BR102018068115A2

BR102018068115A2 - Sistema de decolagem segura

Info

Publication number: BR102018068115A2
Application number: BR102018068115-0A
Authority: BR
Inventors: Patrice London Guedes; Jose Roberto Ferreira De Camargo Clark Reis; Nelson BARBOSA; Rubens Monteiro De Souza; Miriam PITIGLIANI; Grace Rodrigues Lima; Reinaldo MARTINS; Nelson Seibert
Original assignee: Embraer S.A.
Priority date: 2017-09-07
Filing date: 2018-09-06
Publication date: 2019-05-28
Also published as: US10429856B2; EP3453623A1; CN109466783A; US20190072982A1; CN109466783B

Abstract

trata-se de uma aeronave que inclui um sistema de decolagem segura que rejeita uma decolagem de modo automático e autônomo, caso a aceleração real medida desvie de cálculos com base em parâmetros pré-voo e caso a velocidade escalar da aeronave que percorre a pista de pouso e de decolagem esteja dentro de uma faixa de velocidade escalar segura para garantir uma decolagem rejeitada com baixa inércia bem-sucedida.

Description

SISTEMA DE DECOLAGEM SEGURA”

REFERÊNCIA CRUZADA A PEDIDOS RELACIONADOS [0001] Nenhuma.

DECLARAÇÃO RELACIONADA À PESQUISA OU

DESENVOLVIMENTO COM O PATROCÍNIO DO GOVERNO FEDERAL [0002] Nenhuma.

CAMPO [0003] A tecnologia no presente documento refere-se ao desempenho e automação de aeronaves e, mais particularmente, a sistemas e métodos para garantir decolagem segura caso informações incorretas de decolagem sejam inseridas em um computador de voo. Mais detalhadamente, a tecnologia no presente documento faz com que a aeronave rejeite uma decolagem de modo automático e autônomo, caso uma aceleração real medida desvie dos cálculos com base nos parâmetros pré-voo e caso a velocidade da aeronave que percorre a pista de pouso e de decolagem esteja dentro de uma faixa de velocidade segura para garantir uma decolagem rejeitada com baixa inércia bem-sucedida.

ANTECEDENTES E SUMÁRIO [0004] As linhas aéreas comerciais realizam dezenas de milhões de decolagens anualmente. Apenas uma pequena porcentagem de decolagens tentadas resulta em decolagens rejeitadas (RTOs). Os pilotos decidem executar as RTOs devido a uma variedade de fatores incluindo falha no motor, falha na roda/pneu, configuração pré-voo incorreta, luzes de indicação/de aviso, falta de coordenação da tripulação e colisões com aves. Uma RTO a uma baixa velocidade

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2/22 raramente resulta em quaisquer consequências adversas. Por outro lado, as RTOs de alta velocidade podem fazer potencialmente com que o avião ultrapasse o final da pista de pouso e de decolagem, com consequências catastróficas. Consultar Federal Aviation Administration, Pilot Guide to Takeoff Safety”, encontrado em https://www.faa.gov/other_visit/aviation_industry/airline_op erators/training/media /takeoffsafety.pdf [0005] Um problema recorrente na aviação são erros no despacho da aeronave e/ou entradas erradas do piloto de parâmetros de decolagem. Antes da decolagem, o computador de controle de voo é tipicamente inicializado com determinados parâmetros pertinentes à decolagem. Essas entradas incluem peso, configuração (posição do flape), velocidades escalares de empuxo e de decolagem (V₁, V_R e V₂) . Visto que as velocidades de empuxo e V são cruciais para a decolagem apropriadas, os erros na inserção desses parâmetros podem causar sérios acidentes de aeronave. A tabela abaixo apresentou alguns acidentes relacionados a dados de decolagem errados:

Fatalidad es	Data	Tipo	Registro	Operador	Localizaç ão
271	25/05/197 9	DC-10-10	N110AA	A Airlines	EUA
248	27/03/197 7	Boeing 747	PH-BUF	KLM	Espanha
154	16/08/198 7	DC-9-82	N312RC	Northwes t A	EUA
154	20/08/200 8	DC-9-82	EC-HFP	Spanair	Espanha
141	25/12/200 3	Boeing 727	3X-GDO	UTA	Benim
130	03/06/196	Boeing 707	F-BHSM	Air	França

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3/22

	2			France
110	08/10/200 1	DC-9-87	SE-DMA	SAS	Itália
83	31/10/200 0	Boeing 747	9V-SPK	Singapor e A	Taiwan
82	28/08/199 3	Yakov 40	87995	Tajikist an Ai	Taj iquist ão

[0006] Tais tipos de acidentes são, muitas vezes, consequência de uma capacidade inferior da aeronave para acelerar e/ou subir. Um exemplo particularmente terrível em que um acidente estava relacionado à configuração de decolagem errada (e peso excessivo) é o caso do Voo 141 da Union des Transports Africains de Guinée (UTA) que partiu de Conacri, Guiné para um voo agendado para Beirute, Líbano no dia de Natal, 25 de dezembro de 2003. O Boeing 727 partiu às 10:07 transportando 86 passageiros e uma tripulação de 10. O mesmo chegou em Cotonou às 12:25 onde nova passageiros desembarcaram. Um total de 63 pessoas realizaram check-in no aeroporto na mesa de check-in do aeroporto de Cotonou. Dez outros embarcaram de um voo que havia chegado de outro aeroporto. O embarque de passageiro e o carregamento de bagagem ocorreram em um clima de grande confusão. O avião estava cheio e considera-se que havia mais passageiros a bordo do avião do além dos que fizeram check-in oficialmente.

[0007] A tripulação de voo iniciou a lista de verificação pré-voo às 13:47 e foi liberada para lançamento às 13:52. Os passageiros ainda estavam de pé nos corredores nesse momento. Às 13:58:01, a alavanca de empuxo avançou, 14 segundos depois os freios foram liberados e o Boeing 727 começou a acelerar na pista de pouso e de decolagem. 46

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4/22 segundos após os freios terem sido liberados, o capitaneado anunciou as velocidades escalares de V₁ e V_R. Nesse momento, a aeronave estava a 1.620 metros na pista de pouso e de decolagem em uma velocidade escalar de 253,72 km/h (137 nós) .

[0008] O copiloto puxou a coluna de controle para trás para girar o avião a VR. Inicialmente, essa ação não teve efeito no ângulo de ataque do avião. O Capitação disse gira, gira”, e o copiloto puxou com mais força. O ângulo de ataque aumentou apenas lentamente. O piloto não comandou uma RTO. Sete segundos depois, em uma velocidade escalar de 274,1 km/h (148 nós) e 2.100 metros na pista de pouso e de decolagem, o nariz se elevou lentamente. O 727 mal subiu do solo, o que fez com que o trem de pouso principal do mesmo acertasse antenas localizadoras no fim da pista de pouso e de decolagem e acertasse um prédio de 3 metros de altura que alojava um equipamento de rádio. O avião continuou além do fim da pista de pouso e de decolagem, arrebentando uma cerca de limite do aeroporto e batendo na praia. A fuselagem se quebrou em diversos pedaços. Pelo menos 144 pessoas morreram no acidente.

[0009] A explicação oficial do acidente foi que o peso da aeronave excedeu sua capacidade máxima. O acidente resultou da dificuldade que a tripulação de voo encontrou na realização da rotação com um avião superlotado cujo centro de gravidade dianteiro era desconhecido para a mesma.

[0010] A fim de evitar desastres, o engenheiro operacional de pré-voo calcula tipicamente com cautela o peso de decolagem (TOW) da aeronave com base em uma planilha de peso e equilíbrio. A planilha e/ou o cálculo apresenta algumas

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5/22 simplificações estatísticas que diminuem o nível de precisão.

Um exemplo é	o peso de	passageiro	que pode é
significativamente	diferente do peso real.	O	mesmo pode
ocorrer em relação	à bagagem ou	outras cargas.
[0011]	A avaliação	das velocidades	escalares V”

(V₁, V_R, V₂) de decolagem se baseia no peso de decolagem. Portanto, caso o peso esteja errado, as velocidades escalares de decolagem também estão. É possível, também, calcular incorretamente as velocidades escalares V até mesmo se a determinação de peso estiver correta. Até mesmo se os cálculos do engenheiro operacional estejam todos corretos, as entradas de piloto e/ou de despacho no computador de voo podem estar erradas.

[0012] Atualmente, a única maneira de confirmar se os dados estão certos é recalcular e/ou verificar novamente os dados de entrada. Evidentemente, isso não é um processo à prova de falhas.

[0013] Propôs-se no passado o monitoramento da possibilidade de os dados estarem corretos e, caso houvesse um erro detectado, alertar o piloto para que tome uma ação. No entanto, visto que a carga útil do piloto é maior que na decolagem, tais propostas precisam garantir de algum modo que há pista de pouso e de decolagem restante o suficiente para parar a aeronave sem uma excursão (ultrapassagem) da pista de pouso e de decolagem caso o piloto decida abortar a decolagem.

[0014] Embora tais técnicas anteriores proponham um modo de verificar se há alguns erros no despacho, as mesmas introduzem uma carga útil de piloto maior, uma vez que o

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6/22 piloto precisa entender a situação e precisa decidir tomar a primeira ação para abortar decolagem.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS [0015] A descrição detalhada de modalidade ilustrativas não limitativas exemplificativas deve ser lida em combinação com os desenhos nos quais:

[0016] A Figura 1 é uma modalidade ilustrativa não limitativa que mostra forças (por exemplo, empuxo, atrito da roda, arrasto de roda, arrasto der configuração etc.) e uma aceleração longitudinal resultante que uma aeronave incorre durante decolagem.

[0017] A Figura 2 é um diagrama de blocos esquemático exemplificativo de um sistema de decolagem segura exemplificativo não limitativo para rejeitar a decolagem de modo condicionalmente automático.

[0018] A Figura 3 mostra esquematicamente um processo de avaliação de dados e de decisão de sistema não limitativos exemplificativo.

[0019] A Figura 4A ilustra uma definição não limitativa exemplificativa de uma janela de velocidade segura com base em razões de peso de aeronave real vs. previsto, sendo que a janela fornece um limiar superior e um limiar inferior.

[0020] A Figura 4B ilustra um exemplo não limitativo de uma janela de velocidade segura com faixas de velocidade superior e inferior preferenciais.

[0021] A Figura 5 ilustra o fluxo de sinal de uma modalidade não limitativa exemplificativa de um sistema de

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7/22 rejeição de decolagem automático.

[0022] A Figura 6A ilustra como a aceleração longitudinal estimada pode ser calculada.

[0023] A Figura 6B mostra lógica de decisão de rejeição de decolagem automática exemplificativa não limitativa.

[0024] A Figura 7 ilustra como a aceleração atual pode ser medida/determinada.

DESCRIÇÃO DETALHADA DAS MODALIDADES NÃO LIMITANTES EXEMPLIFICATIVAS [0025] A Figura 1 mostra forças que incluem o arrasto 100 e atrito da roda 105 que uma aeronave sofre tipicamente durante a fase de decolagem do voo. A Figura mostra uma aeronave se movendo em uma pista de pouso e de decolagem em uma aceleração longitudinal que é determinada em conformidade com F=ma, em que F são as forças que são exercidas na aeronave, m é a massa da aeronave, e a é a aceleração.

[0026] A massa m é determinada com base no peso total da aeronave, incluindo a própria aeronave, combustível, passageiros, bagagem e carga.

[0027] A força F na aeronave tem diversos componentes. Um componente é a quantidade de empuxo produzido pelos motores. Outro componente é o atrito e arrasto exercidos na aeronave. O arrasto é definido como a resistência que se opõe à direção 103 na qual uma aeronave se move.

[0028] O gráfico 105' é um diagrama de corpo livre usado para mostrar que a força em relação à aceleração

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8/22 para frente (F_a) é maior que todas as outras forças envolvidas na fase de decolagem da aeronave. Essas outras forças incluem a força de gravidade (F_g) que está puxando a aeronave em direção ao solo, a força de atrito (F_p) (em oposição à direção do movimento de aeronave) e a força normal (F_n), que são responsáveis pelo arrasto que a aeronave incorre durante a decolagem.

[0029] Há muitos fatores que afetam a magnitude da força de arrasto 100 incluindo o formato aerodinâmico da aeronave (incluindo a configuração atual da mesma, tal como a posição dos flapes), a viscosidade do ar (que depende da temperatura do ar e da altitude) e a velocidade vetorial da aeronave. Todos os componentes individuais de arrasto são combinados em uma magnitude de arrasto de aeronave única.

[0030] O atrito de rolamento 105 é a força de resistência que desacelera o movimento de uma roda de rolamento. Isso também é chamado de resistência de rolamento [0031] Uma vez que uma roda estiver, a resistência do movimento é tipicamente uma combinação de diversas forças de atrito no ponto de contato entre a roda e o solo ou outra superfície. Com isso, presume-se que os frios estão desligados - visto que os frios estão projetados para aumentar o atrito de rolamento. A quantidade de atrito de rolamento depende de diversos fatores incluindo o peso da aeronave (visto que o peso exerce uma força para baixo nas rodas que aumenta o coeficiente de atrito), a inflação e tipo de pneus e a composição da superfície de pista de pouso e de decolagem.

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9/22 [0032] Um dos esclarecimentos fornecidos pela presente tecnologia não limitativa: a aceleração longitudinal pode ser medida diretamente com o uso de um sensor inercial e usada como uma verificação contra o peso e parâmetros associados calculado pelo engenheiro/despacho de voo.

[0033] A Figura 2 ilustra uma lógica esquemática que segue o computador de voo 200 para decidir a possibilidade de rejeitar a decolagem. O computador de voo/controlador de sistema de controle não mecânico (FBW) 200 é, nesse caso, compreendido de pelo menos um processador 222, uma memória 224 e um programa de decolagem segura 224' . A mesma é configurada para rejeitar a decolagem de modo automática e autônomo de acordo com determinados critérios. O computador de voo 200 determina rejeição de decolagem processando-se vários parâmetros de decolagem incluindo:

- sinais do sensor de velocidade de ar (ou sensores de velocidade de ar) 202,

- sinais do sensor inercial (ou sensores inerciais)

204,

- sinais do sensor de configuração de aeronave (ou sensores de configuração de aeronave) 206,

- entrada de despacho/piloto 208, e seleção de alavanca de empuxo

210.

PDF

O	computador	de
um	sinal	para	o
	EICAS)	^,
um	sinal	para	o
um	sinal	para	o

voo 200 emite visor do piloto controle de condicionalmente:

212 motor (por exemplo,

214, controle de frenagem 216,

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10/22

- um sinal para o controle de flapes 218, e

- sinais para outro controle (ou controles) 220.

[0034] Em casos apropriados, os sinais de emitidos do computador de voo 200 comandam a aeronave de modo a executar automaticamente uma RTO reduzindo-se ou revertendo-se o empuxo, aplicando-se freios, aumentando-se o arrasto controlando-se os flapes para baixo e desacelerandose com segurança até uma parada.

[0035] Na determinação da possibilidade de executar uma RTO, o computador de voo 200 pode determinar a possibilidade de os procedimentos operacionais da aeronave durante decolagem serem seguros ou não seguros. Os procedimentos operacionais durante a decolagem são definidos pelos parâmetros de decolagem de entrada. Uma decolagem segura envolve o acordo entre (a) a aceleração longitudinal estimada calculada com base em suposto peso da aeronave e (b) uma aceleração real atual, conforme medido por um sensor inercial. Um conjunto não seguro de parâmetros, que causa uma rejeição da decolagem, é detectado com base em uma incongruência na comparação da aceleração longitudinal estimada e na aceleração medido atual.

[0036] No entanto, nem todas essas incongruências são a base para uma RTO automática nas modalidades não limitativas exemplificativas. Em particular, o computador de voo 200 da modalidade não limitativa exemplificativa também determinada a possibilidade de uma RTO pode ser executada com segurança. Sabe-se que as RTOs em altas velocidades escalares que se aproximam ou excedem a V1 podem

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11/22 ser perigosas. Portanto, a modalidade não limitativa exemplificativa realizará apenas uma RTO automática caso a velocidade medida da aeronave esteja dentro de uma faixa segura.

[0037] Caso uma incongruência seja detectada, o computador de voo 200 executa a rejeição de decolagem exibindo-se na cabine de pilotos que o sistema decidiu rejeitar a decolagem ao passo mesmo tempo que reduz o empuxo da aeronave, ativa os frios de roda e controla as superfícies aerodinâmicas (por exemplo, elevando spoilers, abaixando os flapes etc.) a fim de aumentar o arrasto para tentar parar a aeronave com segurança.

[0038] A Figura 3 retrata um processo de avaliação de dados e de decisão de sistema exemplo não limitativo. Em resposta ao peso estimado 208' fornecido pelo sistema de engenheiro/despacho de voo, parâmetros meteorológicos 208' (por exemplo, temperatura, vento etc.) e pelos dados de aeroporto 208' (informações de pista de pouso e de decolagem), um computador (ou o computador de voo 200 a bordo da aeronave, um computador em terra no despacho ou algum outro computador) é configurado para calcular o empuxo 210' e velocidades escalares V 302 que devem ser aplicadas durante um procedimento de decolagem. As velocidades escalares V ou velocidades escalares de Velocidade vetorial são termos de velocidade convencionais bem conhecidos usados para definir velocidades escalares de ar cruciais para os procedimentos operacionais da aeronave.

[0039] A V₁ é o então chamado ponto de decisão”

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12/22

- a saber a velocidade máxima durante decolagem na qual um piloto pode executar com segurança uma RTO sem ultrapassar a pista de pouso e de decolagem. A V₂ é definida como a velocidade escalar de segurança de decolagem. Além disso, a V_R é a velocidade escalar de rotação, a velocidade escalar na qual o piloto pode girar a aeronave de modo que roda dianteira da mesma deixe o solo e comece a subir no ar.

[0040] Com base nesses mesmos parâmetros inseridos no computador de despacho 300, (peso 208', configuração de decolagem 206', velocidades escalares V 302 e empuxo 210'), também é possível estimar o arrasto 100 da aeronave e as forças de atrito da roda 105. Estimando-se o empuxo 210', arrasto 100' e forças de atrito da roda 105', é possível estimar um valor de aceleração longitudinal 204-A da aeronave com base nas informações de despacho. Esse valor de aceleração estimado pode ser verificado em relação à aceleração medida 204-B que é obtida a partir do sensor inercial (ou sensores inerciais) 204' da aeronave à medida que a aeronave acelera na pista de pouso e de decolagem.

[0041] Em termos simples, caso a aceleração medida seja significativamente diferente da aceleração estimada, então, o peso real da aeronave provavelmente não é igual ao peso estimado usado para calcular a aceleração estimada. F=ma pode ser reescrita como a = F/m. Logo, para a equação:

F/ ^mestimada : ^amedida caso a massa estimada (m) esteja muito errada, então, a aceleração medida não será compatível com a

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13/22 aceleração estimada calculada com base na massa estimada.

[0042] No exemplo mostrado, o valor de aceleração longitudinal esperado 204-A e o valor de aceleração medido 204-B são comparados no computador de voo 200' da aeronave à medida que a aeronave começa a se mover na pista de pouso e de decolagem. Isso está na natureza de um experimento físico com consequências práticas: caso o computador de voo 200 determine que os dois valores de aceleração são consistentes, então, o procedimento de decolagem normal 312 é seguido e nenhuma intervenção é exigida. No entanto, caso o computador de voo 200' determine que os dois valores de aceleração não são consistentes, então, há um problema. De modo específico, o peso estimado da aeronave foi determinado experimentalmente como incorreto. O piloto é notificado sobre essa discrepância; e na modalidade não limitativa exemplificativa, o computador de voo 200 realiza de modo autônomo uma RTO, caso seja seguro realizar isso.

[0043] A fim de determinar a segurança de uma RTO, o programa de decolagem segura 224'-B em uma modalidade não limitativa exemplificativa é configurado para determinar a possibilidade de a velocidade escalar da aeronave 202' estar dentro de uma janela de velocidade escalar segura. Portanto, por exemplo, a rejeição de decolagem 311 está condicionada à possibilidade de a velocidade escalar medida da aeronave estar abaixo de uma velocidade escalar de parada segura. Caso a aeronave esteja dentro da janela de velocidade segura, então, o computador de voo 200' aborta automaticamente a decolagem 311. Por outro lado, caso a velocidade escalar da aeronave

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14/22 esteja fora da margem definida de uma velocidade escalar de parada segura, então, o programa de decolagem segura 224'-B é configurado para repetir 313 a comparação dos valores de aceleração ao mesmo tempo que também avisa potencialmente o piloto de que há algo errado.

[0044] Em uma modalidade não limitativa exemplificativa, todo o processo é transparente para o piloto. O piloto não precisa realizar qualquer procedimento. Isso reduzirá a carga de trabalho do piloto em uma fase de voo muito exigente, assim como produzir uma operação mais consistente.

[0045] Desse modo, a nova tecnologia não limitativa no presente documento propõe um sistema que rejeita ou aborta automaticamente a decolagem, caso parâmetros ou dados errôneos de decolagem sejam detectados. A fim de impedir uma excursão ou ultrapassagem da pista de pouso e de decolagem, a decolagem rejeitada deve ocorrer apenas em uma janela de velocidade escalar” bem definida entre uma velocidade escalar de limite inferior e uma velocidade escalar de limite superior, em que:

• Velocidade Escalar de Limite Inferior: Abaixo desse valor, o sistema anemométrico não tem capacidade para estimar a velocidade escalar da aeronave com uma precisão necessária.

• Velocidade Escalar de Limite Superior: Até essa velocidade escalar, é possível garantir que a aeronave possa abortar com segurança a decolagem sem o risco de uma excursão ou ultrapassagem da

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15/22 pista de pouso e de decolagem. Em termos leigos, isso significa uma decolagem rejeitada de baixa energia cinética.

[0046] A Figura 4A retrata um gráfico em que o conceito de uma janela de velocidade escalar” é definido. A janela de velocidade escalar 403 é uma margem, delimitada por um limiar superior 402 e um limitar inferior 401. O limiar inferior 401, denominado de Velocidade Escalar de Limite Inferior (LLS”), é o valor específico em que qualquer velocidade escalar de ar abaixo desse limite não é mensurável pelo sistema anemométrico devido ao fato de que a aeronave não está se movendo rápido o suficiente. De igual modo, o limiar superior 402, denominado de Velocidade Escalar de Limite Superior (ULS”) é o limite que garante uma rejeição segura de decolagem sem o risco de uma excursão em pista de pouso e de decolagem. Embora o gráfico compare a razão entre o peso calculado e o peso real, a aceleração deve ser o parâmetro comparado, porém o peso e a aceleração são correlacionados, e o efeito final é semelhante.

[0047] A Figura 4B considera uma modalidade não limitativa de uma janela de velocidade escalar”, que tem um:

• Limite Inferior: Tipicamente, esse valor deve estar ao redor de 55,56 a 92,6 km/h (30 a 50 nós), de preferência, ao redor de 55,56 a 74,08 km/h (30 a 40 nós).

• Limite Superior: Essa velocidade escalar deve estar na ordem de 129,64 a 185,2 km/h (70 a 100 nós), de preferência, ao redor de 148,16 a 185,2

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16/22 km/h (80 a 100 nós) .

[0048]

No exemplo não limitativo, com a janela de velocidade escalar considerada, não é necessário estimar a distância restante na pista de pouso e de decolagem, visto que baixa energia, a aeronave terá capacidade para abortar a decolagem em qualquer pista de pouso e de decolagem na qual a mesma é despachada.

[0049] Deve-se verificar que o aspecto de segurança da janela de velocidade segura resulta do limite de velocidade escalar superior. Na modalidade exemplificativa, o limite inferior de velocidade escalar é usado apenas para garantir que a velocidade escalar da aeronave medida seja precisa.

De acordo com o que se sabe, os sensores de velocidade escalar anemométrica típicos não fornecer dados válidos de velocidade escalar começam até que aeronave esteja se movendo acima de uma velocidade escalar mínima. No entanto, há outras maneiras conhecidas para medir a velocidade escalar da aeronave, tais como GPS, e a natureza particular da velocidade escalar limiar baixa (ou se qualquer uma for aplicada) pode depender do tipo de sensor de velocidade escalar (ou sensores de velocidade escalar) que é usado.

[0050] No entanto, pode ser visto a partir das Figuras 4A e 4B que para uma ampla faixa de valores de peso estimados a reais, a os dados de velocidade escalar resultantes convergem tipicamente acima um limiar de baixa velocidade escalar. Isso se deve ao fato de que para um determinado empuxo, a taxa de mudança da velocidade vetorial

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17/22 depende do peso. Isso significa que acima de um limiar de baixa velocidade escalar, o mesmo procedimento pode ser aplicado a uma ampla variedade de discrepâncias de peso para resultar em um teste válido.

[0051] A Figura 5 ilustra um fluxo de sinal não limitativo exemplificativo do sistema de autorrejeição da aeronave. O sistema é configurado para receber dados de despacho (por exemplo, peso estimado 208', parâmetros meteorológicos 208' , informações de pista de pouso e de decolagem 208' , configuração de decolagem 206' etc.) do computador em terra. Dentre os parâmetros calculados pelos computadores de despacho 300' com o uso dos dados de despacho estão as velocidades escalares V (por exemplo, V1, VR, V2) e a seleção da alavanca de empuxo 210. Conforme explicado anteriormente, com esses parâmetros inseridos no computador de despacho 300, também é possível estimar o arrasto da aeronave 100' e forças de atrito da roda 105'. Com o arrasto 100' e as forças de atrito da roda 105' calculadas, é possível estimar um valor de aceleração longitudinal 204-A. Esse valor de aceleração estimado pode ser comparado 224' -A à aceleração

medida	204' que é	obtida a partir	do sensor	inercial (ou
sensores inerciais)	204' .
	[0052]	Caso os valores	de aceleração medidos
sejam	compatíveis	dentro de uma	determinada	tolerância,

então, o procedimento de decolagem normal 312' é seguido a partir do programa de decolagem segura 224'-A. No entanto, caso o computador de voo 200' determine que os valores de aceleração são muito diferentes, então, o programa de

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18/22 decolagem segura 224'-B é configurado para determinar a possibilidade de a velocidade escalar da aeronave 202' estar dentro de uma janela de velocidade escalar” segura. Caso a aeronave esteja dentro da janela de velocidade escalar, então, o computador de voo 200' aborta automaticamente a decolagem 311' e realiza de modo autônomo uma RTO. Por outro lado, caso a velocidade escalar medida da aeronave esteja fora da janela de velocidade segura, então, o programa de decolagem segura 224'-B é configurado para realizar nenhuma ação e repetir 313' a comparação dos valores de aceleração.

[0053] A Figura 6A mostra um meio não limitativo que pode ser usado pela aeronave para calcular a aceleração longitudinal estimada. Algumas entradas usadas para calcular a aceleração longitudinal estimada 610 partem de diferentes sensores ou informações de estado que indicam a configuração de decolagem da aeronave 206' (por exemplo, configuração de flape/aerofólio auxiliar). Outros parâmetros de entrada (aqueles a serem testados) são obtidos a partir do despacho, sendo que parâmetros incluem o peso estimado 208'. O despacho também fornece informações adicionais, tais como clima 208' (incluindo densidade do ar), informações de pista de pouso e de decolagem 208' etc.). Os critérios, tais como velocidades escalares V 302' e configurações de empuxo 210' são calculados com o uso de tais entradas (por exemplo, peso estimado 208', clima 208', informações de pista de pouso e de decolagem 208' etc. conforme explicado acima). Todas as entradas são processadas por uma unidade de processamento (por exemplo, microprocessador) 608 no computador de voo da aeronave 200'

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19/22 e/ou pelo computador em terra ou por algum outro computador. A unidade de processamento pode calcular o arrasto da aeronave e as forças de atrito da roda, o que possibilita estimar a aceleração longitudinal da aeronave 204-A.

[0054] A Figura 6B ilustra um meio não limitativo exemplificativo para determinar a rejeição de decolagem comparando-se a aceleração longitudinal estimada à aceleração medida e determinar se a aeronave está se movendo em uma

velocidade	escalar de	parada	segura.	Tal	lógica	pode ser
implantada	de várias	maneiras	, tais	como	por um	processo
controlado	por software, um	arranjo	de	portas/lógica ou

qualquer outra implantação adequada. O sinal de aceleração longitudinal estimada 704 e o sinal de aceleração medido 702 são recebidos por uma unidade de subprocessamento 700 no computador de voo 200'. O computador de voo é configurado para receber ambos os valores de aceleração e comparar os mesmos com o uso de um comparador 706. O comparador 706 determina a possibilidade de emitir um sinal de decolagem segura 312' (o que significa que ambas acelerações são substancialmente iguais) ou enviam um sinal 708 a uma lógica estrutural e/ou com base em software para verificar se é seguro rejeitar a decolagem.

[0055] Concomitantemente, o sistema anemométrico 804 mede a velocidade escalar do vento para determinar se a velocidade escalar do vento da aeronave está dentro de uma faixa definida por uma janela de velocidade segura. O sistema anemométrico 804 mede a velocidade escalar do vendo em relação à aeronave e, desse modo, a velocidade escalar da aeronave

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20/22 (uma vez que a velocidade escalar do vento e direção é considerada). O sistema anemométrico 804 emite um valor de medição ao comparador 806, que determina se o valor de velocidade escalar do vento está entre o Limite Inferior e o limite superior definido pela janela de velocidade escalar. Caso o valor medido esteja dentro da faixa definida entre os limites, então, um sinal 808 é enviado à porta AND de lógica com base em estrutural e/ou de software.

[0056] A porta AND de lógica com base em software estrutural e/ou é configurada para seguir a lógica Booleana de uma porta AND, o que significa que ambas as condições precisam ser verdadeiras para que a porta gere uma saída verdadeira. Uma lógica positiva ou negativa (por exemplo, NAND) pode ser usada de maneira conhecida. Para que o sistema execute a rejeição de decolagem automática, tanto a discrepância em valores de aceleração quanto a velocidade

escalar de ar dentro da janela	de	velocidade	escalar indicada
precisam ser verdadeiras.
[0057] A Figura	7	ilustra	um exemplo não

limitativo de como um sensor inercial da aeronave 204' pode ser usado para medir a aceleração longitudinal. De modo geral, os sensores inerciais são dispositivos projetados para medir os valores inerciais, tais como aceleração e rotação. Os exemplos de sensores inerciais incluem girossensores 500 e acelerômetros 501.

[0058] Há muitos tipos de acelerômetros 501, tais como acelerômetros mecânicos que consiste em dispositivos que medem o deslocamento de uma massa inercial suspensa por uma

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21/22 mola. Outro tipo de acelerômetro é o acelerômetro de onda acústica de superfície (SAW) que consiste em um feixe de cantiléver que ressoa em uma frequência particular, quando a aceleração é aplicada o feixe se flexiona mudando a frequência, a mudança em frequência pode ser usada para determinar a aceleração. Ainda outro tipo de acelerômetro são os acelerômetros MEMS que usam capacitância para medir deslocamento de uma massa minuta que flutua sobre as molas.

[0059] Há muitas variedades diferentes de girossensores, tais como mecânicos, ópticos e MEMS. Os giroscópios mecânicos usados muitas vezes na indústria de aviação para determinar a atitude de aeronave durante voo consistem em uma roda giratória montada em duas argolas que permitem que a roda gire em todos os eixos. Os giroscópios ópticos (por exemplo, giroscópios de fibra óptica FOG) usam a interferência da luz para medir velocidade vetorial angular. Um girossensor MEMS contém, normalmente, um elemento vibratório para medir o efeito Coriolis. Por exemplo, uma única massa que é acionada para vibrar ao longo de um eixo geométrico de acionamento. Quando o giroscópio é girado, uma ao longo do eixo geométrico de Coriolis. A velocidade saída nominal por tal sistema de atitude. Isso pode ser vibração secundária é induzida perpendicular devido à força vetorial angular ou potência de indica a taxa de mudança diferenciado para determinar a aceleração.

[0060]

Tais dispositivos podem qualquer número de eixos geométricos, incluindo três eixos geométricos, o que significa que os mesmos medem todos os três graus de

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22/22 liberdade. Uma vez que tais valores de inércia são captados, os mesmos podem ser processados com o uso de multiplicação de matriz convencional para determinar o componente de aceleração em qualquer direção particular desejada.

[0061] Desse modo, os sensores inerciais 500, 501 podem medir valores de inércia, tais como as velocidades vetoriais angulares (ω_χ 500-A, ω_γ 500-B, ω_ζ 500-C) por meio dos giroscópios 500 e as acelerações (a_x 501-A, a_y 501-B, a_z501-C) por meio dos acelerômetros 501. As transformações de eixos geométricos convencionais apropriadas (que também envolvem saber a orientação dos eixos geométricos medidos em relação à linha central longitudinal física da aeronave) podem

ser usadas para	calcular	aceleração	longitudinal atual	da
aeronave.
[0062]	Embora	a invenção	tenha sido descrita	em
combinação com o	que é	considerado	presentemente como	as

modalidades mais práticas e preferenciais, deve-se entender que a invenção não deve se limitar às modalidades reveladas, porém, em contrapartida, está destinada a abranger várias modificações e disposições equivalentes incluídas no espírito e no escopo das reivindicações anexas.

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Sistema, em uma aeronave, CARACTERIZADO pelo fato de que compreende:

pelo menos um sensor inercial que produz um primeiro sinal;

pelo menos um sensor de velocidade do vento que produz um segundo sinal; e pelo menos um computador de voo, acoplado de modo operacional ao pelo menos um sensor inercial e ao pelo menos

um sensor de velocidade do vento, sendo que o pelo menos um computador de voo é configurado para: determinar uma aceleração em resposta ao primeiro sinal; comparar a aceleração determinada com um valor de aceleração esperado; determinar , em resposta ao segundo sinal, a

possibilidade de a aeronave operar a uma velocidade segura; e emitir sinais de controle para abortar automaticamente a decolagem condicionada tanto à comparação quando à determinação de velocidade segura.
2. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADO pelo fato de que o sensor inercial compreende um acelerômetro.
3. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADO pelo fato de que o sensor inercial compreende um girossensor.
4. Sistema, de acordo com a reivindicação 1,

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CARACTERIZADO pelo fato de que o sensor de velocidade do vento compreende um anemômetro.
5. Sistema, de acordo com a reivindicação 1,

CARACTERIZADO pelo fato de que inclui adicionalmente um sensor configurado para medir parâmetros indicativos de configuração de aeronave.
6. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADO pelo fato de que o pelo menos um computador de voo determina a aceleração em resposta ao primeiro sinal que indica pelo menos um parâmetro indicativo de movimento inercial.
7. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADO pelo fato de que o pelo menos um computador de voo é configurado para calcular uma aceleração esperada em resposta ao peso de aeronave, informações de pista de pouso e de decolagem, parâmetros meteorológicos e configuração de decolagem.
8. Sistema, de acordo coma reivindicação 1,

CARACTERIZADO pelo fato de que o pelo menos um computador de voo usa a comparação para rejeitar automaticamente a decolagem devido à discrepância entre os parâmetros de decolagem.
9. Sistema, de acordo com a reivindicação 1,

CARACTERIZADO pelo fato de que o pelo menos um computador de voo compreende adicionalmente:

pelo menos um processador configurado para automaticamente:

a) processar o primeiro sinal e computar em resposta ao mesmo uma aceleração atual;

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b) comparar o valor de aceleração longitudinal esperado e a aceleração atual para prever a possibilidade de a aeronave não poder decolar com segurança com o uso dos parâmetros atuais de decolagem; e

c) determinar se a aeronave opera a uma velocidade segura e se pode, portanto, realizar uma RTO segura.
10. Sistema para monitorar decolagem segura de uma aeronave CARACTERIZADO pelo fato de que compreende:

pelo menos um sensor inercial que produz um sinal;

pelo menos um computador de voo, acoplado de modo operacional ao pelo menos um sensor inercial, configurado para:

determinar uma aceleração em resposta ao sinal;

b) comparar a aceleração determinada com um valor de aceleração esperado;

c) emitir sinais de controle para abortar automaticamente a decolagem condicionada à discrepância na comparação.
11. Sistema para monitorar decolagem segura de uma aeronave CARACTERIZADO pelo fato de que compreende:

pelo menos um sensor de velocidade do vento que produz um sinal; e pelo menos um computador de voo, acoplado de modo operacional ao pelo menos um sensor de velocidade do vento, sendo que o pelo menos um computador de voo é configurado para:

determinar, em resposta ao sinal, a possibilidade

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4/8 de a aeronave operar a uma velocidade segura; e

b) emitir os sinais de controle para abortar automaticamente a decolagem condicionada à determinação de velocidade segura e pelo menos um fator adicional.
12. Aeronave CARACTERIZADA pelo fato de que compreende:

pelo menos um sensor inercial que produz um primeiro sinal;

pelo menos um sensor de velocidade do vento que produz um segundo sinal;

pelo menos um computador de voo, acoplado de modo operacional ao pelo menos um sensor inercial e ao pelo menos um sensor de velocidade do vento, sendo que o pelo menos um computador de voo é configurado para:

a) determinar uma aceleração atual em resposta ao primeiro sinal;

b) comparar a aceleração atual determinada a um valor de aceleração estimado;

c) determinar, em resposta ao segundo sinal, a possibilidade de a aeronave operar a uma velocidade segura; e

d) emitir sinais de controle para abortar automaticamente a decolagem condicionada tanto à comparação quanto à determinação de velocidade segura.

13 . Aeronave, de acordo com a reivindicação 12, CARACTERIZADA pelo fato de que o sensor inercial compreende um acelerômetro. 14. Aeronave, de acordo com a reivindicação 12,

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CARACTERIZADA pelo fato de que o sensor inercial compreende um girossensor.
15. Aeronave, de acordo com a reivindicação 12, CARACTERIZADA pelo fato de que o sensor de velocidade do vento compreende um anemômetro.
16. Aeronave, de acordo com a reivindicação 12, CARACTERIZADA pelo fato de que inclui adicionalmente pelo menos um sensor configurado para medir um parâmetro indicativo de configuração de aeronave.
17. Aeronave, de acordo com a reivindicação 12, CARACTERIZADA pelo fato de que pelo menos um computador de voo determina a aceleração atual em resposta ao primeiro sinal que indica movimento inercial da aeronave.
18. Aeronave, de acordo com a reivindicação 12, CARACTERIZADA pelo fato de que o pelo menos um computador de voo é configurado para calcular o valor de aceleração estimado esperado processando-se o peso de aeronave, informações de pista de pouso e de decolagem, parâmetros meteorológicos e configuração de decolagem.
19. Aeronave, de acordo com a reivindicação 12, CARACTERIZADA pelo fato de que o pelo menos um computador de voo usa a comparação para rejeitar automaticamente a decolagem devido à discrepância entre os parâmetros de decolagem.
20. Aeronave, de acordo com a reivindicação 12, CARACTERIZADA pelo fato de que o pelo menos um computador de voo compreende adicionalmente:

pelo menos um processador configurado para automaticamente:

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a) processar o primeiro sinal e computar em resposta ao mesmo uma aceleração atual;

b) comparar a aceleração longitudinal estimada esperada e a aceleração atual para prever a possibilidade de a aeronave não poder decolar com segurança; e

c) determinar se a aeronave está dentro dos limiares superior e inferior da velocidade segura e se pode, portanto, realizar uma RTO segura.
21. Método para rejeitar automaticamente decolagem CARACTERIZADO pelo fato de que compreende:

a) determinar uma aceleração atual em resposta a um sinal de captação de inércia;

b) comparar a aceleração atual determinada a um valor de aceleração esperado;

c) determinar, em resposta a um sinal de velocidade, a possibilidade de a aeronave operar a uma velocidade segura; e

d) emitir sinais de controle para abortar automaticamente a decolagem condicionada tanto à comparação quanto à determinação de velocidade segura.
22. Método, de acordo com a reivindicação 21, CARACTERIZADO pelo fato de que inclui derivar o valor de aceleração esperado a partir do peso de aeronave estimado, informações de pista de pouso e de decolagem, parâmetros meteorológicos e configuração de decolagem.
23. Método, de acordo com a reivindicação 21, CARACTERIZADO pelo fato de que inclui adicionalmente derivar os ditos limiares de velocidade segura dos limites inferior

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7/8 e superior de velocidades escalares favoráveis de aeronave.
24. Método para rejeitar automaticamente decolagem, sendo que o método é CARACTERIZADO pelo fato de que compreende:

determinar uma aceleração atual em resposta a um sinal;

comparar a aceleração atual determinada a um valor de aceleração esperado; e emitir um sinal de controle para abortar automaticamente a decolagem condicionada à discrepância da comparação.
25. Método, de acordo com a reivindicação 24, CARACTERIZADO pelo fato de que inclui adicionalmente produzir o sinal que é produzido pelo sensor inercial (ou sensores inerciais).
26. Método, de acordo com a reivindicação 24, CARACTERIZADO pelo fato de que inclui adicionalmente produzir o valor de aceleração esperado do peso estimado da aeronave, informações de pista de pouso e de decolagem, parâmetros meteorológicos e configuração de decolagem.
27. Método para rejeitar automaticamente decolagem, sendo que o método é CARACTERIZADO pelo fato de que compreende:

determinar, em resposta a um sinal de velocidade, a possibilidade de a aeronave operar dentro de uma janela de velocidade segura; e emitir sinais de controle para abortar automaticamente a decolagem condicionada à determinação de

Petição 870180127799, de 06/09/2018, pág. 49/61 janela de velocidade segura.
28. Método, de acordo com a reivindicação 27, CARACTERIZADO pelo fato de que inclui produzir o sinal com o uso do sensor de velocidade do vento (ou sensores de velocidade do vento).
29. Método, de acordo com a reivindicação 27, CARACTERIZADO pelo fato de que a dita janela de velocidade segura define limites inferior e superior de velocidades escala.