BRPI0710334A2 - método de pilotagem de uma aeronave, dispositivo para aplicação do método e aeronave - Google Patents
método de pilotagem de uma aeronave, dispositivo para aplicação do método e aeronave Download PDFInfo
- Publication number
- BRPI0710334A2 BRPI0710334A2 BRPI0710334-4A BRPI0710334A BRPI0710334A2 BR PI0710334 A2 BRPI0710334 A2 BR PI0710334A2 BR PI0710334 A BRPI0710334 A BR PI0710334A BR PI0710334 A2 BRPI0710334 A2 BR PI0710334A2
- Authority
- BR
- Brazil
- Prior art keywords
- aircraft
- threshold
- incidence
- state
- ailerons
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims description 18
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 2
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 claims 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 101100406515 Drosophila melanogaster orb2 gene Proteins 0.000 description 1
- 101100258025 Schizosaccharomyces pombe (strain 972 / ATCC 24843) shk1 gene Proteins 0.000 description 1
- 230000002427 irreversible effect Effects 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/06—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders with two or more independent movements
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Toys (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
- Pharmaceuticals Containing Other Organic And Inorganic Compounds (AREA)
- Shafts, Cranks, Connecting Bars, And Related Bearings (AREA)
- Optical Radar Systems And Details Thereof (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
MéTODO DE PILOTAGEM DE UMA AERONAVE, DISPOSITIVO PARA APLICAçãO DO MéTODO E AERONAVE. Em conformidade com a invenção, segundo as condições de velocidade e de incidência, a orientação dos ailerons é ligeiramente negativa (b0) ou se corresponde seja ao rendimento aerodinâmico máximo da aeronave (b1), quer à sustentação ótima desta última (b2).
Description
"MÉTODO DE PILOTAGEM DE UMA AERONAVE, DISPOSITIVO PARAAPLICAÇÃO DO MÉTODO E AERONAVE".Campo da invenção
A invenção refere-se a um método e um dispositivo de pilotagem para aeronave, que permitem otimizar o comandodos ailerons em configuração hiper-sustentada.Diz-se que dentre outras superfícies aerodinâmicasmóveis, as duas asas simétricas de uma aeronave podemcompreender os bicos de borda de ataque e/ou os flaperons (combinação de aileron com flaps) de borda de fuga aptospara engendrar a hiper-sustentação das mencionadas asasquando elas são estendidas, assim como os ailerons paracomandar a mencionada aeronave em movimento de rolamento.Em uma tal configuração hiper-sustentada, os ailerons são direcionados usualmente para baixo para tomar uma posiçãoneutra compensada, participando na hiper-sustentaçãoglobal da aeronave.
Entretanto, a partir de uma tal posição neutracompensada, a eficácia em rolamento dos mencionadosailerons é relativamente fraca, de modo que osdesempenhos em rolamento da aeronave são fortementedeteriorados. Ademais, dessa fraca eficácia em rolamentoresulta que a aeronave apresenta uma margem reduzida emrelação ao fenômeno de bombeamento pilotado. A presente invenção tem por objetivo remediar essesinconvenientes.
Com esse fim, conforme a invenção, o método de pilotagemde uma aeronave compreendendo duas asas simétricasprovidas:
- de superfícies aerodinâmicas móveis de hiper-
sustentação, aptas para conferir às mencionadas asas sejauma configuração lisa, quer pelo menos uma configuraçãohiper-sustentada; e
- de ailerons de comando em movimento de rolamento, cuja posição neutra corresponde a uma orientação nula, quandoas mencionadas asas apresentam a mencionada configuraçãolisa,é notável, uma vez que em uma configuração hiper-sustentada das mencionadas asas, confere aos mencionadosailerons, do forma idêntica nas duas asas e abstraçãofeita, uma eventual ordem de comando em movimento derolamento:
- quando a incidência e a velocidade da aeronave são,respectivamente, inferior a um limiar de incidência esuperior a um limiar de velocidade, um primeiro estadocorrespondendo a uma posição orientada para cima de umângulo, por exemplo, quando muito igual a 5o, tal que osmencionados ailerons conservam quase intacta sua eficáciaem movimento de rolamento; e
- quando a incidência da aeronave é igual ou superior aomencionado limiar de incidência ou quando a velocidade daaeronave é igual ou inferior ao mencionado limiar develocidade, um segundo estado correspondendo:
ou a uma primeira orientação para baixo de valorcorrespondendo pelo menos aproximadamente a um rendimentoaerodinâmico máximo da aeronave, se a mesma está em fasede decolagem ou de retomada de decolagem,
ou a uma segunda orientação para baixo de valorcorrespondendo pelo menos à força de sustentação ótima daaeronave, se a mesma está em fase de aterrissagem.
Assim, graças â invenção, comunica-se aos mencionadosailerons, quando a aeronave está em configuração hiper-sustentada, não só uma única posição orientada, mas três:
- quando a aeronave está em aproximação de aterrissagemou no fim da decolagem, a orientação para cima dosailerons é suficientemente fraca para que os mencionadosailerons apresentem uma excelente eficácia em movimentode rolamento. Ademais, nessa posição, os ailerons nãosomente geram pouco ruído, mas também combatem osturbilhões de rastro engendrando um turbilhão local que,associado aos outros turbilhões engendrados pelo avião,favorece a dissipação progressiva dos mencionadosturbilhões de rastro;
- quando a aeronave aterrissa, a orientação dos aileronscorresponde à força de sustentação máxima, ou seja, àvelocidade de perda de sustentação mais fraca e,portanto, à velocidade de aterrissagem mais fraca, istoconstituindo as condições ótimas de aterrissagem.
Ademais, em fase de aterrissagem, a orientação dosailerons engendra uma resistência do ar máxima, o quefavorece a desaceleração da aeronave; e
- quando a aeronave começa uma decolagem, a orientaçãodos ailerons lhe confere uma boa força de sustentação euma resistência do ar não muito elevada (o rendimentoaerodinâmico correspondendo à relação da sustentaçãoacima da resistência), o que facilita, portanto, olevantamento de vôo da aeronave.
De preferência, a fim de dinamizar a passagem de umestado a outro, é vantajoso, por uma parte, determinar aposição da incidência a em relação ao mencionado limiarde incidência as comparando a expressão a + Kl. q aomencionado limiar as, Kl sendo um coeficiente constantepositivo e q sendo a velocidade de cabeceio da mencionadaaeronave (ou seja a derivada em relação ao tempo damencionada incidência a), e, por outra lado, determinar aposição da velocidade VC da aeronave em relação aomencionado limiar de velocidade Vs comparando a expressãoVc + K2.dVc/dt ao mencionado limiar Vs, K2 sendo umcoeficiente constante positivo e dVc/dt a aceleração domencionado avião.
O valor dos mencionados limiares de incidência e develocidade dependem da posição de hiper-sustentação dasmencionadas superfícies aerodinâmicas de hiper-sustentação e do número de Mach.
A passagem dos ailerons de um estado a outro pode serreversível ou irreversível. Por exemplo, após ter passadodo mencionado primeiro estado ao segundo, os mencionadosailerons podem repassar, de preferência com histerese, aomencionado primeiro estado quando as condições deincidência e de velocidade tornam a ser conforme as domencionado primeiro estado.Para a aplicação do método conforme a presente invençãopode-se utilizar um dispositivo montado a bordo damencionada aeronave e compreendendo:
os primeiros meios de comparação para comparar a mencionada incidência α ao mencionado limiar deincidência as;
os segundos meios de comparação para comparar amencionada velocidade Vc ao mencionado limiar develocidade Vs;
os mencionados meios lógicos do tipo OU recebendo osresultados das comparações efetuadas pelos primeirosmeios e os segundos meios de comparação;
os primeiros meios de comutação para escolher entre amencionada primeira orientação e a mencionada segundaorientação; e
os segundos meios de comutação, acionados pelosmencionados meios lógicos para escolher entre o resultadoda escolha dos mencionados primeiros meios de comutação ea mencionada posição orientada para cima de um ângulo talque os mencionados ailerons conservam quase intacta suaeficácia em movimento de rolamento.
Descrição das figuras
As Figuras do desenho anexado farão com que se compreendabem como a invenção pode ser concretizada. NessasFiguras, as referencias idênticas identificam oselementos semelhantes.
A Figura 1 mostra em perspectiva esquemática um aviãocivil de grande porte provido de bicos e de flaperonshiper-sustentadores, assim como de ailerons;
As Figuras 2, 3 e 4 são diagramas ilustrando
respectivamente a eficácia em movimento de rolamento, orendimento aerodinâmico e a força de sustentação doaeronave da Figura 1 em função do ângulo de orientaçãodos ailerons; e
A Figura 5 é o esquema sinóptico de um dispositivo paraaplicação do método conforme a presente invenção.
Descrição da invençãoO avião de transporte civil 1, representadoesquematicamente em perspectiva na Figura 1, compreendeduas asas 2G e 2D simétricas em todos seus pontos, uma daoutra, em relação à fuselagem 3.As asas 2G e 2D compreendem respectivamente os bicos deborda de ataque 4G, 4D, os flaperons de borda de saída5G, 5D (os mencionados bicos e flaperons constituindo assuperfícies aerodinâmicas de hiper-sustentação para oavião 1) e os ailerons 6G, 6D de comando em movimento derolamento.
De forma usual, os bicos e os flaperons 4G, 4D; 5G, 5Dsão ejetáveis e retratáveis de forma a comunicar às asas2G, 2D, e portanto ao avião 1, uma configuração lisaquando eles estão retratados e pelo menos umaconfiguração hiper-sustentadora quando eles estãoej etados.
Da mesma forma, os ailerons 6G, 6D são articulados emrotação nas mencionadas asas 2G, 2D para poder tomardiferentes posições de orientação em relação às mesmas.
Na Figura 2, tem-se representado um diagrama conhecidoilustrando a eficácia em movimento de rolamento R dosailerons 6G, 6D no avião 1 em função do ângulo deorientação b dos mencionados ailerons. Nesse diagrama, osângulos b positivos correspondem a uma orientação parabaixo e os ângulos b negativos a uma orientação paracima. Desse diagrama conhecido, constata-se facilmenteque a eficácia em movimento de rolamento R dosmencionados ailerons é boa na medida em que o ângulo deorientação b toma um valor próximo de zero. Dessa forma,para um valor negativo bO próximo de zero, por exemplo,no máximo igual -5o, a eficácia dos ailerons em movimentode rolamento é praticamente tão boa que quando o ângulode orientação é nulo.
Ademais, na Figura 3, tem-se representado um outrodiagrama conhecido ilustrado o rendimento aerodinâmico Fdo avião 1, ou seja, a relação entre a sua força desustentação e a sua resistência ao ar, em função domencionado ângulo de orientação b dos ailerons 6G, 6D.Pode-se observar que o mencionado rendimento aerodinâmicopassa por um máximo Fmax para um valor positivo bl domencionado ângulo de orientação b.
Finalmente, na Figura 4, tem-se representado um terceirodiagrama conhecido ilustrando a sustentação P do avião 1em função de sua incidência a, para o valor negativo bO eos valores positivos bl e b2 (com b2 > bl) do ângulo deorientação b dos ailerons 6G, 6D. Esse último diagramailustra que, para um valor determinado ad de a, o valorcorrespondente POi Pl ou P2 da sustentação P é tantomaior quanto o valor do ângulo de orientação b é maior.A presente invenção é descrita a seguir em relação aoesquema sinóptico da Figura 5, se apoiando nascaracterísticas ilustradas por as Figuras 2, 3 e 4.
0 dispositivo destinado a aplicar o método conforme ainvenção e representado no esquema sinóptico da Figura 5compreende:
- um primeiro comparador 11 recebendo, em uma de suasentradas, a soma da incidência atual a do avião 1 e de umtermo Kl.q, constituído do produto de uma constante Kl eda velocidade de cabeceio atual q do mencionado avião e,em sua outra entrada, um limiar de incidência as, cujovalor é função da posição dos bicos 4G, 4D, dos flaperons
5G, 5D e do número de Mach, o primeiro comparador 11liberado um sinal quando a expressão α + Kl.q é igual ousuperior a as;
- um segundo comparador 12 recebendo, em uma de suasentradas, a soma da velocidade atual Vc do avião 1 e deum termo K2.dVc/dt, constituído do produto de umaconstante positiva K2 e da derivada dVc/dt da velocidadedo mencionado avião e, em sua outra entrada, um limiar develocidade Vs, cujo valor é função da posição dos bicos4G, 4D, dos flaperons 5G, 5D e do número de Mach, omencionado segundo comparador 12 liberando um sinalquando a expressão Vc + K2.dVc/dt é igual ou inferior aVs.- uma porta lógica 13, do tipo OU, cujas entradas sãorespectivamente ligadas às saídas dos comparadores 11 e12;
- um primeiro comutador 14 recebendo respectivamente emsuas entradas os dois valores positivos bl e b2 do ângulode orientação b, correspondendo respectivamente aorendimento aerodinâmico máximo Fmax e â sustentação ótimaP2 para a aeronave 1, o mencionado comutador 14 enviandopara suas saídas um ou outro valor desses valores bl oub2 em resposta a uma ordem 15 correspondendorespectivamente ao fato do avião estar em fase dedecolagem (ou de retomada de decolagem) ou em fase deaterrissagem;
- um segundo comutador 16 recebendo respectivamente emsuas duas entradas o valor negativo bO e um ou outro dos
valores positivos bl ou b2 (em função do comando 15 doprimeiro comutador 14), o mencionado segundo comutador 16sendo comandado pela saída da porta lógica 13 para enviara um filtro 17, seja o valor negativo bO, quer um ououtro dos valores positivos bl, b2; e
- um adicionador 18 permitindo adicionar a uma ordem depilotagem db dos ailerons 6G, 6D, um ou outro dos valoresbO, bl ou b2.
À luz do esquema sinóptico da Figura 1, compreende-sefacilmente que, em configuração hiper-sustentada das asas2G, 2D:
- quando a expressão a + Kl. q é inferior ao limiar deincidência as e a expressão Vc + K2.dVc/dt é superior aolimiar de velocidade Vs, a porta lógica 13 não libera nenhum sinal, de modo que a orientação negativa bO éimposta em comum aos ailerons 6G, 6D, através do filtro17 e após uma eventual adição de uma ordem de comando derolamento db. Do que é mostrado pelo diagrama da Figura2, e dos comentários associados, compreender-se-á que a orientação fraca negativa bO permite um eventual comandoem movimento de rolamento eficaz; e
- quando a expressão o; + Kl. q é igual ou superior aolimiar de incidência as e a expressão Vc + K2.dVc/dt éigual ou inferior ao limiar de velocidade Vs, a portalógica 13 faz bascular o segundo comutador 16, de modoque a orientação positiva bl correspondendo à decolagemou a orientação positiva b2 correspondendo à aterrissagem(em função do estado do primeiro comutador 15) é impostaem comum aos ailerons 6G, 6D, através do filtro 17 e apóseventual adição de uma ordem de comando em movimento derolamento db. As orientações bl e b2 podem ser,respectivamente, da ordem de 5o e 10°.
Na Figura 4, tem-se representado, pelas linhaspontilhadas 7 e 8 respectivamente, a passagem daorientação bO, por um lado, à passagem bl ou b2, poroutro lado, quando o mencionado segundo comutador 16bascula.
Notar-se-ã que, graças à ação do filtro 17, a passagem daorientação bO á orientação bl ou b2 se faz suavemente,não subitamente.
0 segundo comutador 16 pode ser monoestável e retornarespontaneamente a sua posição inicial correspondendo âorientação bO, desde que a porta lógica 13 não lhe enviemais nenhum sinal. Como variação, o segundo comutadorpode ser biestável e ficar na sua posição basculantecorrespondendo à orientação bl ou b2, mesmo se a portalógica 13 não lhe envia mais nenhum sinal.
Claims (9)
1. Método de pilotagem de uma aeronave, compreendendoduas asas simétricas (2G, 2D) providas:de superfícies aerodinâmicas móveis de hiper-sustentação (4G, 4D; 5G, 5D) , aptas para conferir àsmencionadas asas seja uma configuração lisa, quer pelomenos uma configuração hiper-sustentada; e- de ailerons de comando em movimento de rolamento (6G,-6D) , cuja posição neutra corresponde a uma orientaçãonula, quando as mencionadas asas apresentam a mencionadaconfiguração lisa,caracterizado pelo fato de que em uma configuração hiper-sustentada das mencionadas asas, se confere aosmencionados ailerons (6G, 6D), de forma idêntica nas duasasas e abstração feita, uma eventual ordem de comando emmovimento de rolamento (db):- quando a incidência e a velocidade da aeronave são,respectivamente, inferior a um limiar de incidência (as)e superior a um limiar de velocidade (Vs), um primeiroestado (bO) correspondendo a uma posição orientada paracima de um ângulo tal que os mencionados ailerons (6G,-6D) conservam quase intacta sua eficácia em movimento derolamento; e- quando a incidência da aeronave é igual ou superior aomencionado limiar de incidência (as) ou quando avelocidade da aeronave é igual ou inferior ao mencionadolimiar de velocidade (Vs), um segundo estadocorrespondendo:. ou a uma primeira orientação (bl) para baixo de valorcorrespondendo pelo menos aproximadamente a um rendimentoaerodinâmico máximo (Fmax) da aeronave, se a mesma estáem fase de decolagem ou de retomada de decolagem,. ou a uma segunda orientação (b2) para baixo de valorcorrespondendo pelo menos à força de sustentação ótima-3 5 (P2) da aeronave, se a mesma está em fase deaterrissagem.
2. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizadopelo fato de determinar a posição da incidência a emrelação ao mencionado limiar de incidência as comparandoa expressão α + Kl.q ao mencionado limiar as, Kl sendo umcoeficiente constante positivo e q sendo a velocidade decabeceio da mencionada aeronave.
3. Método, de acordo com a reivindicação 2, caracterizadopelo fato de que o mencionado limiar de incidência asdepende da posição das mencionadas superfíciesaerodinâmicas de hiper-sustentação e do número de Mach.
4. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicaçõesde 1 a 3, caracterizado pelo fato de determinar a posiçãoda velocidade Vc da aeronave em relação ao mencionadolimiar de velocidade Vs comparando a expressão Vc +K2.dVc/dt ao mencionado limiar Vs, K2 sendo umcoeficiente constante positivo e dVc/dt a aceleração domenc i onado avi ão.
5. Método, de acordo com a reivindicação 4, caracterizadopelo fato de que o mencionado limiar de velocidade (Vs)depende da posição das mencionadas superfíciesaerodinâmicas de hiper-sustentação e do número de Mach.
6. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicaçõesde 1 a 5, caracterizado pelo fato de que após serempassados do mencionado primeiro estado ao mencionadosegundo estado, os mencionados ailerons ficam nomencionado segundo estado mesmo se as condições deincidência e de velocidade tornam a ser novamente aquelasconforme o mencionado primeiro estado.
7. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicaçõesde 1 a 5, caracterizado pelo fato de que após terempassado do primeiro estado para o segundo estado, osmencionados ailerons retornam ao mencionado primeiroestado quando as condições de incidência e de velocidadevoltam a ser aquelas conforme o primeiro estado.
8. Dispositivo para aplicação do método, de acordo comqualquer uma das reivindicações de 1 a 7, caracterizadopelo fato de compreender:- os primeiros meios de comparação (11) para comparar amencionada incidência a ao mencionado limiar deincidência as;- os segundos meios de comparação (12) para comparar amencionada velocidade Vc ao mencionado limiar develocidade Vs;- os meios lógicos (13) do tipo OU recebendo osresultados das comparações efetuadas pelos mencionadosprimeiros e segundos meios de comparação (11, 12) ;- os primeiros meios de comutação (14) para escolherentre a mencionada primeira orientação e a mencionadasegunda orientação; e- os segundos meios de comutação (16), acionados pelosmencionados meios lógicos (13) para escolher entre oresultado da escolha dos mencionados primeiros meios decomutação (14) e a mencionada posição de orientação paracima de um ângulo tal que os mencionados ailerons (6G,-6D) conservem quase intacta sua eficácia em movimento derolamento.
9. Aeronave, caracterizada pelo fato de utilizar o métodoespecificado em qualquer uma das reivindicações de 1 a 7.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0604721 | 2006-05-29 | ||
| FR0604721A FR2901537B1 (fr) | 2006-05-29 | 2006-05-29 | Procede et dispositif de pilotage d'un aeronef optimisant la commande des ailerons en configuration hypersustentee |
| PCT/FR2007/000851 WO2007138179A1 (fr) | 2006-05-29 | 2007-05-21 | Procédé et dispositif de pilotage d'un aéronef optimisant la commande des ailerons en configuration hypersustentée |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| BRPI0710334A2 true BRPI0710334A2 (pt) | 2011-08-09 |
| BRPI0710334B1 BRPI0710334B1 (pt) | 2019-09-24 |
Family
ID=37685049
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| BRPI0710334-4A BRPI0710334B1 (pt) | 2006-05-29 | 2007-05-21 | Método de pilotagem de uma aeronave, dispositivo para aplicação do método e aeronave |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8083178B2 (pt) |
| EP (1) | EP2021239B1 (pt) |
| JP (1) | JP5209614B2 (pt) |
| CN (1) | CN101454200B (pt) |
| AT (1) | ATE450444T1 (pt) |
| BR (1) | BRPI0710334B1 (pt) |
| CA (1) | CA2647478C (pt) |
| DE (1) | DE602007003589D1 (pt) |
| FR (1) | FR2901537B1 (pt) |
| RU (1) | RU2389645C1 (pt) |
| WO (1) | WO2007138179A1 (pt) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2902078B1 (fr) * | 2006-06-13 | 2008-07-11 | Airbus France Sas | Procede de pilotage d'un aeronef en phase d'approche |
| FR2929724B1 (fr) * | 2008-04-02 | 2010-04-30 | Airbus France | Procede pour la determination de la vitesse de sortie d'effet de sol d'un aeronef. |
| FR2929723B1 (fr) * | 2008-04-02 | 2011-02-11 | Airbus France | Procede pour la reduction exceptionnelle de la course d'envol d'un aeronef. |
| FR2931004B1 (fr) * | 2008-05-07 | 2010-04-23 | Airbus France | Procede pour la reduction de la course d'envol d'un aeronef. |
| FR2942611B1 (fr) * | 2009-03-02 | 2012-09-28 | Airbus France | Procede et dispositif d'optimisation automatique en vol de la configuration aerodynamique d'un avion |
| FR2942612B1 (fr) * | 2009-03-02 | 2012-09-28 | Airbus France | Procede et dispositif d'optimisation automatique au sol de la configuration aerodynamique d'un avion |
| RU2450312C1 (ru) * | 2011-07-25 | 2012-05-10 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") | Способ управления летательным аппаратом при возврате на корабль |
| US8653990B2 (en) * | 2012-06-18 | 2014-02-18 | The Boeing Company | Stall management system |
| CA3028953A1 (en) * | 2016-06-21 | 2017-12-28 | C Series Aircraft Limited Partnership | Gust loading management in fly-by-wire aircraft by controlling aileron deflection |
| EP3478576B1 (en) * | 2016-06-30 | 2020-08-05 | Bombardier Inc. | Split-aileron control |
| JP2019095873A (ja) | 2017-11-20 | 2019-06-20 | キヤノン株式会社 | 情報処理装置、制御方法、及びプログラム |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2210642A (en) * | 1938-05-27 | 1940-08-06 | Stephen W Thompson | Aircraft |
| US2407401A (en) * | 1941-09-08 | 1946-09-10 | Douglas Aircraft Co Inc | Lateral control arrangement |
| US3734432A (en) * | 1971-03-25 | 1973-05-22 | G Low | Suppression of flutter |
| FR2425379A1 (fr) * | 1978-05-08 | 1979-12-07 | Dornier Gmbh | Dispositif d'accouplement pour commandes agissant aerodynamiquement a des aeronefs |
| US4479620A (en) * | 1978-07-13 | 1984-10-30 | The Boeing Company | Wing load alleviation system using tabbed allerons |
| JPS6047156B2 (ja) * | 1981-05-27 | 1985-10-19 | 富士重工業株式会社 | 航空機のエルロン下げ操作機構 |
| US4705236A (en) | 1981-09-29 | 1987-11-10 | The Boeing Company | Aileron system for aircraft and method of operating the same |
| US4455004A (en) * | 1982-09-07 | 1984-06-19 | Lockheed Corporation | Flight control device for airplanes |
| JPS63108898U (pt) * | 1987-01-07 | 1988-07-13 | ||
| US5823479A (en) * | 1996-05-20 | 1998-10-20 | The Boeing Company | Landing attitude modifier for airplane |
| CN1204602A (zh) * | 1997-07-08 | 1999-01-13 | 马金山 | 飞机高效操纵面 |
| US7243881B2 (en) * | 2003-06-03 | 2007-07-17 | The Boeing Company | Multi-function trailing edge devices and associated methods |
| US6970773B2 (en) * | 2004-03-10 | 2005-11-29 | Utah State University | Apparatus and method for reducing induced drag on aircraft and other vehicles |
| US7494094B2 (en) * | 2004-09-08 | 2009-02-24 | The Boeing Company | Aircraft wing systems for providing differential motion to deployable lift devices |
-
2006
- 2006-05-29 FR FR0604721A patent/FR2901537B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-05-21 US US12/294,588 patent/US8083178B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-05-21 RU RU2008147136/11A patent/RU2389645C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-05-21 BR BRPI0710334-4A patent/BRPI0710334B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-05-21 EP EP07731485A patent/EP2021239B1/fr not_active Not-in-force
- 2007-05-21 DE DE602007003589T patent/DE602007003589D1/de active Active
- 2007-05-21 JP JP2009512634A patent/JP5209614B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2007-05-21 CN CN2007800194310A patent/CN101454200B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-05-21 CA CA2647478A patent/CA2647478C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2007-05-21 AT AT07731485T patent/ATE450444T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-05-21 WO PCT/FR2007/000851 patent/WO2007138179A1/fr active Application Filing
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| BRPI0710334B1 (pt) | 2019-09-24 |
| JP2009538779A (ja) | 2009-11-12 |
| FR2901537B1 (fr) | 2008-07-04 |
| RU2389645C1 (ru) | 2010-05-20 |
| CA2647478A1 (fr) | 2007-12-06 |
| ATE450444T1 (de) | 2009-12-15 |
| EP2021239B1 (fr) | 2009-12-02 |
| EP2021239A1 (fr) | 2009-02-11 |
| FR2901537A1 (fr) | 2007-11-30 |
| WO2007138179A1 (fr) | 2007-12-06 |
| DE602007003589D1 (de) | 2010-01-14 |
| CN101454200B (zh) | 2011-06-08 |
| JP5209614B2 (ja) | 2013-06-12 |
| CA2647478C (fr) | 2014-03-18 |
| US8083178B2 (en) | 2011-12-27 |
| US20090230253A1 (en) | 2009-09-17 |
| CN101454200A (zh) | 2009-06-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| BRPI0710334A2 (pt) | método de pilotagem de uma aeronave, dispositivo para aplicação do método e aeronave | |
| JP6368697B2 (ja) | 航空宇宙機ヨー発生システムおよび関連方法 | |
| US7798443B2 (en) | Composite material for geometric morphing wing | |
| US5282591A (en) | Active vortex control for a high performance wing | |
| US3721406A (en) | Aircraft wing airflow control system | |
| CN108622369B (zh) | 变体飞行器机翼结构 | |
| US8622350B1 (en) | Compound leading edge device for aircraft | |
| US5895015A (en) | Automatic flap | |
| US3282535A (en) | Leading edge spoiler and flap wing stall control means | |
| US4979699A (en) | Flight control augmentation inlet device | |
| US5655737A (en) | Split rudder control system aerodynamically configured to facilitate closure | |
| CN107303946A (zh) | 用于控制飞行器机翼襟翼运动的***和方法 | |
| EP3674211A1 (en) | Convertiplane and related control method | |
| US2595363A (en) | Hinged fins for providing directional control and stability in tailless airplanes | |
| CA2831655C (en) | Control surface for creating variable camber along a wing | |
| US11945608B2 (en) | Apparatus, systems and methods for controlling a spacecraft during atmospheric reentry | |
| US12017807B2 (en) | Apparatus, systems and methods for controlling a spacecraft during atmospheric reentry | |
| EP3323713A1 (en) | Air brake system for aircraft | |
| CN208233345U (zh) | 变体飞行器机翼结构 | |
| Maki | Experimental study of a morphing wing configuration with multi-slotted variable-camber mechanism | |
| US20220073185A1 (en) | Aircraft wing | |
| GB1100376A (en) | Improvements in aircraft | |
| JPH03239698A (ja) | ボディ・スポイラーを有する飛しよう機体 | |
| US2204404A (en) | Aircraft construction | |
| US11407498B2 (en) | Vortex generator passive deployment system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B25A | Requested transfer of rights approved |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS SAS (FR) Free format text: TRANSFERIDO POR INCORPORACAO DE: AIRBUS FRANCE |
|
| B06T | Formal requirements before examination [chapter 6.20 patent gazette] | ||
| B09A | Decision: intention to grant [chapter 9.1 patent gazette] | ||
| B21F | Lapse acc. art. 78, item iv - on non-payment of the annual fees in time |
Free format text: REFERENTE A 14A ANUIDADE. |
|
| B24J | Lapse because of non-payment of annual fees (definitively: art 78 iv lpi, resolution 113/2013 art. 12) |
Free format text: EM VIRTUDE DA EXTINCAO PUBLICADA NA RPI 2622 DE 06-04-2021 E CONSIDERANDO AUSENCIA DE MANIFESTACAO DENTRO DOS PRAZOS LEGAIS, INFORMO QUE CABE SER MANTIDA A EXTINCAO DA PATENTE E SEUS CERTIFICADOS, CONFORME O DISPOSTO NO ARTIGO 12, DA RESOLUCAO 113/2013. |