ES2632175T3 - Cálculo y visualización de la velocidad de aviso para control con asimetría de empuje - Google Patents
Cálculo y visualización de la velocidad de aviso para control con asimetría de empuje Download PDFInfo
- Publication number
- ES2632175T3 ES2632175T3 ES09805978.5T ES09805978T ES2632175T3 ES 2632175 T3 ES2632175 T3 ES 2632175T3 ES 09805978 T ES09805978 T ES 09805978T ES 2632175 T3 ES2632175 T3 ES 2632175T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- speed
- aircraft
- thrust
- minimum
- control
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 24
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 16
- 230000006870 function Effects 0.000 description 16
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 10
- 241000380131 Ammophila arenaria Species 0.000 description 6
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 6
- 238000013461 design Methods 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 5
- 241000230533 Gulo gulo Species 0.000 description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 238000012800 visualization Methods 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000001914 filtration Methods 0.000 description 2
- 238000009499 grossing Methods 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 241000196324 Embryophyta Species 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 230000004931 aggregating effect Effects 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000001934 delay Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003292 glue Substances 0.000 description 1
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 1
- 238000004513 sizing Methods 0.000 description 1
- 238000010561 standard procedure Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
- G05D1/0072—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements to counteract a motor failure
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Un método para el control de la actitud de cabeceo de una aeronave multimotor que experimente asimetría de empuje, que comprende las siguientes etapas: calcular en tiempo real una velocidad mínima segura (Vaviso) de dicha aeronave multimotor (120) que experimenta asimetría de empuje que comprende el cálculo de un coeficiente del momento de guiñada con asimetría de empuje en función de al menos los siguientes parámetros: presión dinámica, tasa de guiñada y peso del avión; y emitir una orden de control a un actuador del timón de profundidad (16) para ajustar la posición angular de un timón de profundidad de dicha aeronave (120), siendo seleccionado dicho ajuste de la posición angular de modo que la velocidad aerodinámica actual de dicha aeronave permanezca por encima de dicha velocidad mínima segura calculada (Vaviso).
Description
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
DESCRIPCION
Calculo y visualizacion de la velocidad de aviso para control con asimetrla de empuje Antecedentes
La presente invencion se refiere en general a sistemas y metodos para indicar una velocidad de vuelo minima segura a un piloto de una aeronave multimotor a continuation de un fallo de motor. La presente invencion tambien se refiere en general a sistemas y metodos para proporcionar gulas de trayectoria de vuelo y senales de mando del piloto automatico para mantener una velocidad aerodinamica segura de una aeronave multimotor a continuacion de un fallo de motor.
Metodos para el calculo y uso de una velocidad minima se divulgan por ejemplo en los documentos US 4967363 A, FR 2 542 276 A o US 2001/032039 A1.
Es conocida en la tecnica la detection de una asimetria de empuje debida a fallo de motor en un avion multimotor y a continuacion encender una luz de aviso en la cabina de mando. Una luz de aviso que indica un fallo de motor no proporciona ninguna information acerca de la velocidad aerodinamica para volar manteniendo un control direccional. Dada la adecuada puntualidad en la reaction del piloto a un fallo de motor, el piloto necesita a continuacion saber con que velocidad aerodinamica volar y que velocidades aerodinamicas evitar.
El problema a resolver es la carencia de informacion o aviso al piloto, para ciertos tipos y disenos de avion, de la velocidad minima que proporciona un control del avion aceptable con una asimetria de empuje. Para aviones que no tienen avisos en cabina de mando de la velocidad minima de controlabilidad, un piloto no atento o distraido puede dejar que caiga la velocidad aerodinamica y el avion puede desviarse del vuelo controlado previamente a que el piloto reciba un aviso del peligro.
Algunos aviones ligeros, multimotor, certificados para FAR y CS Part 23 son requeridos por la Sec. 23.1545 de la Normativa FAA para mostrar la velocidad de control minima certificada vmc con un motor inoperativo como una linea radial roja sobre el indicador de velocidad aerodinamica. La Vmc se define en la Sec. 25.149 como “la velocidad aerodinamica calibrada a la que, cuando el motor critico queda bruscamente inoperativo, es posible mantener el control del avion con ese motor aun inoperativo y mantener un vuelo recto con un angulo de giro de no mas de 5 grados”.
Aunque las regulaciones de aviones de transporte (FAR y CS Part 25 para un peso > 5.670 kg (12.500 libras)) requieren velocidades de operation que tengan un margen especifico hasta las velocidades de control minimas con motor inoperativo, pocos, si alguno, aviones multimotor grandes tienen indicaciones en cabina de mando o avisos al piloto de una velocidad aerodinamica minima que mantenga un nivel minimo de control lateral y direccional.
Algunos aviones tienen un control direccional suficiente de modo que las velocidades de control minima sin un motor estan por debajo de la velocidad de vuelo minima limitada por la sustentacion del ala. Para estos aviones, las indicaciones en cabina de mando comunes de velocidad de perdida y los sistemas comunes de aviso de perdida proporcionan un conocimiento de la velocidad minima suficiente para condiciones de perdida de motor.
Sin embargo, algunos aviones tienen velocidades de operacion minimas que se determinan por el control lateral o direccional cuando falla un motor. Son estos aviones los que pueden beneficiarse de una visualizacion y aviso de velocidad minima unica que se basa en las capacidades de control lateral o direccional.
Soluciones existentes son el marcado fijo sobre los indicadores de velocidad aerodinamica o superficies de control dimensionadas suficientemente grandes para poner la velocidad de control minima por debajo de la velocidad de aviso de perdida minima. Algunos aviones no tienen ninguna de estas soluciones y se basan en la habilidad de los pilotos para no volar demasiado lento o para reconocer la correlation del uso del control direccional con la velocidad aerodinamica, o fiarse de la memoria del piloto de una velocidad aerodinamica de control minima calculada para una condition especifica.
Un numero fijo para la velocidad aerodinamica minima se calcula, por definition, solo para un conjunto de condiciones (flaps, altitud, disminucion de empuje seleccionado). Se calcula normalmente para una combination del peor caso de flap y altitud. Dado que el empuje maximo disminuye a altitudes mas altas, el calculo a nivel del mar es excesivamente restrictivo para altitudes mayores. Tambien, para aviones con una capacidad de disminucion de potencia del motor, la velocidad aerodinamica minima depende de la disminucion de potencia seleccionada para un despegue dado. Una velocidad aerodinamica minima fija sera excesivamente restrictiva cuando funcionen con disminuciones de potencia del motor.
Los aviones que tienen superficies de control dimensionadas para poner la velocidad de control minima por debajo
de la velocidad de aviso de perdida minima para todas las combinaciones de peso y empuje, pagan una elevada penalidad en peso y resistencia de diseno por la capacidad para controlar el empuje maximo a la velocidad de perdida de un avion vaclo. Para aviones de largo alcance que transportan cargas de combustible muy pesadas, el empuje maximo es necesario para combustible y la carga util totales y se usa raramente durante el vuelo con bajo 5 combustible y carga util ligera.
Existe una necesidad de un metodo para el calculo de una velocidad aerodinamica minima segura de una aeronave multimotor a continuacion de un fallo de motor basandose en la magnitud actual de la asimetria de empuje.
Breve sumario
Un aspecto de la invencion es un sistema y metodo para el calculo y a continuacion visualizacion de una velocidad 10 de vuelo minima segura para que una aeronave mantenga el control bajo condiciones de asimetria de empuje. Otro aspecto de la invencion es un sistema y metodo para el calculo de una velocidad de vuelo minima segura para que una aeronave mantenga el control con una asimetria de empuje y que proporcione guias de trayectoria de vuelo y comandos de piloto automatico para mantener la velocidad aerodinamica por encima de esta velocidad minima calculada tal como se define en las reivindicaciones 1 y 5.
15 Cada una de las realizaciones divulgadas en el presente documento ayuda a un piloto de una aeronave multimotor, a continuacion del fallo de un motor, para que evite volar con una velocidad aerodinamica no segura en casos en los que el control lateral o direccional es insuficiente para la asimetria de empuje dada. El calculo de una velocidad minima que se base en la asimetria de empuje actual o capacidad de empuje actual tiene la ventaja sobre una velocidad fija de no imponer un aviso a una velocidad que sea demasiado conservadora para las condiciones y que 20 interferirla con velocidades de operacion aceptables.
Las realizaciones preferidas se implementan en el software de los ordenadores de control de vuelo de la aeronave y de visualizacion. El software del ordenador de control de vuelo calcula la velocidad minima segura (de aqui en adelante “Vaviso”) en presencia de asimetria de empuje usando datos de los sensores de la aeronave existentes que estan disponibles para otras razones. El ordenador de control de vuelo produce la salida de los resultados de calculo 25 hacia el ordenador de visualizacion, que controla la pantalla de visualizacion de cabina de mando de modo que indique visualmente la velocidad de aviso VaViso al piloto. El calculo de una velocidad de vuelo minima segura para que una aeronave mantenga el control con asimetria de empuje permite conocimiento, aviso y guia. Pone la atencion del piloto sobre la velocidad aerodinamica, que es el segundo parametro mas importante para el control con parada de motor despues de la posicion angular del timon.
30 Se divulgan y reivindican a continuacion otros aspectos de la invencion.
Breve descripcion de los dibujos
La FIG. 1 es un diagrama de bloques de alto nivel que muestra componentes de un sistema de control de la aeronave que pueden programarse para proporcionar la funcionalidad novedosa divulgada en el presente documento.
35 La FIG. 2 es un dibujo que muestra una visualizacion de la velocidad aerodinamica de acuerdo con una realization de la invencion.
La FIG. 3 es un dibujo que muestra el angulo de ataque de un cuerpo del avion.
La FIG. 4 es un diagrama de bloques que muestra el uso en vuelo automatico de una velocidad de aviso para control de la asimetria de empuje como un factor en la fijacion de una velocidad minima de guia y control.
40 La FIG. 5 es un diagrama de bloques que muestra un metodo para el calculo y visualizacion de una velocidad de aviso para el control de asimetria de empuje.
La FIG. 6 es un diagrama de bloques que muestra otro metodo para el calculo y visualizacion de una velocidad de aviso para el control de asimetria de empuje.
Se hara referencia en el presente documento a continuacion a los dibujos en los que elementos similares en los 45 diferentes dibujos mantienen los mismos numeros de referencia.
Descripcion detallada
La FIG. 1 es un diagrama de bloques que muestra componentes de hardware de un sistema de control de un tipo
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
que ya existe sobre aviones modernos. El sistema de datos aerodinamicos y el sistema de referenda inercial (ADIRS) 14 comprende una parte de datos aerodinamicos que proporcionan datos de velocidad aerodinamica, angulo de ataque, temperatura y altitud barometrica, mientras que la parte de referencia inercial da los datos de actitud, vector de trayectoria de vuelo, velocidad respecto a tierra y posicionales a una plataforma de gestion 8 de senales de entrada de un sistema de control de vuelo 2. El sistema de control de vuelo 2 comprende un ordenador/funcion de control de vuelo principal 4 y un ordenador/funcion de piloto automatico 6. El ordenador de control de vuelo principal 4 y el ordenador de piloto automatico 6 podrlan tener plataformas de gestion de senales de entrada independientes. El sistema de control de vuelo 2 comprende adicionalmente un ordenador/funcion de velocidad de aviso 5 que calcula la velocidad de aviso Wviso basandose en la informacion adquirida por el ADIRS 14 y otra informacion que se describira en detalle posteriormente en el presente documento con referencia a las FIGS. 5 y 6. [El ordenador de velocidad de aviso podrla incorporarse alternativamente tanto en el ordenador de piloto automatico como en el ordenador de vuelo principal.] El ordenador de velocidad de aviso 5 envla el resultado del calculo a un ordenador de visualizacion 10 que controla una pantalla de visualization de cabina de mando 12 para presentar visualmente la velocidad de aviso, tal como se describira a continuation con mas detalle con referencia a la FIG. 2. El ordenador de velocidad de aviso 5 tambien envla el resultado del calculo al ordenador del piloto automatico 6, que usa la velocidad de aviso Wviso y otra informacion para generar varios comandos de vuelo automatico (tal como se describira a continuacion con mas detalle con referencia a la FIG. 4) que se envlan al ordenador de control de vuelo principal 4. Cuando el piloto automatico esta conectado, el ordenador de control de vuelo principal 4 produce la salida de un comando de timon de profundidad a los actuadores del timon de profundidad 16 basandose al menos parcialmente en los comandos del ordenador de piloto automatico 6. Alternativamente, el ordenador de piloto automatico 6 podrla generar el comando de timones de profundidad requerido independientemente del ordenador de control de vuelo principal 4. El comando al timon de profundidad se determina basandose en el ajuste angular deseado sobre los timones de profundidad (no mostrado). Los timones de profundidad se usan para realizar maniobras de cabeceo y tambien sirven para ajustar la actitud de la aeronave con respecto a tierra para despegue y aterrizaje. Cuando esta conectado el director de vuelo, el ordenador de piloto automatico 6 proporciona indicaciones de gula de actitud de cabeceo al director de vuelo.
De acuerdo con una realization, la pantalla de visualizacion de cabina de mando incluye una indication visual de la velocidad de aviso i/AVISO calculada enviada por el ordenador de control de vuelo principal 4 al ordenador de visualizacion 10. La velocidad de aviso Wviso se presenta visualmente sobre una cinta de velocidad de forma que proporciona una indicacion clara, no ambigua de una velocidad minima segura que es claramente distinguible de otros simbolos visualizados sobre las visualizaciones de cabina de mando modernas. La FIG. 2 muestra una visualizacion de cinta de velocidad 20 que comprende un sistema de marcas ordenadas a intervalos fijos a lo largo del eje vertical, representando cada intervalo 10 nudos. La velocidad actual se indica por el numero (en este ejemplo, 131 nudos) visualizados en el interior de un simbolo grafico 22. El simbolo grafico 22 es fijo y la escala vertical de la cinta de velocidad se mueve verticalmente por detras del simbolo 22 cuando cambia la velocidad actual. Ademas, el numero visualizado en el interior del simbolo 22 cambiara cuando cambia la velocidad actual. El puntero 22a en el lado derecho del simbolo grafico 22 apuntara a la position a lo largo de la escala vertical que corresponde a la velocidad actual indicada por el numero visualizado en el interior del simbolo grafico 22. El puntero 24 indica una velocidad aerodinamica objetivo seleccionada por la tripulacion de vuelo sobre el panel de control de modo (el panel de vuelo interfaz entre la tripulacion de vuelo y el sistema de vuelo automatico), mientras que el simbolo grafico 26 localizado por encima de la visualizacion de cinta de velocidad 20 contiene un indicador numerico de la misma velocidad objetiva seleccionada por el piloto (en este ejemplo, la velocidad objetivo se ha fijado en 130 nudos).
De acuerdo con una realizacion de la invention, se presenta visualmente un indicador visual de la velocidad de aviso WVISO como una linea horizontal, indicada por el numero de referencia 28 en la FIG. 2. Las lineas verticales 30 que se extienden hacia abajo desde la linea horizontal 28 indican el intervalo de velocidades de la aeronave mas bajas que la velocidad de aviso \/aVISO. En una implementation real, la linea horizontal 28 y cinco lineas verticales mutuamente paralelas 30 se presentan visualmente todas preferentemente en un color rojo intenso.
Ademas, la visualizacion de cinta de velocidad 20 representada en la FIG. 2 incluye una indicacion visual de la velocidad de sacudida de palanca es decir la velocidad en la que esta cerca la entrada en perdida del ala. En la visualizacion vista en la FlG. 2, la parte superior de la barra vertical 32 relativamente mas gruesa indica la velocidad de sacudida de palanca a la que se esta cerca en entrar en perdida de sustentacion del ala. La barra vertical se implementa preferentemente como una serie de segmentos de igual longitud que alternan en color de negro al rojo.
La visualizacion de cinta de velocidad 20 mostrada en la FIG. 2 puede incorporarse en una pantalla de visualizacion de cabina de mando por lo demas tipica. Los otros elementos graficos de dicha pantalla de visualizacion de cabina de mando tipica son conocidos en la tecnica y no se muestran en la FIG. 2.
Ademas del indicador visual 28, preferentemente se hace sonar un aviso auditivo de cabina de mando cuando la velocidad aerodinamica de la aeronave cae por debajo de la velocidad segura minima calculada Wviso para la asimetria de empuje actual. La implementacion preferida es una voz de aviso “VELOCIDAD AERODINAMICA, VELOCIDAD AERODINAMICA” que dirige la atencion del piloto a recuperar la velocidad aerodinamica a una mayor
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
que la velocidad de aviso visualizada.
De acuerdo con una realizacion adicional, la velocidad de aviso calculada Vaviso se usa para gula y control del vuelo automatico de modo que el sistema de piloto automatico no guiara al piloto o controlara el avion a una velocidad aerodinamica baja que este por debajo de la velocidad minima segura calculada para la asimetrla de empuje actual cuando serla en otro caso seguro hacerlo si no hubiera tal asimetrla de empuje.
La FIG. 3 es un dibujo que muestra el angulo de ataque de un cuerpo de avion 120. La llnea discontinua indica el vector de trayectoria de vuelo, lo que tambien indica la direccion del aire incidente suponiendo condiciones de aire estacionario (es decir sin viento). La direccion del vector de trayectoria de vuelo se indica por el angulo de la trayectoria de vuelo con relacion al horizonte. La llnea de referencia 122 indica el eje longitudinal o linea central del fuselaje. El angulo indicado por la indicacion acuerpo es el angulo de ataque del cuerpo del avion, que es el angulo entre el aire incidente y la linea central del fuselaje 122. El angulo de cabeceo (tambien llamado “actitud de cabeceo” en el presente documento a continuation) es el desplazamiento angular de la linea central del fuselaje 122 alrededor de un eje paralelo al eje lateral del avion. El angulo de ataque del cuerpo acuerpo se mide por paletas (o sensores) AOA montados en el morro del avion y se convierte en un AOA de cuerpo equivalente como se explicara en el presente documento a continuacion. El angulo de ataque del cuerpo acuerpo, junto con la velocidad de aviso calculada VAVISO, la actitud de cabeceo y otros parametros, se usan para determinar el comando al timon de profundidad tal como se describe a continuacion con referencia a la FIG. 4.
De acuerdo con una realizacion de la invention, las partes de un piloto automatico que proporcionan gulas de trayectoria de vuelo y comandos de piloto automatico durante una asimetrla de empuje se muestran en la FIG. 4. La FlG. 4 incluye los elementos basicos de un esquema de control proporcional e integral (PIC) tal como se usa comunmente en la tecnica para diseno de un piloto automatico. Un PIC es un esquema de control con realimentacion en donde se usan una suma ponderada de la senal de error (por ejemplo, la diferencia entre la velocidad aerodinamica y la velocidad aerodinamica objetivo deseada) y la integral de la senal del error para accionar la “planta”. Para facilitar la comprension, los diversos elementos representados en la FIG. 4 se han agrupado en bloques funcionales indicados por rectangulos discontinuos. El bloque funcional 40 es nuevo, como lo es el uso de su salida y la velocidad de aviso calculada Vaviso por los bloques funcionales 42, 44 y 46.
La information proporcionada en la FIG. 4 es de muy alto nivel, y no se ha realizado ningun intento para incluir todas las entradas y salidas. Por el contrario, la FIG. 4 muestra como se ha modificado el esquema de protection envolvente basado en perdida existente para impedir el control automatico o gula a una velocidad aerodinamica por debajo de la velocidad de aviso calculada Vaviso.
Como se ve en la FIG. 4, el bloque funcional 40 recibe las siguientes entradas: acuerpo -el angulo de ataque del cuerpo (en grados)-; la velocidad de aviso calculada VAVISO (en nudos); Posicion_flap -position del flap actual (en grados) basandose en la posicion del angulo del flap del borde de salida y la posicion de la aleta del borde de ataque-; y CAS (velocidad aerodinamica calibrada) -velocidad aerodinamica (en nudos) corregida respecto a error del instrumento y error de posicion-. Las sondas de Pitot y orificios de presion estatica montados sobre el cuerpo de la aeronave se usan para determinar el CAS. Las entradas Posicion_flap y acuerpo en una tabla de busqueda 52 bidimensional determinan la salida Cl1, que es el coeficiente de sustentacion para la velocidad aerodinamica actual [adimensional]. Las entradas CAS y Vaviso se multiplican en el bloque 48 y el producto resultante se eleva al cuadrado en el bloque 50. Las salidas del borde 50 y de la tabla de busqueda 52 se multiplican en el bloque 54, siendo el producto resultante CL2, que es el coeficiente de sustentacion [adimensional] proyectado para la velocidad de aviso Vaviso. Los parametros Cl2 y Posicion_flap se introducen entonces en otra tabla de busqueda bidimensional 56, cuyas entradas determinan la salida alimitador_Lat/Dir (limitador alfa lateral/direccional), que es el angulo de ataque equivalente (en grados) para la velocidad de aviso VAviso. Como se ve en la FIG. 4, el angulo de ataque equivalente alimitador Lat/Dir se produce por el bloque funcional 40 para un bloque funcional de proteccion alfa 42 y a un bloque funcional de submodo de limitador alfa 46. Siendo este ultimo parte del bloque funcional 44 de las leyes de control de velocidad con timon de profundidad.
Como se ve en la FIG. 4, el bloque funcional de proteccion alfa 42 recibe las siguientes entradas: acuerpo; alimitador_Lat/Dir; y ass (angulo de ataque de sacudida de palanca en grados), que es el angulo de ataque del cuerpo al que tiene lugar la sacudida de palanca. [La sacudida de palanca es una indicacion (indicaciones tactiles, auditivas y visuales) para la tripulacion de vuelo de que el avion esta cerca de perdida.] El angulo de ataque de sacudida de palanca aSS y una desviacion se suman en un nudo de suma 58. Entonces el angulo de ataque equivalente alimitador_Lat/Dir y la salida del nudo de suma 58 se introducen en un bloque de selection MIN 60, que produce la salida de un parametro aMax, que es el objetivo (deseado) del angulo de ataque (en grados) usado por la funcion de proteccion alfa. La funcion del bloque de seleccion MIN 60 es para pasar la menor de las dos entradas. Los parametros aMax y acuerpo se introducen en el procesador de comandos de proteccion alfa 62. El procesador de comandos de proteccion alfa 62 produce la salida de dos senales de mando: una senal de mando proporcional de proteccion alfa y una senal de mando integral de proteccion alfa. La senal de mando proporcional de proteccion alfa es proporcional a la senal de error de proteccion alfa, que es la diferencia entre aMax y acuerpo (en grados). La senal de mando integral de proteccion alfa es la integral de la senal de error de proteccion alfa (en grados/segundo).
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
Para modos de vuelo automatico que no son modos de velocidad con timon de profundidad (mantenimiento de altitud, captura de altitud, velocidad vertical, navegacion vertical y trayectoria de descenso), el control de velocidad se proporciona por el control del empuje motor (control de aceleracion automatica o aceleracion manual). Observese que la FIG. 3 no incluye ninguna referencia a estos modos. Como parte del esquema de proteccion envolvente, la funcion de proteccion alfa se instala para prevenir que el avion vuele demasiado lento cuando hay insuficiente empuje. Cuando el angulo de ataque se incrementa mas alia de aMax, el piloto automatico conmutara desde su modo de acoplamiento actual a un modo de control alfa en donde el piloto automatico realiza un control activo hasta un angulo de ataque seguro.
Con referencia aun a la FIG. 4, las leyes de control de velocidad con timon de profundidad de vuelo automatico (representadas por el bloque funcional 44), usadas para maniobras de elevacion y descenso, proporcionan un control de velocidad preciso a una velocidad aerodinamica objetivo mediante el cabeceo del avion. El cambio en la actitud de cabeceo se proporciona moviendo la superficie de control del timon de profundidad (de ahl el nombre de velocidad con timon de profundidad o velocidad a traves del timon de profundidad). Cuando el piloto automatico esta conectado, el control del timon de profundidad es automatico. Si el piloto esta volando manualmente el avion, la gula de cabeceo se proporciona a los pilotos a traves de la gula de cabeceo del director de vuelo. Los modos de velocidad con timon de profundidad incluyen: cambio del nivel de vuelo, despegue y aterrizaje frustrado. Para los modos de despegue y aterrizaje frustrado, las leyes de control de velocidad con timon de profundidad tienen previsiones para mejorar el rendimiento con viento cortante. Por debajo de una tasa de elevacion especificada, el piloto automatico controla a un comando de referencia theta, en lugar de cabecear hacia abajo para mantener la velocidad aerodinamica con un viento de frente cortante descendente. El comando de referencia theta es una actitud de cabeceo objetivo para condiciones de despegue y aterrizaje frustrado. Se hace referencia a esta actitud de cabeceo como una actitud de cabeceo de “referencia” dado que es el objetivo de cabeceo inicial para el avion durante una maniobra de despegue o aterrizaje frustrado. Mediante la rotacion del morro de la aeronave a la actitud de cabeceo “referencia theta” durante una maniobra de despegue o aterrizaje frustrado, la aeronave generara la sustentacion requerida para elevarse (ganar altitud) con la velocidad aerodinamica objetivo deseada. En el caso de viento cortante de frente descendente, hay una perdida de sustentacion y velocidad aerodinamica. En lugar de cabecear la aeronave morro abajo para recuperar la velocidad, es mas deseable “aparcar” la actitud de cabeceo del avion en el objetivo de referencia theta hasta que la condicion adversa (el viento cortante) haya disminuido hasta un punto de haya suficiente energla para elevar y controlar con precision la velocidad aerodinamica.
Como se ve en la FIG. 4, el bloque funcional 44 recibe las siguientes entradas: la velocidad de aviso calculada Vaviso; VCMIN -una velocidad minima (en nudos) basada en la perdida para operaciones de vuelo (tlpicamente, VCMIN es tlpicamente el 130 % de la velocidad de perdida); velocidad aerodinamica objetivo; la velocidad aerodinamica objetivo deseada, o bien la velocidad aerodinamica seleccionada por el piloto (descrita previamente con referencia a la FIG. 3) o un objetivo interno basado en la velocidad aerodinamica en condiciones de elevacion o aterrizaje frustrado; velocidad aerodinamica verdadera -la velocidad aerodinamica calibrada corregida por temperatura y densidad-; maxima velocidad de operation -la velocidad operacional maxima-; actitud de cabeceo - el angulo de cabeceo de la aeronave-; aceleracion de la trayectoria de vuelo -la aceleracion a lo largo de la trayectoria de vuelo-; y tasa de altitud -la tasa de elevacion (o descenso)-. La velocidad de aviso calculada Vaviso y una desviacion se suman en un nudo de suma 70. A continuation la velocidad minima basada en perdida VCMIN y la salida del nudo de suma 70 se introducen en el bloque de selection MAX 72, que produce la salida de un parametro VCASmin, que es el limitador de velocidad minima usado en las leyes de control velocidad con timon de profundidad. La funcion del bloque de seleccion MAX 72 es pasar la mayor de las dos entradas. La velocidad objetivo se introduce en un bloque de limite 74, que tambien recibe VCASm,n del bloque 72 y lo aplica como un limite inferior sobre la Velocidad Objetivo. Si la Velocidad Objetivo es menor que el limite VCASmin, entonces la salida CMDoAsum (comando limitado de velocidad con timon de profundidad), estaria limitada a VCASmin. En caso contrario CMDoASlim es la Velocidad Objetivo. Los parametros CMDcasi™, CAS, velocidad aerodinamica verdadera, velocidad operativa maxima, actitud de cabeceo, aceleracion de trayectoria de vuelo, tasa de altitud, etc. se introducen a un procesador de comandos de velocidad con timon de profundidad 76. El procesador de comandos de velocidad con timon de profundidad 76 produce la salida de dos senales de mando: una senal de mando proporcional de velocidad con timon de profundidad y una senal de mando integral de velocidad con timon de profundidad. La senal de mando proporcional de velocidad con timon de profundidad es proporcional a la senal de error de velocidad con timon de profundidad, que es la diferencia entre la velocidad aerodinamica verdadera y la velocidad aerodinamica objetivo (es decir, CMDcASlim) (en grados). La senal de mando integral de velocidad con timon de profundidad es la integral de la senal de error de velocidad con timon de profundidad (en grados/segundo).
El bloque funcional 44 comprende tambien un bloque funcional en el submodo limitador alfa 46, que impide al sistema de vuelo automatico controlar hasta (piloto automatico acoplado) o proporcionar gula para (director de vuelo) un angulo de ataque no seguro durante operaciones de despegue y aterrizaje frustrado. El sistema de vuelo automatico conmuta al submodo de limitador alfa siempre que el comando de limitador alfa este mas morro abajo que el comando de referencia theta. El comando de referencia theta se refiere al comando de piloto automatico para la referencia de actitud de cabeceo mencionada anteriormente.
Como se ve la FIG. 4, el bloque funcional del submodo de limitador alfa 46 recibe las siguientes entradas: acuerpo;
aiimitador_Lat/Dir; y ass. El angulo de ataque de sacudida de palanca ass y una desviacion se suman en un nudo de suma 64. Entonces el angulo de ataque equivalente alimitador_Lat/Dir y la salida del nudo de suma 64 se introducen en un bloque MIN 66, que produce la salida de un parametro aumitador, que es el angulo de ataque objetivo (deseado) (en grados) usado por la funcion del submodo limitador alfa. Los parametros aumitador y acuerpo se introducen en un 5 procesador de comandos de limitador alfa 68. El procesador de comandos de limitador alfa 68 produce la salida de dos senales de mando: una senal de mando proporcional de limitador alfa y una senal de mando integral de limitador alfa. La senal de mando proporcional de limitador alfa es proporcional a la senal de error de limitador alfa, que es la diferencia entre aumitador y acuerpo (en grados). La senal de mando integral de limitador alfa es la integral de la senal de error de limitador alfa (en grados/segundo).
10 La FIG. 4 incluye tres procesadores de senales de mando 62, 68 y 76. Cada procesador de senal de mando produce controles proporcionales e integrales. Estas senales de mando son senales de mando de “bucle exterior”. Como se ha mencionado anteriormente, la FIG. 4 no incluye todas las senales de mando de bucle exterior, sino mas bien solo aquellas modificadas para hacer uso de la informacion de velocidad de aviso calculada (VAViso). Las senales de mando proporcionales de bucle exterior se procesan tambien adicionalmente para generar una indicacion de 15 cabeceo de gula del director de vuelo. Cuando el piloto automatico esta conectado, las senales de mando de bucle exterior se procesan mas adelante por el bucle interior de cabeceo (que puede residir en el ordenador de piloto automatico o en el ordenador de vuelo principal) para producir el comando de timon de profundidad requerido para conseguir el resultado deseado (por ejemplo, el control a una velocidad aerodinamica objetivo o angulo de ataque objetivo). En otras palabras, el piloto automatico comanda el timon de profundidad para moverlo de manera que 20 consiga la velocidad aerodinamica objetivo o si la velocidad aerodinamica objetivo es demasiado lenta, el timon de profundidad comandado por el piloto automatico controla el avion hasta una velocidad minima o un angulo de ataque seguro.
Se describira ahora con referencia a la FIG. 5 un metodo para el calculo de una velocidad aerodinamica minima segura (Vaviso) con una asimetria de empuje que corresponde a la magnitud actual de la asimetria de empuje 25 basandose en las capacidades de control lateral y direccional. Este metodo proporciona un calculo en tiempo real que permite a la visualizacion mostrar la velocidad minima de seguridad actual cuando cambia la asimetria de empuje y evita restricciones o advertencias de velocidad cuando no hay necesidad y proporciona conocimiento del margen actual de la potencia de control restante. Por ejemplo, cuando el (los) motor(es) en operation con empuje elevado se desaceleran a un empuje inferior, el piloto vera que la velocidad minima disminuye sobre la visualizacion, 30 mostrando que el avion esta sobrepasando sus llmites de control lateral y direccional. Los calculos divulgados se realizan por el ordenador de control de vuelo principal, que envia la velocidad de aviso calculada al ordenador de visualizacion y al piloto automatico.
Con referencia a la FIG. 5, el bloque 82 calcula el coeficiente del momento de guinada creando una aceleracion de guinada. Este bloque convierte la aceleracion de guinada medida en el coeficiente del momento de guinada del 35 avion total. Para hacer esto, se usan dos ecuaciones en general conocidas. La primera se refiere a la aceleracion de guinada & respecto al momento de guinada total del avion N y el momento de inercia de guinada del avion Izz:
& = N ■ Izz
La aceleracion de guinada se aproxima pasando la tasa de guinada del avion medida a traves de un filtro 78 de limpieza y filtrado adicional para reducir el ruido de la senal. El momento de inercia de guinada del avion puede 40 aproximarse como una funcion del peso del avion en el bloque 80. El peso del avion es una cantidad que puede obtenerse como la senal a partir de los sistemas existentes del avion. A partir de esta informacion, puede calcularse el momento de guinada N total del avion.
La segunda ecuacion convierte el momento de guinada dimensional en un coeficiente del momento de guinada:
Cn =
N
q ■ S ■ b
45 en donde la presion dinamica q es conocida a partir de los sistemas de datos aerodinamicos del avion y los valores del area del ala S y la envergadura del ala b son constantes conocidas para la avion. Esto calcula el coeficiente del momento de guinada total del avion. Es la suma de todos los momentos de guinada que actuan sobre el avion incluyendo los de los sistemas de aerodinamica y propulsion.
Con referencia aun a la FIG. 5, el coeficiente del momento de guinada aerodinamico se modeliza en el bloque 84.
50 Este bloque estima el componente del coeficiente del momento de guinada total del avion que se genera por las fuerzas aerodinamicas. Esto puede incluir contribuciones tales como el momento de guinada debido a la deflexion del timon, angulo de deslizamiento del avion, tasas angulares del avion (tasa de balanceo, tasa de guinada), y deflexion del control lateral. Es una practica comun en la industria generar y usar modelos de fuerzas y momentos
aerodinamicos del avion a traves de la envolvente de vuelo e intervalo de configuraciones del avion. El bloque 84 implementa dicho modelo para el coeficiente del momento de guinada aerodinamico. Este modelo puede simplificarse y ajustarse a las condiciones de vuelo y configuraciones del avion para las que el avion podrla volar cerca de sus ilmites de control con una asimetrla de empuje.
5 La salida del modelo aereo Cn por el bloque 84 se procesa a traves de un filtro de ajuste de retardo simple 86 de modo que la senal de salida tenga el mismo tiempo de retardo total que el coeficiente del momento de guinada total del avion calculado a partir de la aceleracion de guinada. Este filtro se usa en esta senal cuando el retardo de tiempo total de las senales de entrada y del calculo es menor que en los retardos de tiempo de las senales de entrada, filtrado y calculo de la senal del coeficiente del momento de guinada total del avion.
10 El coeficiente del momento de guinada con asimetrla de empuje puede calcularse entonces mediante la resta de los efectos aerodinamicos del momento de guinada total del avion en el nudo 88. Este calculo usa la suposicion de que los motores del avion y la aerodinamica modelizada son las unicas fuentes de momento de guinada total del avion. Otro contribuidor significativo es el efecto de las fuerzas sobre el tren de aterrizaje mientras el avion esta sobre tierra. Dado que este sistema no se pretende que funcione sobre tierra, y se incluye logica para prevenir la
15 visualizacion de una velocidad de aviso sobre tierra, la contribucion de la fuerza del tren puede ignorarse. La
ecuacion simplificada para el momento de guinada total del avion y la ecuacion para el coeficiente del momento de guinada con asimetrla de empuje son los siguientes:
Ntotal = NA ero + NEmpuje CnEmpuje CnTotal CnAero
20 Como se muestra en la FIG. 5, el coeficiente del momento de guinada con asimetrla de empuje se somete entonces
a una funcion de valor absoluto 92 para eliminar la informacion direccional pero retener la magnitud. Esto sirve para
permitir a todos los calculos posteriores producir la misma salida independientemente de si la asimetrla de empuje conduce a una guinada del avion a la izquierda o a la derecha.
La siguiente etapa es usar la velocidad aerodinamica actual y un valor de Cn para que el aviso calcule una velocidad 25 aerodinamica de aviso VAVISO. Como es tlpico en el diseno y analisis de aviones multimotor, la capacidad para controlar una asimetrla de empuje puede expresarse en terminos de un coeficiente del momento de guinada con asimetrla de empuje. Puede elegirse un unico valor del coeficiente del momento de guinada para representar un cierto grado de control del avion para una configuracion de avion dada. El uso de este parametro no dimensional permite un calculo rapido de la velocidad aerodinamica que proporcionara el mismo grado de control del avion para 30 un intervalo de asimetrlas de empuje que puede variar con la altitud, temperatura y llmite de empuje seleccionado. De una forma similar, se elige un valor de Cn para corresponder al grado de control del avion para el que se desea el aviso de asimetrla de empuje. La FIG. 5 muestra este valor de Cn (bloque 90) como una funcion de la posicion del flap del avion pero podrla implementarse como una constante o una funcion de mas o de diferentes parametros.
El valor calculado actual del coeficiente del momento de guinada con asimetrla de empuje se usa para calcular la 35 velocidad de aviso de asimetrla de empuje usando la siguiente ecuacion:
Va viso = Vactual '
C„
C„
Empuje
Esta ecuacion se implementa por medio de un divisor 94, un bloque de funcion ralz cuadrada 94 y un multiplicador 98. La salida del multiplicador puede enviarse a un filtro de alisado 100 para reducir el ruido en la senal.
La visualizacion de la velocidad de aviso de asimetrla de empuje 106 puede necesitar eliminarse o inhabilitarse por 40 una variedad de razones tales como cuando el avion esta sobre tierra y cuando cualquiera de los parametros usados en el calculo se sabe que no es valido. Para estos casos, puede usarse cualquiera de un cierto numero de metodos estandar para una transicion suave de una senal de salida desde el valor de entrada a un valor por omision a traves de una cantidad de tiempo deseada. Un metodo es usar una logica de transicion que produce una rampa de la senal de salida entre cero y el valor de entrada a lo largo de 1 segundo cuando el estado de la senal de acoplamiento 45 cambia entre VERDADERO y FALSO. Este metodo se realiza mediante el bloque de “suavizado conexion- desconexion” 104 visto en la FlG. 5. El resultado de todos estos calculos es la velocidad de aviso de asimetrla de empuje VAVISO que se proporciona a la funcion de visualizacion del avion 106.
La FIG. 6 es un diagrama de flujo que muestra una variacion del metodo representado en la FIG. 5. Esta variacion es una simplificacion en donde se calcula la velocidad aerodinamica minima de seguridad basandose en la asimetria 50 de empuje posible maxima dada la capacidad de empuje del motor en la condition de vuelo actual independientemente de la asimetria de empuje real. Esta velocidad minima podria presentarse visualmente todo el
5
10
15
20
25
30
35
40
tiempo o solamente cuando se detecta un nivel de umbral de asimetrla de empuje.
Mas especlficamente, la FIG. 6 muestra un metodo diferente para el calculo del coeficiente del momento de guinada con asimetrla de empuje. Primero, el bloque 108 calcula la capacidad de empuje del motor. Este proceso contiene un modelo de la capacidad de empuje maxima del motor. Esto puede implementarse usando tantas senales de entrada como sea necesario y esten disponibles para modelizar la capacidad de empuje con la precision deseada. Este tipo de calculo es familiar para los expertos en la materia de sistemas de propulsion de aviones.
A continuacion, el bloque 110 calcula el coeficiente del momento de guinada con asimetrla de empuje maxima. La conversion del empuje maximo al coeficiente del momento de guinada con asimetrla de empuje maxima puede realizarse con la siguiente ecuacion para aviones de dos motores con motores simetricamente situados sobre el lado izquierdo y derecho del avion:
C
nEmpujem
= (Empujemax - Empujemotor_en_fallo) ' I ymotor/q
q ■ S ■ b
donde el empuje de un motor en fallo Empujemotor en faiio se aproxima como una constante o se estima con metodos tlpicos; la distancia lateral del motor desde el centro del avion ymotor es una constante conocida; la presion dinamica q es conocida a partir de los sistemas de datos aerodinamicos del avion y los valores del area del ala S y la envergadura del ala b son constantes conocidas para el avion. Para un avion con un numero diferente de motores o diferentes localizaciones del motor, esta ecuacion puede adaptarse facilmente por los expertos en la materia de diseno de aviones.
Las siguientes varias etapas de calculo son identicas a las del metodo representado en la FIG. 5. Una diferencia esta en la logica de conmutacion todo/nada 112. En esta funcion, puede usarse una senal que indique un fallo del motor o una situacion de asimetrla de empuje como criterio adicional para determinar si la Vaviso calculada se presentara visualmente sobre la instrumentation de cabina de mando. Esto permite que la velocidad de aviso se visualice solamente en casos de una gran asimetrla de empuje. Hay un cierto numero de metodos que son generalmente conocidos para detectar un fallo de motor o una gran asimetrla de empuje.
Estas realizaciones divulgadas se implementan en el software de los ordenadores de control de vuelo y visualization usando sensores del avion existentes cuyos datos estan disponibles en el ordenador de control de vuelo por otras razones. La invention proporciona conocimiento, aviso y gula. Dirige la atencion del piloto sobre la velocidad aerodinamica que es el segundo parametro mas importante para el control con motor fuera de servicio despues del timon. La invencion proporciona la solution para tener un aviso al piloto previamente a alcanzar la velocidad minima para un control del avion con empuje asimetrico. Con este sistema implantado, es posible reducir el tamano de la cola vertical y conseguir reducciones de peso y resistencia significativos en lugar de usar la solucion existente de una cola vertical mayor que permita que la velocidad de control minima este por debajo de la velocidad de aviso de perdida.
Una visualizacion de la velocidad minima fija no seria manejable para una aeronave que tenga motores de alto empuje que puedan operar con empuje reducido significativamente para despegue (tal como el 30 % a 40 % de reduction) para permitir el despegue desde pistas mas cortas debido a la capacidad de controlar vuelo con motor fuera de servicio a velocidades mas bajas. Una velocidad fija basada en la capacidad mas alta haria que una operation de empuje reducido tenga muy poco valor y seria una perdida significativa de capacidad operativa en comparacion con otros aviones de transporte comerciales.
Aunque la invencion se ha descrito con referencia a diversas realizaciones, se entendera por los expertos en la materia que pueden realizarse varios cambios y pueden sustituirse equivalentes por elementos de los mismos sin apartarse del alcance de la invencion tal como se define en las reivindicaciones.
Claims (7)
- 51015202530REIVINDICACIONES1. Un metodo para el control de la actitud de cabeceo de una aeronave multimotor que experimente asimetrla de empuje, que comprende las siguientes etapas:calcular en tiempo real una velocidad minima segura (Vaviso) de dicha aeronave multimotor (120) que experimenta asimetrla de empuje que comprende el calculo de un coeficiente del momento de guinada con asimetrla de empuje en funcion de al menos los siguientes parametros: presion dinamica, tasa de guinada y peso del avion; yemitir una orden de control a un actuador del timon de profundidad (16) para ajustar la posicion angular de un timon de profundidad de dicha aeronave (120), siendo seleccionado dicho ajuste de la posicion angular de modo que la velocidad aerodinamica actual de dicha aeronave permanezca por encima de dicha velocidad minima seguracalculada (Vaviso).
- 2. El metodo de acuerdo con la reivindicacion 1, en el que dicha etapa de calculo de la velocidad minima segura (Vaviso) comprende la etapa de calcular una capacidad de empuje del motor de dicha aeronave y calcular un coeficiente del momento de guinada con asimetrla de empuje maxima.
- 3. El metodo de acuerdo con la reivindicacion 1, que comprende ademas la etapa de presentar visualmente dicha velocidad minima segura sobre una pantalla de visualizacion de cabina de mando (12) de dicha aeronave.
- 4. El metodo de acuerdo con la reivindicacion 3, que comprende adicionalmente la etapa de inhabilitar la visualizacion de dicha velocidad minima segura sobre dicha pantalla de visualizacion de cabina de mando (12) de dicha aeronave cuando dicha aeronave esta en tierra.
- 5. Un sistema para una aeronave multimotor, que comprende un sistema informatico de control de vuelo (2) y un actuador del timon de profundidad (12), estando programado dicho sistema informatico (2) para calcular en tiempo real una velocidad minima segura (Vaviso) de dicha aeronave multimotor durante asimetrla de empuje y emitir una orden de control (16) a dicho actuador del timon de profundidad que es una funcion de al menos dicha velocidad minima segura calculada, en el que dicho sistema informatico (2) se programa para calcular dicha velocidad minima segura (Vaviso) mediante el calculo de un coeficiente del momento de guinada con asimetrla de empuje en funcion de al menos los siguientes parametros: presion dinamica, tasa de guinada y peso del avion.
- 6. El sistema de acuerdo con la reivindicacion 5, en el que dicho sistema informatico (2) se programa para calcular dicha velocidad minima segura (Vaviso) mediante el calculo de una capacidad de empuje del motor de dicha aeronave y el calculo de un coeficiente del momento de guinada con asimetrla de empuje maxima en funcion de al menos los siguientes parametros: presion dinamica y dicha capacidad de empuje calculada.
- 7. El sistema de acuerdo con la reivindicacion 5, que comprende adicionalmente una pantalla de visualizacion de cabina de mando (12) y un ordenador de visualizacion (10) programado para controlar dicha pantalla de visualizacion de cabina de mando para presentar visualmente un indicador que representa dicha velocidad minimasegura (Vaviso).
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/US2009/069080 WO2011078847A1 (en) | 2009-12-21 | 2009-12-21 | Calculation and display of warning speed for thrust asymmetry control |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2632175T3 true ES2632175T3 (es) | 2017-09-11 |
Family
ID=42668004
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES09805978.5T Active ES2632175T3 (es) | 2009-12-21 | 2009-12-21 | Cálculo y visualización de la velocidad de aviso para control con asimetría de empuje |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP2517080B1 (es) |
| CN (1) | CN102667654A (es) |
| BR (1) | BR112012017154B1 (es) |
| CA (1) | CA2784729C (es) |
| ES (1) | ES2632175T3 (es) |
| WO (1) | WO2011078847A1 (es) |
Families Citing this family (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8653990B2 (en) * | 2012-06-18 | 2014-02-18 | The Boeing Company | Stall management system |
| US11027855B2 (en) | 2012-08-14 | 2021-06-08 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for monitoring low speed of a rotorcraft |
| US9409654B2 (en) | 2014-04-30 | 2016-08-09 | Honeywell International Inc. | System and method for improved low airspeed warning |
| US9969503B2 (en) * | 2016-07-21 | 2018-05-15 | Rockwell Collins, Inc. | Head-up display (HUD) stall recovery symbology |
| US10272778B2 (en) * | 2017-01-18 | 2019-04-30 | Baidu Usa Llc | Method and system for determining unit gain of speed control for autonomous driving vehicles |
| US10228692B2 (en) | 2017-03-27 | 2019-03-12 | Gulfstream Aerospace Corporation | Aircraft flight envelope protection and recovery autopilot |
| US10247574B2 (en) | 2017-05-18 | 2019-04-02 | Honeywell International Inc. | Minimum maneuverable altitude determination and display system and method |
| CA2972498C (en) | 2017-06-28 | 2024-01-23 | Bombardier Inc. | Takeoff pitch guidance system and method |
| US10671090B2 (en) * | 2017-09-01 | 2020-06-02 | Embraer S.A. | Automatic command for lift control devices |
| CN107622180B (zh) * | 2017-09-30 | 2021-01-05 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种用于飞机速度低的告警速度计算方法 |
| CN107992075A (zh) * | 2017-12-07 | 2018-05-04 | 智灵飞（北京）科技有限公司 | 一种油机性能监测仪控制系统及方法、旋翼机、无人机 |
| CN108255185A (zh) * | 2017-12-08 | 2018-07-06 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种自识别式横向不对称抑制方法 |
| US11599126B2 (en) * | 2018-01-17 | 2023-03-07 | Airbus Canada Managing Gp Inc. | Method and system for providing flight guidance for an aircraft |
| US10759544B2 (en) * | 2018-02-06 | 2020-09-01 | The Boeing Company | Methods and systems for controlling thrust produced by a plurality of engines on an aircraft for assisting with certain flight conditions |
| US11299285B2 (en) | 2018-12-20 | 2022-04-12 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for providing throttle guidance as a function of flight path acceleration |
| CN112373704A (zh) * | 2020-11-17 | 2021-02-19 | 中国商用飞机有限责任公司 | 通过控制发动机推力来实现飞机的应急控制的系统及飞机 |
| CN113339141B (zh) * | 2021-05-25 | 2022-08-19 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种双发动机飞机飞行控制系统及其方法 |
| CN113778116B (zh) * | 2021-09-01 | 2024-06-18 | 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 | 一种民用客机的飞行高度层改变控制装置及其控制方法 |
| CN116009421A (zh) * | 2022-12-29 | 2023-04-25 | 中电普信(北京)科技发展有限公司 | 全自由度固定翼飞机通用仿真方法 |
| CN116306159B (zh) * | 2023-03-30 | 2026-02-10 | 西北工业大学 | 一种以飞行参数出发估算飞机发动机推力的方法 |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4609987A (en) * | 1983-03-09 | 1986-09-02 | Safe Flight Instrument Corporation | Aircraft guidance system for take off or go-around during severe wind shear |
| US4638437A (en) * | 1984-06-25 | 1987-01-20 | The Boeing Company | Aircraft performance margin indicator |
| FR2624964B1 (fr) * | 1987-12-22 | 1990-06-01 | Aerospatiale | Systeme de reference de vitesse pour le pilotage d'un aeronef |
| FR2806791B1 (fr) * | 2000-03-23 | 2002-05-31 | Aerospatiale Matra Airbus | Procede pour determiner une vitesse minimale de controle d'un aeronef |
| FR2852689B1 (fr) * | 2003-03-20 | 2005-06-10 | Airbus France | Procede et indicateur pour afficher des informations illustrant des marges de vitesse sur un aeronef |
| CN100519337C (zh) * | 2005-09-12 | 2009-07-29 | 贝尔直升机泰克斯特龙公司 | 飞行器以及飞行器的自动速度控制系统和方法 |
| FR2894045B1 (fr) * | 2005-11-28 | 2008-02-15 | Airbus France Sas | Procede de controle de parametres de decollage ou d'atterrissage et dispositif associe |
| FR2900385B1 (fr) * | 2006-04-28 | 2008-12-26 | Eurocopter France | Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un giravion au decollage. |
-
2009
- 2009-12-21 CN CN2009801630960A patent/CN102667654A/zh active Pending
- 2009-12-21 WO PCT/US2009/069080 patent/WO2011078847A1/en not_active Ceased
- 2009-12-21 BR BR112012017154-2A patent/BR112012017154B1/pt active IP Right Grant
- 2009-12-21 CA CA2784729A patent/CA2784729C/en active Active
- 2009-12-21 EP EP09805978.5A patent/EP2517080B1/en active Active
- 2009-12-21 ES ES09805978.5T patent/ES2632175T3/es active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2517080B1 (en) | 2017-04-05 |
| EP2517080A1 (en) | 2012-10-31 |
| CA2784729C (en) | 2018-03-06 |
| BR112012017154A2 (pt) | 2020-08-18 |
| WO2011078847A1 (en) | 2011-06-30 |
| CN102667654A (zh) | 2012-09-12 |
| CA2784729A1 (en) | 2011-06-30 |
| BR112012017154B1 (pt) | 2021-09-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2632175T3 (es) | Cálculo y visualización de la velocidad de aviso para control con asimetría de empuje | |
| EP2681635B1 (en) | Control computer for an unmanned vehicle | |
| CN103562682B (zh) | 主飞行显示器的基于俯仰和功率的不可靠空速符号系统 | |
| KR102022011B1 (ko) | 틸트식 추진 유닛을 가진 항공기 조종을 위한 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품 | |
| US20100076625A1 (en) | Flight control cockpit modes in ducted fan vtol vehicles | |
| US10358232B2 (en) | Detecting that a rotorcraft is approaching a vortex domain, and signaling that detection | |
| RU2537883C2 (ru) | Система управления летательным аппаратом, способ управления летательным аппаратом и летательный аппарат | |
| EP2500792B1 (en) | Variable maximum commandable roll rate for directional control of an aircraft during engine-out rolling maneuver | |
| RU2730814C2 (ru) | Способ интеллектуальной информационной поддержки экипажа вертолета по высотно-скоростным параметрам и параметрам воздушной среды, окружающей вертолет, и устройство для его осуществления | |
| US20250042574A1 (en) | Control unit and indicator for an aircraft capable of hovering or for a flight simulation system of said aircraft, and relative method for assisting the performance of a manoeuvre | |
| US20250033794A1 (en) | Control unit and indicator for an aircraft capable of hovering or for a flight simulation system of said aircraft, and relative method for assisting the performance of a manoeuvre | |
| JP6457923B2 (ja) | 下降アルゴリズムを実行する航空機電子機器を使用して航空機の下降段階を自動的に制御する方法 | |
| US20100305784A1 (en) | Embedded Ground Proximity Warning System for Helicopters | |
| US20180086478A1 (en) | Unusual State Alarm and Recovery Director | |
| CN111051921A (zh) | 用于基于感测到的空气移动控制飞机的系统和方法 | |
| KR20230134490A (ko) | 호버링 가능한 항공기에 대한 표시기 및 상기 항공기에대한 기동 수행을 지원하는 방법 | |
| RU2514293C2 (ru) | Способ содействия пилотированию, устройство содействия пилотированию и летательный аппарат | |
| WO2019092708A1 (en) | System and method for stabilizing and restraining air disturbances on electrically propelled aircraft | |
| EP2463198A2 (en) | Method and system to assist conventional fixed-wing aircraft landing, without a runway | |
| CN121752972A (zh) | 用于螺旋桨推力保护的系统和方法 | |
| US20230415911A1 (en) | Maximum performance aviation instrument for engine failure operation of aircraft | |
| RU122983U1 (ru) | Стартовая система предупреждения критических режимов одновинтового вертолета | |
| RU2497718C1 (ru) | Стартовая система предупреждения критических режимов одновинтового вертолета | |
| US11189190B2 (en) | Flying training support system | |
| RU2141624C1 (ru) | Автоматизированный способ раздельного управления боковым и вертикальным траекторным движением ла |