordo com algumas formas de implementação da presente invenção, são providos mecanismos de assistência ao leme capazes de ser operativamente conectados ao sistema de controle do leme de uma aeronave. Os mecanismos de assistência ao leme têm preferivelmente funções de compensação de mola sobre-o-centro de modo a fazer com que substancialmente nenhuma força da mola (isto é, quando o acoplamento está sobre o centro de compensação da mola) , ou substancialmente toda a força da mola (isto é, quando o acoplamento está à esquerda ou direita do centro de compensação da mola), seja exercida no sistema de controle do leme.
Uma implantação da invenção inclui um mecanismo de assistência ao leme para interconexão operacional com um sistema de .controle do leme de uma superfície de controle do leme de uma aeronave, o mecanismo de assistência ao leme compreendendo um conjunto de mola de controle, e um conjunto de acoplamento que conecta operativamente o conjunto de mola de controle ao conjunto de controle do leme. O conjunto de acoplamento é operativamente móvel entre uma posição zero, em que substancialmente nenhuma força de mola do conjunto de mola de controle é transferida ao sistema de controle do leme através do conjunto de acoplamento, e as posições direita e esquerda compensadas por mola, em que as forças de mola direita e esquerda do conjunto de mola de controle são transferidas ao sistema de controle do leme, respectivamente.
A posição zero pode estabelecer uma zona morta de deflexão do leme dentro de uma faixa selecionada de ângulos de deflexão direito e esquerdo da superfície de controle do leme. Assim, as forças de mola direita e esquerda podem ser transferidas ao sistema de controle do leme quando a superfície de controle d.o Leme for defletida em um ângulo que excede a faixa selecionada de ângulos de deflexão, mas não são transferidas ao sistema de controle do leme quando a superfície de controle do leme for defletida em um ângulo que está dentro da faixa selecionada de ângulos de deflexão.
Algumas formas de implementação do mecanismo de assistência ao leme podem incluir uma unidade de atuador que é operativamente capaz de mover o mecanismo de assistência ao leme (por exemplo, o conjunto de mola de controle e o conjunto de acoplamento respectivamente conectado) entre uma condição de modo de empuxo simétrico (TSM - thrust symmetrical mode) e uma condição de modo de empuxo assimétrico (ΤΑΜ - thrust asymmetrical mode) . Em resposta à unidade de atuador que move operativamente o mecanismo de assistência ao leme na condição de TSM, as forças de mola direita e esquerda podem ser transferidas ao sistema de controle do leme para fazer com que uma força maior seja exercida no sistema de controle do leme, para efetuar deflexões para a direita e para a esquerda da superfície de controle do leme, que excedem a faixa selecionada de ângulos de deflexão. Porém, em resposta à unidade de atuador que move operativamente o mecanismo de assistência ao leme na condição de tam, as forças de mola direita e. esquerda podem ser transferidas ao sistema de controle do leme de modo a fazer com que uma força menor seja exercida no sistema de controle do leme, para efetuar deflexões para a direita e para a esquerda da superfície de controle do leme, que excedem a faixa selecionada de ângulos de deflexão.
Certas formas de incorporação do mecanismo de assistência ao leme podem incluir um monitor de motor que emite um sinal para a unidade de atuador, indicativo de uma condição de empuxo anormal, de modo a fazer a unidade de atuador mover responsivamente os conjuntos de mola e de acoplamento a partir da condição de TSM para a condição de TAM.
De acordo com algumas formas de implementação, os mecanismos de assistência ao leme podem incluir um conjunto de mola de controle tendo (i) um alojamento, (ii) um garfo de suporte pivotavelmente conectado ao alojamento, (iii) uma mola de tensão tendo uma extremidade pivotavelmente conectada ao garfo de suporte e uma extremidade oposta conectada operativamente à unidade de atuador, e (iv) uma mola de compressão tendo uma extremidade pivotavelmente conectada ao garfo de suporte e uma extremidade oposta conectada ao alojamento por meio de um rolamento, e uma haste de controle que interconecta pivotavelmente o garfo de suporte e o sistema de controle do leme.
Cada da mola de tensão, mola de compressão e haste de controle podem ser pivotavelmente conectadas ao garfo de suporte em um eixo pivô comum. Em certas formas de implementação, o conjunto de mola de controle incluirá um par de molas de tensão cada uma das quais tem uma extremidade conectada pivotavelmente ao garfo de suporte e uma extremidade oposta conectada operativamente à unidade de atuador. A unidade de atuador pode então incluir uma haste atuadora linearmente recíproca, e uma alavanca angular atuadora conectada em uma extremidade à haste atuadora e na extremidade oposta à mola de compressão.
De acordo com outras formas de implementação da invenção, é provida uma aeronave compreendendo uma superfície de controle do leme, um sistema reversível de controle do leme operativamente conectado à superfície de controle do leme para prover realimentação física para um piloto no comando da superfície de controle do leme, e um mecanismo de assistência ao leme operativamente conectado ao sistema de controle do leme. O mecanismo de assistência ao leme pode compreender um conjunto de mola de controle, e um conjunto de acoplamento que conecta operativamente o conjunto de mola de controle ao conjunto de controle do leme. De acordo com tais formas de implementação, preferivelmente o conjunto de acoplamento é então operativamente móvel entre uma posição zero, em que substancialmente nenhuma força de mola do conjunto de mola de controle é transferida ao sistema de controle do leme através do conjunto de acoplamento, e as posições compensadas por mola clireita e esquerda, em que as forças de mola direita e esquerda do conjunto de mola de controle são transferidas ao sistema de controle do leme, respectivamente.
A aeronave pode incluir um monitor de motor e o mecanismo de assistência ao leme pode incluir adicionalmente uma unidade de atuador que é operativamente capaz de mover o mecanismo de assistência ao leme entre uma condição de TSM e uma condição de TAM, em resposta à recepção de um sinal do monitor de motor indicando um empuxo de motor anormal. Preferivelmente, em tais formas de implementação, a posição zero do mecanismo de assistência ao leme estabelece uma zona morta de deflexão do leme dentro de uma faixa selecionada de ângulos de deflexão direito e esquerdo da superfície de controle do leme, e em que as forças de mola direita e esquerda são transferidas ao sistema de controle do leme quando a superfície de controle do leme for defletida em um ângulo que excede a faixa selecionada de ângulos de deflexão.
Outras formas de implementação da invenção incluem métodos para prover assistência ao leme em um sistema de controle do leme de uma superfície de controle do leme de uma aeronave. Assim, de acordo com certas formas de incorporação, o método incluirá prover um mecanismo de assistência ao leme compreendendo um conjunto de mola de controle e um conjunto de acoplamento, e interconectar operativamente o conjunto de mola de controle ao sistema de controle do leme com um conjunto de acoplamento, para permitir que o conjunto de acoplamento seja operativamente móvel entre uma posição zero onde substancialmente nenhuma força de mola do conjunto de mola de controle é transferida ao sistema de controle do leme através do conjunto de acoplamento, e as posições compensadas por mola direita e esquerda em que as forças de mola direita e esquerda do conjunto de mola de controle são transferidas ao sistema de controle do leme, respectivamente.
Em algumas formas· de implementação, o método inclui prover a posição zero do conjunto de acoplamento de modo a estabelecer uma zona morta de deflexão do leme dentro de uma faixa selecionada dos ângulos de deflexão direito e esquerdo da superfície de controle do leme, e em que as forças de mola direita e esquerda são transferidas ao sistema de controle do leme quando a superfície de controle do leme for inclinada em um ângulo que excede a faixa selecionada de ângulos de deflexão.
O mecanismo de assistência ao leme pode ser feito para assumir uma condição de TSM ou uma condição de TAM. De acordo com alguns aspectos, o método inclui monitorar um parâmetro de desempenho de um motor de aeronave; emitir um sinal ac mecanismo de assistência ao leme em resposta à detecção de um parâmetro de desempenho anormal do motor monitorado, que é indicativo de uma condição de empuxo assimétrico, e fazer o mecanismo de assistência ao leme mover se respectivamente entre a condição de TSM e a condição de TAM em resposta à ausência ou presença do sinal emitido.
Em tais formas de implementação, o mecanismo de assistência ao leme pode incluir uma unidade de atuador que recebe o sinal indicativo da condição de empuxo assimétrico e que está operativamente conectado ao mecanismo de assistência ao leme, em que na ausência do sinal o método compreende fazer o atuador posicionar o mecanismo de assistência ao leme na condição de TSM, e onde -em resposta à recepção do sinal, o método compreende fazer 5 a unidade de atuador mover o mecanismo de assistência ao leme da condição de TSM para a condição de TAM. 0 mecanismo de leme pode então assumir a condição de TSM na ausência de recepção do sinal indicativo da condição de empuxo assimétrica, de tal modo que quando na condição de TSM, as forças de mola direita e esquerda do 10 mecanismo de assistência ao leme são transferidas ao sistema de controle do leme de maneira a fazer com que uma maior força seja exercida no sistema de controle do leme, para efetuar deflexões da superfície de controle do leme para a direita e para a esquerda, excedendo a faixa selecionada de ângulos de deflexão.
Alternativamente ou adicionalmente, o mecanismo de assistência ao leme pode assumir a condição de TAM em resposta à recepção do sinal, em que quando na condição de TAM, as forças de mola direita e esquerda são transferidas ao sistema de controle do leme de modo a fazer com que uma força menor seja exercida no sistema de 20 controle do leme, para efetuar deflexões da superfície de controle do leme para a direita e para a esquerda que excedem a faixa selecionada de ângulos de deflexão. Assim, o mecanismo de assistência ao leme pode incluir um monitor de motor que emite um sinal para a unidade de atuador indicativo de uma condição de 25 empuxo anormal, para fazer com que a unidade de atuador mova responsivamente os conjuntos de mola e de acoplamento a partir da condição de TSM para a condição de TAM.
Estas e outras características e vantagens serão melhor e mais completamente entendidas com referência à descri-ção 30 detalhada a seguir das formas de implementação ilustrativas, nãolimitativas e exemplificativas, em conjunto com os desenhos.
Breve Descrição dos Desenhos
Uma forma de implementação ilustrativa nãolimitativa e exemplificativa da matéria aqui descrita será 35 explicada por meio de referência aos desenhos, nos -quais:
A fig. 1 é uma vista em perspectiva esquemática de uma aeronave multi-motores que incorpora uma forma de implementação de um mecanismo de assistência ao leme conforme aqui descrito;
Ά fig. 2 é uma vista em perspectiva elevacional de uma forma de implementação preferida do mecanismo de assistência ao leme quando posicionado em relação a uma estrutura de suporte de anteparo de uma aeronave, próximo à cauda da aeronave;
As figs. 3A até 3D são ilustrações esquemáticas mostrando a operação geral do mecanismo de assistência ao leme e suas funções sobre-o-centro para uma deflexão de leme à direita, uma deflexão de leme neutra, uma deflexão de leme dentro de uma pré-determinada zona morta, e uma deflexão de leme à esquerda, respectivamente;
As figs. 4A até 4C são vistas de elevação do mecanismo de assistência ao leme ao operar em uma condição de modo de empuxo simétrico (TSM), respectivamente para as deflexões de leme à direita, leme neutro, e de leme à esquerda;
As figs. 5A até 5C são vistas de elevação do mecanismo de assistência ao leme ao operar em uma condição de modo de empuxo assimétrico (TAM), respectivamente para as deflexões de leme à direita, leme neutro, e de leme à esquerda;
As figs. 6A e 6B são gráficos da força do pedal do leme (Ibf.) versus deflexão do leme (graus) , e do momento de dobramento (daN.mm) do tubo de torque do leme versus deflexão do leme (graus) , respectivamente, para o mecanismo de assistência ao leme operando em uma condição de TSM; e
As figs. 7A e 7B são gráficos da força do pedal do leme (Ibf) versus deflexão do leme (graus), e do momento de dobramento (daN.mm) do tubo de torque do leme versus deflexão do leme (graus) , respectivamente, para o mecanismo de assistência ao leme operando em uma condição de TAM.
Descrição Detalhada
A fig. 1 anexa é uma vista esquemática de uma aeronave multi-motores AC convencional. Conforme mostrado, a aeronave multi-motores é provida com pelo menos um motor de bombordo Ep e pelo menos um motor de estibordo Es, em relação à fuselagem AF da aeronave. Como é convencional, a aeronave é provida com superfícies de controle de aileron ACS montadas na asa, superfícies de controle de elevador ECS montadas no estabilizador horizontal, e uma superfície de controle do leme RCS montada no estabilizador vertical (cauda) para conseguir o controle da aeronave AC com relação aos seus eixos de rolamento (roll), de arfagem (pitch) e de guinada (yaw), respectivamente. Para facilidade de descrição e claridade, outras superfícies de controle que podem ser empregadas em aeronaves modernas, tais como spoilers, flapes, abas de ajuste, bordos slats, e similares, foram omitidos.
A superfície de controle do leme RCS é comandada para a esquerda e para a direita pelos pedais do leme esquerdo RPL e direito RPr, respectivamente, posicionados na cabina de pilotagem do piloto na área dianteira da aeronave AC. Nesta consideração, será entendido que controles de vôos duplos, ou duais, são tipicamente providos em aeronaves modernas para permitir que tanto o piloto como o co-piloto exerçam controle sobre a aeronave dependendo de qual piloto recebe a tarefa de voar a aeronave AC. Assim, embora apenas um único conjunto de pedais de leme RPL e RPr seja mostrado, será apreciado que um segundo conjunto de pedais de leme comparáveis seria também provido com funções comparáveis àquelas aqui descritas. Os pedais de leme RPL e RPr estão operativamente conectados a um sistema de controle do leme RC na região da popa da aeronave AC. Nesta consideração, o sistema de controle do leme RC está operativamente conectado a um mecanismo de assistência ao leme 10, que será descrito abaixo em maiores detalhes.
Como talvez seja melhor mostrado na fig. 2, o sistema de controle do leme RC inclui um tubo de torque do leme 12 que é suportado para movimentos pivotais sobre seu eixo alongado central 12a (que está disposto perpendicularmente ao eixo central da aeronave) por meio de suportes 14, 16 fixados à estrutura de suporte de anteparo BSS da aeronave. 0 tubo de torque do leme 12 está por sua vez em operativamente conectado à alavanca angular 18 do tubo de torque de modo que a alavanca angular 18 -gire com o tubo de torque sobre seu eixo alongado central. O braço inferior 18-1 da alavanca angular 18 está conectado ao mecanismo de assistência ao leme 10, que será descrito abaixo em maiores detalhes, enquanto o braço superior 18-2 da alavanca angular 18 está operativamente conectado à haste de controle do leme RCR por meio de membros de acoplamento 20 e 22. Então, a força do piloto nos pedais de leme RPL e RPr conseguirá mover a superfície de controle do leme RCS para a esquerda e para a direita por meio da interconexão operável entre os pedais RPL, RPr e a haste de controle do leme RCR via tubo de torque 12 e sua alavanca angular 18 associada.
Como é também mostrado na fig. 2, o mecanismo de assistência ao leme 1Ό está fisicamente acoplado à estrutura de suporte de anteparo BSS da aeronave e compreende geralmente um conjunto atuador 40 e um conjunto de mola de controle 50. O conjunto atuador 40 compreende uma unidade de atuador hidráulico 42 que inclui uma haste atuadora linear reciprocamente móvel 4.4. Uma alavanca angular atuadora 46 interconecta operativamente a extremidade distai da haste atuadora 44 ao conjunto de mola de controle 5Ό (mais particularmente às respectivas extremidades das molas de tensão 56, dispostas lado a lado) . Embora não mostrado na fig. 2, a alavanca angular de atuador 46 é montada à estrutura de suporte de anteparo para movimento pivotável sobre seu eixo pivô 46a.
A haste atuadora 44 é mostrada na fig. 2 anexa em uma condição completamente estendida que posiciona o mecanismo de assistência ao leme 10 em uma condição de modo de simetria de empuxo (TSM). O conjunto atuador 40 recebe uma entrada de sinal vindo do sistema de monitoramento de motor a bordo da aeronave, por exemplo, um sistema de controle digital de motor de autoridade completa (CDMAC), em que os parâmetros de desempenho de motor para os motores de estibordo e bombordo Es e Ep, respectivamente, são monitorados. Um sinal será emitido pelo sistema de CDMAC para o conjunto atuador 40 quando for detectado que um dos motores Es, Ep está desenvolvendo um empuxo insuficientemente baixo, ou nenhum empuxo, se comparado ao outro motor Es, Ep na aeronave. Para uma aeronave multi-motores tendo motores montados lateralmente em relação à fuselagem da aeronave, uma condição de baixo ou nenhum empuxo de um motor causará uma assimetria de empuxo uma vez que o(s) outro(s) motor(es) está(ão) desenvolvendo sua(s) potências completas na configuração de motor desejada. Como ficará mais claro a partir da discussão a seguir, após a recepção de tal sinal de entrada, a unidade de atuador hidráulico 42 vai então responsivamente fazer com que a haste atuadora 44 se mova linearmente para uma posição completamente retraída colocando assim o mecanismo de assistência ao leme 10 em uma condição de modo de assimetria de empuxo (TAM). Os funcionamentos do mecanismo de assistência ao leme 10 em ambas as condições de TSM e de TAM será descrito abaixo em maiores detalhes.
Ό conjunto de mola de controle 50 inclui um alojamento de suporte de mola 52 que é fixado à estrutura de suporte de anteparo BSS da aeronave. O alojamento de suporte de mola 52 porta pivotavelmente, em sua extremidade dianteira, um garfo de suporte 54. O garfo de suporte 54 é assim capaz de ter movimento pivotante, em relação ao alojamento de suporte 52, sobre um eixo pivô 54a.
Um par de molas tensão paralelas 56 e um conjunto de mola de compressão 58 estão operativamente conectados ao alojamento de suporte 52. Nesta consideração, uma extremidade de cada uma das molas . de tensão 56 está operativamente e pivotavelmente conectada ao garfo de suporte 54 de modo a ser pivotante sobre o eixo 54b. Como será observado na fig. 2, as molas de tensão 56 estão assim pivotavelmente e operativamente conectadas a, e ocupando a distância -entre, uma extremidade inferior 46-1 da alavanca angular atuadora 46 e o garfo de suporte 54.
conjunto de mola de compressão 58 inclui uma haste de conexão 58-1 a qual porta um par espaçado de placas de flange 58-2, entre as quais está posicionada uma mola de compressão 58-3. A haste de conexão 58-1 está operativamente conectada em uma extremidade a um montante de conexão 58-4 por meio de rolamento, fixado ao alojamento de suporte de mola 52, e está pivotavelmente conectada em sua extremidade oposta ao garfo de suporte 54 (isto é, de modo a ser girável sobre o eixo 54b) . O montante de conexão 58-4 por meio de rolamento também permite que a haste de conexão 58-1 seja deslocada linearmente e reciprocamente junto com os movimentos pivotantes do garfo de suporte de modo a fazer com que a mola de compressão 58-3 disposta entre as placas de flange 58-2 seja comprimida em uma maior ou menor extensão baseado no menor ou maior espaçamento entre elas.
O conjunto de mola de controle 50 também inclui uma haste de controle 60 conectada pivotavelmente em uma extremidade ao garfo de suporte 54 de modo a ser pivotante sobre o eixo 54b, e na outra extremidade ao braço inferior 18-1 da alavanca angular 18 do tubo de torque do leme. Como brevemente observado acima, a alavanca angular 18 do tubo de torque do leme está, por sua vez, fixada ao tubo de torque do lême 12 de maneira a ser pivotante, como uma unidade, sobre o eixo 12a. O braço superior 18-2 da alavanca angular 18 do tubo de torque do leme está pivotavelmente conectado à haste de controle do leme RCR por meio de membros de acoplamento 20 e 22.
As figs. 3A-3D anexas mostram esquematicamente o funcionamento geral do mecanismo de assistência ao leme 10 acima descrito. Nesta consideração, será observado na fig. 3A que a força de mola total é um componente que resulta da ação do par de molas de tensão 56 e da mola de compressão 58 que é atuada pela haste de controle 60. Dependendo da posição do mecanismo de assistência ao leme 10 (isto é, deflexão de leme à esquerda, deflexão de leme neutra ou deflexão de leme à direita) , a haste de controle 60 forma um braço b com o centro do tubo de torque do leme 12. O braço b é responsável pelo momento de dobramento (HM) +/- do tubo de torque do leme 12.
Então se a força de mola total for positiva (isto é, a força do par de molas de tensão 56 supera a força da mola de compressão 58-3), ocorrerá um momento de dobramento HM no sentido horário da haste de controle do leme RCR. Tal momento de dobramento HM é considerado positivo ( + ). Este momento de dobramento positivo HM+ é produzido no tubo de torque do leme 12 quando o braço inferior 18-1 da alavanca angular 18 do tubo de torque está se movendo para a direita (isto é, pivota no sentido anti-horário) conforme descrito na fig. 3A. Caso contrário, a força da mola de compressão 58 supera a força do par de molas de tensão 56 e a força de mola total é então considerada negativa (
). Neste caso um movimento pivotante no sentido anti-horário (momento de dobramento HM considerado negativo) é produzido na haste de controle do leme RCR devido ao giro no sentido horário do tubo de torque do leme 12 através do movimento do braço inferior 18-1 da alavanca angular 18 para a esquerda, conforme visto nas figs. 3A-3D.
O mesmo raciocínio discutido acima pode ser usado para o braço inferior 18-1 da alavanca angular 18 do tubo de torque movendo-se para uma posição à esquerda, embora a força de mola total e os momentos de dobramento produzidos no tubo de torque de leme t-enham um sinal oposto. Tal condição é mostrada na fig. 3B.
Para a posição neutra (às vezes referida como zero ou sobre-o-centro) conforme mostrado na fig. 3C, o braço b entre a haste de controle 60 e o centro do tubo de torque do leme 12 é zero. Como tal, não há nenhum momento de dobramento HM produzido pelo mecanismo de assistência ao leme 10 quando em tal estado. Se uma faixa de deflexões de superfície do leme de, por exemplo, +/- 10° ocorrer, então o braço b formado pelo mecanismo 10 e o momento de dobramento HM é negligenciado. Conseqüentemente, para tal pré-determinada faixa de deflexão do leme (tal faixa pode ser maior ou menor do que os +/- 10° exemplificados) , a força imposta ao sistema de controle do leme RC pelo mecanismo de assistência ao leme 10 é essencialmente zero. Em tal caso, esta região do mecanismo de assistência ao leme 10 será denominada como uma zona morta do leme na qual nenhuma função de assistência ao leme é provida. Será, é claro, apreciado que o projetista de aeronaves possa selecionar a magnitude de tal zona morta do leme através da seleção criada a partir das forças de mola exibidas pelo par de molas de tensão 56 e/ou pela mola de compressão 58 e/ou pelos vários acoplamentos entre tais molas e o tubo de torque de leme 12. Prover uma zona morta de +/- 10° deve ser considerado somente um exemplo, não sendo assim uma limitação para a presente invenção.
Como brevemente observado acima, o mecanismo de assistência ao leme 10 é capaz de operar tanto na condição de modo de simetria de empuxo (TSM) como na condição de modo de assimetria de empuxo (TAM). Normalmente, o mecanismo -de assistência ao leme 10 estará operando em um modo de TSM e neste caso a haste atuadora 44 estará completamente estendida. Porém, após a recepção de um sinal indicativo de assimetria de empuxo pela unidade de atuador 42 (por exemplo, vindo do sistema de CDMAC), a haste atuadora 44 será completamente retraída colocando assim o mecanismo de assistência ao leme 10 em uma condição de TAM.
As figs. 4A-4C anexas descrevem o mecanismo de assistência ao leme 10 em uma condição de TSM. Em tal condição, a haste atuadora 44 da unidade de atuador 42 está completamente estendida o que por sua vez faz, através da alavanca angular atuadora 46, o par de molas de tensão 56 ficar em um estado relativamente relaxado devido ao seu comprimento encurtado (o qual, em uma forma de implementação preferida, é de aproximadamente 22,3 mm).
Como observado acima, uma forma de implementação do mecanismo de assistência ao leme 10 apresenta uma zona morta de cerca de +/- 10° de deflexão da superfície de controle do leme RCS. Para valores de deflexões típicas da superfície de controle do leme RCS maiores que tal faixa de zona morta, por exemplo entre +/- 10° e +/- 25°, o mecanismo de assistência ao leme 10 aplica um momento de dobramento no tubo de torque do leme 12 (através do par de molas de tensão 56) que pode ser detectado pelo piloto como uma leve redução na força caso contrário necessária para mover o pedal de leme RPL ou RPr associado (isto é, uma leve redução na força para superar as forças aerodinâmicas no sistema de controle do leme RC reversível). Para deflexões atípicas da superfície de controle do leme RCS, por exemplo, deflexões maiores que +/- 25°, o efeito da mola de compressão 58 é mais efetivo e como tal o piloto sentirá uma força aumentada (por exemplo, quando comparado com a força necessária para caso contrário superar as forças aerodinâmicas no sistema de controle do leme RC reversível), necessária para mover o pedal de leme RPL ou RPr associado e consequentemente a superfície de controle do leme RCS. Este incremento de força de pedal aumentada é desejado, para limitar o esforço do piloto, para efetuar deflexões da superfície de controle do leme RCS além de um certo limite (por exemplo, maior que +/- 25°) e assim obedecer as exigências de -certificação da aeronave a este respeito.
As figs. 5A-5C anexas exibem o mecanismo de assistência ao leme 10 em uma condição de TAM. Em tal condição, a haste atuadora 44 da unidade de atuador 42 está completamente retraída, o que por sua vez faz, através da alavanca angular atuadora 46, o par de molas de tensão 56 ficar em um estado relativamente tensionado devido ao seu comprimento estendido (o qual, em uma forma de implementação preferida, é de aproximadamente 164,5 mm).
Quando na condição de ΤΑΜ, o mecanismo de assistência ao leme 10 apresenta uma zona morta, por exemplo, +/10° de deflexões da superfície de controle do leme RCS, semelhante à zona morta obtida quando na condição de TSM. Porém, para valores de deflexão de superfície maiores do que a faixa de zona morta (por exemplo, maior que +/- 10°), o mecanismo de assistência ao leme 10 introduzirá um momento de dobramento HM no tubo de t-orque do leme 12 conforme já previamente descrito. Este momento de dobramento será, porém detectado pelo piloto como uma redução na força necessária para mover os pedais do leme RPL e RPr para superar as crescentes forças aerodinâmicas à medida que o ângulo de deflexão do leme aumenta. Em tais situações, então, esta redução na força do piloto nos pedais de leme RPL e RPr permitirá mais facilmente que o piloto obtenha um ângulo de derrapamento lateral adequado no caso de uma assimetria de empuxo (por exemplo, devido a uma falha de motor).
Um gráfico da força do pedal (Ibf) versus deflexão da superfície de controle do leme RCS (graus) para o mecanismo de assistência ao leme operando em uma condição de TSM é mostrado na fig. 6A. 0 momento de dobramento HM (daN.mm) versus deflexão da superfície de controle do leme RCS (graus) produzido no tubo de torque -de leme pelo mecanismo de assistência ao leme em uma condiçãe de TSM é descrito graficamente na fig. 68. Como pode ser visto a partir das apresentações gráficas, uma leve mudança (aumento) na força de leme e uma mudança contínua do HM do tubo de torque do leme é evidente quando a operação ocorre em uma condição de TSM usando deflexões típicas da superfície de controle do leme
RCS fora da zona morta de +/- 10° mas dentro dos limites de deflexão de +/- 25°. Ao exceder as deflexões de +/- 25°, porém, uma reversão aguda ocorre, aumentando assim efetivamente a força de pedal requerida para uma deflexão adicional do leme, provendo assim uma efetiva parada de deflexão.
No caso de uma condição de TAM, porém, as figs.
7A e 78 anexas revelam que está presente uma zona morta semelhante de deflexão de +/- 10° da superfície de -controle do leme RCS. Para valores de deflexão da superfície do leme maiores que +/- 10°, entretanto, o mecanismo introduzirá um momento de dobramento HM no tubo de torque do leme 12 que pode ser detectado pelo piloto como uma redução na força necessária para mover o pedal RPL ou RPr associado, à medida que o ângulo da superfície de controle do leme RCS aumenta mesmo com uma deflexão atípica do leme maior que +/25°. Esta redução na força do piloto requerida para operar a superfície de controle do leme RCS é necessária para que se obedeça a força do piloto máxima aceitável, conforme as exigências de certificação, para alcançar um ângulo de derrapamento adequado no caso de uma condição de empuxo assimétrica, por exemplo, na ocorrência de uma falha de motor.
Enquanto o mecanismo de assistência ao leme 10 foi descrito com relação a um sistema de controle do leme empregando cabos físicos, deve ser percebido evidentemente que a presente invenção e as formas de implementação aqui descritas podem alternativamente ser empregadas em sistemas denominados flyby wire, onde circuitos eletrônicos e/ou servo motores adequados provêem o piloto com a apropriada sensação aerodinâmica sintetizada realimentada das superfícies de controle da aeronave durante o vôo.
Assim, enquanto uma forma de incorporação presentemente preferida foi descrita com relação ao que é considerado agora ser a forma mais prática e preferida da invenção, deve ser entendido que tal forma de incorporação descrita não se limita às reivindicações anexas. Como tal, é pretendido que as reivindicações anexas cubram várias modificações e arranjos equivalentes incluídos dentro do espírito e escopo da invenção.

Claims (11)

  1. REIVINDICAÇÕES
    1. MECANISMOS PARA PROVER ASSISTÊNCIA AO CONTROLE DO LEME DURANTE CONDIÇÕES DE EMPUXO SIMÉTRICAS E ASSIMÉTRICAS, compreendendo um mecanismo de assistência ao leme (10) para interconexão operativa com um sistema de controle do leme (RC) de uma superfície de controle do leme (RCS) de uma aeronave, o mecanismo de assistência ao leme (10) compreendendo:
    um conjunto de mola de controle (50); e um conjunto de acoplamento que conecta operativamente o conjunto de mola de controle (50) ao conjunto de controle do leme (RC), o conjunto de acoplamento incluindo uma posição zero que estabelece uma zona morta de deflexão do leme dentro de uma faixa selecionada de ângulos de deflexão, à direita e à esquerda em que substancialmente nenhuma força de mola do conjunto de mola de controle (50) é transferida ao sistema de controle do leme (RC), e unidade de atuador (42) que é operativamente capaz de mover o conjunto de mola e o conjunto de acoplamento, conectados, entre uma condição de modo de empuxo simétrico (TSM) e uma condição de modo de empuxo assimétrico (TAM) em resposta a um sinal recebido de um sistema de monitoramento de motor de um a condição de empuxo anormal, o mecanismo de assistência ao leme (10) sendo caracterizado pelo fato de que (i) em resposta à unidade de atuador (42) mover operativamente o conjunto de mola e o conjunto de acoplamento, conectados, na condição de TSM, as forças de mola direita e esquerda são transferidas ao sistema de controle do leme (RC) para fazer com que uma maior força seja exercida no sistema de controle do leme (RC) para efetuar deflexões da superfície de controle do leme (RCS) para a direita e para a esquerda, excedendo a faixa selecionada de ângulos de deflexão; e (ii) em resposta à unidade de atuador (42) mover operativamente o conjunto de mola e o conjunto de acoplamento, conectados, na condição de TAM, as forças de mola direita e esquerda são transferidas ao sistema de controle do leme (RC) para fazer com que uma menor força seja exercida no sistema de controle do leme (RC) para efetuar
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  2. 2/5 deflexões da superfície de controle do leme (RCS) para a direita e para a esquerda, excedendo a faixa selecionada de ângulos de deflexão.
    2. MECANISMOS, de acordo com a reivindicação 1, caracterizados pelo fato de compreenderem um monitor de motor que emite um sinal para a unidade de atuador (42), indicativo de urna condição de empuxo anormal, de modo a fazer a unidade de atuador (42) mover responsivamente os conjuntos de mola e de acoplamento a partir da condição de TSM para a condição de TAM.
  3. 3. MECANISMOS, de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizados pelo fato de compreender:
    uma unidade de atuador (42) que faz o mecanismo de assistência ao leme (10) assumir uma condição de modo de empuxo simétrico (TSM) ou uma condição de modo de empuxo assimétrico (TAM) em resposta a um sinal de um monitor de motor;
    um conjunto de mola de controle (50) que inclui:
    (i) um alojamento (52), (ii) um garfo de suporte (54) pivotavelmente conectado ao alojamento (52), (iii) uma mola de tensão (56) tendo uma extremidade pivotavelmente conectada ao garfo de suporte (54) e uma extremidade oposta conectada operativamente à unidade de atuador (42), e (iv) uma mola de compressão (58-3) tendo uma extremidade pivotavelmente conectada ao garfo de suporte (54) e uma extremidade oposta conectada por meio de rolamento ao alojamento (52); e (v) uma haste de controle (60) inter-conectando pivotavelmente o garfo de suporte (54) e o sistema de controle do leme (RC).
  4. 4. MECANISMOS, de acordo com a reivindicação 3, caracterizados pelo fato de que cada mola de tensão (56), mola de compressão (58-3) e haste de controle (60) é pivotavelmente conectada ao garfo de suporte (54) em um eixo pivô comum.
  5. 5. MECANISMOS, de acordo com a reivindicação 4, caracterizados pelo fato de que o conjunto de mola de controle (50) compreende um par de molas de tensão (56),
    Petição 870190103057, de 14/10/2019, pág. 13/25
    3/5 cada uma tendo uma extremidade conectada pivotavelmente ao garfo de suporte (54) e uma extremidade oposta conectada operativamente à unidade de atuador (42).
  6. 6. MECANISMOS, de acordo com a reivindicação 5, caracterizados pelo fato de que a unidade de atuador (42) inclui uma haste de atuador (44) linearmente recíproca, e uma alavanca angular de atuador (46) conectada em uma extremidade à haste de atuador (44) e, em uma extremidade oposta, às molas de tensão (56).
  7. 7. MÉTODOS PARA PROVER ASSISTÊNCIA AO CONTROLE DO LEME DURANTE CONDIÇÕES DE EMPUXO SIMÉTRICAS E ASSIMÉTRICAS, compreendendo um método de prover assistência ao leme para um sistema de controle do leme (RC) de superfície de controle do leme (RCS) de uma aeronave, o método compreendendo as etapas de:
    (a) prover um mecanismo de assistência ao leme (10) compreendendo um conjunto de mola de controle (50) e um conjunto de acoplamento;
    (b) interconectar operativamente o conjunto de mola de controle (50) ao sistema e controle do leme (RC) com um conjunto de acoplamento para permitir que o conjunto de acoplamento que inclui uma posição zero do conjunto de acoplamento de modo a estabelecer uma zona morta de deflexão do leme dentro de uma faixa selecionada de ângulos de deflexão da superfície de controle do leme (RCS) à direita e à esquerda, e em que as forças de mola direita e esquerda são transferidas ao sistema de controle do leme (RC), (c) monitorar um parâmetro de desempenho de um motor de aeronave e emitir um sinal ao mecanismo de assistência ao leme (10) em resposta à detecção de um parâmetro de desempenho anormal d e empuxo do motor para um atuador indicativo da condição de empuxo (42) capaz de mover o conjunto de mola de controle (50) e o conjunto de acoplamento entre uma condição de modo de empuxo simétrico (TSM) e uma condição de modo de empuxo assimétrico (TAM);
    o método sendo caracterizado por compreender, ainda, as etapas de:
    Petição 870190103057, de 14/10/2019, pág. 14/25
    4/5 (d) causar o controle do conjunto de mola de controle (50) quando na condição de modo de empuxo simétrico (TSM) para exercer forças de mola direita e esquerda ao sistema de controle do leme (RC) em ângulos de deflexão do leme em excesso a um ângulo de deflexão máximo predeterminado para estabelecer uma parada de deflexão do leme através da qual uma entrada manual adicional do piloto no sistema de controle do leme (RC) resulta em substancialmente nenhuma deflexão adicional do leme ocorrendo abaixo do ângulo de deflexão máximo predeterminado; e (e) impedir o conjunto de mola de controle (50) quando na condição de modo de empuxo assimétrico (TAM) de exercer forças de mola direita e esquerda ao sistema de controle do leme (RC) em ângulos de deflexão do leme em excesso a um ângulo de deflexão máximo predeterminado para permitir uma deflexão do leme abaixo do ângulo de deflexão máximo predeterminado em resposta à entrada manual adicional do piloto no sistema de controle do leme.
  8. 8. MÉTODOS, de acordo com a reivindicação 7, caracterizados pelo fato de que o mecanismo de assistência ao leme (10) compreende uma unidade de atuador indicativo da condição de empuxo (42) que recebe o sinal assimétrico e que está operativamente conectada ao mecanismo de assistência ao leme (10), onde na ausência do sinal o método compreende fazer o atuador posicionar o mecanismo de assistência ao leme (10) na condição de TSM, e onde em resposta à recepção do sinal, o método compreende fazer a unidade de atuador (42) mover o mecanismo de assistência ao leme (10) da condição de TSM para a condição de TAM.
  9. 9. MÉTODOS, de acordo com a reivindicação 7, caracterizados pelo fato de compreenderem fazer o mecanismo de assistência ao leme (10) assumir a condição de TSM na ausência de recepção do sinal indicativo da condição de empuxo assimétrico, de tal modo que quando na condição de TSM, as forças de mola direita e esquerda do mecanismo de assistência ao leme (10) são transferidas ao sistema de controle do leme (RC) para fazer com que uma maior força seja exercida no sistema de controle do leme (RC), para efetuar deflexões da superfície de controle do leme (RCS) para a direita e para a esquerda, selecionada de ângulos de deflexão.
    Petição 870190103057, de 14/10/2019, pág. 15/25
    5/5
  10. 10. MÉTODOS, de acordo com a reivindicação 7, caracterizados pelo fato de compreenderem fazer o mecanismo de assistência ao leme (10) assumir a condição de TAM em resposta à recepção do sinal, em que quando na condição de TAM, as forças de mola direita e esquerda são transferidas ao sistema de controle do leme (RC) de modo a fazer com que uma menor força seja exercida no sistema de controle do leme (RC), para efetuar deflexões da superfície de controle do leme (RCS) para a direita e para a esquerda, excedendo a faixa selecionada de ângulos de deflexão.
  11. 11. MÉTODOS, de acordo com a reivindicação 7, caracterizados pelo fato de compreenderem monitorar as condições de empuxo de motor, e emitir um sinal à unidade de atuador (42) indicativo de uma condição de empuxo anormal para fazer a unidade de atuador (42) mover responsivamente os conjuntos de mola e de acoplamento da condição de TSM para a condição de TAM.
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