BR102017009774B1

BR102017009774B1 - Aparelho com sistema de detecção de ângulo aerodinâmico e método para o processamento de ângulos aerodinâmicos para uma aeronave

Info

Publication number: BR102017009774B1
Application number: BR102017009774-9A
Authority: BR
Inventors: Jia Luo
Original assignee: The Boeing Company
Priority date: 2016-05-18
Filing date: 2017-05-10
Publication date: 2023-01-10
Also published as: CN107436607B; RU2017109733A3; US20170336808A1; US9910445B2; BR102017009774A2; EP3246712A1; CN107436607A; JP2018020759A; RU2017109733A; EP3246712B1; JP6737737B2; RU2735751C2

Abstract

Um método e aparelho para o processamento de ângulos aerodinâmicos para uma aeronave. Uma primeira taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico inercial é calculada utilizando-se dados recebidos de um sistema de medição inercial para a aeronave. Adicionalmente uma segunda taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico medido externamente é calculada. Adicionalmente ainda, um ângulo aerodinâmico filtrado é gerado durante um voo da aeronave utilizando a primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial e a segunda taxa de mudança no ângulo aerodinâmico medido externamente. Adicionalmente ainda, uma contribuição da primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial utilizado na geração do ângulo aerodinâmico filtrado é alterada com base em uma diferença entre a primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial e a segunda taxa de mudança no ângulo aerodinâmico medido externamente, permitindo o controle do voo da aeronave utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado.

Description

Antecedentes

[001] A presente descrição refere-se geralmente à aeronave e, em particular, a um método e aparelho para operação de uma aeronave. Ainda mais particularmente, a presente descrição refere-se a um método e a um aparelho para identificar de forma mais precisa os ângulos aerodinâmicos utilizados para operar uma aeronave.

[002] Durante a operação de uma aeronave, um piloto recebe informação sobre o estado da aeronave. Essa informação é utilizada para realizar mudanças no voo da aeronave. Por exemplo, um tipo de informação recebida é um ângulo de ataque. O ângulo de ataque afeta a quantidade de sustentação que uma asa fornece à aeronave. Por exemplo, à medida que o ângulo de ataque aumenta, a sustentação aumenta até um coeficiente máximo de sustentação. O ângulo de ataque com o coeficiente máximo de sustentação é chamado de ângulo de ataque de perda de sustentação.

[003] Se o ângulo de ataque aumentar muito, a aeronave pode perder sustentação. O ângulo no qual a aeronave pode perder a sustentação é quando o ângulo de ataque é superior ao ângulo de ataque de perda de sustentação. O ângulo de ataque é utilizado para fornecer informação e alertas para a cabine de voo para aperfeiçoar a ciência da tripulação sobre o estado de avião com relação a limites de desempenho.

[004] Portanto, seria desejável se ter um método e aparelho para levar em consideração pelo menos algumas das questões discutidas acima, além de outras possíveis questões. Por exemplo, seria desejável se ter um método e aparelho que superasse um problema técnico com a identificação de ângulos aerodinâmicos com uma quantidade reduzida de ruído o mais rapidamente e precisamente possível.

Sumário

[005] Uma modalidade da presente descrição fornece um aparelho compreendendo um sistema de detecção de ângulo aerodinâmico. O sistema de detecção de ângulo aerodinâmico calcula uma primeira taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico inercial para uma aeronave utilizando dados recebidos de um sistema de medição inercial para a aeronave. Adicionalmente, o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico calcula uma segunda taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico medido externamente para a aeronave. Adicionalmente ainda, o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico gera um ângulo aerodinâmico filtrado durante o voo da aeronave utilizando a primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial e a segunda taxa de mudança no ângulo aerodinâmico medido externamente. Adicionalmente ainda, o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico altera uma contribuição da primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial utilizado na geração do ângulo aerodinâmico filtrado com base em uma diferença entre a primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial e a segunda taxa de mudança no ângulo aerodinâmico médio externamente, permitindo o controle do voo da aeronave utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado.

[006] Outra modalidade da presente descrição fornece um sistema de detecção de ângulo aerodinâmico. O sistema de detecção de ângulo aerodinâmico compreende uma primeira taxa do identificador de mudança, uma segunda taxa do identificador de mudança, um identificador de redução, um ajustador, e um filtro. A primeira taxa de identificador de mudança calcula uma primeira taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico inercial para uma aeronave utilizando dados recebidos de um sistema de medição inercial para a aeronave e um ângulo aerodinâmico filtrado. A segunda taxa do identificador de mudança calcula uma segunda taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico medido externamente para a aeronave. O identificador de redução identifica um valor de decaimento com base em uma diferença entre a primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial e a segunda taxa de mudança no ângulo aerodinâmico medido externamente, permitindo o controle de um voo da aeronave utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado. O ajustador ajusta uma contribuição da primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial para formar uma contribuição ajustada. O filtro gera o ângulo aerodinâmico filtrado durante o voo da aeronave utilizando a contribuição ajustada como ajustado pelo ajustador e o ângulo aerodinâmico medido externamente, permitindo o controle do voo da aeronave utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado.

[007] Outra modalidade adicional da presente descrição fornece um método para o processamento de ângulos aerodinâmicos para uma aeronave. Uma primeira taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico inercial é calculada para a aeronave utilizando dados recebidos de um sistema de medição inercial para a aeronave e um ângulo aerodinâmico filtrado. Adicionalmente, uma segunda taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico medido externamente é calculada para a aeronave. O ângulo aerodinâmico filtrado é gerado durante um voo da aeronave utilizando a primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial e a segunda taxa de mudança no ângulo aerodinâmico medido externamente. Uma contribuição da primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial utilizado na geração do ângulo aerodinâmico filtrado é mudada com base em uma diferença entre a primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial e a segunda taxa de mudança no ângulo aerodinâmico medido externamente, permitindo o controle do voo da aeronave utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado.

[008] As características e funções podem ser alcançadas independentemente em várias modalidades da presente descrição ou podem ser combinadas em outras modalidades nas quais os detalhes adicionais podem ser observados com referência à descrição e desenhos a seguir.

Breve Descrição dos Desenhos

[009] As características de novidade consideradas características das modalidades ilustrativas são apresentadas nas reivindicações em anexo. As modalidades ilustrativas, no entanto, além de um modo de uso preferido, objetivos adicionais e características das mesmas, serão mais bem compreendidas por referência à descrição detalhada a seguir de uma modalidade ilustrativa da presente descrição quando lida em conjunto com os desenhos em anexo, nos quais:

[0010] A figura 1 é uma ilustração de uma aeronave de acordo com uma modalidade ilustrativa;

[0011] A figura 2 é uma ilustração de um diagrama em bloco de um ambiente de detecção de ângulo aerodinâmico de acordo com uma modalidade ilustrativa;

[0012] A figura 3 é uma ilustração de um diagrama em bloco de um sistema de detecção de ângulo aerodinâmico de acordo com uma modalidade ilustrativa;

[0013] A figura 4 é uma ilustração de um ângulo de sistema de filtro de ataque de acordo com uma modalidade ilustrativa;

[0014] A figura 5 é uma ilustração de um sistema de filtro de ângulo de deslizamento lateral de acordo com uma modalidade ilustrativa;

[0015] A figura 6 é uma ilustração de uma taxa de mudança em um identificador de ângulo de ataque inercial de acordo com uma modalidade ilustrativa;

[0016] A figura 7 é uma ilustração de uma taxa de mudança em um identificador de ângulo de glissagem inercial de acordo com uma modalidade ilustrativa;

[0017] A figura 8 é uma ilustração de ângulos de ataque de acordo com uma modalidade ilustrativa;

[0018] A figura 9 é uma ilustração de ângulos de glissagem de acordo com uma modalidade ilustrativa;

[0019] A figura 10 é uma ilustração de um fluxograma de um pro cesso para processamento de ângulos aerodinâmicos para uma aeronave de acordo com uma modalidade ilustrativa;

[0020] A figura 11 é uma ilustração de um fluxograma de um pro cesso para ajustar uma contribuição de uma taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico inercial de acordo com uma modalidade ilustrativa;

[0021] A figura 12 é uma ilustração de um diagrama em bloco de um método de fabricação e serviço de aeronave de acordo com uma modalidade ilustrativa; e

[0022] A figura 13 é uma ilustração de um diagrama em bloco de uma aeronave no qual uma modalidade ilustrativa pode ser implementada.

Descrição Detalhada

[0023] As modalidades ilustrativas reconhecem e levam em consi deração uma ou mais considerações diferentes. Por exemplo, as modalidades ilustrativas reconhecem e levam em consideração que os filtros atuais para ângulos aerodinâmicos, tal como um ângulo de ataque e um ângulo de glissagem, não filtram ruído da turbulência transitória e reagem simultaneamente às rajadas de vento sustentadas tão rapidamente e precisamente como desejável para se operar uma aeronave.

[0024] As modalidades ilustrativas reconhecem e levam em consideração que os filtros de defasagem de primeira ordem atualmente utilizados na aeronave para identificar os ângulos de ataque e ângulos de glissagem podem filtrar o ruído da turbulência transitória, mas apresentam uma reação defasada na indicação de mudanças nesses ângulos quando rajadas de vento sustentadas são encontradas. Um decaimento ou defasagem pode não fornecer informação sobre esses ângulos tão rapidamente e precisamente como desejável para um sistema de piloto automático e controle de voo para realizar as mudanças necessárias para o voo da aeronave ou para um sistema de aviso de perda de sustentação a ser acionado tão rapidamente e precisamente como desejável.

[0025] As modalidades ilustrativas também reconhecem e levam em consideração que os filtros complementares atualmente utilizados podem fornecer uma resposta desejada para a turbulência transitória pela utilização de um ângulo de ataque internamente sentido. No entanto, esses tipos de filtros são incapazes de capturar mudanças rápidas, tal como as das rajadas de vento sustentadas.

[0026] Dessa forma, as modalidades ilustrativas fornecem um método e aparelho para o envio de dados sobre os ângulos aerodinâmicos com uma redução no ruído da turbulência transitória e reações rápidas e precisas o suficiente às rajadas de vento sustentadas. Em um exemplo ilustrativo, uma primeira taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico inercial para a aeronave é calculada utilizando dados recebidos de um sistema de medição inercial para a aeronave. Uma segunda taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico externamente medido para a aeronave é calculada. Um ângulo aerodinâmico filtrado é gerado durante um voo da aeronave utilizando a primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial e a segunda taxa de mudança no ângulo aerodinâmico externamente medido. Uma contribuição da primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial utilizado na geração do ângulo aerodinâmico filtrado é alterada com base em uma diferença entre a primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial e a segunda taxa de mudança no ângulo aerodinâmico medido externamente, permitindo o controle de voo da aeronave utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado.

[0027] Com referência agora às figuras e, em particular, com referência à figura 1, uma ilustração de uma aeronave é apresentada de acordo com uma modalidade ilustrativa. Nesse exemplo ilustrativo, a aeronave 100 possui a asa 102 e a asa 104 fixadas ao corpo 106. A aeronave 100 inclui o mecanismo 108 fixado à asa 102 e o mecanismo 110 fixado à asa 104.

[0028] O corpo 106 possui uma seção de cauda 112. O estabiliza dor horizontal 114, o estabilizador horizontal 116 e estabilizador vertical 118 são fixados à seção de cauda 112 do corpo 106.

[0029] A aeronave 100 é um exemplo de uma aeronave na qual um sistema de detecção de ângulo aerodinâmico pode ser implementado de acordo com uma modalidade ilustrativa. O sistema de detecção de ângulo aerodinâmico fornece informação sobre os ângulos aerodinâmicos para uso por diferentes sistemas de processamento de dados na aeronave 100 de uma forma que reduz o ruído e a defasagem na identificação dos ângulos aerodinâmicos. O ruído e a defasagem são causados pela forma na qual o vento muda com relação a uma aeronave.

[0030] O ruído pode ser causado por turbulência transitória. A defa-sagem na identificação de um ângulo aerodinâmico pode ser causada por uma rajada de vento sustentada. Nesse exemplo ilustrativo, a turbulência transitória pode ocorrer quando uma rajada de vento em torno de um vento médio é encontrada por uma aeronave. Essa rajada de vento é contínua, mas varia de forma aleatória em tempo e espaço. O vento médio é calculado pela soma da velocidade do vento em pontos de amostragem dentro de um período de tempo dividido pelo número de pontos de amostragem.

[0031] Como apresentado, uma rajada de vento sustentada é um vento médio com uma velocidade que muda com o tempo. Uma rajada de vento pode mudar subitamente ou gradualmente com o tempo e espaço devido aos gradientes de cisalhamento e temperatura de vento.

[0032] Voltando-se agora à figura 2, uma ilustração de um diagram em bloco de um ambiente de detecção de ângulo aerodinâmico é apresentada de acordo com uma modalidade ilustrativa. Nesse exemplo, o ambiente de detecção de ângulo aerodinâmico 200 inclui o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 que é associado com a aeronave 204.

[0033] A aeronave 100 na figura 1 é um exemplo de uma implementação física da aeronave 204. A aeronave 204 é selecionada a partir de um dentre um avião, um avião comercial, uma aeronave de decolagem e pouso vertical, um veículo aéreo não tripulado, um rotorcraft, ou algum outro tipo de aeronave adequado.

[0034] Nesse exemplo ilustrativo, o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 identifica o ângulo aerodinâmico filtrado 206 para a aeronave 204 durante o voo da aeronave 204. Um ângulo aerodinâmico é um ângulo do fluxo de ar com relação à aeronave 204. Por exemplo, o ângulo aerodinâmico pode ser selecionado a partir de um dentre um ângulo de ataque, um ângulo de glissagem, ou algum outro ângulo que seja o ângulo do fluxo de ar com relação à aeronave 204.

[0035] O ângulo aerodinâmico filtrado 206 é uma saída gerada pelo sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 utilizando dados 208 do sistema de sensor 210 na aeronave 204. Como apresentado, o sistema de sensores 210 pode realizar medições fora da aeronave 204, medições internas referentes ao estado da aeronave 204, e o ambiente em torno da aeronave 204.

[0036] Como apresentado, o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 calcula primeiro a taxa de mudança 212 no ângulo aerodinâmico inercial 214 para a aeronave 204 utilizando dados 208 recebidos do sistema de medição inercial 216 no sistema de sensor 210 para a aeronave 204. O sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 calcula a segunda taxa de mudança 218 no ângulo aerodinâmico medido externamente 220 para a aeronave 204 utilizando dados 208 recebidos do sistema de medição de dados de ar 217 no sistema de sensores 210.

[0037] O sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 gera o ângulo aerodinâmico filtrado 206 durante um voo da aeronave 204 utilizando a primeira taxa de mudança 212 no ângulo aerodinâmico inercial 214 e a segunda taxa de mudança 218 no ângulo aerodinâmico medido externamente 220. A contribuição 222 da primeira taxa de mudança 212 no ângulo aerodinâmico inercial 214 utilizado na geração do ângulo aerodinâmico filtrado 206 é alterado com base em uma diferença entre a primeira taxa de mudança 212 no ângulo aerodinâmico inercial 214 e a segunda taxa de mudança 218 no ângulo aerodinâmico medido externamente 220. Essas operações realizadas pelo sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 permitem o controle do voo da aeronave 204 utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado 206.

[0038] O sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 calcula a primeira taxa de mudança 212 no ângulo aerodinâmico inercial 214 para a aeronave 204 utilizando dados 208 recebidos do sistema de medição inercial 216 para a aeronave 204 e muda a contribuição da primeira taxa de mudança 212 no ângulo aerodinâmico inercial 214 para o ângulo aerodinâmico filtrado 206.

[0039] O ângulo aerodinâmico filtrado 206 é utilizado como um retorno para ajustar dinamicamente a primeira taxa de mudança 212 no ângulo aerodinâmico inercial 214. A contribuição 222 da primeira taxa de mudança 212 no ângulo aerodinâmico inercial 214 pode ser alterada para reduzir um efeito de pelo menos um dentre a rajada de vento sustentada, uma turbulência transitória, ou algum outro efeito indesejável.

[0040] O sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 pode ser implementado em software, hardware, firmware ou uma combinação dos mesmos. Quando o software é utilizado, as operações realizadas pelo sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 podem ser im-plementadas no código de programa configurado para rodar em hardware, tal como uma unidade de processador. Quando o firmware é utilizado, as operações realizadas pelo sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 podem ser implementadas no código de programa e dados e armazenadas na memória persistente para rodar em uma unidade de processador. Quando o hardware é empregado, o hardware pode incluir circuitos que operam para realizar as operações no sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202.

[0041] Nos exemplos ilustrativos, o hardware pode assumir uma forma selecionada a partir de pelo menos um dentre um sistema de circuito, um circuito integrado, um circuito integrado específico de aplicativo (ASIC), um dispositivo lógico programável, ou algum outro tipo adequado de hardware configurado para realizar várias operações. Com um dispositivo lógico programável, o dispositivo pode ser configurado para realizar as várias operações. O dispositivo pode ser reconfigurado posteriormente ou pode ser configurado permanentemente para realizar as várias operações. Os dispositivos lógicos programáveis incluem, por exemplo, um conjunto lógico programável, uma lógica de conjunto programável, um conjunto de lógica programável em campo, um conjunto de porta programável em campo e outros dispositivos de hardware adequados. Adicionalmente, os processos podem ser implementados em componentes orgânicos integrados aos componentes inorgânicos e podem ser constituídos completamente de componentes orgânicos, excluindo um ser humano. Por exemplo, os processos podem ser implementados como circuitos em semicondutores orgânicos.

[0042] Nesse exemplo ilustrativo, o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 pode ser localizado em um sistema de computador 224 na aeronave 204. O sistema de computador 224 é um sistema de hardware físico e inclui um ou mais sistemas de processamento de dados. Quando mais de um sistema de processamento de dados está presente, esses sistemas de processamento de dados estão em comunicação um com o outro utilizando um meio de comunicações. O meio de comunicações pode ser uma rede. Os sistemas de processamento de dados podem ser selecionados a partir de pelo menos um dentre um computador, um computador servidor, um tablet, ou algum outro sistema de processamento de dados adequado.

[0043] Como apresentado, o controlador 226 controla o voo da ae ronave 204 utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado 206. Em um exemplo ilustrativo, uma ou mais soluções técnicas estão presentes e superam um problema técnico com a identificação de ângulos aerodinâmicos com uma quantidade reduzida de ruído o mais rapidamente e precisamente possível. Como resultado disso, uma ou mais soluções técnicas podem fornecer um efeito técnico no qual o ruído é reduzido e uma identificação de um ângulo aerodinâmico é detectada mais rapidamente e precisamente em comparação com os sistemas de filtro utilizados atualmente. Uma ou mais soluções técnicas utilizam um ângulo aerodinâmico inercial e um ângulo aerodinâmico externamente medido no qual as contribuições de um ângulo aerodinâmico inercial são ajustadas.

[0044] Com referência agora à figura 3, uma ilustração de um diagrama em bloco de um sistema de detecção de ângulo aerodinâmico é apresentada de acordo com uma modalidade ilustrativa. Nos exemplos ilustrativos, a mesma referência numérica pode ser utilizada em mais de uma figura. Essa reutilização de uma referência numérica em figuras diferentes representa o mesmo elemento nas figuras diferentes.

[0045] No exemplo ilustrativo, o sistema de detecção de ângulo ae rodinâmico 202 inclui vários componentes funcionais diferentes. Os componentes funcionais ilustrados nessa figura são um exemplo de uma forma na qual os componentes funcionais para o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 podem ser implementados. Como apresentado, o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 inclui a primeira taxa de identificador de mudança 300, a segunda taxa de identificador de mudança 302, o identificador de redução 304, o ajustador 306, e o filtro 308.

[0046] A primeira taxa de identificador de mudança 300 calcula a primeira taxa de mudança 212 no ângulo aerodinâmico inercial 214 para a aeronave 204 na figura 2 utilizando os dados 208 recebidos do sistema de medição inercial 216 na figura 2 para a aeronave 204 e o ângulo aerodinâmico filtrado 206. A segunda taxa do identificador de mudança 302 calcula a segunda taxa de mudança 218 no ângulo aerodinâmico externamente medido 220 para a aeronave 204.

[0047] Nesse exemplo ilustrativo, o identificador de redução 304 identifica o valor de decaimento 310 com base em uma diferença entre a primeira taxa de mudança 212 no ângulo aerodinâmico inercial 214 na figura 2 e a segunda taxa de mudança 218 no ângulo aerodinâmico medido externamente 220, permitindo o controle de um voo de aeronave 204 utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado 206.

[0048] O ajustador 306 ajusta a contribuição 222 da primeira taxa de mudança 212 no ângulo aerodinâmico inercial 214 para formar a con-tribuição ajustada 314. O filtro 308 gera o ângulo aerodinâmico filtrado 206 durante o voo da aeronave 204 utilizando a contribuição ajustada 314 ajustada pelo ajustador 306 e ângulo aerodinâmico medido externamente 220, permitindo o controle do voo da aeronave 204 utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado 206. Nesse exemplo, o filtro 308 compreende um filtro de defasagem e, em particular, um filtro de defasagem de primeira ordem.

[0049] Voltando-se para a figura 4, uma ilustração de um sistema de filtro de ângulo de ataque é apresentada de acordo com uma modalidade ilustrativa. O sistema de filtro de ângulo de ataque 400 é um sistema de filtro dentro do sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 na figura 2.

[0050] O sistema de filtro de ângulo de ataque 400 inclui um número de componentes diferentes que são utilizados para enviar o ângulo de ataque filtrado («AF) 401. Como apresentado, o sistema de filtro de ângulo de ataque 400 no sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 inclui a taxa de mudança do identificador de ângulo de ataque inercial 402, o filtro de lavagem 404, a unidade de subtração 406, o identificador de redução 408, o multiplicador 410, o conversor 412, a unidade de soma 414 e o filtro de defasagem 416.

[0051] A taxa de mudança do identificador de ângulo de ataque iner-cial 402 recebe dados 208 do sistema de medição inercial 216 no sistema de sensores 210 na figura 2. Nesse exemplo, os dados 208 incluem nz, nx, q, p, r, θ e Φ- Nesse exemplo apresentado, nz e nx são fatores de carga normal e longitudinal dos eixos geométricos de corpo, respectivamente; q, p e r são taxas de arfagem, rolamento e guinada do eixo geométrico de corpo em graus por segundo, respectivamente; θ é um ângulo de arfagem em graus e Φ é um ângulo de inclinação em graus.

[0052] Adicionalmente, a taxa de mudança do ângulo inercial do identificador de ataque 402 recebe os dados calculados 418 para a aeronave 204 na figura 2 na forma de βAF e VTAS. Nesse exemplo ilustrativo, 3AF é um ângulo de glissagem, e «AF é o ângulo de ataque filtrado («AF) 401 enviado por essa implementação do sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202. Com apresentado, VTAS é a velocidade do ar verdadeira. Essas partes de dados são calculadas a partir dos dados 208 ou outros dados em vez de serem geradas por sensores no sistema de sensores 210 na figura 2.

[0053] Com esses registros, a taxa de mudança do identificador de ângulo de ataque inercial 402 calcula a taxa de mudança do ângulo de ataque inercial (àINR) 420, que é uma taxa de mudança para um ângulo de ataque inercial. A saída do valor pela taxa de mudança de identificador de ângulo de ataque inércia 402 é um exemplo da primeira taxa de mudança 212 para o ângulo aerodinâmico inercial 214 na figura 2. Como apresentado, o filtro de lavagem 404 é um filtro que suaviza e captura a taxa de mudança do ângulo de ataque medido externamente. Nesse exemplo, o filtro de lavagem 404 implementa a seguinte equação:

onde s é um parâmetro de frequência de número complexo da Transformação Laplace do filtro, cuja entrada é o ângulo de ataque medido externamente («SEL) 422 e Twa é uma constante de tempo. Twa é selecionada para remover efetivamente o ruído de alta frequência que não reflete o movimento do avião com relação à massa de ar estática ou em movimento.

[0054] Nesse exemplo, o filtro de lavagem 404 recebe o ângulo de ataque medido externamente («SEL) 422 nos dados 208. O ângulo de ataque medido externamente («SEL) 422 é o ângulo de ataque que é medido a partir do sistema de medição de dados de ar 217 do sistema de sensores 210 fora da aeronave 204 na figura 2. Por exemplo, o ângulo de ataque medido externamente («SEL) 422 pode ser medido utilizando-se um sensor, tal como uma palheta alfa, uma palheta de ângulo de ataque, ou um sistema Lidar, no sistema de medição de dados do ar 217 do sistema de sensores 210 na figura 2. Esses tipos de sensores realizam as medições externas da aeronave com base no fluxo de ar em torno da aeronave para identificar o ângulo de ataque.

[0055] Como apresentado, o filtro de lavagem 404 envia a taxa de mudança de ângulo de ataque medido externamente (ãAER) 424. Nesse exemplo, a taxa de mudança de ângulo de ataque medido externamente (ãAER) 424 é uma taxa de mudança do ângulo de ataque medido externamente («SEL) 422.

[0056] A unidade de subtração 406 possui suas entradas conecta das às saídas da taxa de mudança do identificador de ângulo de ataque inercial 402 e filtro de lavagem 404. Como apresentado, a unidade de subtração 406 recebe a taxa de mudança de ângulo de ataque inercial (àINR) 420 e a taxa de mudança do ângulo de ataque medido externamente (àAER) 424 e subtrai a taxa de mudança do ângulo de ataque iner- cial (àINR) 420 da taxa de mudança de ângulo de ataque medido externamente (ãAER) 424. A unidade de subtração 406 envia a diferença (ΔaC0RR) 426.

[0057] O identificador de redução 408 possui sua entrada conec tada à saída da unidade de subtração 406. O identificador de redução 408 envia o valor de decaimento (KDecay) 428 utilizando a diferença (ΔaC0RR) 426. Nesse exemplo ilustrativo, o identificador de redução 408 é implementado utilizando-se a seguinte equação:

onde FDecay é uma constante. FDecay é selecionada para levar em consideração rajadas de vento que podem durar tempo suficiente para fazer com que a taxa de mudança do ângulo de ataque inercial (àINR) 420 e a taxa de mudança do ângulo de ataque medido externamente (àAER) 424 sejam substancialmente opostas uma à outra em valor. Esses tipos de rajadas de vento são rajadas de vento sustentadas. No exemplo ilustrativo, o valor de decaimento (KDecay) 428 é utilizado para ajustar a contribuição da taxa de mudança de ângulo de ataque inercial (àINR) 420 ao sistema de filtro de ângulo de ataque 400.

[0058] O ajuste na contribuição é realizado no multiplicador 410. O multiplicador 410 possui suas entradas conectadas às saídas da taxa de mudança do identificador de ângulo de ataque inercial 402 e identificador de redução 408. O multiplicador 410 multiplica o valor da taxa de mudança de ângulo de ataque inercial (àINR) 420 e o valor de decaimento (KDecay) 428. O multiplicador 410 envia a contribuição ajustada da taxa de mudança de ângulo de ataque inercial (aADJ) 430.

[0059] Como apresentado, o conversor 412 possui sua entrada co nectada para o multiplicador 410. O conversor 412 converte a taxa em um ângulo ajustado utilizando uma constante de tempo (Toa) e envia o ângulo de ataque ineroial ajustado (aADj) 432. A constante de tempo (Tca) é selecionada para remover efetivamente o conteúdo de turbulência transitória que pode estar presente no ângulo de ataque medido externamente (aSEL) 422 pelo filtro de defasagem 416. A função da constante de tempo (Tca) no conversor 412 é fornecer um guia para desviar qualquer defasagem que o filtro de defasagem 416 pode introduzir para o ângulo de ataque medido externamente (aSEL) 422.

[0060] Nesse exemplo ilustrativo, a unidade de soma 414 possui uma entrada conectada à saída do conversor 412. A outra entrada da unidade de soma 414 recebe o ângulo de ataque medido externamente (aSEL) 422. A unidade de soma 414 envia o ângulo de ataque somado (aSUM) 434.

[0061] O filtro de defasagem 416 também é chamado de filtro de passa baixa e possui sua entrada conectada à saída da unidade de soma 414 para receber o ângulo de ataque somado (aSUM) 434. O filtro de defasagem 416 implementa a seguinte equação:

onde s é um parâmetro de frequência de número complexo da Transformação Laplace do filtro, cuja entrada é o ângulo de ataque somado (aSUM) 434 e Tca é uma constante de tempo que também é utilizada no conversor 412.

[0062] Como apresentado, o filtro de defasagem 416 envia o ângulo de ataque filtrado (aAF) 401. Nesse exemplo ilustrativo, o ângulo de ataque filtrado (aAF) 401 é utilizado em um circuito de retorno como uma entrada na taxa de mudança do identificador de ângulo de ataque inercial 402.

[0063] Com referência à figura 5, uma ilustração de um sistema de filtro de ângulo de glissagem lateral é apresentado de acordo com uma modalidade ilustrativa. O sistema de filtro de glissagem 500 é um sistema de filtro no sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 na figura 2.

[0064] O sistema de filtro de glissagem 500 inclui um número de componentes diferentes que são utilizados para enviar o ângulo de glis- sagem filtrado (3AF) 501. Como apresentado, o sistema de filtro de ângulo de glissagem 500 no sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 inclui a taxa de mudança do identificador de ângulo de glissagem inercial 502, o filtro de lavagem 504, a unidade de subtração 506, o identificador de redução 508, o multiplicador 510, o conversor 512, a unidade de soma 514, e o filtro de defasagem 516.

[0065] A taxa de mudança do identificador de ângulo de glissagem inercial 502 recebe os dados 208 do sistema de medição inercial 216 no sistema de sensores 210 na figura 2. Nesse exemplo, os dados 208 incluem ny, nz, nx, p, r, θ e Φ- Nesse exemplo, ny, nz e nx são os fatores de carga lateral, normal e longitudinal do eixo geométrico do corpo, respectivamente; p e r são a taxa de rolamento e guinada do eixo geométrico do corpo em graus por segundo, respectivamente; θ é um ângulo de arfagem em graus; e Φ é o ângulo de inclinação em graus.

[0066] Adicionalmente, a taxa de mudança do identificador de ân gulo de glissagem inercial 502 recebe dados calculados 518 para a aeronave 204 na figura 2 na forma de «AF e VTAS. Nesse exemplo ilustrativo, «AF é o filtro de ângulo de ataque filtrado 401 no sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 como ilustrado na figura 4. VTAS é a velocidade de ar verdadeira.

[0067] Nesse exemplo, o ângulo de glissagem filtrada (3AF) 501 é um retorno da saída do sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 como apresentado. Adicionalmente, o ângulo de glissagem filtrado (3AF) 501 é um dos valores nos dados calculados 418 na figura 4 que é registrado na taxa de mudança do identificador de ângulo de ataque inercial 402 na figura 4.

[0068] Com esses registros, a taxa de mudança do identificador de ângulo de glissagem inercial 502 calcula a taxa de mudança do ângulo de glissagem inercial (βINR) 520, que é uma taxa de mudança para o ângulo de glissagem inercial. Essa saída de valor pela taxa de mudança do identificador de ângulo de glissagem inercial 502 é um exemplo da primeira taxa de mudança 212 para o ângulo aerodinâmico inercial 214 da figura 2.

[0069] Como apresentado, o filtro de lavagem 504 é um filtro que suaviza e captura a taxa de mudança do ângulo de glissagem medido externamente. Nesse exemplo, o filtro de lavagem 504 implementa a seguinte função:

onde s é um parâmetro de frequência de número complexo da Transformação Laplace do filtro, cuja entrada é o ângulo de glissagem medido externamente e TW^ é uma constante de tempo. TW^ é selecionado para remover efetivamente o ruído de alta frequência que não reflete o movimento do avião com relação à massa de ar estática ou em movimento.

[0070] Nesse exemplo, o filtro de lavagem 504 recebe o ângulo de glissagem medido externamente (3SEL) 522 nos dados 208. O ângulo de glissagem medido externamente (3SEL) 522 é o ângulo de glissagem lateral que é medido a partir do sistema de medição de dados de ar 217 do sistema de sensores 210 fora da aeronave 204 na figura 2. O ângulo de glissagem medido externamente (3SEL) 522 pode ser medido utilizando-se um sensor, tal como um par de portas beta de pressão diferencial, uma palheta beta, ou um sistema Lidar no sistema de medicos de dados de ar 217 do sistema de sensores 210 na figura 2. Esses tipos de sensores realizam as medições fora da aeronave 204 com base no fluxo de ar em torno da aeronave para identificar o ângulo de glissagem.

[0071] Como apresentado, o filtro de lavagem 504 envia a taxa de mudança do ângulo de glissagem medido externamente (βAER) 524. Nesse exemplo, a taxa de mudança do ângulo de glissagem medido externamente (βAER) 524 é uma taxa de mudança para o ângulo de glissagem medido externamente (3SEL) 522.

[0072] A unidade de subtração 506 possui suas entradas conectadas à saída da taxa de mudança do identificador de ângulo de glissagem inercial 502 e filtro de lavagem 504. Em particular, a unidade de subtração 506 recebe a taxa de mudança de ângulo de glissagem inercial (βiNR) 520 e a taxa de mudança do ângulo de glissagem medido externamente (βAER) 524 e subtrai a taxa de mudança do ângulo de glissagem inercial (βINR) 520 da taxa de mudança de ângulo de glissagem medido externamente (βAER) 524. A unidade de subtração 506 envia a diferença (ΔβC0RR) 526.

[0073] O identificador de redução 508 possui sua entrada conectada às saídas da unidade de subtração 506. O identificador de redução 508 envia o valor de decaimento (KDecay) 528. Nesse exemplo, o identificador de redução 508 implementa a seguinte equação:

onde FDecay é uma constante. FDecay é selecionado para levar em consideração as rajadas de vento que podem durar tempo suficiente para fazer com que a taxa de mudança de ângulo de glissagem inercial (βINR) 520 e a taxa de mudança de ângulo de glissagem medido externamente (βAER) 524 sejam substancialmente opostos um ao outro em valor. Esses tipos de rajadas de vento são rajadas de vento sustentadas. No exemplo ilustrativo, o valor de decaimento (KDecay) 528 é utilizado para ajustar a contribuição da taxa de mudança de ângulo de glissagem iner- cial (βINR) 520 para o sistema de filtro de ângulo de glissagem 500.

[0074] O ajuste na contribuição é realizado no multiplicador 510. O multiplicador 510 possui suas entradas conectadas às saídas da taxa de mudança do identificador de ângulo de glissagem inercial 502 e identificador de redução 508. O multiplicador 510 envia a contribuição ajustada da taxa de mudança de ângulo de glissagem inercial (βADJ) 530.

[0075] Como apresentado, o conversor 512 possui sua entrada conectada ao multiplicador 510. O conversor 512 converte a taxa em um ângulo ajustado utilizando uma constante de temo (Tcβ) e envia o ângulo de glissagem inercial ajustado (βADJ) 532. A constante de tempo (To) é selecionada para remover efetivamente o conteúdo de turbulência transitória que pode estar presente no ângulo de glissagem medido externamente (oSEL) 522 pelo filtro de defasagem 516. A função da constante de tempo (Tco) no conversor 512 é fornecer um guia para desviar qualquer defasagem que o filtro de defasagem 516 possa introduzir no ângulo de glissagem medido externamente (oSEL) 522.

[0076] Nesse exemplo ilustrativo, a unidade de soma 514 possui uma entrada conectada à saída do conversor 512. A outra entrada da unidade de soma 514 recebe o ângulo de glissagem medido externamente (βSEL) 522. A unidade de soma 514 envia o ângulo de glissagem lateral somado (βSUM) 534.

[0077] O filtro de defasagem 516 também é chamado de filtro de passa baixa. O filtro de defasagem 516 implementa a seguinte equação:

onde s é um parâmetro de frequência de número complexo da Transformação Laplace do filtro, cuja entrada é o ângulo de glissagem somado (βUM) 534 e Tcβ é uma constante de tempo que também é utilizada no conversor 512.

[0078] Como apresentado, o filtro de defasagem 516 envia o ângulo de glissagem filtrado (3AF) 501. Nesse exemplo ilustrativo, o ângulo de glissagem filtrado (3AF) 501 é utilizado em um circuito de retorno como uma entrada na taxa de mudança do identificador de ângulo de glissa- gem inercial 502.

[0079] O sistema de filtro de ângulo de ataque 400 da figura 4 e o sistema de filtro de ângulo de glissagem 500 são exemplos de sistemas de filtro que podem ser utilizados no sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 na figura 2. Esses dois sistemas de filtro são exemplos dos sistemas de filtro complementares adaptativos que reduzem o ruído e fornecem uma velocidade aumentada na reação às rajadas de vento sustentadas em comparação com os sistemas de filtro utilizados atualmente.

[0080] Com referência a seguir à figura 6, uma ilustração de uma taxa de mudança em um identificador de ângulo de ataque inercial é apresentada de acordo com uma modalidade ilustrativa. Nesse exemplo ilustrativo, uma implementação da taxa de mudança do identificador de ângulo de ataque inercial 402 na figura 4 é ilustrada. Como apresentado, a taxa de mudança em um identificador de ângulo de ataque inercial 402 inclui a taxa de mudança no ângulo inercial do ataque da unidade de movimento angular 600, taxa de mudança no ângulo de ataque inercial a partir do movimento linear devido à unidade de força de gravidade 602, taxa de mudança no ângulo de ataque inercial a partir do movimento linear devido à aerodinâmica e unidade de força propulsora 604, e unidade de soma 606. Esses componentes diferentes identificam contribuições diferentes e combinar as mesmas para calcular a taxa de mudança do ângulo de ataque inercial (ãINR) 420.

[0081] Nesse exemplo ilustrativo, a taxa de mudança do ângulo de ataque inercial a partir da unidade de movimento angular 600 identifica um componente para a taxa de mudança de ângulo de ataque inercial (áINR) 420 com base no movimento angular da aeronave 204 na figura 2. Esses cálculos são realizados utilizando-se as entradas 608. Nesse exemplo ilustrativo, as entradas 608 são q, p, r, «AF, e βAF. As entradas 608 são utilizadas na equação a seguir:

[0082] A taxa de mudança no ângulo de ataque inercial a partir do movimento linear devido à unidade de força gravitacional 602 identifica outra contribuição para a taxa de mudança do ângulo de ataque inercial (àINR) 420 com base na força gravitacional. Nesse exemplo, essa contribuição é calculada utilizando-se as entradas 610. Como apresentado, as entradas 610 são θ, Φ, VTAS, «AF e βAF. As entradas 610 são utilizadas na equação a seguir para calcular a taxa de mudança do ângulo de ataque inercial a partir do movimento linear devido à unidade de força gra- vitacional 602:

[0083] A seguir, a taxa de mudança no ângulo de ataque inercial a partir do movimento linear devido à aerodinâmica e unidade de força de propulsão 604 calcula uma contribuição para a taxa de mudança de ângulo de ataque inercial (àINR) 420 com base na aerodinâmica e força propulsora para a aeronave 204 na figura 2. A contribuição nessa unidade é calculada utilizando-se entradas 612, que são nz, nx, VTAS, «AF e βAF. As entradas 612 são utilizadas na equação a seguir para calcular a contribuição:

[0084] A unidade de soma 606 soma as contribuições diferentes. A saída da unidade de soma 606 é a taxa de mudança de ângulo de ataque inercial (ccINR) 420.

[0085] Com referência a seguir à figura 7, uma ilustração de uma taxa de mudança em um identificador de ângulo de glissagem inercial é apresentada de acordo com uma modalidade ilustrativa. Nesse exemplo ilustrativo, uma implementação para a taxa de mudança do identificador de ângulo de glissagem inercial 502 na figura 5 é ilustrado. Como apresentado, a taxa de mudança do identificador de ângulo de glissagem inercial 502 inclui a taxa de mudança no ângulo de glissagem inercial a partir da unidade de movimento angular 700, a taxa de mudança no ângulo de glissagem lateral inercial a partir do movimento linear devido à unidade de força gravitacional 702, a taxa de mudança no ângulo de glissagem inercial a partir do movimento linear devido à aerodinâmica e unidade de força propulsora 704, e unidade de soma 706. Esses componentes diferentes identificam as contribuições diferentes e combinam as mesmas para calcular a taxa de mudança de ângulo de glissagem inercial (βINR) 520.

[0086] Nesse exemplo ilustrativo, a taxa de mudança no ângulo de glissagem inercial a partir da unidade de movimento angular 700 identifica uma contribuição para a taxa de mudança de glissagem inercial (βiNR) 520 com base em um movimento angular da aeronave 204 na figura 2. Esses cálculos são realizados utilizando-se as entradas 708. As entradas 708 são r, p e «AF. As entradas 708 são utilizadas na seguinte equação:

[0087] A taxa de mudança no ângulo de glissagem inercial a partir do movimento linear devido à unidade de força gravitacional 702 identifica outro componente para a taxa de mudança de ângulo de glissagem inercial (βINR) 520 com base em um movimento linear devido à força gravitacional. Nesse exemplo, essa contribuição é calculada utilizando- se entradas 710. Como apresentado, as entradas 710 são θ, Φ, VTAS, «AF e 3AF. As entradas 710 são utilizadas na equação a seguir:

[0088] A seguir, a taxa de mudança no ângulo de glissagem inercial a partir do movimento linear devido à aerodinâmica e unidade de força propulsora 704 calcula o componente para a taxa de mudança de ângulo de glissagem inercial (βINR) 520 com base no movimento linear devido à aerodinâmica e força propulsora para a aeronave 204 na figura 2. A contribuição nessa unidade é calculada utilizando-se entradas 712, que são ny, nz, nx, VTAS, «AF e βAF. As entradas 712 são utilizadas na equação a seguir para calcular a contribuição:

[0089] A unidade de soma 706 soma as diferentes contribuições. A saída da unidade de soma 706 é a taxa de mudança de ângulo de glis- sagem inercial (βINR) 520.

[0090] A ilustração do ambiente de detecção de ângulo aerodinâmico 200 e os diferentes componentes nas figuras de 2 a 7, não devem implicar em limitações físicas ou arquitetônicas à forma na qual uma modalidade ilustrativa pode ser implementada. Outros componentes em adição a ou no lugar dos ilustrados podem ser utilizados. Alguns componentes podem não ser necessários. Além disso, os blocos são apresentados para ilustrar alguns componentes funcionais. Um ou mais desses blocos podem ser combinados, divididos ou combinados e divididos em blocos diferentes quando implementados em uma modalidade ilustrativa.

[0091] Por exemplo, o filtro 308 na figura 3 também pode incluir outros componentes, tal como um conversor para converter a contribuição ajustada 314 na figura 3 enviada pelo ajustador 306 na figura 3 a partir de um ângulo de taxa para uso na geração de ângulo aerodinâmico filtrado 206 nas figuras 2 e 3. Em outro exemplo ilustrativo, as diferentes contribuições utilizadas para calcular a taxa de mudança do ângulo de ataque inercial (ãINR) 420 na figura 6 e a taxa de mudança de ângulo de glissagem inercial (βINR) 520 na figura 7 podem variar em diferentes exemplos ilustrativos. Por exemplo, pelo menos um movimento angular, movimento linear decorrente da força gravitacional, ou movimento linear decorrente da aerodinâmica e força propulsora podem ser utilizados no cálculo dessas taxas de mudança.

[0092] Com referência agora à figura 8, uma ilustração dos ângulos de ataque é apresentada de acordo com uma modalidade ilustrativa. Nesse exemplo ilustrativo, a aeronave 800 possui o eixo geométrico de corpo X 802, o eixo geométrico de corpo Y 804 e o eixo geométrico de corpo Z 808. Esses eixos geométricos de corpo são configurados com relação à estrutura da aeronave 800. Por exemplo, o eixo geométrico de corpo X 802 corre através da linha central de fuselagem da aeronave 800; o eixo geométrico de corpo Z 808 está no plano de simetria de aeronave para a aeronave 800 descendentemente; e o eixo geométrico de corpo Y 804 é perpendicular ao eixo geométrico de corpo X 802 e ao eixo geométrico de corpo Z 808.

[0093] A aeronave 800 também possui o eixo geométrico de estabilidade X 810, o eixo geométrico de estabilidade Y 812, e o eixo geométrico de estabilidade Z 813. Como apresentado, o eixo geométrico de estabilidade Y 812 coincide com o eixo geométrico de corpo Y 804. O ângulo de ataque (a) 814 é o ângulo entre o eixo geométrico de corpo X 802 e o eixo geométrico de estabilidade X 810. O eixo geométrico de estabilidade X 810 é girado a partir do eixo geométrico de corpo X 802 pelo ângulo de ataque (a) 814.

[0094] O ângulo de ataque (a) 816 é o ângulo entre o eixo geométrico de corpo Z 808 e o eixo geométrico de estabilidade Z 813. O eixo geométrico de estabilidade Z 813 é girado a partir do eixo geométrico de corpo Z 808 pelo ângulo de ataque (a) 816. Como apresentado, o ângulo de ataque (a) 816 é substancialmente igual ao ângulo de ataque (α) 814.

[0095] Na descrição das implementações para o sistema de filtro de ângulo de ataque 400 na figura 4 e sistema de filtro de ângulo de glis- sagem 500 na figura 5, nX, nY e nZ são fatores de carga de eixo geométrico de corpo ao longo do eixo geométrico de corpo X 802, o eixo geométrico de corpo Y 804 e o eixo geométrico de corpo Z 808, respectivamente. Além disso, p, q, e r são componentes de taxa angular de eixo geométrico de corpo em torno do eixo geométrico de corpo X 802, eixo geométrico de corpo Y 804 e eixo geométrico de corpo Z 808, respectivamente.

[0096] Voltando-se à figura 9, uma ilustração dos ângulos de glis-sagem é apresentada de acordo com uma modalidade ilustrativa. Nessa figura, o eixo geométrico de estabilidade X 810, o eixo geométrico de estabilidade Y 812, e o eixo geométrico de estabilidade Z 813 são ilustrados para a aeronave 800. Adicionalmente, a aeronave 800 possui o eixo geométrico de vento X 900, o eixo geométrico de vento Y 902 e o eixo geométrico de vento Z 904.

[0097] O ângulo de glissagem (β) 906 e o ângulo de glissagem (β) 908 são ilustrados. O ângulo de glissagem (β) 906 é o ângulo entre o eixo geométrico de estabilidade X 810 e o eixo geométrico de vento X 900. O ângulo de glissagem (β) 908 é o ângulo entre o eixo geométrico de estabilidade Y 812 e eixo geométrico de vento Y 902. O ângulo de glissagem (□) 906 é substancialmente igual ao ângulo de glissagem (□) 908.

[0098] Como apresentado, o eixo geométrico de vento X 900 é selecionado com base no fluxo do vento com relação à aeronave 800. Os outros dois eixos geométricos são configurados com base na seleção do eixo geométrico de vento X 900 no exemplo ilustrativo. Nesse exemplo, o eixo geométrico de vento Z 904 coincide com o eixo geométrico de estabilidade Z 813.

[0099] Voltando-se a seguir para a figura 10, uma ilustração de um fluxograma de um processo para o processamento de ângulos aerodinâmicos para uma aeronave é apresentada de acordo com uma modalidade ilustrativa. O processo ilustrado na figura 10 é implementado no sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 ilustrado na forma de bloco na figura 2. Esse processo pode ser implementado como hardware, software, ou alguma combinação dos dois.

[00100] O processo começa pelo cálculo de uma primeira taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico inercial para uma aeronave utilizando dados recebidos de um sistema de medição inercial para a aeronave e um ângulo aerodinâmico filtrado (operação 1000). A operação 1000 pode ser realizada pelo cálculo da primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial a partir de pelo menos um dentre um movimento angular, um movimento linear a partir de uma força gravitacio- nal, ou um movimento linear a partir da aerodinâmica e uma força propulsora. O processo calcula uma segunda taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico medido para a aeronave utilizando os dados recebidos de um sistema de medição de dados de ar para a aeronave (operação 1002).

[00101] O processo gera o ângulo aerodinâmico filtrado durante um voo da aeronave utilizando a primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial e a segunda taxa de mudança no ângulo aerodinâmico medido (operação 1004). O ângulo aerodinâmico filtrado é alimentado de volta para a operação 1000.

[00102] A contribuição da primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial utilizado na geração do ângulo aerodinâmico filtrado é alterada com base em uma diferença entre a primeira taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial e a segunda taxa de mudança no ângulo aerodinâmico medido (operação 1006) com o processo sendo encerrado depois disso. O resultado desse processo permite que uma operação seja realizada para controlar o voo da aeronave utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado.

[00103] Com referência a seguir à figura 11, uma ilustração de um fluxograma de um processo para alterar uma contribuição de uma taxa de mudança em um ângulo aerodinâmico inercial é apresentada de acordo com uma modalidade ilustrativa. O processo ilustrado na figura 11 é um exemplo de uma implementação para operação 1006 na figura 10.

[00104] O processo começa pela identificação de uma diferença entre uma taxa de mudança de um ângulo aerodinâmico inercial e a taxa de mudança de um ângulo aerodinâmico medido (operação 1100). O processo identifica um valor de decaimento utilizando a diferença em uma função exponencial (operação 1102).

[00105] O processo multiplica a taxa de mudança do ângulo aerodinâmico inercial com o valor de decaimento para ajustar a contribuição da taxa de mudança do ângulo aerodinâmico inercial (operação 1104). O processo é encerrado depois disso.

[00106] Os fluxogramas e os diagramas em bloco nas diferentes modalidades apresentadas ilustram a arquitetura, funcionalidade, e operação de algumas implementações possíveis dos aparelhos e métodos em uma modalidade ilustrativa. A esse respeito, cada bloco nos fluxo- gramas ou diagramas em bloco pode representar pelo menos um dentre um módulo, um segmento, uma função ou uma parte de uma operação ou etapa. Por exemplo, um ou mais dos blocos podem ser implementados como código de programa, hardware, ou uma combinação de código de programa e hardware. Quando implementado em hardware, o hardware pode, por exemplo, assumir a forma de circuitos integrados que são fabricados ou configurados para realizar uma ou mais operações nos fluxogramas ou diagramas em bloco. Quando implementado como uma combinação de código de programa e hardware, a implementação pode assumir a forma de firmware. Cada bloco nos flu- xogramas ou diagramas em bloco pode ser implementado utilizando-se sistemas de hardware de finalidade especial que realizam diferentes operações ou combinações de hardware de finalidade especial e código de programa rodado pelo hardware de finalidade especial.

[00107] Em algumas implementações alternativas de uma modalidade ilustrativa, a função ou funções notadas nos blocos podem ocorrer fora da ordem notada nas figuras. Por exemplo, em alguns casos, dois blocos ilustrados em sucessão podem ser realizados de forma substancialmente simultânea, ou os blocos podem, algumas vezes, ser realizados na ordem inversa, dependendo da funcionalidade envolvida. Além disso, outros blocos podem ser adicionados além dos blocos ilustrados em um fluxograma ou diagrama em bloco.

[00108] As modalidades ilustrativas da descrição podem ser descritas no contexto de método de fabricação e manutenção de aeronave 1200 como ilustrado na figura 12 e na aeronave 1300 como ilustrado na figura 13. Voltando-se à figura 12, uma ilustração de um diagrama em bloco de um método de fabricação e manutenção de aeronave é apresentada de acordo com uma modalidade ilustrativa. Durante a pré-produção, o método de fabricação e manutenção de aeronave 1200 pode incluir a especificação e projeto 1202 da aeronave 1300 e suprimento de material 1204.

[00109] Durante a produção, a fabricação de componente e subconjunto 1206 e integração de sistema 1208 da aeronave 1300 ocorrem. A fabricação de componente e subconjunto 1206 e a integração de sistema 1208 também podem incluir o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 da figura 2. Depois disso, a aeronave 1300 pode passar por certificação e distribuição 1210 a fim de ser colocada a serviço 1212. Em outro exemplo, enquanto a serviço 1212 com um cliente, a aeronave 1300 é programada para realizar manutenção de rotina 1214, que pode incluir modificação, reconfiguração, reforma e outros serviços de manutenção e reparo.

[00110] Cada um dos processos do método de fabricação e manutenção de aeronave 1200 pode ser realizado por um integrador de sistema, uma terceira parte, um operador, ou alguma combinação dos mesmos. Nesses exemplos, o operador pode ser um cliente. Para fins dessa descrição, um integrador de sistema pode incluir, sem limitação, qualquer número de fabricantes de aeronave e subcontratantes do sistema principal; uma terceira parte pode incluir, sem limitação, qualquer número de vendedores, subcontratantes e fornecedores; e um operador pode ser uma companhia aérea, uma companhia de leasing, uma entidade militar, uma organização de manutenção, e assim por diante.

[00111] Com referência agora à figura 13, uma ilustração de um diagrama em bloco de uma aeronave é apresentada na qual uma modalidade ilustrativa pode ser implementada. Nesse exemplo, a aeronave 1300 é produzida pelo método de fabricação e serviço de aeronave 1200 na figura 12 e pode incluir uma estrutura de aeronave 1302 com a pluralidade de sistemas 1304 e interior 1306. Exemplos dos sistemas 1304 incluem um ou mais dentre um sistema propulsor 1308, sistema elétrico 1310, sistema hidráulico 1312 e sistema ambiental 1314. Qualquer número de modalidades ilustrativas pode ser aplicado a outras indústrias, tal como a indústria automotiva.

[00112] Os aparelhos e métodos consubstanciados aqui podem ser empregados durante pelo menos um dos estágios do método de fabricação e serviço de aeronaves 1200 na figura 12. Por exemplo, o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 na figura 2 pode ser fabricado e instalado como parte da aeronave 1300 durante a fabricação de componente e subconjunto 1206 e integração de sistema 1208 da aeronave.

[00113] Em outro exemplo ilustrativo, os componentes ou subconjuntos produzidos na fabricação de componente e subconjunto 1206 na figura 12 podem ser fabricados de uma forma similar aos componentes ou subconjuntos produzidos enquanto a aeronave 1300 está em serviço 1212 na figura 12. Como outro exemplo, uma ou mais modalidades de aparelho, modalidades de método, ou uma combinação dos mesmos podem ser utilizadas durante os estágios de produção, tal como a fabricação de componente e subconjunto 1206 e integração do sistema 1208 na figura 12.

[00114] Uma ou mais modalidades de aparelho, modalidades de método ou uma combinação das mesmas podem ser utilizadas enquanto a aeronave 1300 está em serviço 1212, durante a manutenção e reparo 1214 na figura 12, ou ambos. Por exemplo, a modificação, reconfiguração, reforma e outros serviços de manutenção e reparo 1214 podem incluir a adição do sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 na figura 2 para a aeronave 1300. Além disso, enquanto em serviço 1212, o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico 202 pode ser utilizado para identificar os ângulos aerodinâmicos para uso na aeronave em operação 1300.

[00115] Dessa forma, uma ou mais soluções técnicas estão presentes para superar um problema técnico com a identificação de ângulos aerodinâmicos com uma quantidade reduzida de ruído o mais rapidamente e precisamente possível. Por exemplo, os ângulos de ataque e ângulos de glissagem podem ser identificados nos quais o ruído nos dados dos sistemas de sensor é reduzido. Adicionalmente, a detecção desses ângulos pode ocorrer mais rapidamente e precisamente em comparação com os sistemas de filtro utilizados atualmente. Como resultado disso, uma ou mais soluções técnicas podem fornecer um efeito técnico no qual o ruído é reduzido e uma identificação de um ângulo aerodinâmico é detectada mais rapidamente e precisamente em comparação com os sistemas de filtro atuais. Uma ou mais soluções técnicas utilizam um ângulo aerodinâmico inercial e um ângulo aerodinâmico medido externamente no qual as contribuições de um ângulo aerodinâmico inercial são ajustadas. A contribuição de uma taxa de mudança no ângulo aerodinâmico inercial é ajustada com base nas diferenças entre a taxa de mudança do ângulo aerodinâmico inercial e a taxa de mudança de um ângulo aerodinâmico medido externamente.

[00116] Com o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico nos exemplos ilustrativos, o ruído da turbulência transitória pode ser reduzido juntamente com o reflexo das rajadas de vento sustentadas com um decaimento reduzido. O resultado desse processamento é um ângulo aerodinâmico filtrado que é utilizado para controlar a operação de uma aeronave. Por exemplo, quando o ângulo aerodinâmico filtrado é um ângulo de ataque, o ângulo aerodinâmico filtrado pode ser utilizado para gerar um aviso de perda de sustentação. Em outros exemplos, o ângulo aerodinâmico filtrado pode ser utilizado por um sistema de processamento de dados, tal como um sistema de gerenciamento de piloto automático ou controle de voo na aeronave, para controlar o voo da aeronave.

[00117] A descrição de diferentes modalidades ilustrativas foi apresentada para fins de ilustração e descrição e não pretende ser exaustiva nem limitada às modalidades na forma descrita. Os exemplos ilustrativos diferentes descrevem componentes que podem ser configurados para realizar a ação ou operação descrita. Por exemplo, o componente pode ter uma configuração ou projeto para uma estrutura que forneça ao componente uma capacidade de realizar a ação ou operação que é descrita nos exemplos ilustrativos como sendo realizada pelo componente.

[00118] Muitas modificações e variações serão aparentes aos versados na técnica. Adicionalmente, diferentes modalidades ilustrativas podem fornecer diferentes características em comparação com outras modalidades desejáveis. A modalidade ou modalidades selecionadas são escolhidas e descritas a fim de melhor explicar os princípios das modalidades, a aplicação prática e para permitir que outros versados na técnica compreendam a descrição para várias modalidades com várias modificações como adequado ao uso particular contemplado.

Claims

1. Aparelho que compreende um sistema de detecção de ângulo aerodinâmico (202) caracterizado pelo fato de que é configurado para: calcular uma primeira taxa de mudança (212) em um ângulo aerodinâmico inercial (214) para uma aeronave (204) utilizando dados (208) recebidos de um sistema de medição inercial (216) para a aeronave (204); calcular uma segunda taxa de mudança (218) em um ângulo aerodinâmico medido externamente (220) para a aeronave (204); gerar um ângulo aerodinâmico filtrado (206) durante o voo da aeronave (204) utilizando a primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) e a segunda taxa de mudança (218) no ângulo aerodinâmico medido externamente (220); e mudar uma contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) utilizado na geração do ângulo aerodinâmico filtrado (206) com base em uma diferença entre a primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) e a segunda taxa de mudança (218) no ângulo aerodinâmico medido externamente (220), assim permitindo o controle do voo da aeronave (204) utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado (206), em que o aparelho é configurado de tal modo que a contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) aumenta quando uma turbulência transitória está presente durante o voo da aeronave (204) e a contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) é reduzida quando uma rajada de vento sustentada está presente.

2. Aparelho, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de compreender adicionalmente: um controlador (226) configurado para controlar o voo da aeronave (204) utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado (206).

3. Aparelho, de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que o aparelho é configurado para a contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico iner- cial (214) ser alterada para reduzir um efeito de pelo menos uma dentre uma rajada de vento sustentada ou uma turbulência transitória.

4. Aparelho, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que o aparelho é configurado de tal modo que no ajuste da contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) com base na diferença entre a primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) e a segunda taxa de mudança (218) no ângulo aerodinâmico medido externamente (220) compreende o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico (202): identificar a diferença entre a primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) e a segunda taxa de mudança (218) no ângulo aerodinâmico medido externamente (220); identificar um valor de decaimento (310) utilizando a diferença em uma função exponencial; e multiplicar a primeira taxa de mudança (212) no ângulo ae-rodinâmico inercial (214) pelo valor de decaimento (310) para ajustar a contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214).

5. Aparelho, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado pelo fato de que é configurado de tal modo que na mudança da contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) utilizado na geração do ângulo aerodinâmico filtrado (206) com base na diferença entre a primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) e a segunda taxa de mudança (218) no ângulo aerodinâmico medido externamente (220) compreende o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico (202): calcular a primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) para a aeronave (204) utilizando os dados (208) recebidos a partir do sistema de medição inercial (216) para a aeronave (204) e o ângulo aerodinâmico filtrado (206) como um retorno para ajustar dinamicamente a primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214).

6. Aparelho, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 5, caracterizado pelo fato de que o aparelho é configurado de tal modo que o cálculo da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) para a aeronave (204) utilizando os dados (208) recebidos a partir do sistema de medição inercial (216) para a aeronave (204) compreende o sistema de detecção de ângulo aerodinâmico (202): calcular a primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) a partir de pelo menos um dentre um movimento angular, um movimento linear a partir de uma força gravitacional, ou movimento linear a partir da aerodinâmica e uma força propulsora.

7. Aparelho, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 6, caracterizado pelo fato de o aparelho ser configurado de tal modo que o ângulo aerodinâmico inercial (214) é selecionado a partir de um dentre um ângulo de ataque inercial e um ângulo de glissagem inercial, e o ângulo aerodinâmico medido externamente (220) é selecionado a partir de um dentre um ângulo de ataque medido externamente e um ângulo de glissagem medido externamente.

8. Aparelho, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 7, caracterizado pelo fato de a aeronave (204) ser um dentre um avião, um avião comercial, uma aeronave de decolagem e pouso vertical (204) ou um veículo aéreo não tripulado.

9. Método para o processamento de ângulos aerodinâmicos para uma aeronave (204), o método sendo caracterizado pelo fato de compreender: o cálculo de uma primeira taxa de mudança (212) em um ângulo aerodinâmico inercial (214) para a aeronave (204) utilizando dados (208) recebidos de um sistema de medição inercial (216) para a aeronave (204); o cálculo de uma segunda taxa de mudança (218) em um ângulo aerodinâmico medido externamente (220) para a aeronave (204); a geração de um ângulo aerodinâmico filtrado (206) durante um voo da aeronave (204) utilizando a primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) e a segunda taxa de mudança (218) no ângulo aerodinâmico medido externamente (220); e a mudança de uma contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) utilizado na geração do ângulo aerodinâmico filtrado (206) com base em uma diferença entre a primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) e a segunda taxa de mudança (218) no ângulo aerodinâmico medido externamente (220), assim permitindo o controle do voo da aeronave (204) utilizando o ângulo aerodinâmico filtrado (206), em que a contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) aumenta quando uma turbulência transitória estiver presente durante o voo da aeronave (204) e a contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) é reduzido quando uma rajada de vento sustentada estiver presente.

10. Método, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de compreender adicionalmente: o controle do voo da aeronave (204) utilizando o ângulo ae-rodinâmico filtrado (206).

11. Método, de acordo com a reivindicação 9 ou 10, caracterizado pelo fato de a contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) ser alterado para reduzir um efeito de pelo menos uma dentre uma rajada de vento sustentada ou uma turbulência transitória.

12. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicações 9 a 11, caracterizado pelo fato de no ajuste da contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) com base na diferença entre a primeira taxa de mudança (212) do ângulo aerodinâmico inercial (214) e a segunda taxa de mudança (218) no ângulo aerodinâmico medido externamente (220) compreender: a identificação da diferença entre a primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) e a segunda taxa de mudança (218) no ângulo aerodinâmico medido externamente (220); a identificação de um valor de decaimento (310) utilizando a diferença em uma função exponencial; e a multiplicação da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) com o valor de decaimento (310) para ajustar a contribuição (222) da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214).

13. Método, de acordo com qualquer uma das reivindicações 9 a 12, caracterizado pelo fato de no cálculo da primeira taxa de mudança (212) no ângulo aerodinâmico inercial (214) para a aeronave (204) utilizando dados (208) recebidos a partir do sistema de medição inercial (216) para a aeronave (204) e o ângulo aerodinâmico filtrado (206) compreender:o cálculo da primeira taxa de mudança (212) no ângulo ae-rodinâmico inercial (214) a partir de pelo menos um dentre um movimento angular, um movimento linear a partir de uma força gravitacional, ou o movimento linear da aerodinâmica e uma força propulsora.