BR112014015911A2

BR112014015911A2 - sistema seguro de monitoramento de decolagem

Info

Publication number: BR112014015911A2
Application number: BR112014015911A
Authority: BR
Inventors: seibert Nelson; Martins Reinaldo
Original assignee: Embraer Sa
Priority date: 2011-12-22
Filing date: 2012-12-19
Publication date: 2019-07-30
Also published as: CN104471502B; US20130211636A1; US10315777B2; EP2795416B1; EP2795416A1; BR112014015911B1; CN104471502A; WO2013091057A1

Abstract

sistema de monitoramento de decolagem segura trata-se de um sistema de monitoramento de decolagem segura que checa os parâmetros físicos reais de uma aeronave durante a decolagem, determina o peso de decolagem real e alerta o piloto para interromper a decolagem se qualquer situação perigosa for desenvolvida, antes que uma abortagem de alta energia seja necessária.

Description

“SISTEMA DE MONITORAMENTO DE DECOLAGEM SEGURA”

CAMPO DA TÉCNICA [0001] A tecnologia no presente documento refere-se em geral a aeronaves e à engenharia aeronáutica e, mais particularmente, ao desempenho e à segurança de aeronaves. Ainda mais particularmente, a tecnologia no presente documento se refere a sistemas e métodos que monitoram automaticamente os parâmetros de voo de uma aeronave durante a decolagem e fornece intervenção, tal como um alerta, se a decolagem deve ser abortada.

INTRODUÇÃO [0002] Pilotos de jatos são treinados para tomar uma decisão de “prosseguir/cancelar” em cada decolagem. Os pilotos são treinados para seguir regras formuladas para garantir que é possível, até um ponto específico na corrida de decolagem, parar a aeronave na distância remanescente na pista de pouso e decolagem. Após esse ponto específico, é possível continuar uma decolagem segura mesmo no caso de uma falha no motor.

[0003] Para satisfazer esse objetivo, cada decolagem deve ser cuidadosamente planejada, calculada e ter parâmetros relevantes que se combinem perfeitamente.

[0004] Nos últimos 40 anos, na história da aviação, os acidentes com aeronaves da categoria de transporte causados por erros na preparação de dados de decolagem e no ajuste da configuração correspondente da aeronave para decolagem têm causado centenas de mortes. As decolagens rejeitadas (RTOs) são eventos incomuns e apenas na ordem de 1 dentre 1.000 RTOs resulta em acidentes. No entanto, tais falhas de RTOs têm, contudo, causado centenas de mortes. Embora as aeronaves da categoria de transporte sejam uma área problemática, os problemas são também aplicáveis a outras categorias de aeronaves, tal como aeronaves de pequeno porte para passageiros e aeronaves militares, entre outros.

2/28 [0005] Um acidente de RTO ocorreu quando o piloto rejeitou a decolagem a 154 nós [285,21 km/h] (2 nós [3,7 km/h] próximo de Vi - a velocidade de decisão de decolagem) quando a janela ao lado do copiloto se abriu. A aeronave ultrapassou a pista de pouso e decolagem e colidiu com uma cerca de proteção, dilacerando a asa esquerda e se incendiando.

[0006] Outro acidente de RTO ocorreu devido ao fato de que o comandante rejeitou a decolagem quando o copiloto teve problema ao trafegar ao longo de uma pista de pouso e decolagem molhada de 2,13 quilômetros (7.000 pés). O comandante rejeitou a decolagem quando a aeronave estava viajando a 5 nós (9,26 km/h) próximo de Vi. Constatou-se que que o leme direcional foi totalmente ajustado para a esquerda antes da decolagem. A aeronave foi destruída quando ultrapassou o final da pista de pouso e decolagem e se despedaçou após chocar-se contra plataformas que se estendem além do final da pista de pouso e decolagem até cair no rio.

[0007] Ainda outro acidente de RTO ocorreu quando a aeronave se deparou com um bando de gaivotas bem próximo à \Λι, quando a aeronave já havia começado a girar. O motor número um explodiu e inflamou e a decolagem foi rejeitada. A aeronave ultrapassou o comprimento da pista de pouso e decolagem de 1,83 quilômetro (6.000 pés) apesar de um bom esforço de RTO.

[0008] Ainda outro acidente de RTO ocorreu quando a tripulação notou o início de vibração a 120 nós (222,24 km/h). Quando a vibração (que ocorreu devido a dois pneus com falha) aumentou, o piloto escolheu rejeitar a decolagem e assumiu o controle manual. Alguns segundos se passaram entre o ponto em que a vibração foi notada primeiro e quando o RTO foi iniciado (logo após Vi). A aeronave alcançou uma velocidade de 158 nós (292,62 km/h) antes de começar a diminuir. A aeronave ultrapassou a pista de pouso e decolagem a uma velocidade de 35 nós (64,82 km/h) e finalmente parou com o nariz em um pântano. A aeronave ficou destruída.

[0009] Esses erros podem ocorrer de uma maneira isolada ou

3/28 podem estar presentes em uma cadeia de eventos clássica na qual um erro causa o próximo. Esses tipos de erros podem ser resumidos conforme segue:

a) Cálculo incorreto de peso de aeronave;

b) Configuração de empuxo de decolagem incorreta;

c) Configuração de flape incorreta, tanto dentro quanto fora da faixa de decolagem correta;

d) Uso de velocidades de decolagem incorretas.

[0010] Na maioria das vezes, um acidente de RTO envolve velocidades de decolagem em excesso da velocidade de decisão de decolagem Vi. Uma decolagem abortada após a aeronave estar se movendo rápido o suficiente para decolar com sucesso é mais provável que situações de velocidade baixa para resultar em um acidente devido ao fato de que a aeronave em alta velocidade tem maior probabilidade de varar as pistas de pouso e decolagem. Talvez não haja suficiente pista de pouso e decolagem remanescente para parar com sucesso a aeronave se o RTO é iniciado após ter atingido Vi. Conforme a velocidade se aproxima de Vi, a conclusão bem sucedida de um RTO se torna cada vez mais difícil.

[0011] Nesse contexto, V! pode ser pensada como a velocidade máxima na qual a manobra de decolagem rejeitada pode ser iniciada e a aeronave parada dentro do comprimento de campo remanescente sob as condições e procedimentos definidos no Regulamentos Federais de Aviação. É o último ponto na corrida de decolagem em que uma parada pode ser iniciada. Vi é também o primeiro ponto a partir do qual uma decolagem de motor cortado pode ser continuada e a aeronave atinge uma altura de 10,7 metros (35 pés) no final da pista de pouso e decolagem. Consulte, por exemplo, Takeoff Safety Training Aid [Auxílio ao Treinamento de Segurança de Decolagem] (8/13/92), AC n² 120 a 62, Federal Aviation Administration (Administração Federal de Aviação), incorporado ao presente documento a título de referência.

[0012] No passado, outros desenvolveram tecnologia em um

4/28 esforço para reduzir os riscos de erros durante as decolagens.

[0013] Por exemplo, uma abordagem conhecida fornece um sistema e um método parar alertar automaticamente a tripulação de uma aeronave quando se tenta a decolagem na pista de pouso e decolagem errada.

[0014] Outra abordagem torna possível derivar informações, um aviso ou um sinal de alarme a bordo em uma aeronave no caso de uma anomalia durante uma decolagem. O sinal permitiría uma interrupção de decolagem em total segurança. No entanto, com tal sistema, a transição entre o momento em que uma interrupção da decolagem ainda é possível e o momento em que não é mais possível é muito repentina. Devido ao fato da natureza crítica de tempo de resposta do piloto a cerca de Vi e a necessidade de planejar um RTO antes de Vi ser atingida, melhorias adicionais são possíveis.

[0015] Algumas abordagens focam na criação de um “critério de parada segura”, que está em paralelo e pode entrar em conflito com os requisitos de certificação de aeronavegabilidade prevalecentes. Ao considerar essas abordagens, ainda há espaço para aprimoramento como, em um sentido mais amplo, um sistema para monitorar a decolagem deve abordar tanto as questões de uma continuação segura da decolagem quanto à rejeição em um estado inicial sem incorrer em qualquer conflito com os requisitos de aeronavegabilidade prevalecentes.

[0016] Outra abordagem conhecida deriva da posição da aeronave e a compara com a pretendida. Os avisos são emitidos em casos de desvios. Atualmente, vários sistemas para executar essas funções estão comercialmente disponíveis a partir de diferentes fornecedores. A fim de checar a segurança de decolagem, o cálculo de distância de decolagem executado tradicionalmente durante a preparação de voo pode ser atualizado como uma função de parâmetros calculados e inseridos. O peso da aeronave sem combustível e temperatura ambiente externa são exemplos de parâmetros que podem ser inseridos no sistema de gerenciamento de voo durante a fase de

5/28 preparação de voo. O peso de combustível a bordo, o status do sistema de ar condicionado, o status do sistema de degelo, a configuração de empuxo e aerodinâmica dos dispositivos de hiperlevantamento são parâmetros considerados em tempo real por virtude de transdutores na aeronave.

[0017] Ao usar tal tecnologia, pode não ser possível detectar erros feitos pelo piloto enquanto avalia o peso da aeronave.

[0018] Um erro na avaliação do peso da aeronave pode frequentemente ser um ponto inicial na cadeia de eventos que pode eventualmente levar a resultados catastróficos ou danos sérios à aeronave.

[0019] Um cenário de acidente que pode ser evitado seguiría uma sequência de eventos típica (mas não única) descrita pelas etapas seguintes:

• O piloto julga erradamente, para baixo, o peso de decolagem da aeronave;

• Baseado no peso errado, o piloto opta por executar uma decolagem de empuxo reduzido;

• Baseado no peso baixo e no empuxo reduzido, velocidades de decolagem erradas (para baixo) são determinadas;

• Algumas vezes, para tornar a situação pior, uma configuração de flape inadequada é escolhida.

[0020] Sem intervenção apropriada, os resultados típicos da cadeia de eventos supracitada seriam:

• Em condições menos críticas, uma super-rotação com dano de cauda de contato e de cone de cauda;

• Em casos mais críticos:

[0021] Ao varar a pista de pouso e decolagem, bater em instalações do aeroporto;

[0022] Colisão com obstáculos fora das fronteiras do aeroporto;

[0023] - Estol;

[0024] - Pouca ou nenhuma capacidade de subida; e, [0025] Em alguns casos, perda total da aeronave com múltiplas

6/28 vítimas.

[0026] Para solucionar esses problemas, a tecnologia ilustrativa exemplificativa no presente documento fornece um sistema ilustrativo não limitante para:

• Checar os parâmetros físicos reais durante a decolagem;

• Determinar o peso de decolagem real; e [0027] Alertar o piloto para interromper a decolagem se qualquer situação perigosa for desenvolvida antes que uma abortagem de alta energia seja necessária.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS [0028] Essas e outras características e vantagens serão melhor e mais completamente entendidas por referência à descrição detalhada seguinte de modalidades ilustrativas não limitantes exemplificativas em conjunto com os desenhos nos quais:

[0029] A Figura 1 mostra esquematicamente um exemplo de sequência não limitante de operações:

[0030] A Figura 2 mostra um exemplo de sistema geral não limitante;

[0031] A Figura 3 mostra um exemplo de integração e interface não limitante entre sistema e subsistemas.

[0032] A Figura 4 mostra um exemplo de integração não limitante entre os módulos do subsistema 1.

[0033] A Figura 5 mostra um exemplo de integração não limitante entre os módulos do subsistema 2.

[0034] A Figura 6 mostra um exemplo de integração não limitante entre os módulos do subsistema 3.

[0035] A Figura 7 mostra um exemplo de integração não limitante entre os módulos do subsistema 4.

[0036] A Figura 8 mostra um exemplo de integração não limitante entre os módulos do subsistema 5.

7/28 [0037] A Figura 9 mostra um exemplo de módulo de subsistema 6 não limitante.

[0038] A Figura 10 mostra um exemplo de módulo de subsistema não limitante.

[0039] A Figura 11 mostra um exemplo de módulo de subsistema não limitante.

[0040] A Figura 12 mostra um exemplo de módulo de subsistema não limitante.

[0041] A Figura 13 mostra um exemplo de integração não limitante entre os módulos do subsistema 10.

DESCRIÇÃO DETALHADA [0042] Um exemplo de sistema não limitante executa uma série de checagens descritas conforme se segue e mostradas na Figura 1.

[0043] Antes de iniciar o motor, o piloto ou a tripulação insere (10) os seguintes dados no exemplo não limitante do sistema de monitoramento de decolagem:

• Dados de decolagem (conjunto de dados operacionalmente requisitado para executar uma decolagem);

• Configuração de flape de decolagem;

• Dados de pista de pouso e decolagem (Código de aeroporto, designação de RWY, TORA, Vento, Temperatura, Altitude);

• Dados de configuração de empuxo (Classificação de motor, status do ar condicionado, status ATTCS, status A/l, etc.).

[0044] Após o motor iniciar, uma checagem inicial (20) é executada para verificar se os dados de decolagem inseridos pelo piloto são consistentes. Em casos de inconsistência, uma mensagem é mostrada e/ou soa para alertar o piloto. Deve ser notado que, nesse ponto, apenas erros de consistência são descobertos. Se os dados inseridos pelo piloto são coerentes, mas levariam a uma situação sem segurança, isso não seria descoberto nessa checagem de consistência em particular não limitante.

8/28 [0045] Após o início da corrida de decolagem, o sistema recebe continuamente (30) dados de vários sensores e computa os elementos seguintes:

• Peso real da aeronave (instantâneo);

• Velocidade mínima de rotação aceitável;

• Distâncias necessárias para atingir a rotação, saída do solo e altura de 10,7 metros (35 pés) acima da pista de pouso e decolagem, considerando uma condição de operação de todos os motores;

• Avaliar a energia absorvida pelos freios no caso de uma decolagem recusada;

• Distância requisitada para parar a aeronave da presente posição;

• Avaliar o gradiente de subida disponível na saída do solo, considerando uma condição de operação de todos os motores.

[0046] O sistema alerta o piloto (40) de um modo muito oportuno para abortar a decolagem se pelo menos uma das condições seguintes ocorrer:

• Um grande desvio é detectado entre o peso da aeronave conforme determinado pelo sistema e aquele introduzido pelo piloto;

• A velocidade de rotação proposta pelo piloto é menor que o mínimo aceitável para a condição real da aeronave;

• A distância disponível na pista de pouso e decolagem não garante uma decolagem segura;

• A capacidade de subida após a saída do solo é inadequada.

[0047] Em um exemplo de implantação não limitante, esse aviso é emitido nos cenários seguintes:

• A distância para parar a aeronave na pista de pouso e decolagem remanescente é adequada;

• A energia da aeronave está dentro da capacidade de absorção dos freios;

• A velocidade real da aeronave está abaixo de VR.

[0048] Tais condições sobre o aviso no exemplo de sistema não

9/28 limitante servem para impedir decolagens rejeitadas que falharam.

DESCRIÇÃO DE MODALIDADE PREFERENCIAL NÃO LIMITANTE [0049] Um exemplo não limitante de modalidade de integração de sistema e subsistema preferencial é mostrado na Figura 2.

[0050] Conforme mostrado na Figura 2, sensores 102 a bordo da aeronave bem como a entrada do piloto 04 são fornecidos para um Sistema de Monitoramento de Decolagem Segura 100 que tem um ou mais processadores de computador. Os processadores do Sistema de Monitoramento de Decolagem Segura 100 executam um programa de software sob controle de instruções de software armazenadas em um ou mais dispositivos de armazenamento não transitório 108 para analisar as entradas fornecidas pelos sensores 102 e a entrada do piloto 104. Conforme descrito acima, tal análise contínua durante o período em que a aeronave está taxiando a pista de pouso e decolagem pode ser usada para alertar o piloto através de uma tela/alerta 106 para abortar a decolagem sob certas circunstâncias.

[0051] A Figura 3 mostra uma vista mais detalhada do Sistema de Monitoramento de Decolagem Segura 100. Conforme pode ser visto na Figura 3, o sistema 100 pode compreender diversos subsistemas diferentes 1 a 10 que estão interligados para funcionarem e operarem juntos como um todo integrado. Em um exemplo não limitante:

[0052] o subsistema 1 pode compreender um módulo de interface entre piloto e sistema e um módulo de dados básicos de aeronave mostrados em mais detalhes na Figura 4, [0053] o subsistema 2 pode compreender um módulo de checagem de consistência de dados de decolagem e um módulo de aviso de consistência de dados de decolagem mostrados em mais detalhes na Figura 5, [0054] o subsistema 3 pode compreender um conjunto de módulos de cálculo de empuxo, cálculo de EAS e cálculo de peso mostrado em mais detalhes na Figura 6, [0055] o subsistema 4 pode compreender um monitor de cálculo

10/28 de T/W e um módulo mínimo V_R mostrado em mais detalhes na Figura 7, [0056] o subsistema 5 pode compreender um módulo para determinar distância instantânea para V_R, um módulo para calcular dados de V_R para V₃₅ e um módulo para aplicar um ou mais critérios de segurança mostrados em mais detalhes na Figura 8, [0057] o subsistema 6 pode compreender um módulo de cálculo de capacidade de subida disponível mostrado em mais detalhes na Figura 9, [0058] o subsistema 7 pode compreender um módulo de cálculo à distância para parar mostrado em mais detalhes na Figura 10, [0059] o subsistema 8 pode compreender um módulo de cálculo de energia de frenagem mostrado em mais detalhes na Figura 11, [0060] o subsistema 9 pode compreender um módulo para avisar o piloto mostrado em mais detalhes na Figura 12, e [0061] o subsistema 10 pode compreender um módulo de posição de aeronave e um módulo de autodeterminação de TORA mostrados em mais detalhes na Figura 13.

[0062] Embora as Figuras descritas abaixo mostrem cada um desses diversos subsistemas, como blocos separados ligados por linhas de sinal, a implantação não limitante exemplificativa real pode ser de uma variedade qualquer de maneiras que incluem, por exemplo, um ou uma pluralidade de módulos de hardware/software interligados em um número qualquer de maneiras diferentes. Por exemplo, uma implantação possível podería usar um módulo de controle de software e/ou hardware diferente para cada um dos subsistemas e/ou porções funcionais dos mesmos. Outra implantação não limitante exemplificativa pode implantar uma ou mais funções de subsistema em execução de software em um processador ou processadores comuns. O processamento pode ser centralizado ou distribuído ou qualquer combinação. Algumas funções podem ser implantadas em hardware enquanto outras funções são implantadas em software ou todas as funções podem ser implantadas em hardware ou todas as funções podem ser

11/28 implantadas em software. A implantação particular usada pode depender da aplicação, da disponibilidade de computar recursos que já estão no lugar e usados para outros propósitos, das considerações de tolerância de falha, das considerações de confiabilidade e de outros aspectos bem conhecidos por aqueles versados na técnica. Por exemplo, em um exemplo de implantação não limitante, os subsistemas podem compreender módulos de software que realizam em um único processador sinalização para um outro através de valores armazenados e interrupções ou distribuições entre núcleos diferentes de um sistema de processamento de múltiplos núcleos que sinaliza para um outro através de memória compartilhada e outros mecanismos bem conhecidos. Alternativamente, os subsistemas podem compreender processadores e computadores diferentes que se comunicam juntos. Em outras implantações não limitantes, alguns subsistemas podem incluir hardware de propósito especial, tal como arranjos de portas programados ou outra lógica para realizar funções particulares. A divisão ideal entre hardware e software para uma implantação particular é deixada para o projetor de sistema conforme é bem entendido por aqueles versados na técnica.

SUBSISTEMA 1 - INTERFACE ENTRE PILOTO E AERONAVE [0063] Em um exemplo de implantação, o subsistema 1 consiste em dois módulos descritos conforme segue e mostrados na Figura 4.

[0064] Módulo 1.1 - Interface piloto-aeronave (meios de interface do piloto) [0065] É tipicamente constituído por elementos (como um MCDU e FMS) capazes de receber e armazenar os seguintes dados inseridos pelo piloto:

• Peso de decolagem proposto pelo piloto;

• Velocidades de decolagem propostas pelo piloto (para uma Aeronave de Categoria de Transporte que seria definida por 14 CFR 25; para uma Aeronave Militar que será definida em MIL- STD-3013);

• Código de Identificação de Aeroporto;

12/28 • Identificação de pista de pouso e decolagem da partida pretendida;

• Inclinação da pista de pouso e decolagem da partida pretendida;

• Perda de distância devido a alinhamento na pista de pouso e decolagem da partida pretendida; (*) • Comprimento da pista de pouso e decolagem pretendida para partida; (*) • Vento no aeroporto;

• Altitude de pressão no aeroporto;

• Temperatura no aeroporto;

• Configuração de flape pretendida para decolagem;

• Classificação de decolagem de motor e informações relacionadas (Perda, ATTCS, etc.).

[0066] (*) Em um exemplo de implantação, esses dados necessitam ser introduzidos apenas quando o módulo 10.2 é ativado.

MÓDULO 1.2 - ARMAZENAMENTO DE DADOS DE TODOS OS VOOS (MEIOS BÁSICOS DE ARMAZENAR DADOS DE AERONAVE) [0067] Esse sistema armazena os seguintes dados:

• Peso máximo de decolagem estrutural;

• Peso operacional básico;

• Energia de frenagem máxima certificada.

SUBSISTEMA 2 - CHECAGEM DE CONSISTÊNCIA DE DADOS DE DECOLAGEM [0068] Em um exemplo de implantação, o subsistema 2 consiste em dois módulos descritos conforme segue. Uma visão geral dos meios de checagem de consistência de dados de decolagem 2 e a integração entre módulos e interface é mostrada na Figura 5.

MÓDULO 2.1 - CHECAGEM DE DADOS DE DECOLAGEM (MEIOS DE CHECAGEM DE CONSISTÊNCIA DE DADOS DE DECOLAGEM) [0069] Esse módulo recebe os dados dos motores e do

13/28

Subsistema 1 (dados de aeronave e de aeroporto). O módulo inicia a rotina de checagem uma vez que os dados recebidos dos motores indicam que o primeiro motor já está funcionando.

a) Primeira checagem [0070] Na base de dados do módulo, tabelas de velocidades de decolagem são armazenadas. Essas tabelas apresentam as velocidades conforme as funções de:

• Peso de aeronave;

• Temperatura de aeronave;

• Altitude de pressão do aeroporto;

• Inclinação da pista de pouso e decolagem;

• Configuração de flape de decolagem;

• Código de classificação de empuxo de decolagem e condições associadas.

[0071] O módulo checa se os valores de velocidades de decolagem inseridos pelo piloto estão dentro dos limites válidos. Se uma falta de consistência é encontrada, um bit de inconsistência é enviado ao módulo de Aviso de Consistência de Dados de Decolagem.

[0072] b) Segunda checagem [0073] O módulo checa se a relação correta entre as velocidades é reunida, por exemplo, para uma Aeronave da Categoria de Transporte (consulte as notações abaixo):

• V_R>V_1: • V₂ > V_R;

• Vfto - V₂;

[0074] O módulo também checa se o peso de decolagem proposto está dentro de uma faixa aceitável:

• Peso operacional básico (BOW) < Peso de decolagem proposto pelo piloto < Peso máximo de decolagem estrutural (MTOW).

[0075] Se uma das relações não é reunida, um Bit de

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Inconsistência (IB) é enviado ao Módulo 2.2 para emitir um aviso de consistência de dados de decolagem.

[0076] É importante notar que em um exemplo de modalidade não limitante, aquelas duas checagens apenas encontram erros de consistência. Se o piloto insere valores que são coerentes, o exemplo não limitante de implantação nesse estágio não tenta determinar ou verificar se são os valores apropriados.

MÓDULO 2.2 - AVISO DE CONSISTÊNCIA DE DADOS DE DECOLAGEM (MEIOS DE AVISO DE CONSISTÊNCIA DE DADOS DE DECOLAGEM) [0077] Esse módulo emite ao piloto uma mensagem de “inconsistência de dados de decolagem” se um bit de inconsistência foi recebido do módulo 2.1. O objetivo é emitir esse aviso quanto mais cedo possível a fim de permitir que o piloto corrija a entrada de dados imediatamente, evitando atrasos de partida.

SUBSISTEMA 3 - SISTEMA DE AVALIAÇÃO DE PESO DE DECOLAGEM REAL [0078] O Subsistema 3 consiste em três módulos no exemplo de implantação não limitante. Uma visão geral do Subsistema 3 e a integração e a interface entre módulos são mostradas na Figura 6.

MÓDULO 3.1 - CÁLCULO DE EMPUXO (MEIOS DE CÁLCULO DE EMPUXO) [0079] Esse módulo recebe as seguintes entradas de dados dos sistemas de aeronave:

• Ni instantânea e posição de empuxo de cada motor FADEC;

• Temperatura;

• Altitude de pressão;

• EAS do Módulo 3.2;

• Velocidade de rotação introduzida pelo piloto (V_R,_P) a partir do Subsistema 1.

[0080] Esse módulo inicia a operação dos Subsistemas 4, 5, 6, 7, 8, 9 e 10, de acordo com uma posição do manete (TLA) consistente com uma

15/28 intenção de decolagem.

[0081] O Módulo 3.1 apresenta as seguintes saídas:

[0082] -Tjnst (empuxo total de motor na velocidade do ar equivalente instantânea V_[E);

• T@Vr,p (empuxo total de motor na velocidade de rotação introduzida pelo piloto);

• T@V_Lof (empuxo total de motor na velocidade de saída do solo estimada, que é a soma de Vr.p e do incremento de velocidade entre Rotação e Saída do Solo).

MÓDULO 3.2 - CÁLCULO DA VELOCIDADE DO AR EQUIVALENTE (MEIOS DE CÁLCULO DE VELOCIDADE DO AR EQUIVALENTE) [0083] Esse módulo determina o vento e a velocidade do ar equivalente.

[0084] O mesmo trabalha em duas fases:

a) Primeira fase: Velocidade baixa.

[0085] A fase de Velocidade Baixa é definida conforme uma fase em que o sistema anemométrico da aeronave ainda não está ativo (isto é, não apresenta indicações de velocidades confiáveis e/ou legíveis). O Módulo 3.2 calcula V^IE dos seguintes dados:

• Velocidade de solo (do GPS);

• Temperatura (dos sistemas de aeronave);

• Altitude (dos sistemas de aeronave);

• Velocidade do vento (do Subsistema 1).

b) Segunda fase: Sistema anemométrico ativo [0086] O módulo apresenta a velocidade do ar equivalente (EAS) obtida dos sistemas de aeronave e calcula a velocidade do vendo na altura do nível do solo (vento em ΙίμΑο) dos seguintes dados:

• Velocidade no solo (do GPS);

• Temperatura (dos sistemas de aeronave);

• Altitude (dos sistemas de aeronave);

16/28 • Velocidade do Ar Equivalente- EAS (dos sistemas de aeronave). MÓDULO 3.3 - DETERMINAÇÃO DE PESO (MEIOS DE CÁLCULO DE PESO) [0087] Nesse módulo, uma equação de aceleração padrão é armazenada para cada configuração de flape. Essa aceleração padrão é usada para determinar o peso instantâneo da aeronave (W|).

[0088] O Módulo 3.3 calcula o peso real da aeronave dos seguintes dados:

• Empuxo Instantâneo do Módulo de Empuxo 3.1;

• VIE do módulo 3.2;

• Aceleração longitudinal dos acelerômetros a bordo;

• Inclinação da pista de pouso e decolagem do Subsistema 1.

[0089] Esses dados são introduzidos na equação de aceleração padrão aplicável (isto é, aplicável à posição real de flape), que deriva continuamente do peso da aeronave (W|).

[0090] A avaliação de peso é executada ao levar em consideração o conjunto de posição real de flape durante a decolagem, independente de se foi a planejada para ser usada pelo piloto ou não.

[0091] Se a configuração real de flape informada pelos sistemas de aeronaves não se combinarem com nenhuma das equações de aceleração padrão armazenadas nesse módulo ou se o sistema de aeronave não enviar nenhuma informação de posição de flape válida, um Bit de Abortagem Imediata (IAB) é enviado ao Subsitema9.

[0092] No início da corrida de decolagem, diversos eventos como decolagens em andamento, se viram para alinhar a aeronave na pista de pouso e decolagem, uso de freios, etc., dão as leituras de acelerômetro que podem mascarar e interferir com a saída de cálculo de peso. Normalmente, dois ou três segundos de cálculos são, então, necessários em uma implantação não limitante para estabilizar a saída de valores de peso.

[0093] O primeiro instante quando os pesos de decolagem estável

17/28 são obtidos é considerado como a “Referência Zero”.

[0094] A determinação de uma diferença relevante entre o peso de decolagem calculado e o proposto pelo piloto é o primeiro sinal de que alguma coisa está errada no plano de decolagem.

[0095] Os seguintes Critérios de Segurança são, desse modo, definidos:

• Se (Peso Instantâneo/Peso máximo de decolagem estrutural) > Ki, um Bit de Situação Crítica (CSB) é gerado;

• Se (Peso Instantâneo/Peso de decolagem proposto pelo piloto) > K₂, um Bit de Situação Crítica (CSB) é gerado.

[0096] Ki e K₂ são valores a serem ajustados para cada modelo/tipo de aeronave no exemplo da modalidade não limitante. SUBSISTEMA 4 - SISTEMA DE VERIFICAÇÃO DE VELOCIDADE DE ROTAÇÃO MÍNIMA [0097] O subsistema 4 consiste em dois módulos no exemplo da implantação não limitante. Uma visão geral do subsistema 4 e a integração e interface entre os módulos é mostrada na Figura 7.

MÓDULO 4.1 - CÁLCULO T/W (EMPUXO TOTAL/MEIOS DE CÁLCULO DE RAZÃO DE PESO) [0098] Esse módulo recebe Empuxo Total do módulo 3.1 e o Peso do módulo 3.3, ao calcular T/W nas seguintes condições:

[0099] Na velocidade instantânea;

[00100] No V_R inserido pelo piloto (V_R._P);

[00101] Na Velocidade de Saída do Solo estimada (V_R._P + incremento de velocidade entre Rotação e Saída do Solo).

MÓDULO 4.2 - CÁLCULO DE VELOCIDADE DE ROTAÇÃO MÍNIMA (MEIOS DE CÁLCULO DE V_R MÍNIMA) [00102] Nesse módulo, tabelas de V_R mínimo como uma função de configuração de flape e T/W a Rotação são armazenados.

[00103] Esse módulo calcula o V_R mínimo aceitável (V_{R min})

18/28 baseado nos seguintes dados:

[00104] Configuração de flape de decolagem real (dos sistemas de aeronave);

[00105] T/W calculada a V_R,_P (do módulo 4.1).

[00106] V_R,min é definido como a V_R operacionalmente definida menos 5kt.

[00107] O seguinte Critério de Segurança é, desse modo, definido:

[00108] Se V_R,_P < V_R,_min, um Bit de Situação Crítica (CSB) é gerado. SUBSISTEMA 5 - DETERMINAÇÃO DE DISTÂNCIAS [00109] O subsistema 5 consiste em três módulos no exemplo da implantação não limitante. Uma visão geral do subsistema 5 e da integração e da interface entre os módulos é mostrada na Figura 8.

MÓDULO 5.1 - DISTÂNCIA INSTANTÂNEA PARA DETERMINAÇÃO DE V_R(DISTÂNCIA INSTANTÂNEA PARA MEIOS DE CÁLCULO DE V_R) [00110] Inicialmente, V_RMs θ calculada conforme segue. V_Rms é a velocidade média quadrática entre velocidade instantânea V|_E e V_RP (V_Rinserido pelo piloto):

[00111] V,,„_s = [(ΚΛ - V_k ² _f)/2] « (eq.1) [00112] em que V_RMs, V|_E e V_R,_P são considerados em termos de velocidade do ar equivalente (EAS).

[00113] O valor calculado V_Rms é usado na equação de aceleração padrão aplicável (para a posição de flape de decolagem real) para obter a aceleração padrão e, então, derivar a aceleração física.

[00114] D-ι, a distância instantânea de V para V_R é calculada através da equação 2:

[00115] D_t = {[(½ - Κ,²Ε)/σ]+ [(2 . Μσ°'⁵) . (V,E - K„)]}/(2 ·>») (eq.2) [00116] em que:

A é a aceleração física;

V_RE é V_R em termos de velocidade do ar equivalente (EAS);

19/28 • Vie é a velocidade instantânea em termos de velocidade do ar equivalente (EAS);

• V_wé a velocidade do vento;

• σ é a razão de densidade de ar.

[00117] Essa distância é adicionada a D₂, a distância de Referência Zero à posição instantânea na pista de pouso e decolagem, para obter a distância total de Referência Zero para V_RE, conforme mostrado na equação 3:

[00118] D_r = D₁ +D₂(eq.3) [00119] D₂ pode ser obtido diretamente do sistema de GPS.

MÓDULO 5.2 - CÁLCULO DE DADOS DE V_R PARA 10,7 METROS (35 PÉS) ACIMA DO SOLO (MEIOS PARA CALCULAR DADOS DE V_R PARA V₃₅) [00120] Em uma modalidade exemplificativa não limitante, esse módulo tem uma tabulação interna dos dados listados abaixo como uma função de T/W a V_R e a posição de flape.

• Incremento de velocidade entre rotação e saída do solo • Incremento de velocidade entre saída do solo e 10,7 metros (35 Pés) • Tempo entre rotação e saída do solo • Tempo entre saída do solo e 10,7 metros (35 pés) [00121] Com dados dessas tabelas, o cálculo de velocidade na saída do solo e a 10,7 metros (35 pés) acima do solo, em termos de velocidade do ar equivalente (EAS), é executado.

[00122] Essas velocidades são convertidas para velocidade de solo que consideram densidade do ar e velocidade do vento.

[00123] A velocidade do vento considerada como 10,7 metros (35 pés) deve, em uma implantação não limitante, levar em conta a altura da aeronave acima da pista de pouso e decolagem. Isso é feito em uma implantação exemplificativa ao converter a velocidade do vento a h_MAc previamente calculada (velocidade do vento em nível de solo) ao usar a equação 4:

20/28 [00124] ν^35 = V_w · [^⁺¹⁰'·-Π °’¹⁴³ (eq.4)

L ⁿMAC J MÓDULO 5.3 - APLICAÇÃO DO CRITÉRIO DE SEGURANÇA EM DISTÂNCIAS DE DECOLAGEM [00125] Os critérios de segurança seguintes são considerados e checados:

• Se (Dr + Dlof + D_Ar) TORA -> uma situação de segurança existe;

• Se (D_r + Dlof + Dar) TORA uma segunda checagem deve ser executada:

[00126] Se [Dr + Dlof + (Dar/2)] < TORA -* uma situação de segurança existe;

[00127] Se [Dr + Dlof + (D_Ar/2)] > TORA um Bit de Situação

Crítica (CSB) é gerado.

[00128] em que TORA é a distância de “Referência Zero” para o último ponto de pista usável de decolagem e pouso à frente da aeronave, na pista de pouso e decolagem que realmente é usada para decolagem, conforme informado pelo subsistema 10.

SUBSISTEMA 6 - CAPACIDADE DE SUBIDA DISPONÍVEL [00129] Em uma implantação não limitante, o subsistema 6 consiste em um módulo único descrito conforme segue e mostrado na Figura 9.

[00130] Módulo 6.1 - Determinação de Capacidade de Subida (meios de cálculo de capacidade de subida disponível) [00131] Esse módulo calcula o gradiente de subida prevista na saída do solo com o uso da equação 5:

[00132] Ylof = (T/W) - (Cd/Cl) (eq.5) [00133] em que:

• T/W é calculado para o empuxo disponível na velocidade de saída do solo prevista obtida do módulo 3.1;

• Wi é o peso instantâneo obtido do módulo 3.3;

• Cl é o coeficiente de decolagem aplicável para o peso

21/28 instantâneo na velocidade de saída do solo calculada;

[00134] Cd é o coeficiente de arrasto obtido a partir do polar de arrasto para a posição de flape de decolagem real conforme informado por sistemas de aeronave e pelo Cl mencionado anteriormente.

[00135] O sistema em um exemplo de modalidade não limitante não leva crédito sobre efeito de solo.

[00136] O seguinte critério de segurança é considerado e checado:

Se ylof < K4, então, um bit de situação crítica é gerado.

[00137] K4 é um valor a ser ajustado para satisfazer cada modelo/tipo de aeronave.

SUBSISTEMA 7 - DISTÂNCIA REQUISITADA PARA PARADA [00138] O subsistema 7 consiste em um módulo único descrito a seguir e mostrado na Figura 10.

MÓDULO 7.1 - CALCULADOR DE DISTÂNCIA DE PARADA (MEIOS DE CÁLCULO DE DISTÂNCIA DE PARADA) [00139] Esse módulo calcula continuamente a distância requisitada para parar ao considerar uma parada de operação de todos os motores, iniciada na velocidade presente para as condições reais e o peso obtido no Módulo 3.3.

[00140] Essa distância é calculada ao usar um critério coerente com a Base de Certificação da aeronave.

[00141] Adicionalmente, uma margem de parada é calculada continuamente e estabelece um dos limites para emitir um aviso de abortagem (consulte o subsistema 9). A margem de parada é calculada ao usar a equação 6:

Margem de Parada

SUBSISTEMA 8 - SISTEMA DE ENERGIA DE FRENAGEM [00142] Em uma modalidade exemplificativa não limitante, o subsistema 8 consiste em um módulo único descrito a seguir e mostrado na

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Figura 11.

MÓDULO 8.1 - ENERGIA DISSIPADA POR FREIOS (MEIOS DE CÁLCULO DE ENERGIA DE FRENAGEM) [00143] Esse módulo calcula continuamente a energia dissipada pelos freios ao considerar uma parada iniciada na velocidade atual, para as condições prevalecentes e o peso obtido a partir do Módulo 3.3.

[00144] Pelas mesmas razões apresentadas no subsistema 7, essa energia é calculada ao usar um critério coerente com a Base de Certificação de cada modelo/tipo de aeronave e não há necessidade de estar detalhada no presente documento.

SUBSISTEMA 9 - SISTEMA DE AVISO AO PILOTO [00145] O subsistema 9 consiste em um módulo único descrito a seguir e mostrado na Figura 12 em uma implantação não limitante.

MÓDULO 9.1 - AVISO AO PILOTO (MEIOS DE CÁLCULO DE AVISO AO PILOTO) [00146] Esse subsistema é responsável por emitir um aviso ao piloto para abortar a decolagem.

[00147] Um aviso é emitido ao piloto se um Bit de Abortagem Imediata (IAB) é recebido ou se as condições seguintes ocorrem ao mesmo tempo:

[00148] Velocidade Instantânea < V_R proposto pelo piloto;

• Margem de Parada > K₅, em que K₅ é um valor a ser ajustado para cada modelo/tipo de aeronave;

• Energia dissipada pelos freios < Energia de frenagem máxima certificada (do subsistema 1);

• Um Bit de Situação Crítica (CSB) é recebido. SUBSISTEMA 10 - CÁLCULO DE TORA [00149] O subsistema 10 consiste em dois módulos no exemplo da implantação não limitante. Uma visão geral do subsistema 1Q e a integração e a interface entre os módulos são mostrados na Figura 13.

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MÓDULO 10.1 - POSIÇÃO DA AERONAVE NO AEROPORTO [00150] Existem diversos sistemas baseados em GPS comercialmente disponíveis (COTS) capazes de apresentar a posição da aeronave no aeroporto e fornecer informações sobre a corrida de decolagem disponível.

[00151] O exemplo de tecnologia não limitante no presente documento pode ser configurado para trabalhar como qualquer um desses sistemas, então, esse módulo convencional não necessita ser adicionalmente detalhado no presente documento.

MÓDULO 10.2 - AUTODETERMINAÇÃO DE TORA (MEIOS DE DETERMINAÇÃO DE TORA) [00152] Esse módulo assume uma função de informar a posição da aeronave no aeroporto e na pista de pouso e decolagem quando o sistema COTS é incapaz de fornecer essa informação. Esse tipo de situação é mais provável de ocorrer quando:

[00153] O aeroporto atual não está incluído na base de dados do aeroporto;

[00154] A pista de pouso e decolagem escolhida está em fase de trabalho de manutenção e os dados na base de dados estão temporariamente não aplicáveis.

[00155] Esse módulo considera TORA de acordo com o critério apresentado na equação 7:

[00156] A = B - (C + D) (eq 7) [00157] em que:

[00158] A é a corrida de decolagem disponível à frente da “Referência Zero”;

[00159] B é o comprimento de pista de pouso e decolagem destinado à partida;

[00160] C é a perda de distância devido ao alinhamento na pista de pouso e decolagem destinado para partida;

24/28 [00161] D é a distância de inicialização de operação de sistemas para “Referência Zero”.

NATUREZA DOS ALERTAS

INCONSISTÊNCIA DE DADOS DE DECOLAGEM [00162] Esse aviso é emitido conforme uma mensagem EICAS, logo após o início do primeiro motor, enquanto a aeronave ainda está na área de estacionamento pavimentada.

[00163] Esse aviso não transmite a ideia de urgência, isto é, perigo eminente. O mesmo, no entanto, indica que o piloto deve corrigir qualquer engano na inserção de dados a fim de evitar atrasos adicionais na decolagem. ERROS QUE REQUEREM UMA DECOLAGEM ABORTADA [00164] Os alertas associados a esses erros exigem uma ação imediata do piloto a fim de parar a aeronave na pista de pouso e decolagem remanescente.

[00165] Com esse propósito, um aviso auditivo é usado e, opcionalmente, uma apresentação de tela multifuncional da cabine do piloto (MFD) que mostra uma vista plana do aeroporto, que marca a um ponto de altura de 10,7 metros (35 pés) e no ponto de parada total. Em um exemplo de implantação não limitante, a marca de ponto de 10,7 metros (35 pés) permanece essencialmente fixada e a marca de ponto de parada completa se move ao longo da pista de pouso e decolagem conforme a aeronave se move e a velocidade aumenta.

[00166] Por essencialmente fixado quer-se dizer que pequenas oscilações de posição são normais e esperadas devido a:

[00167] -0 próprio ciclo de cálculo;

• Mudanças no vento;

• Mudanças na inclinação da pista de pouso e decolagem;

• Mudanças no atrito de rolamento.

[00168] Adicionalmente, as ações do piloto como, por exemplo, uma redução de empuxo repentina, é refletida nos resultados.

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NOTAÇÃO EXEMPLIFICATIVA USADA ACIMA

A - Aceleração, Corrida de Decolagem Disponível antes da Referência Zero

A/C - Aeronave

A/l - Sistema antigelo

Astd - Aceleração Padrão

ATOW - Peso de Decolagem Real

ATTCS - Sistema de Controle de Empuxo de Decolagem Automático

B - Comprimento da pista de pouso e decolagem destinada à partida BOW - Peso Operacional Básico

C - Perda de Distância até o alinhamento na pista de pouso e decolagem destinada à partida

Cd - Coeficiente de Arrasto da Aeronave

CFR - Código de Regulamentos Federais (Estados Unidos)

Cl - Coeficiente de Sustentação de Aeronave

COTS - Sistema Comercial de Prateleira

CSB - Bit de Situação Crítica

D - Distância de inicialização de operação de sistemas para Referência

Zero

D_Ar - Distância Aérea

Dlof - Distância de Velocidade de Rotação para Velocidade de Saída do Solo

D_r - Distância de Referência Zero para Velocidade de Rotação

D₁ - Distância instantânea de Vi para V_R

D₂ - Distância de Referência Zero para a posição instantânea na pista de pouso e decolagem

EAS - Velocidade do ar Equivalente

E_Br - Energia dissipada nos freios

Rbr,max,cer - Energia de frenagem máxima certificada

EICAS - Informações de Motor e Sistema para Alertar a Tripulação

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FADEC - Controle Digital de Motor com Autoridade Total

FMS - Sistema de Gerenciamento de Voo

GPS - Sistema de Posicionamento Global hMAc - Altura da Corda Média Aerodinâmica

Hp - Altitude de Pressão

IAB - Bit de Abortagem Imediata

IB - Bit de Inconsistência

ICAO - Organização de Aviação Civil Internacional

K_1t K₂, K4, K₅ - Constantes Numéricas

MAC - Corda Média Aerodinâmica

MCDU - Unidade de Tela de Controle Multifuncional

MFD - Tela Multifuncional

MIL-STD - Padrão Militar (Estados Unidos)

MTOW - Peso Máximo de Decolagem (Estrutural)

N-ι - Velocidade de Ventoinha de Motor

Ν-ι,ρ - Velocidade de Ventoinha de Motor Instantânea

OAT - Temperatura do Ar Externa

OATp - Temperatura do Ar Externa conforme inserido pelo piloto no

FMS

RWY - Pista de pouso e decolagem

RWY ID - Identificação de Pista de pouso e decolagem

S - Área de Referência de Asa

STOMS - Sistema de Monitoramento de Decolagem Segura

T - Empuxo Total (Todos os Motores em Operação)

T_ins - Empuxo Instantâneo Total (Todos os Motores em Operação)

Tstd - Empuxo Padrão

T@V_R,p - Empuxo Total a V_{R P}

T@V_Lof - Empuxo Total a V_Lof

T/W - Razão entre empuxo e peso (T/W)lof - Razão entre empuxo e peso na Saída do Solo

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TLA - Ângulo de Manete de Potência

TLAmst - Ângulo de Manete de Potência Instantâneo

TO - Decolagem

TORA - Corrida de Decolagem Disponível

V_G - Velocidade de Solo

Vr - Velocidade de Rotação de Decolagem

Vre - Velocidade de Rotação de Decolagem em termos de Velocidade do ar Equivalente

Vrms - Velocidade Média (Média Quadrática)

VR.min - Velocidade de Rotação de Decolagem Mínima

Vr.p - Velocidade de Rotação de Decolagem conforme inserida pelo piloto no FMS

Vlof - Velocidade de Saída do Solo

Vi - Velocidade do ar instantânea

Ve - Velocidade do ar Equivalente Instantânea

Vfto - Velocidade de Decolagem Final

Vfto.p - Velocidade de Decolagem Final conforme inserida pelo piloto no FMS

Vi - Velocidade de Decisão de Decolagem

Vi,_P - Velocidade de Decisão de Decolagem conforme inserida pelo piloto no FMS

V₂ - Velocidade de Segurança de Decolagem

V₂,p - Velocidade de Segurança de Decolagem conforme inserida pelo piloto no FMS

V₃₅ - Velocidade do Vento a 10,7 metros (35 pés) acima da pista de pouso e decolagem, em uma decolagem com todos os motores em operação

V_w - Velocidade do Vento

Vw35 - Velocidade do Vento a 10,7 metros (35 pés) acima da pista de pouso e decolagem

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W - Peso da Aeronave

Wi - Peso Instantâneo da Aeronave

Ylof - Gradiente de Subida na Saida do Solo σ - Razão de Densidade do Ar φ - Inclinação da pista de pouso e decolagem [00169] Embora a tecnologia no presente documento tenha sido descrita em conexão com modalidades ilustrativas não limitantes exemplificativas, a invenção não deve ser limitada pela revelação. A invenção tem como objetivo ser definida pelas reivindicações e abranger todas as disposições correspondentes e equivalentes, se especificamente reveladas ou não no presente documento.

Claims

1. Sistema seguro de monitoramento de decolagem para uma aeronave, o sistema sendo caracterizado pelo fato de que compreende:

sensores a bordo da aeronave que detectam parâmetros relacionados ao peso da aeronave; e um processador automático operacionalmente acoplado aos sensores, o sistema de processamento automático computando continuamente parâmetros incluindo distância requerida para parar a aeronave a partir de sua posição atual, o processador automático condicionalmente emitindo um aviso ao piloto para abortar a decolagem se a distância restante na pista for adequada para parar a aeronave e a velocidade atual da aeronave for abaixo de V_R.

2. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que dito processador automático calcula o peso instantâneo atual da aeronave em resposta aos sensores.

3. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o processador automático calcula velocidade de rotação mínima aceitável.

4. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o processador automático calcula distância requerida para atingir rotação, decolagem e 35 metros de altura acima da pista, considerando uma condição operação-todo-motor.

5. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o processador automático avalia a energia absorvida pelos freios da aeronave em caso de uma decolagem abortada.

6. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o processador automático avalia o gradiente de subida disponível na decolagem, considerando uma condição operação-todo-motor.

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7. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o processador automático adverte o piloto a abortar decolagem se uma grande divergência é detectada entre o peso da aeronave como determinado pelo processador automático e aquele indicado pelo piloto.

8. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o processador automático alerta o piloto a abortar decolagem se a velocidade de rotação proposta pelo piloto é menor do que a velocidade de rotação mínima aceitável para as condições de operação atual da aeronave.

9. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o processador emite um aviso de abortar somente quando a energia da aeronave está dentro da capacidade de absorção dos freios da aeronave.

10. Método seguro de monitoramento de decolagem para uma aeronave, o método sendo caracterizado pelo fato de que compreende:

sensoriamento usando sensores eletrônicos a borde da aeronave;

uso de pelo menos um processador, continuamente calculando parâmetros em resposta ao sensoriamento, incluindo distância requerida para parar a aeronave a partir de sua posição atual, e uso de pelo menos um processador, emitindo um aviso ao piloto para abortar decolagem se a distância restante na pista for adequada para parar a aeronave e a velocidade atual da aeronave for abaixo de V_R.

11. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que ainda inclui calcular peso instantâneo atual da aeronave.

12. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que ainda inclui calcular velocidade de rotação mínima aceitável.

13. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que ainda inclui calcular distâncias requeridas para atingir rotação, decolagem e 35 metros de altura acima da pista, considerando uma condição operação-todo- motor.

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14. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que ainda inclui avaliação da energia absorvida pelos freios da aeronave no caso de uma decolagem abortada.

15. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que ainda inclui avaliação do gradiente de subida disponível na decolagem, considerando uma condição operação-todo- motor.

16. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que ainda inclui advertir o piloto a abortar decolagem se uma grande divergência for detectada entre o peso da aeronave como determinado pelo processador automático e aquele indicado pelo piloto.

17. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que ainda inclui alertar o piloto a abortar decolagem se a velocidade de rotação proposta pelo piloto é menor do que a velocidade de rotação mínima aceitável para as condições de operação atual da aeronave.

18. Método, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que ainda inclui emitir um aviso de abortar somente quando a energia da aeronave está dentro da capacidade de absorção dos freios da aeronave.

19. Sistema seguro de monitoramento de decolagem para uma aeronave, o sistema sendo caracterizado pelo fato de que compreende:

sensores a bordo da aeronave que detectam parâmetros relacionados ao peso da aeronave;

um sistema de interface com piloto;

um verificador de dados consistentes de decolagem;

uma unidade calculadora incluindo um calculador de impulso, calculador de velocidade do ar equivalente e calculador de peso da aeronave,

4/5 uma unidade calculadora V_R que calcula V_R mínima, determina distância instantânea para V_R, calcula dados de V_R a V35 e aplica critérios de segurança, um calculador de capacidade de subida disponível, um calculador de distancia de parada, e um sistema de alerta de piloto operacionalmente acoplado aos calculadoras mencionados acima que condicionalmente emite um aviso ao piloto para abortar a decolagem se a distância restante na pista for adequada para parar a aeronave.

20. Sistema seguro de monitoramento de decolagem para uma aeronave, o sistema sendo caracterizado pelo fato de que compreende:

meios para prover uma interface com piloto, meios para verificar dados consistentes de decolagem, meios para calcular empuxo, meios para calcular velocidade do ar equivalente, meios para calcular empuxo da aeronave em ralação ao peso, meios de calcular V_R para calcular V_R mínima, determinando distância instantânea para V_R, cálculo de dados de V_R para V35, e aplicação de critérios de segurança, meios para calcular capacidade de subida disponível, meios para calcular uma distância de parada, meios para calcular energia de frenagem, e uma unidade de alerta para piloto operacionalmente acoplada aos meios acima mencionados que condicionalmente emite um aviso ao piloto para

5/5 abortar decolagem se a distância restante na pista for adequada para parar a aeronave e a velocidade atual da aeronave for abaixo de V_R.

21. Sistema, de acordo com a reivindicação 20, caracterizado pelo fato de que a unidade de alerta para piloto compreende meios para condicionalmente emitir um alerta para o piloto abortar decolagem se a distância restante na pista for adequada para parar a aeronave e a velocidade atual da aeronave for abaixo de V_R.