arquiteturas de sistemas de comando de vôo e piloto

Dissertação apresentada à Divisão de Pós-Graduação do Instituto
Tecnológico de Aeronáutica como parte dos requisitos para obtenção do
título de Mestre em Engenharia Aeronáutica, Área de Sistemas
Aeroespaciais e Mecatrônica.
Luiz Fernando Grijo
ARQUITETURAS DE SISTEMAS DE COMANDO DE VÔO E
PILOTO AUTOMÁTICO PARA AERONAVES CIVIS
Dissertação aprovada em sua versão final pelos abaixo assinados:
______________________________
Prof. Karl Heinz Kienitz
Orientador
______________________________
Eng° José Fernando David Farat
Co-orientador
______________________________
Prof. Homero Santiago Maciel
Chefe da Divisão de Pós-Graduação
CAMPO MONTENEGRO
SÃO JOSÉ DOS CAMPOS, SP, BRASIL, 2004
Dados Internacionais de Catalogação-na-Publicação (CIP)
Divisão Biblioteca Central do ITA/CTA
Grijo, Luiz Fernando
Arquiteturas de sistemas de comando de vôo e piloto automático para aeronaves civis / Luiz Fernando
Grijo.
São José dos Campos, 2004.
169f.
Dissertação de Mestrado – Curso de Engenharia Aeronáutica e Mecânica – Área de Sistemas
Aeroespaciais e Mecatrônica – Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2004. Orientadores: Prof. Dr. Karl
Heinz Kienitz e Eng° José Fernando David Farat.
1. Projeto de sistemas de controle. 2. Controle automático de vôo. 3. Pilotos automáticos. I.Centro
Técnico Aeroespacial. Instituto Tecnológico de Aeronáutica. Divisão de Engenharia Eletrônica. II. Título
REFERÊNCIA BIBLIOGRÁFICA
GRIJO, Luiz F. Arquiteturas de sistemas de comando de vôo e piloto automático para
aeronaves civis. 2004. 169f. Dissertação de mestrado – Instituto Tecnológico de Aeronáutica,
São José dos Campos.
CESSÃO DE DIREITOS
NOME DO AUTOR: Luiz Fernando Grijo
TÍTULO DO TRABALHO: Arquiteturas de
sistemas de comando de vôo e piloto automático
para aeronaves civis.
TIPO DE TRABALHO / ANO:
Dissertação / 2004.
É concedida ao Instituto Tecnológico de Aeronáutica permissão para reproduzir cópias desta
tese e para emprestar ou vender cópias somente para propósitos acadêmicos e científicos. O
autor reserva outros direitos de publicação e nenhuma parte desta tese pode ser reproduzida
sem a autorização do autor.
___________________________
Luiz Fernando Grijo
Avenida Brasil, 1534.
CEP 17280-000 – Pederneiras – SP
ARQUITETURAS DE SISTEMAS DE COMANDO DE VÔO E
PILOTO AUTOMÁTICO PARA AERONAVES CIVIS
Luiz Fernando Grijo
Composição da Banca Examinadora:
Prof. Karl Heinz. Kienitz
Orientador – ITA
Eng° José Fernando David Farat
Co-Orientador – Embraer
Prof. Luis Carlos Sandoval Góes
ITA
Prof. Atair Rios Neto
Embraer
ITA
ii
Dedicatória
Aos meus pais, Vilma e Luiz, que sempre serão fontes de
inspiração e exemplos de dedicação, e à minha querida Gracieli que também não
faltou em apoio e compreensão.
iii
Agradecimentos
Agradeço a Deus pela alegria de transpor mais uma etapa em minha formação
profissional, acadêmica e pessoal.
Agradecimentos especiais a Embraer – Empresa Brasileira de Aeronáutica S.A. – pela
iniciativa em conceber o Programa de Especialização em Engenharia, à Fundação Casimiro
Montenegro Filho e ao Instituto Tecnológico de Aeronáutica, cujas parcerias e atuações foram
essenciais para o sucesso do programa.
A todo Corpo Docente do Instituto Tecnológico de Aeronáutica, em particular ao
Professor Karl Heinz Kienitz, os agradecimentos pelo desempenho da nobre incumbência de
difundir o conhecimento.
Agradecimentos especiais também, a toda equipe de treinamento da Embraer, aos
colegas do grupo de comandos de vôo, em especial ao Engenheiro José Fernando David Farat,
enfim, a todos os profissionais da Embraer que, direta ou indiretamente, contribuíram,
incentivaram e apoiaram o desenvolvimento deste trabalho.
iv
Resumo
Este trabalho realiza um estudo comparativo entre diferentes arquiteturas de sistemas
de comando de vôo (FCS) e sistemas de piloto automático (AFCS) empregados em
conhecidas aeronaves comerciais. Sua abordagem tenta enfatizar como cada arquitetura pode
influenciar no desenvolvimento, operação e na manutenção de uma aeronave.
As diferenças encontradas em cada arquitetura podem se traduzir em alterações da
resposta dinâmica da aeronave, como no caso das diferentes interfaces entre o FCS e o AFCS,
ou mesmo representar diferentes níveis de redundância, confiabilidade e complexidade do
sistema. Apesar de todas as arquiteturas, aqui descritas e estudadas, atingirem os requisitos
normativos por apresentarem uma baixa probabilidade de falhas, é o meio pelo qual o sistema
garante esta baixa probabilidade de falhas que pode influenciar no projeto da aeronave, por
exemplo, aumentando o peso total da aeronave – se o número de elementos redundantes for
muito elevado.
O principal objetivo deste trabalho é definir uma arquitetura básica para a aeronave
(fictícia) CJ1, que por sua vez foi desenvolvida durante o Programa de Especialização em
Engenharia. Entretanto, este trabalho acaba se tornando algo como um sumário, uma sinopse
das arquiteturas de FCS e AFCS das aeronaves aqui estudadas (ERJ145, EMBRAER 170,
Boeing 777) ao mesmo tempo em que define uma arquitetura para a aeronave CJ1.
v
Abstract
This work makes a comparative study of different architectures of automatic flight
control systems (AFCS) and flight control systems (FCS) employed in some commercial
aircraft. This approach tries to emphasize how each architecture can influence the
development, operation and maintenance of an aircraft.
The differences observed in each architecture can be translated in changing of the
dynamic response of the aircraft as the case of applying different interfaces between the
AFCS and FCS, or even by representing different reliability, safety and complexity levels
according to the norm. In spite of all architectures match the low failure probability requested
by the norm, it is the way for which this value is obtained that can influence the design, for
instance, by increasing the total weight of the aircraft – if the number of redundant elements
in the system is large. The main purpose of this study is to define a basic architecture for the
aircraft (fictitious) CJ1, which in turn was developed during the engineering specialization
program. Therefore, this work becomes a kind of summary, a synopsis, of the FCS and AFCS
of the airplanes ERJ145, EMB170 and B777, at the same time as it defines the architecture
that would be used in the design of the CJ1.
vi
Sumário
I
II
Introdução......................................................................................................................... 20
I.1
Objetivo .................................................................................................................... 20
I.2
A aeronave CJ1......................................................................................................... 21
I.2.1
Itens gerais............................................................................................................ 22
I.2.2
Cabine de passageiros........................................................................................... 22
I.2.3
Performance.......................................................................................................... 23
I.2.4
Perfil da missão .................................................................................................... 23
I.3
O avião em manobra e guiagem ............................................................................... 24
I.4
Revisão bibliográfica................................................................................................ 30
Sistemas e componentes ................................................................................................... 35
II.1
Atuadores.................................................................................................................. 35
II.1.1
Atuadores hidráulicos ....................................................................................... 35
II.1.2
Atuadores elétricos ........................................................................................... 36
II.2
Sensores e Transdutores ........................................................................................... 37
II.2.1
Acelerômetros................................................................................................... 37
II.2.2
Giroscópio ........................................................................................................ 38
II.2.3
AHRS e IRS ..................................................................................................... 39
II.2.4
LVDT ............................................................................................................... 40
II.2.5
Air Data System (ADS).................................................................................... 42
II.3
Barramentos.............................................................................................................. 43
II.3.1
Control Area Network Bus (CAN)................................................................... 43
II.3.2
ARINC 629 Digital Data Bus........................................................................... 44
II.3.3
ARINC 429 Digital Data Bus........................................................................... 45
vii
II.3.4
II.4
Piloto automático e diretor de vôo – funções e modos............................................. 46
II.4.1
Funções............................................................................................................. 46
II.4.2
Modos de piloto automático ............................................................................. 50
II.5
II.4.2.1
Modos de operação laterais .......................................................................... 50
II.4.2.2
Modos de operação verticais ........................................................................ 50
Redundância de sistemas .......................................................................................... 51
II.5.1
II.6
Terminologias e conceitos associados à confiabilidade de sistemas................ 52
Modelagem dinâmica ............................................................................................... 56
II.6.1
III
Outros barramentos .......................................................................................... 46
Equações de movimento de uma aeronave como corpo rígido. ....................... 57
II.6.1.1
Movimento translacional .............................................................................. 58
II.6.1.2
Movimento rotacional .................................................................................. 59
II.6.1.3
Contribuição das forças gravitacionais nas equações de movimento........... 60
II.6.1.4
Linearização dos termos gravitacionais e inerciais ...................................... 61
II.6.1.5
Equações do movimento longitudinal linearizadas ...................................... 63
II.6.1.6
Equação de estado ........................................................................................ 64
Arquiteturas de sistemas de comando de vôo e piloto automático................................... 66
III.1
Sistema de comando de vôo do ERJ145................................................................... 66
III.2
Sistema de controle automático de vôo (AFCS) do ERJ145.................................... 70
III.2.1
Modos do piloto automático/diretor de vôo. .................................................... 72
III.2.2
Painel ................................................................................................................ 73
III.2.3
Lógica de engajamento..................................................................................... 73
III.2.4
Arquitetura........................................................................................................ 74
III.2.5
Monitoramento ................................................................................................. 77
III.2.6
Segregação de hardware ................................................................................... 78
viii
III.2.7
Processamento .................................................................................................. 78
III.2.7.1
Exemplo do rolamento ............................................................................. 78
III.3
Sistema de comando de vôo do EMB170................................................................. 79
III.4
Sistema de controle automático de vôo do EMB170 ............................................... 84
III.4.1
Modos do piloto automático/diretor de vôo. ....................................................87
III.4.2
Painel ................................................................................................................ 88
III.4.3
Lógica de engajamento.....................................................................................88
III.4.4
Arquitetura e processamento ............................................................................89
III.4.4.1
Thrust Management System .....................................................................92
III.4.5
Monitoramento ................................................................................................. 92
III.4.6
Segregação de hardware ................................................................................... 93
III.5
Sistema de comandos de vôo do Boeing 777. .......................................................... 93
III.5.1
Operação do sistema......................................................................................... 95
III.5.2
Funções do sistema........................................................................................... 96
III.5.2.1
III.5.3
III.6
Exemplo do controle de rolamento........................................................... 96
Implementação do sistema................................................................................ 97
III.5.3.1
PFC ........................................................................................................... 98
III.5.3.2
ACE ........................................................................................................ 100
Sistema de controle automático de vôo (AFDS) do Boeing 777............................ 102
III.6.1
Modos do piloto automático/diretor de vôo. .................................................. 105
III.6.2
Painel .............................................................................................................. 106
III.6.3
Lógica de engajamento................................................................................... 106
III.6.4
Arquitetura, processamento e backdrive ........................................................ 107
III.6.4.1
Exemplo do rolamento ........................................................................... 108
IV Simulação ....................................................................................................................... 111
ix
V
IV.1
O modelo de simulação para arquitetura do ERJ145 ............................................. 116
IV.2
O modelo para arquitetura do EMB170 ................................................................. 122
IV.3
O modelo para arquitetura do B777 ....................................................................... 125
IV.4
Quadro comparativo ............................................................................................... 130
Comparação das arquiteturas.......................................................................................... 132
V.1
Sistema Fly-By-Wire versus sistema tradicional de cabos-de-aço e polias. .......... 132
V.2
Sistema de controle automático de vôo (AFCS) .................................................... 135
V.3
Confiabilidade ........................................................................................................ 136
V.4
Manutenção ............................................................................................................ 137
V.5
Certificação............................................................................................................. 139
V.6
Custo....................................................................................................................... 141
V.7
Riscos tecnológicos ................................................................................................ 142
V.8
Outros aspectos....................................................................................................... 143
V.9
Discussão dos resultados do capítulo IV ................................................................ 145
VI Conclusões...................................................................................................................... 147
VII Referências ..................................................................................................................... 152
VIII Anexos............................................................................................................................ 155
VIII.1 Aeronave CJ1 – Três vistas e projeção artística. .................................................... 155
VIII.2 Aeronave CJ1 – Distribuição do FCS e AFCS....................................................... 158
VIII.3 Arquivos do MATLAB utilizados.......................................................................... 167
x
Índice de figuras
Figura I-1 Aeronave corporativa CJ1 [14]. .............................................................................. 22
Figura I-2 Perfil da missão [14]................................................................................................ 23
Figura I-3 Eixos para manobra. ................................................................................................ 24
Figura I-4 Superfícies aerodinâmicas de controle [9]. ............................................................. 25
Figura I-5 Sistema de comando de vôo não-potenciado [28]................................................... 27
Figura I-6 Sistema de comando de vôo potenciado – hidromecânico [9]. ............................... 28
Figura I-7 Sistema de comando de vôo Fly-By-Wire – eletro-hidráulico [11]......................... 29
Figura II-1 Servo-atuador hidromecânico [16]......................................................................... 35
Figura II-2 Servo-atuador eletro-hidráulico [16]...................................................................... 36
Figura II-3 Acelerômetro.......................................................................................................... 38
Figura II-4 LVDT – Linear variable-differencial transformer [30]......................................... 41
Figura II-5 Barramento ARINC 629 [31]................................................................................ 45
Figura II-6 Malha de controle interna....................................................................................... 47
Figura II-7 Malha de controle externa e interna....................................................................... 49
Figura II-8 Pitch Hold. ............................................................................................................. 51
Figura II-9 Arranjos de sistemas redundantes e/ou monitorados. (a) sistema simplex; (b)
sistema multiplex; (c) sistema duplicate-monitored; (d) sistema dual-dual. .................... 55
Figura II-10 Sistema de eixos da Terra [18]............................................................................. 56
Figura II-11 Sistema de eixos do corpo [18]. ........................................................................... 57
Figura II-12 Orientação do vetor gravidade no eixo do corpo [18].......................................... 61
Figura III-1 Sistema de comando do aileron [9]....................................................................... 66
Figura III-2 Sistema de comando do profundor do ERJ145 [9]. .............................................. 68
xi
Figura III-3 Mecanismo de atuação do autopilot [9]. (a) Servo-motor de piloto automático
para eixo de rolamento; (b) servo-motor de piloto-automático para eixo de arfagem; (c)
servo-motor de piloto-automático para eixo de guinada. ................................................. 70
Figura III-4 Arquitetura dos Integrated Computers [9]. ......................................................... 72
Figura III-5 Cartões do IC-600 [9]. .......................................................................................... 75
Figura III-6 Diagrama de blocos interno dos cartões do AFCS no IC-600 ............................. 75
Figura III-7 Arquitetura do AFCS do ERJ145. ........................................................................ 76
Figura III-8 Esquema de monitoramento do APM................................................................... 77
Figura III-9 Arquitetura do sistema primário de comando de vôo do EMB170. ..................... 80
Figura III-10 Arquitetura interna de cada P-ACE. ................................................................... 82
Figura III-11 Arquitetura da Aviônica do EMB170................................................................. 83
Figura III-12 Localização de servo motores de piloto automático para os profundores do
EMB170. .......................................................................................................................... 86
Figura III-13 Localização do servo motor de piloto automático para os ailerons do EMB170.
.......................................................................................................................................... 87
Figura III-14 Caminho de atuação do AP................................................................................. 90
Figura III-15 Aeronave Boeing 777 [31].................................................................................. 94
Figura III-16 Arquitetura do sistema de comando de vôo do Boeing 777[4]........................... 95
Figura III-17 Arquitetura dos primary flight computers (PFCs). ............................................. 98
Figura III-18 Sistema FBW B777. ......................................................................................... 102
Figura III-19 Esquema do funcionamento do AFDS do B777 [15]. ...................................... 103
Figura III-20 Fluxo do comando de AP [15].......................................................................... 104
Figura III-21 Lógica de engajamento do autopilot [4]. ..........................................................107
Figura III-22 Seleção de entrada e comando de backdrive. ................................................... 109
Figura III-23 Fluxo do comando de backdrive [15]. .............................................................. 110
xii
Figura IV-1 Modelo do CJ1 em malha aberta. ....................................................................... 114
Figura IV-2 Comando de entrada no profundor. .................................................................... 114
Figura IV-3 Resposta dinâmica em malha aberta do CJ1 ao comando do piloto da Figura
IV-2................................................................................................................................. 115
Figura IV-4 Malha fechada para controle de arfagem na arquitetura ERJ145....................... 116
Figura IV-5 Lugar de raízes e limites de desempenho para o sistema CJ1 em arfagem........ 117
Figura IV-6 Ajuste do controlador PID.................................................................................. 118
Figura IV-7 Pitch Hold no arranjo do ERJ145....................................................................... 119
Figura IV-8 Resposta em arfagem para o sistema da Figura IV-7. ........................................ 119
Figura IV-9 Pitch Hold com sensores na malha. .................................................................... 120
Figura IV-10 Resposta para o arranjo ERJ145 com sensores na malha................................. 120
Figura IV-11 Scope para visualizar a entrada no sistema dinâmico....................................... 121
Figura IV-12 Movimento da coluna, sinal de entrada δ e no sistema CJ1 com emprego da
arquitetura do ERJ145. ................................................................................................... 121
Figura IV-13 Pitch Hold no arranjo do EMB170................................................................... 123
Figura IV-14 Resposta em arfagem para o sistema da Figura IV-13. .................................... 123
Figura IV-15 Pitch Hold com sensores na malha................................................................... 124
Figura IV-16 Resposta para o arranjo ERJ170 com sensores na malha................................. 124
Figura IV-17 Movimento da coluna para arquitetura do EMB170. ....................................... 125
Figura IV-18 Pitch Hold no arranjo do B777......................................................................... 126
Figura IV-19 Resposta em arfagem para o sistema da Figura IV-18. .................................... 127
Figura IV-20 Pitch Hold com sensores na malha................................................................... 127
Figura IV-21 Resposta para o arranjo B777 com sensores na malha..................................... 128
Figura IV-22 Blocos para visualizar a movimentação da coluna no esquema B777. ............ 129
Figura IV-23 Movimento da coluna do B777. ....................................................................... 129
xiii
Figura IV-24 Ângulo de arfagem. .......................................................................................... 130
Figura IV-25 Movimento das colunas. ................................................................................... 131
Figura V-1 Representação da variação de peso dos sistemas de comando de vôo em função do
número de passageiros ou do peso da aeronave. ............................................................ 144
Figura VIII-1 Aeronave CJ1 – Três vistas: (a) vista frontal; (b) vista lateral; (c) vista superior.
........................................................................................................................................ 156
Figura VIII-2 Concepção artística da aeronave CJ1...............................................................157
Figura VIII-3 Compartimentos eletrônicos no CJ1. ...............................................................158
Figura VIII-4 Localização das unidades eletrônicas de FCS e AFCS nos compartimentos do
CJ1.................................................................................................................................. 159
Figura VIII-5 Sistema de cabos-de-aço de comando do aileron. ........................................... 159
Figura VIII-6 Sinais analógicos de comando que vão dos P-ACEs para as PCUs de leme e
profundor. ....................................................................................................................... 160
Figura VIII-7 Sinais analógicos de comando que vão dos S-ACEs para as PCUs dos multifunction spoilers. ............................................................................................................ 161
Figura VIII-8 Rede CAN bus de dados entre os P-ACES e FCMs e entre as AIOPs e os servomotores de piloto automático. ........................................................................................ 162
Figura VIII-9 Aircraft Standard Communication Bus............................................................ 163
Figura VIII-10 Sinais analógicos dos sensores de posição de superfície e de comando
(cockpit) que retornam aos P-ACEs e S-ACEs. ............................................................. 164
Figura VIII-11 Distribuição do sistema hidráulico na aeronave CJ1. .................................... 165
Figura VIII-12 Superfícies aerodinâmicas de controle da aeronave CJ1............................... 166
xiv
Índice de tabelas
Tabela II-1 Grau de redundância de acordo com a natureza e função do sistema [16]............ 53
Tabela III-1 Dissimilaridade de processadores no B777 [4]. ................................................... 99
Tabela IV-1 Condição de vôo no ponto de linearização. ....................................................... 111
Tabela IV-2 Derivadas de estabilidade................................................................................... 111
Tabela VI-1 Quadro comparativo da aplicabilidade de cada arquitetura na aeronave CJ1.... 149
Tabela VIII-1 Arquivos MATLAB utilizados nas simulações deste trabalho. ...................... 167
xv
Lista de abreviaturas e siglas
ACE
Actuator Control Electronic
ADC
Air Data Computer
ADIRU
Air Data Inertial Reference Unit
ADS
Air Data System
ADSP
Air Data SmartProbe
AFCS
Automatic Flight Control System
AFDC
Autopilot and Flight Director Computer
AFDS
Autopilot and Flight Director System
AFS
Automatic Flight System
AHRS
Attitude and Heading Reference System
AIOP
Avionic Input/Output Processor
AP
Autopilot
APM
Autopilot Monitor
ARINC
Aeronautical Radio Incorporated
ASCB
Aircraft Standard Communication Bus
AT
Autothrottle
AWU
Aural Warning System
BAP
Bank Angle Protection
BC
Back Course [Localizer Mode]
BCA
Backdrive Control Actuator
BIT
Built-in Test
CAN
Control Area Network
CAS
Calibrated Air Speed
CB
Circuit Breaker
CJ1
Corporate Jet One
CMC
Central Maintenance Computer
CRC
Cyclic Redundancy Check
DITS
Digital Information Transfer System
®
xvi
EFIS
Electronic Flight Instrument System
EGPWS
Enhanced Ground Proximity Warning System
EICAS
Engine Information and Crew Alerting System
FADEC
Full Authority Digital Engine Controller
FAR
Federal Aviation Regulation
FBW
Fly-By-Wire
FCDB
Flight Control Data Bus
FCM
Flight Control Module
FCS
Flight Control System
FD
Flight Director
FGCS
Flight Guidance and Control System
FLC
Flight Level Change [Mode]
FMCF
Flight Management Control Function
FMS
Flight Management System
FS-ACE
Flap/Slat - Actuator Control Electronic
GP
Guidance Panel
HDG
Heading Select [Mode]
HS
Horizontal Stabilizer
HS-ACE
Horizontal Stabilizer - Actuator Control Electronic
HSTA
Horizontal Stabilizer Actuator
IAS
Indicated Air Speed
IC
Integrated Computer
ICB
Internal Communication Bus
ILS
Instrument Landing System
IRS
Inertial Reference System
ISA
International Standard Atmosphere
JAR
Joint Aviation Regulation
LNAV
Lateral Navigation
LOC
Localizer [Mode]
LRU
Line Replaceable Unit
xvii
LVDT
Linear Variable-Differential Transformer
MADC
Micro Air Data Computer
MAU
Modular Avionic Unit
MCP
Mode Control Panel
MFD
Multifunction Flight Display
MTOW
Maximum Take-off Weight
NBAA
National Business Aviation Association Incorporated
NIC
Network Interface Computer
P-ACE
Primary - Actuator Control Electronic
PCA
Power Control Actuator
PCU
Powered Control Unit
PEE
Programa de Especialização em Engenharia
PFCS
Primary Flight Control System
PFD
Primary Flight Display
PWM
Pulse Width Modulation
RSB
Radio System Bus
SAARU
Secondary Attitude and Air (data) Reference Unit
S-ACE
Spoiler - Actuator Control Electronic
SAS
Stability Augmentation System
SPS
Stall Protection System
TAS
True Air Speed
TMS
Thrust Management System
TRS
Thrust Rating Selection
VNAV
Vertical Navigation
VOR
VHF Omni directional Range
VSI
Vertical Speed
WS
Wind Shear [Mode]
YD
Yaw Damper
xviii
Lista de símbolos
XB
Eixo longitudinal do corpo
YB
Eixo lateral do corpo
ZB
Eixo vertical do corpo
XE
Eixo longitudinal da Terra
YE
Eixo lateral da Terra
ZE
Eixo vertical da Terra
α
Ângulo de ataque
β
Ângulo de derrapagem
δΕ
Deflexão do profundor
Φ
Ângulo de rolamento
γ
Ângulo de trajetória
θ
Ângulo de arfagem (variação para uma condição linearizada)
θ&
Razão de arfagem
Θ
Ângulo de arfagem
Ψ
Ângulo de guinada
τ
Momento de arfagem no eixo YB para pequenas perturbações
ω
Vetor velocidade angular total
F
Somatória das forças externas aplicadas ao corpo
H
Momento angular ou quantidade de movimento angular
L
Momento de rolamento no eixo XB
M
Momento de arfagem no eixo YB
m
Massa
xix
N
Momento de guinada no eixo ZB
P
Velocidade angular com referencial inercial XE e descrita em XB
Q
Velocidade angular com referencial inercial YE e descrita em YB
q
Razão de arfagem
R
Velocidade angular com referencial inercial ZE e descrita em ZB
U
Velocidade linear descrita no eixo XB
u
Velocidade linear descrita no eixo XB (variação para uma condição linearizada)
T
Somatória dos momentos externos aplicados ao corpo
V
Velocidade linear descrita no eixo YB
VT
Velocidade total no eixo do vento, trajetória
W
Velocidade linear descrita no eixo ZB
w
Velocidade linear descrita no eixo ZB (variação para uma condição linearizada)
X
Força resultante no eixo XB
x
Força resultante no eixo XB para pequenas perturbações
Y
Força resultante no eixo YB
Z
Força resultante no eixo ZB
z
Força resultante no eixo ZB para pequenas perturbações
20
I
Introdução
I.1 Objetivo
Este trabalho é parte do Programa de Especialização em Engenharia aeronáutica (PEE)
realizado pela Embraer em parceria com o Instituo Tecnológico de Aeronáutica e a Fundação
Casimiro Montenegro Filho. Durante a fase final, ou Fase III, do referido programa, foi
desenvolvido um projeto preliminar de uma aeronave corporativa denominada CJ1, acrônimo
de Corporate Jet One, sendo que o objetivo particular deste trabalho de mestrado profissional
é definir uma arquitetura de comando de vôo e de piloto automático para a aeronave CJ1. O
estudo é realizado através da comparação de arquiteturas já existentes em outras aeronaves
civis, salientando suas principais características e diferenças como: modos de piloto
automático, níveis de redundância e confiabilidade, interface com o sistema primário de
comando de vôo, influência na resposta dinâmica, além de outros aspectos relacionados a
custos e ao próprio know-how das empresas.
No decorrer do estudo descreve-se primeiramente a aeronave CJ1 e sua missão
específica, em seguida faz-se uma breve descrição sobre o histórico do desenvolvimento dos
sistemas de comando de vôo e pilotagem automática ao longo da história. No capítulo II
temos um embasamento teórico dos componentes e sistemas envolvidos nas arquiteturas de
comando de vôo e piloto automático. No capítulo III tem-se uma descrição detalhada, na
medida do possível, das arquiteturas do sistema de comando de vôo e do sistema de controle
automático de vôo, do inglês Flight Control System (FCS)1 e Automatic Flight Control System
(AFCS) respectivamente, das aeronaves estudadas. No capítulo IV tem-se a descrição do
modelo dinâmico adotado, e simulações no MATLAB/SIMULINK® que tentam reproduzir a
1
Durante este trabalho considerar-se-ão semelhantes as definições de sistema de comando de vôo – do inglês
Flight Control System (FCS) – e de sistema primário de comando de vôo – do inglês Primary Flight Ccontrol
System (PFCS).
21
resposta da aeronave CJ1 levando-se em conta as diferenças observadas nas arquiteturas das
três aeronaves estudadas. Vale lembrar que, apenas uma ou outra peculiaridade de cada
arquitetura foi possível de ser implementada no modelo de simulação. No capítulo V tem-se a
comparação da dinâmica e de outros aspectos de projeto das aeronaves estudadas, finalizandose com a conclusão e escolha de uma arquitetura para o CJ1 no capítulo VI.
I.2 A aeronave CJ1
Durante a chamada Fase III do Programa de Especialização em Engenharia (PEE)
desenvolvido pela Embraer em parceria com o ITA e com a Fundação Casimiro Montenegro
Filho, os alunos foram sub-divididos em cinco grupos onde cada um elaborou um projeto
preliminar de uma aeronave, sendo estas: duas aeronaves regionais, duas corporativas e um
treinador avançado. Durante a fase inicial de projeto de cada aeronave (Fase III-A), em
particular da aeronave CJ1, na qual fui membro do grupo de projeto, foi desenvolvido um
estudo de mercado de onde se pôde retirar informações capazes de nortear o projeto durante
as fases subseqüentes. Após a análise mercadológica e levantamentos de demanda e previsão
de vendas, teve início o projeto preliminar onde a configuração e um layout básico da
aeronave foram definidos. Por fim, na porção final da fase de projeto (Fase III-C) foi
realizado um estudo relativamente detalhado das partes estruturais e dos sistemas da aeronave.
O estudo, em particular, realizado neste trabalho de mestrado profissional visa comparar
diferentes arquiteturas de sistemas de comando de vôo e de piloto automático de aeronaves já
conhecidas a fim de guiar a seleção mais adequada de uma arquitetura a ser implementada na
aeronave corporativa CJ1.
A aeronave CJ1 apresentada na Figura I-1 deveria ser projetada para cumprir os
requisitos de uma aeronave corporativa da categoria very long range com dois layouts básicos
de interior: executive e shuttle.
22
Na Figura I-1 tem-se o resultado do estudo preliminar desenvolvido durante a Fase IIIA do programa. Ao longo do trabalho, findada as devidas considerações e conclusões sobre
os sistemas, apresentaremos mais detalhadamente alguns componentes do sistema de
comando de vôo e do sistema de controle automático de vôo do CJ1 (ver anexos VIII.1 e
VIII.2).
Durante o projeto foram considerados os seguintes fatores:
I.2.1
Itens gerais
•
Máximo peso de decolagem (MTOW) de aproximadamente 56,000kg;
•
Operação em aeroportos em elevada altitude;
•
Conceito de interior modular.
Figura I-1 Aeronave corporativa CJ1 [14].
I.2.2
Cabine de passageiros
O CJ1 contemplaria dois layouts básicos de interior:
•
Um business jet layout, com capacidade para 10 passageiros;
23
•
Uma versão shuttle, com o máximo número de passageiros limitado pelos requisitos
de peso;
•
I.2.3
Altura de cabine maior ou igual a 1.95 m.
Performance
•
Decolar e pousar em pistas com menos de 6,000 ft (MTOW, sea-level ISA condition);
•
Alcance maior ou igual a 6,000 nm (~11,200 km) com uma carga-paga de pelo menos
8 passageiros e 4 tripulantes (standard NBAA weight, ISA condition);
•
Altitude de cruzeiro maior ou igual a 41,000 ft (~12,500 m);
•
Velocidade de cruzeiro em máximo alcance maior ou igual a Mach 0.80;
•
Nível de ruído de cabine menor ou igual a 70 dbA;
•
Nível de ruído na decolagem menor ou igual a 82 EPNdB.
I.2.4
Perfil da missão
A Figura I-2 abaixo mostra o perfil típico da missão da aeronave CJ1.
Figura I-2 Perfil da missão [14].
24
Legenda:
A – Origem / Destino
B – Destino / Alternativa (200nm) Cruise @ Economic cruise
C – Espera (considerado no destino ou no destino alternativo)
I – Partida do motor, warm up, taxiamento & decolagem
II – Subida (Climb)
III – Config. A: Cruzeiro @Mach 0.80/Config. B: Cruzeiro @ Mach 0.85
IV – Descida (Descent)
V - Pouso & taxiamento.
I.3 O avião em manobra e guiagem
O avião se desloca no espaço realizando manobras nos três eixos – longitudinal,
vertical e lateral – mostrados na Figura I-3. Os movimentos realizados sobre cada eixo –
rolamento, arfagem e guinada – também estão representados na figura.
Figura I-3 Eixos para manobra.
25
Para guiar o avião ao longo de uma dada trajetória o piloto deve manobrar o mesmo
nos eixos acima descritos.
Para realizar tais manobras o piloto comanda, através dos
comandos de cockpit (manche ou volante, coluna e pedal), a deflexão de superfícies
aerodinâmicas de controle possibilitando a mudança de trajetória e/ou atitude.
As superfícies aerodinâmicas de controle são partes móveis do avião que, quando
defletidas, produzem mudanças nas forças e momentos atuantes na aeronave possibilitando
assim a pilotagem e/ou guiagem da mesma.
A Figura I-4 abaixo descreve as principais superfícies de controle presentes em uma
aeronave.
No conjunto de cauda que representa a coleção de estruturas localizadas na parte de
trás do avião, temos o estabilizador (empenagem) vertical e leme direcional que fornecem,
respectivamente, estabilidade e controle direcional em guinada, e o estabilizador horizontal e
profundor que fornecem estabilidade e controle em arfagem, respectivamente.
Figura I-4 Superfícies aerodinâmicas de controle [9].
26
Nas asas temos basicamente o aileron que controla o movimento de rolamento da
aeronave. Muitas vezes as aeronaves também incorporam painéis de spoiler que também
podem auxiliar no controle do rolamento.
Entre outras superfícies aerodinâmicas de controle podemos citar os trim tabs que são
superfícies de controle auxiliares geralmente inseridas nas superfícies do profundor, do leme
direcional e do aileron, tendo como funções: (1)2 equilibrar (“balance”) o avião se está muito
pesado na parte da frente, na parte de trás ou nas asas, de modo que o mesmo possa voar em
cruzeiro de forma estável; (2)2 manter o profundor, o leme direcional ou os ailerons em
qualquer posição que o piloto estabeleça, sem que ele tenha de ficar forçando os comandos
para atingir seus objetivos; e (3) ajudar a mover os profundores, o leme direcional, e os
ailerons, aliviando o piloto do esforço necessário para tal.
Os painéis de flapes são partes articuladas ou pivotadas que se situam nos bordos-deataque ou bordos-de-fuga das asas, e são utilizados para aumentar a sustentação nas asas e
reduzir velocidades de vôo. São basicamente utilizados para pousos (“landings”) e decolagens
(“take-offs”) assim como os slats, que por sua vez, se situam no bordo-de-ataque das asas.
Através dos comandos de cockpit como manche (volante), coluna e pedais, o piloto
dirige a aeronave defletindo adequadamente as superfícies de controle respectivas ao
comando da manobra desejada. A atuação no volante comanda o movimento de rolamento, a
coluna do manche comanda o profundor e os pedais comandam a deflexão do leme direcional.
Desde as primeiras aeronaves até os dias atuais o princípio de controlar o movimento
do avião através de deflexões em superfícies móveis permanece o mesmo, ou seja, a partir de
um comando do piloto no manche, coluna ou pedal, uma deflexão adequada em uma
superfície de controle perfaz a mudança de atitude ou trajetória.
2
A presença de um estabilizador horizontal móvel também pode realizar esta compensação para o caso do
controle de arfagem.
27
Na verdade, o que tem mudado com o passar dos anos e o respectivo avanço
tecnológico é o mecanismo pelo qual o comando do piloto é transmitido para a superfície
aerodinâmica de controle. Nas primeiras aeronaves todo sistema de comando de vôo,
incluindo manche, pedal e superfícies móveis era construído de forma tal que toda a força
necessária para a deflexão da superfície era exercida pelo piloto e transmitida diretamente por
meio de ligações mecânicas para a superfície, tais sistemas são denominados não-potenciados,
pois não há qualquer mecanismo ativo que alivie o esforço do piloto. A Figura I-5 abaixo
representa um esquema de um sistema de comando de vôo não potenciado.
Figura I-5 Sistema de comando de vôo não-potenciado [28].
28
Com o desenvolvimento de aeronaves cada vez maiores e mais velozes, a magnitude
da força necessária para defletir tais superfícies suplantou a capacidade humana, sendo que
sistemas potenciados, principalmente através de atuadores hidráulicos, foram concebidos para
aliviar a carga imposta ao piloto durante o vôo.
Já nos anos 30 existiam aeronaves de combate com sistemas de comando de vôo
potenciados, mas somente por volta da década de 50 é que se tornou comum em aeronaves
civis o uso de sistemas potenciados hidraulicamente na atuação das superfícies aerodinâmicas.
Os primeiros sistemas potenciados eram hidromecânicos, ou seja, um sistema de cabos
de aço, ou barras, transmitia o movimento realizado pelo piloto no manche, coluna ou pedal
para uma unidade de atuação hidráulica (servo-válvula e atuador linear) que movimentava a
superfície de controle.
A maioria das aeronaves de grande porte projetadas desde então empregam um
sistema de comando de vôo potenciado em pelo menos uma superfície aerodinâmica de
controle. Podemos citar como exemplo a aeronave ERJ145 que possui os comandos de
aileron e leme potenciados hidraulicamente, ver Figura I-6 abaixo.
Figura I-6 Sistema de comando de vôo potenciado – hidromecânico [9].
29
Posteriormente, com o desenvolvimento tecnológico ligado à eletrônica e à
computação, computadores digitais dedicados e outros componentes como sensores e
transdutores foram empregados na concepção de sistemas eletro-hidráulicos de comando de
vôo; tais sistemas, também conhecidos como Fly-By-Wire Systems, utilizam transdutores para
converter os deslocamentos dos comandos de cockpit em sinais elétricos que são, então,
enviados para computadores dedicados que os processam adequadamente – podendo até
mesmo melhorar as características de estabilidade da aeronave e protegê-la no envelope de
vôo – e, com base no resultado deste processamento, os FBW Systems acionam atuadores
eletro-hidráulicos que movimentam as superfícies aerodinâmicas de controle.
Um típico sistema de comando de vôo sinalizado eletricamente, ou seja, Fly-By-Wire,
pode ser visualizado na Figura I-7.
Figura I-7 Sistema de comando de vôo Fly-By-Wire – eletro-hidráulico [11].
Independentemente do sistema de comando de vôo da aeronave, é comum nas
aeronaves comerciais a existência de um sistema de controle automático de vôo ou do inglês
Automatic Flight Control System – AFCS. Tal sistema desempenha funções automáticas de
pilotagem e guiagem como, por exemplo, manter a aeronave fixa e estabilizada em uma
determinada atitude ou capturar e seguir um sinal de um sistema auxiliar de rádio-navegação.
O AFCS também é composto por computadores dedicados que, com base em sinais de
30
sensores e de ajustes no painel de pilotagem automática, processam e comandam
automaticamente as superfícies de controle sem a intervenção direta do piloto no manche,
coluna ou pedal. O que fica evidente é que o AFCS atua sobre as superfícies de controle
através do sistema de comando de vôo principal, ou seja, há uma nítida interface entre o
sistema de controle automático de vôo (AFCS) e o sistema primário de comando de vôo
(FCS) que também será enfatizada neste trabalho.
Dentre as diversas aeronaves de diferentes fabricantes observa-se a existência de
diferentes sistemas de comando de vôo e de pilotagem automática, bem como de diferentes
interfaces entre esses sistemas.
Este trabalho realiza um estudo sobre as diferenças nas arquiteturas de FCS e AFCS de
algumas aeronaves conhecidas e suas respectivas implicações no projeto, certificação,
operação e manutenção da aeronave. As diferenças observadas em cada arquitetura podem se
traduzir em alterações na dinâmica do sistema como no caso das diferentes interfaces entre o
sistema de controle automático de vôo e o sistema primário de comando de vôo, ou mesmo
representar diferentes níveis de confiabilidade, segurança e complexidade ligadas, por
exemplo, ao número de elementos redundantes presentes no sistema. Após a realização deste
estudo uma arquitetura preliminar é escolhida a ser empregada na aeronave CJ1.
Vale lembrar que a viabilidade do cumprimento de uma determinada missão, ou de
uma etapa de vôo, por um sistema automático depende do tipo de arquitetura disponível e do
nível de confiabilidade a ela associado.
I.4 Revisão bibliográfica
As referências bibliográficas relacionadas à teoria de controle, ao controle automático
de vôo, à dinâmica de aeronaves e as arquiteturas de sistemas aviônicos e de comando de vôo,
utilizadas neste trabalho, são:
31
Blakelock [3] é uma referência que apresenta aplicações de controle automático no
comando de vôo de aeronaves, traz exemplos e descrições detalhadas.
Roskam [27] trata do projeto de sistemas de controle automático de vôo e de aumento
de estabilidade enfatizando os diferentes modos de piloto automático e dando como exemplo
algumas aplicações práticas.
Maclean [18] apresenta conceitos da mecânica de vôo, técnicas de projeto de sistemas
de controle e aplicações específicas em sistemas de controle automático de vôo tanto sob a
ótica do controle clássico como também sob a do controle moderno.
Nelson [21] descreve os principais conceitos relacionados aos componentes de um
sistema automático de vôo, discorre sobre mecânica de vôo, estabilidade estática e dinâmica e
por fim traz uma breve descrição dos sistemas automáticos de comando de vôo.
Bishop [1] aborda conceitos básicos do MATLAB® aplicados à análise e projeto de
sistemas de controle.
Ogata [23] traz a teoria básica de controle clássico e moderno aplicados a diversos
sistemas dinâmicos; também traz vários exemplos e aplicações utilizando o software
MATLAB®. Ainda sobre a Teoria de Controle podemos citar a referência bibliográfica [17]
que sintetiza bem o assunto.
Eismin [8] faz uma descrição dos vários sistemas e sub-sistemas eletro-eletrônicos –
muitos deles englobando o chamado sistema aviônico – presentes em uma aeronave.
Pallett [24] descreve os principais componentes e subsistemas de um sistema de
controle automático de vôo.
Adade [1] trata da problemática do modelamento de sistemas dinâmicos abordando
métodos de análise, modelamento e simulação de tais sistemas, traz também um rico apêndice
que trata de conceitos matemáticos fundamentais.
32
Raymond [26] é uma fonte de referência e um guia para o desenvolvimento de
atuadores e sistemas de comando de vôo, ele traz um histórico da evolução dos sistemas de
comando de vôo e apresenta com detalhes vários atuadores e sistemas de diversas aeronaves
conhecidas.
Raymer [25] é uma das referências básicas em projetos de aeronaves, ele traz um
capítulo dedicado ao estudo da estabilidade, controle e qualidade de vôo, mas não trata
especificamente de sistemas de comando de vôo ou piloto automático.
Roskam [28] o volume IV da clássica coleção do Doutor Roskam aborda os diferentes
sistemas encontrados nas diversas aeronaves. Há um capítulo exclusivo para os sistemas de
comando de vôo que aborda atuadores, layouts de mecanismos e superfícies, e
posicionamento das diversas peças do sistema de comando de vôo na estrutura da aeronave.
RBHA Regulamento 25 [5] são requisitos de aeronavegabilidade para aeronaves
comerciais que definem as características mínimas de segurança e funcionalidade que um
sistema aeronáutico deve apresentar para ser certificado pelas autoridades reguladoras.
Hornish [15] traz uma descrição do sistema de controle automático de vôo do Boeing
777, ele descreve a arquitetura do sistema e algumas funcionalidades do mesmo.
Devlin [7] faz a descrição da arquitetura do sistema de controle automático de vôo do
MD-11 enfatizando a questão do monitoramento das funções e do nível de redundância
(software’n hardware) elevado das funções consideradas críticas para a manutenção de um
vôo seguro da aeronave.
Yeh [31] traz um sumário das considerações de projeto tomadas na concepção do
sistema de comando de vôo do Boeing 777.
Fielding [11] apresenta um estudo sumarizado dos sistemas de comando de vôo Fly-ByWire, seus benefícios, o escalonamento de ganhos e a implementação física de um sistema
Fly-By-Wire.
33
A referência [4] traz uma descrição bastante detalhada do sistema de comando de vôo
da aeronave Boeing 777.
Nos Anais do DINCON 2003 [14], realizado em São José dos Campos no Instituto
Tecnológico de Aeronáutica em Agosto de 2003, consta o artigo CJ1 Aircraft Preliminary
Design, de onde se pode obter mais informações à respeito da aeronave CJ1 e seu projeto.
As informações referentes à aeronave ERJ145 foram obtidas a partir de prospecções
realizadas em descritivos técnicos, manuais de serviço e de treinamento como o citado na
referência [9].
Farat [10] desenvolveu um estudo sobre sistemas de auto-manete (compensação
automática de potência) para o modo de aproximação de uma aeronave em particular, o CBA
123. Sua dissertação serviu como passo inicial de familiarização com o tema e de metodologia
de confecção de trabalho de pós-graduação.
Alguns outros papers sobre sistemas FBW também serviram como referência para este
estudo, entre eles podemos citar Collinson [6], que traz uma descrição dos sistemas de
comando de vôo FBW sob a óptica da engenharia de computação e de controle, comparando
desempenhos de sistemas FBW e não-FBW, discutindo processos de implementação de
hardware e software, as redundâncias intrínsecas e as lógicas de processamento que fazem
parte de um sistema digital Fly-By-Wire.
Sobre Engenharia de Sistemas podemos citar a referência bibliográfica Gries [13] que
traz um estudo da engenharia de sistemas aplicada no AFCS do B777.
Green [11] faz um estudo detalhado sobre sistemas hidráulicos, inclusive sobre
atuadores hidráulicos, trazendo análises dinâmica e de regime de diferentes tipos de atuadores
válvulas e outros componentes.
34
Além da referência bibliográfica Bishop [2], outro livro que ajudou nas tarefas que
envolveram simulações e manipulação de dados no ambiente MATLAB/SIMULINK®, foi o
Guia do Usuário MATLAB® referenciado em [22].
A referência GARTEUR [19] foi útil na adoção dos modelos, em função de
transferência, dos sensores utilizados nas malhas de controle (malha interna) das simulações
do capítulo IV.
A aeronave Airbus A340 não foi objeto relevante deste trabalho de mestrado
profissional, no entanto, o conhecimento básico de seu sistema e histórico de
desenvolvimento, fazem parte da cultura geral que um trabalho como este pode oferecer.
Portanto, o estudo realizado por Naidu [20] também serviu como referência geral desta
dissertação.
As referências The Avionics Handbook [29] e Measurement, Instrumentation and
Sensors Handbook [30] de conceituada reputação prático-acadêmica, também foram
utilizados como fonte de informação e pesquisa para os temas aqui abordados.
35
II Sistemas e componentes
II.1 Atuadores
II.1.1 Atuadores hidráulicos
A grande maioria das aeronaves que empregam um sistema de comando de vôo
potenciado utiliza os seguintes tipos de atuadores hidráulicos [11]:
Atuadores hidromecânicos, que são compostos basicamente de um atuador linear e
uma servo-válvula hidromêcanica, ou seja, uma válvula que, controlada mecanicamente por
meio de um cabo-de-aço ou por uma barra, modula a vazão de fluido hidráulico sob pressão
que entra ou sai do cilindro (do atuador). Os sistemas potenciados que não empregam
tecnologia Fly-By-Wire, geralmente empregam este tipo de servo-atuador que pode ser visto
na Figura II-1 abaixo.
Figura II-1 Servo-atuador hidromecânico [16].
Já os atuadores eletro-hidráulicos,vistos na Figura II-2, são unidades compostas de
servo-válvula eletro-hidráulica e atuador linear. Um sinal elétrico é enviado à servo-válvula
que por sua vez modula o fluxo de fluido pressurizado nas câmaras do pistão atuador; esta
modulação é realizada por meio da movimentação de uma palheta controlada pela bobina
elétrica da servo-válvula.
36
Figura II-2 Servo-atuador eletro-hidráulico [16].
Segundo McLean [18] na maioria dos atuadores de uso aeronáutico pode-se aproximar
o sistema servo-atuador a um sistema de primeira ordem com garantia de obtenção de uma
boa reposta. Aqui adotamos a seguinte função de transferência para representar ambos os
atuadores.
FT act =
10
s + 10
II-1
A função de transferência descrita na equação II-1 será utilizada em todas as
simulações realizadas e descritas no capítulo IV. Tais simulações empregam as mesmas
funções de transferências para todos os elementos presentes nas diferentes configurações de
malhas com o intuito de viabilizar a comparação das diferentes arquiteturas simuladas para o
modelo aerodinâmico do CJ1.
II.1.2 Atuadores elétricos
Embora em muitas aplicações os atuadores hidráulicos apresentem maior eficiência que
os elétricos, há aplicações onde a relativa simplicidade de um atuador elétrico é desejada.
Com o advento de materiais magnéticos de terras raras a relação potência/peso dos motores
elétricos está se tornando mais favorável ao emprego dos mesmos. Atuadores elétricos
modernos, usando quatro motores de imã-permanente em um único invólucro, são capazes de
37
imprimir uma força de até 85000N.
Uma grande dificuldade relacionada aos atuadores
elétricos está na dificuldade de dissipar o calor gerado no mesmo. Embora evoluídos os
atuadores elétricos ainda não estão aptos a substituir os atuadores hidráulicos, salvo nos casos
em que velocidade e força requeridas pela superfície aerodinâmica seja compatível com a
capacidade atual dos atuadores elétricos. Podemos citar a aeronave ERJ145 que possui um
sistema de flapes acionado eletricamente. A aeronave EMB170 também possui o sistema de
flape/slat e o estabilizador horizontal acionados por atuadores eletromecânicos. O servo-motor
elétrico utilizado como servo atuador de piloto automático nas aeronaves Embraer, possui a
seguinte função de transferência:
FTAP =
0.48
0.06887 s + 1
II-2
Vale lembrar que a função de transferência acima descrita também incorpora a relação
de braços de força resultantes de seu acoplamento com a coluna do manche. Portanto, esta
função de transferência incorpora a modelagem do servo-motor de AP já acoplado à coluna.
II.2 Sensores e Transdutores
II.2.1 Acelerômetros
Acelerômetros são sensores capazes de converter os efeitos de um movimento
translacional acelerado de um corpo em sinais elétricos. Na aviação eles são amplamente
utilizados como unidade sensora básica de qualquer sistema inercial de navegação [29] e [24].
Os acelerômetros baseiam-se em dois princípios muito conhecidos da física: a Lei de Hook e
a Segunda Lei do Movimento de Newton. Na Figura II-3 temos um sistema massa mola.
Quando aplicamos uma força à esta mola, com a intenção de estendê-la, esta responderá com
uma força restauradora proporcional ao seu deslocamento, o mesmo vale para o caso onde
comprimimos a mola. Este princípio é a Lei de Hook, matematicamente representada por
38
F=k.x, onde (F) é a força, (x) é o deslocamento e (k) é a constante de proporcionalidade entre
a força e o deslocamento.
O segundo princípio que rege o funcionamento dos acelerômetros nos diz, que uma
força agindo sobre uma massa que sofre uma aceleração, terá a magnitude de F=ma. Este é
conhecido como a Segunda Lei do Movimento de Newton.
Figura II-3 Acelerômetro.
Se a massa sofre uma aceleração em qualquer sentido, a massa sofre a ação de uma
força de intensidade igual a ma, mas também sabemos que esta mesma magnitude pode ser
representa por kx, então obtemos ma=kx. Isolando a aceleração na equação anterior temos,
a=(kx)/m. Como geralmente conhecemos a constante (k) que é uma característica da mola, e a
massa (m) conectada a mola, reduzimos o problema de medir a aceleração à condição de
medição do deslocamento (x).
II.2.2 Giroscópio
Assim como os acelerômetros medem variáveis do movimento translacional, os
giroscópios medem variáveis do movimento rotacional de uma aeronave (ou a orientação dos
acelerômetros). Fisicamente, a ação giroscópica exibe duas propriedades principais, a rigidez
no espaço (ou rigidez giroscópica) e a precessão.
39
Uma massa rotacional (rotor) quando posta em movimento, exibe a propriedade de
resistir a qualquer tentativa de modificação de seu plano original de rotação. À esta
propriedade dá-se o nome de rigidez giroscópica. Quando apoiada em uma série de anéis
dispostos sobre mancais, esta massa manterá sua posição inicial de rotação independente do
movimento do conjunto. Os principais instrumentos que utilizam a rigidez giroscópica são o
horizonte artificial (atitude) e o giro direcional (direção).
A precessão é uma outra propriedade dos giroscópios aproveitada na indústria
aeronáutica. Ela surge quando uma força constante tenta mudar o plano de rotação da massa
que gira. Neste caso, o giroscópio reagirá como se esta atuasse em um ponto situado a 90º do
ponto de aplicação e no sentido de rotação, ocasionando a inclinação do eixo de rotação.
Muito embora este tipo de giroscópio fora amplamente empregado na indústria
aeronáutica, o quê se tem hoje são equipamentos cujo princípio de funcionamento é
totalmente diferente do exibido pela ação giroscópica do sistema mecânico acima descrito.
Atualmente, emprega-se laser e fibra-óptica, associados a uma eletrônica de última geração,
para determinar com precisão e acuidade variáveis como atitude, direção, acelerações
translacionais e rotacionais de uma aeronave [29]. Portanto, assim como os acelerômetros
constituem o elemento sensor básico para determinação das acelerações translacionais, o
giroscópio é o elemento sensor de atitude e direção (giro direcional) e das acelerações
rotacionais (giro-taxa).
II.2.3 AHRS e IRS
O sistema de referência de atitude e proa AHRS (Attitude and Heading Reference
System) utiliza efeitos inerciais e magnéticos para determinar a direção, atitude e acelerações
da aeronave.
40
Geralmente é composto de um computador que processa sinais de giroscópios e
acelerômetros, para as variáveis do movimento da aeronave. Todos os sinais processados pelo
AHRS, como informações de atitude, ângulo de proa, acelerações descritas nos eixos corpo,
etc, estão disponíveis em barramentos digitais.
O AHRS é a unidade básica de navegação inercial e alimenta os demais sistemas,
como o de piloto automático, com acelerações e velocidades angulares. Algumas aeronaves
possuem o chamado IRS (Inertial Reference System) ao invés do AHRS. O IRS tem todas as
características encontradas no ARHS associadas a mais uma computação que fornece dados
de navegação como proa verdadeira, ângulo de trajetória, aceleração longitudinal, velocidade
vertical inercial e aceleração vertical (inercial).
Já o ARHS só fornece os ângulos de
rolamento e arfagem, proa magnética, taxa de variação de ângulos de arfagem, rolamento e
guinadas, acelerações laterais, longitudinais e normais.
As funções de transferências adotadas, Muir [19], para os sensores de velocidade de
arfagem (q) e ângulo de arfagem (θ) juntamente com Notch-Filter são:
RateGyro =
PitchGyro =
1 − 0.0173 s + 0.00019 s 2
1 + 0.0401s + 0.000704 s 2
7161 .8 − 82.317 s + 0.3417 s 2
7162 .3 + 190.85s + s 2
II-3
II-4
II.2.4 LVDT
O LVDT (linear variable-differential transformer), é um transdutor indutivo passivo
encontrado em muitas aplicações [30]. Consiste de um enrolamento primário posicionado
entre dois enrolamentos secundários idênticos que estão acoplados a uma estrutura tubular
ferromagnética como mostrado na Figura II-4. O enrolamento primário é energizado com um
41
sinal ac de alta freqüência (50Hz a 20kHz). Os enrolamentos secundários possuem o mesmo
número de espiras e a mesma forma geométrica. Eles são conectados em série de tal forma
que as tensões induzidas são opostas em cada enrolamento secundário.
Um núcleo ferromagnético se move livremente na estrutura tubular, assim alterando a
indutância mútua entre os enrolamentos primários e secundários. Com o núcleo centralizado,
ou na posição de referência, as fems3 induzidas nos secundários são iguais, porém opostas
entre si, resultando numa tensão diferencial nula. Quando o núcleo se move, digamos que para
esquerda, mais fluxo magnético se fecha através do secundário esquerdo do que através do
direito. Portanto, tem-se uma tensão de saída diferente de zero, ou seja, a diferença entre a
tensão induzida no secundário esquerdo e a induzida no secundário direito. Essa diferença é
proporcional ao deslocamento do núcleo ferromagnético.
Figura II-4 LVDT – Linear variable-differencial transformer [30].
3
força eletro-motriz (fem).
42
II.2.5 Air Data System (ADS)
A função do sistema de dados anemométricos (ADS) é fornecer as informações sobre
a velocidade do avião em relação ao ar, por exempo, a velocidade indicada ou Indicated Air
Speed – IAS), a altitude e a velocidade vertical (VSI), que são apresentadas nos indicadores
primários de vôo ou Primary Flight Display (PFD) [24]. Estas referências de velocidade,
altitude e variação da altitude são fornecidas por sensores do sistema anemométrico. Nos
instrumentos convencionais, as informações captadas pelos sensores são direcionadas para os
próprios instrumentos instalados no painel principal. Podemos então ter uma idéia da
complexidade das destes instrumentos para computar “mecanicamente” os parâmetros acima
citados.
Com a evolução da eletrônica esta complexidade dos instrumentos foi inserida dentro
de um computador, o chamado “air data computer” ou simplesmente ADC. A função do
ADC é calcular todas as informações de dados relativos ao sistema anemométrico. Os inputs
do ADC são: tomada estática (sensor de altitude) e seu respectivo ajuste de pressão
barométrica, tubos de Pitot (sensor de pressão total), sensor de temperatura e sensor de
ângulo de ataque.
Esse computador então processa estas entradas e gera como sinais de saída:
•
Velocidade vertical (VSI);
•
Altitude barométrica;
•
Altitude barométrica corrigida;
•
Velocidade calibrada ou indicada (IAS)
•
Número de Mach;
•
Temperatura total;
•
Densidade do ar;
43
•
Velocidade Verdadeira (TAS);
•
Ângulo de ataque.
II.3 Barramentos
O emprego de barramentos digitais para a realização da comunicação entre diferentes
módulos e/ou equipamentos é, hoje, uma constante nos diversos sistemas de uma aeronave. O
elevado nível de integração desses sistemas e sub-sistemas não seria concebível se
empregássemos sinais discretos e analógicos transmitidos por simples pares de fios como se
verificava nos sistemas mais antigos. Dentre os diversos barramentos ou linhas de
comunicação entre os diferentes sistemas de uma aeronave podemos citar os padrões
Aeronautical Radio Incorporated (ARINC) Standard 429, o ARINC 629, o Aircraft Standard
Communication Bus (ASCB®), o conhecido CAN bus, o Recommended Standard RS422, o
RS485, etc.
II.3.1 Control Area Network Bus (CAN)
O Control Area Network bus (CAN bus) emprega um simples sistema diferencial de
transmissão através de um par de fios. Ele pode operar com elevada integridade dos dados
transmitidos mesmo num ambiente com alto grau de ruído elétrico. Sua arquitetura é aberta e
pode ser definida pelo usuário, o que o torna bastante flexível e empregado em diferentes
segmentos tecnológicos, como na indústria aeroespacial, automobilística e de automação
industrial.
Possui uma alta velocidade de transmissão de dados (1 Mbits/s) em curtas
distâncias (40 m) e baixa velocidade (5 kbits/s) até uma distância de 10.000 m. O CAN bus é
um sistema multi-transmissor; possui um moderno e robusto sistema de detecção de erro
tornando-o bastante tolerante à falhas. A rede CAN-bus foi inicialmente desenvolvida pela
44
Bosch® para emprego na indústria automobilística, onde ainda se verifica sua principal área
de aplicação. Na arquitetura do sistema de comando de vôo de EMB170 a rede CAN é
empregada na transmissão de sinais entre as unidades controladoras dos atuadores hidráulicos
e os módulos digitais de processamento, como podemos ver na Figura III-9. Além disso, o
controle dos servo-motores de Autopilot (AP) também é realizado via rede CAN (Figura
III-14).
II.3.2 ARINC 629 Digital Data Bus
O barramento de dados ARINC 629 é um sistema de multiplexação por divisão no
tempo, incluindo múltiplos transmissores do tipo broadcast, e terminais de acesso autônomo
[31]. Até 120 usuários podem estar conectados ao mesmo tempo. Os usuários comunicam-se
com o barramento através de um terminal acoplador (coupler) visto na Figura II-5. Os
terminais ouvem o barramento e esperam por um período sem sinal antes de transmitirem.
Somente um terminal transmite por vez. Após um terminal transmitir, três diferentes
protocolos de timer são utilizados para garantir que o terminal que acabara de transmitir não
transmita novamente antes de todos os outros terminais terem a chance de transmitir. Na
aeronave B777 este padrão é usado no chamado Flight Control Data Bus (FCDB).
45
Figura II-5 Barramento ARINC 629 [31].
II.3.3 ARINC 429 Digital Data Bus
O ARINC 429 é uma especificação, que define um padrão de comunicação entre os
equipamentos de sistema aviônico [8]. Eles são conectados através de cabeamento de parestrançados. Este padrão define as características elétricas e de dados além do protocolo de
comunicação. A ARINC 429 emprega um conhecido barramento de dados unidirecional, o
Mark 33 Digital Information Transfer System (DITS). Mensagens são transferidas a um taxa
entre 12.5 e 100 kilobits/s entre os elementos do sistema. . O ARINC 429 define um protocolo
ponto-a-ponto, onde transmissão e recepção são realizadas através de portas separadas em
cada elemento, o quê demanda uma grande quantidade de fios para aeronaves com um grande
número de sistemas (a serem integrados).
Um barramento ARINC 429 utiliza dois fios para transmitir palavras de 32 bits. A
transmissão seqüencial de palavras é separada por pelo menos 4 clocks (bit time) de
transmissão nula (NULL state). Assim, elimina-se a necessidade de um fio separado só para
clock. É por isso que este sinal é conhecido como self-clocking signal. Pode haver somente
46
um transmissor acoplado a um par de fios. O transmissor sempre estará transmitindo uma
palavra de 32 bis ou NULL state. Deve haver pelo menos um receptor conectado a um par de
fios, porém pode haver até vinte deles.
II.3.4 Outros barramentos
Dentre os diversos padrões de barramentos encontrados em aplicações de sistemas
aeronáuticos, podemos citar outros barramentos encontrados nas arquiteturas estudadas. O
Internal Communication Bus (ICB) encontrado na aeronave ERJ145 é um barramento interno
que realiza a comunicação entre os dois cartões (Primmary Cards) de diretor de vôo presentes
no sistema aviônico da aeronave. Este barramento é usado exclusivamente para troca de
informações entre os Flight Director (FD) modules. O Radio System Bus (RSB) empregado
na aeronave ERJ145 conduz a comunicação digital entre os Integrated Computers (ICs) e o
sistema de rádio PRIMUS II® da aeronave, ver Figura III-7.
No EMB170 podemos encontrar o ASCB que realiza a comunicação entre os diversos
módulos do sistema aviônico da aeronave, inclusive os módulos relacionados ao sistema de
comando de vôo.
II.4 Piloto automático e diretor de vôo – funções e modos
II.4.1 Funções
O Sistema Automático de Vôo (AFS)4 possui as seguintes funções básicas [10]:
4
•
guiagem (Flight Director – Diretor de Vôo)
•
pilotagem ou controle (Autopilot – Piloto Automático)
A denominação para o sistema de controle automático de vôo varia de acordo com o fabricante ou tipo de
aeronave. Neste trabalho considerar-se-ão semelhantes as denominações AFS, AFCS e AFDS.
47
A função de guiagem (Flight Director) caracteriza-se pela determinação de um curso
e uma velocidade, relativos a um determinado sistema de referência, a serem trilhados pela
aeronave. Por exemplo: captura de curso de VOR, captura de altitude pré-selecionada,
guiagem da aeronave na aproximação (Localizer e Glideslope), etc.
A função de pilotagem (Autopilot) caracteriza-se pelo desenvolvimento e aplicação de
forças e momentos nas superfícies de comando de vôo de uma aeronave visando:
1) Estabelecer um estado de equilíbrio para movimentação do avião – controle do
ponto de operação;
2) Retornar o avião ao seu estado de equilíbrio (ponto de operação) após uma
perturbação, regulando, dentro de limites especificados, a saída deste ponto de
operação-estabilização.
Para a realização dessas funções o sistema de controle automático de vôo é geralmente
dividido em duas malhas de controle:
•
Malha de controle interna;
•
Malha de controle externa.
A malha de controle interna de um sistema de piloto automático é mostrada através
do seguinte diagrama de blocos (Figura II-6):
Figura II-6 Malha de controle interna.
48
A malha de controle interna é básica em todos os tipos de sistemas de controle
automático de vôo e é por meio dela que se realiza a estabilização da aeronave.
Seus elementos básicos são:
a. Sensores de atitudes, por exemplo: giroscópio, girômetros e acelerômetros;
b. Detector de erro;
c. Controlador para processar o sinal de erro, proveniente do detector e adequar o
comando do servo-atuador;
d. Servomecanismo para converter o sinal processado em movimento da superfície de
controle da aeronave.
O modo de operação de um piloto automático obtido através da malha de controle
interna é denominado de “modo básico”, o qual consiste em manter a atitude da aeronave no
momento do acoplamento, ou seja, manter a estabilização para uma determinada condição de
vôo. No caso da atitude do avião mudar durante a operação do modo básico, os sensores de
atitude irão detectar esta mudança acarretando num sinal de desvio que será enviado ao
controlador para acionamento do servomecanismo; este processo é realimentado até retornar
a atitude da aeronave à condição inicial do acoplamento.
Atualmente na maioria dos sistemas de piloto automático dos aviões tem-se um
sistema de pilotagem de três eixos, tendo-se assim uma malha interna para o controle de
arfagem, outra para o controle de rolamento e a terceira para o controle de guinada.
Complementando a função primária de estabilização da aeronave, um sistema de
controle automático de vôo também pode ser projetado para executar tarefas que modifiquem
uma certa atitude estabilizada da aeronave, através da computação de diversos sinais de
guiagem e manobra, tais como: variação de velocidade, altitude, proa magnética, sinais de
radio-navegação, sinais de ILS, etc.
49
Denomina-se de malha de controle externa, a malha na qual estes sinais de guiagem,
provenientes de diversos sensores de navegação (exceto os sensores de atitude), são
processados e condicionados para o sistema de controle automático de vôo. Veja a Figura
II-7 abaixo.
A implementação das leis de controle de guiagem está diretamente associada ao tipo e
qualidade dos sensores disponíveis na aeronave.
Figura II-7 Malha de controle externa e interna.
Através desse diagrama podemos ver que o Diretor de Vôo recebe informações dos
demais sistemas da aeronave, fazendo a computação dessas informações.
Ele processa estas informações dependendo do modo de operação selecionado (qual
navegação desejada). O resultado dessa computação é um sinal correspondente ao comando
(manobra) necessário para executar o modo selecionado.
Essas informações de comando (Guidance Control) são exibidas num display, onde o
piloto “real” poderá seguir as indicações de comando para realizar a navegação desejada.
50
II.4.2 Modos de piloto automático
Os modos de operação do controle automático de vôo são divididos em duas
categorias:
II.4.2.1 Modos de operação laterais
•
Heading (HDG) Hold Mode, Wings Level;
•
Roll Hold Mode;
•
Heading Select Mode (HDG);
•
VOR Navigation (NAV) Mode;
•
VOR Approach (APR) Mode;
•
Flight Management System (FMS) Navigation Mode;
•
Instrument Landing System (ILS) Approach Mode;
•
Back Course (BC) Mode.
II.4.2.2 Modos de operação verticais
•
Pitch Hold Mode
O modo de arfagem Pitch Hold Mode é o modo vertical básico. A atitude de referência
de arfagem pode ser alterada girando o controle de arfagem do controlador do piloto
automático. É este modo que será utilizado em nossas simulações no decorrer do capítulo IV.
A Figura II-8 abaixo mostra um diagrama de blocos correspondente a um pitch hold
comumente utilizado em aeronaves comerciais [27].
51
Figura II-8 Pitch Hold.
•
Vertical Speed Hold Mode;
•
Speed Hold Mode;
•
Altitude Preselect (ASEL) Mode;
•
Altitude Hold (Alt Hold) Mode;
•
Mode Take Off;
•
Go-around;
•
Flight Level Change (FLC);
•
Windshear (Wdshear) Mode.
II.5 Redundância de sistemas
Sabemos que os equipamentos hoje empregados são projetados adequadamente para
garantir um mínimo de segurança no controle da aeronave através de uma relativamente baixa
probabilidade de falha do mesmo. Contudo, para as situações de vôo mais críticas, como
pouso ou aproximação, mesmo um equipamento muito bem projetado está passível de não
funcionar a um certo tempo. Em geral, um sistema de comando de vôo deve prover: 1.
autoridade suficiente para o controle preciso da aeronave durante sua trajetória; 2. garantir
52
que um mal funcionamento de um sistema ativo não perturbe sobremaneira a trajetória de vôo
ou manobra; 3. informar sobre falhas passivas e 4. não falhar em completar a manobra
desejada mesmo após uma falha ativa ou passiva.
Para resolver problemas que estariam associados à aplicação de um único sistema
dentre os mais diversos sistemas de comando de vôo convencionais, é necessário adotarmos o
conceito de “redundância de sistemas”, por exemplo, empregando múltiplos sistemas que
operem de tal maneira que uma simples falha em um dos sistemas teria uma influência
insignificante no desempenho da aeronave durante, por exemplo, a fase de aproximação e o
pouso.
II.5.1 Terminologias
e
conceitos
associados
à
confiabilidade
de
sistemas
Ao descrever os tipos de falhas e os conceitos de redundância de sistemas, é inevitável
adotar certa terminologia. Portanto, neste ponto vamos rever alguns conceitos adotados por
Pallett [24].
Fail-passive ou Fail-safe: é o termo usado para descrever a habilidade do sistema de
resistir à falha sem arriscar a segurança dos passageiros e sem causar alterações excessivas na
trajetória de vôo. Porém, após a ocorrência da falha, o sistema, se automático, passa a operar
em modo manual. Este sistema garante a detecção e neutralização da falha ocorrida.
Fail-active ou Fail-operational: descreve um sistema onde é aceitável a ocorrência de
uma falha (ou mais). O sistema como um todo deve continuar a funcionar perfeitamente sem
degradar o desempenho da aeronave, ou seja, uma ou mais falhas simples praticamente só
alteram o nível de redundância do sistema.
A redundância de cada parte ou subsistema pode variar de acordo com o grau de
criticalidade da função por ele executada e da natureza física do sistema que a executa. A
53
Tabela II-1 abaixo dá uma idéia do tipo de projeto a ser adotado segundo a criticalidade da
função e a tecnologia empregada.
Tabela II-1 Grau de redundância de acordo com a natureza e função do sis tema [16]
Grupo
Probabilidade
de
de falha, 1/h
Tipo de Sistema
Princípio
Nível de redundância
de Projeto
Sistema
I
<10-8…10-9
Full authority,
Practically
• × 4 electronic.
flight critical
failure free
• × 2-4 in hydraulic &
control systems.
systems.
electric system.
• × 2 mechanical
linkage.
II
<10-5…10-6
Important, no flight
Failure-safe
critical control
systems.
• × 3 electronic.
• × 2 in
systems.
hydraulic&electric
system.
III
<10-4
Auxiliary and
Failure-safe
comfort systems.
systems.
• × 2 electronic
constrain on system
efficiency.
Os sistemas devem prover o nível de confiabilidade mínimo segundo sua criticalidade.
Existem diferentes esquemas de redundância que podem ser empregados na concepção de um
determinado sistema, daí surgem as denominações [24]:
Simplex ou não-redundante: é o termo usado para definir um sistema simples, ou seja,
único, com seus próprios sub-canais. Embora alguns elementos do sistema sejam duplicados,
uma simples falha pode resultar numa completa perda de sua funcionalidade.
Multiplex: termo usado para um sistema que compreende um ou mais sistemas simplex
independentes tal que, em caso de falha de um sistema, o sistema sobressalente é capaz de
sozinho manter todas as funcionalidades para controle e desempenho.
54
Duplex System: é um sistema que compreende dois sistemas ou canais que estão
interconectados, e que juntos propiciam um controle permanente (active-active). Se um
mecanismo de monitoramento (em cada canal) também for utilizado, o sistema duplex poderá
funcionar como um sistema fail-active.
Triplex System: é um sistema fail-active composto de três canais ou sistemas
independentes que estão interconectados e que funcionam ao mesmo tempo. Em caso de falha
de um dos três sistemas ou canais, o canal ou sistema falhado é retirado da lógica de votação e
o sistema continua a funcionar como duplex. Caso ocorra uma outra falha em um dos dois
canais restantes, todo o sistema será desengajado por falta de elementos para votação.
Duplicate-monitored: é um sistema composto de dois canais ou sistemas que
funcionam em paralelo com fontes de energia segregadas. Os componentes de ambos canais
são projetados para realizarem um auto-monitoramento ou para ter suas saídas checadas pelo
canal paralelo. Somente um canal fica engajado e controla a aeronave, o outro sistema fica de
prontidão (active-standby). No caso de falha do sistema ativo – seja esta falha detectada pelos
automonitores ou pelos monitores paralelos – o canal que estava de prontidão ficará ativo e
engajado.
Dual-Dual: Este termo é utilizado por alguns fabricantes para definir um sistema de
controle fail-active gêmeo (ou dual) que ainda incorpore um sistema de monitoramento
passivo dual. Não deve ser confundido com o sistema duplex, pois o dual-dual pode ou não
estar ativo simultaneamente. Em caso de falha detectada pelo monitor cujo sistema está
associado, o segundo sistema com seus respectivos monitores tornam-se ativos.
Monitoramento: Quando aplicado a multiplex systems este termo define o processo de
fazer comparações entre duas ou mais saídas ou entre uma saída e um dado pré-definido. O
monitor também pode assumir uma função limitante, por exemplo, quando ele é ajustado para
desconectar um canal quando uma saída exceder um valor pré-determinado.
55
Comparison Monitor ou Monitor de comparação: é um monitor que opera sob dados
fornecidos de estágios comparáveis de um ou mais sistemas similares.
A Figura II-9 abaixo descreve esquematicamente os diferentes arranjos de sistemas
redundantes e/ou monitorados.
(a)
(b)
(c)
(d)
Figura II-9 Arranjos de sistemas redundantes e/ou monitorados. (a) sistema simplex; (b) sistema
multiplex; (c) sistema duplicate-monitored; (d) sistema dual-dual.
56
II.6 Modelagem dinâmica
Segundo McLean [18] se os problemas associados com o projeto de Sistemas
Automáticos de Comando de Vôo estivessem relacionados apenas com a área de navegação
então o sistema de referência apropriado que expressaria as equações de movimento da
aeronave seria o sistema inercial com o centro fixo nas estrelas. Mas problemas envolvendo
AFCS estão geralmente relacionados a eventos que não são persistentes, ou seja, a dinâmica
considerada raramente gasta mais que poucos minutos. Conseqüentemente, o sistema de
referência inercial mais conveniente seria o sistema de coordenadas topocêntricas, cuja
origem escolhida é o centro da Terra, ou seja, o sistema de eixos da Terra. Ele é usado para
expressar os efeitos gravitacionais, altitude, distância horizontal e orientação do avião. Um
conjunto de eixos comumente usados no sistema de eixos da Terra é apresentado na Figura
II-10.
Figura II-10 Sistema de eixos da Terra [18].
No trato de sistemas automáticos de vôo podemos utilizar vários outros sistemas de
eixos. Porém, o mais comumente usado é o eixo do corpo já que a escolha do sistema de eixos
dará forma às equações de movimento. As origens do sistema de eixos do corpo estão
localizadas no centro de gravidade do avião, apresentado na Figura II-11. A vantagem deste
57
sistema em relação ao sistema da Terra é que os termos de inércia que aparecem nas equações
de movimento podem ser considerados constantes.
Figura II-11 Sistema de eixos do corpo [18].
II.6.1 Equações de movimento de uma aeronave como corpo rígido.
Aqui o avião é considerado um corpo rígido, ou seja, a distância entre qualquer ponto
da aeronave não varia durante o vôo. Como um corpo rígido que se move no espaço o avião
terá seis graus de liberdade e conseqüentemente seis equações diferenciais (não lineares e
acopladas) que descrevem a dinâmica do sistema (avião).
Aplicando a Segunda Lei de Newton, temos:
F=
d
{mVT }
dt
T =
d
{H}
dt
II-5
II-6
Onde F representa a soma de todas as forças externas aplicadas à aeronave, M
representa a soma de todos os momentos, H o momento angular e VT o vetor velocidade no
eixo do vento.
58
As forças externas F estão divididas em três componentes: as forças aerodinâmicas, as
forças gravitacionais e a força propulsiva. Assume-se a massa m do avião como constante
podendo assim, tratar a tração como uma força externa sem perda de precisão nas equações de
movimento.
Considerando a força e/ou momento aplicado como sendo a soma de uma componente
de equilíbrio mais uma perturbação, temos:
F = Fo + ∆F = m
d
{VT }
dt
T = T o + ∆T =
d
{H }
dt
II-7
II-8
Onde o índice “o” representa o equilíbrio e ∆ a perturbação.
II.6.1.1 Movimento translacional
Por definição o vôo em equilíbrio deve ser não acelerado ao longo de uma trajetória
retilínea. Assim, Fo e To são nulas.
A taxa de variação de VT relativa ao sistema de eixos da Terra é dada por:
d
{VT }E = d {VT }B + ω × VT
dt
dt
II-9
Onde VT = iU + jV + kW;
ω = iP + jQ + kR
e∴
d
VT
dt
= iU& + jV& + iW&
II-10
B
onde W é a velocidade linear descrita no eixo ZB, U é a velocidade linear descrita no
eixo XB, V é a velocidade linear descrita no eixo YB, P é a velocidade angular de rolamento
59
descrita no eixo XB, Q é a velocidade angular de arfagem descrita no eixo YB, e R é a
velocidade angular de guinada descrita no eixo ZB.
Utilizando a notação americana para as componentes perturbadoras da força F,
∆X = ∆FX , ∆Y = ∆Fx , ∆Z = ∆FZ
as equações do movimento translacional podem ser
expressas como:
(
)
(
)
(
)
∆X = m U& + QW − VR
∆Y = m V& + UR − PW
∆Z = m W& + VP − UQ
II-11
II.6.1.2 Movimento rotacional
Para qualquer corpo rígido o momento angular, ou quantidade de movimento angular,
é definido como:
H = Iω
II-12
A matriz de inércia, I, é definido como:
 I xx

I = − I xy
 − I xz

− I xy
I yy
− I yz
− I xz 

− I yz 
I zz 
II-13
onde I ii são os momentos de inércia e I ij são os produtos de inércia.
No sistema de eixos da Terra, a equação II-8 pode ser escrita como:

d
∆T = I  ω  + ω x Η
 dt Β
Em geral os aviões são simétricos sobre o plano XZ, portanto: Ixy =
II-14
Iyz = 0.
Novamente usando a notação americana para as componentes do momento T,
60
∆L = ∆T x , ∆M = ∆T y , ∆N = ∆Tz
, as equações do movimento rotacional podem ser
expressas como:
(
)
∆L = I xx P& − I xz R& + PQ + (I zz − I yy )QR
(
)
∆M = I yy Q& + I xz P 2 − R 2 + (I xx − I zz )PR
(
II-15
)
∆N = I zz R& − I xz P& − QR + (I yy − I xx )PQ
onde: L,M e N são respectivamente os momentos sobre os eixos de rolamento,
arfagem e guinada.
II.6.1.3 Contribuição das forças gravitacionais nas equações de movimento
Para efeitos de análise da força gravitacional agindo sobre a aeronave, assume-se que
a força da gravidade atua diretamente no centro de gravidade (CG) do avião e, que o CG
coincide com o centro de massa e, portanto, não existe momento externo no CG produzido
pela força da gravidade.
No sistema de eixos da Terra, a força gravitacional (mg) está direcionada ao longo do
eixo ZE (sistema da Terra). Existe um ângulo entre o vetor gravitacional e o plano YBZB
(eixos do corpo). O vetor mg sobre as componentes XB,YB e ZB produz:
δX = mg sin (− Θ ) = − mg sin (Θ )
δY = mg cos (− Θ ) sin (Φ ) = mg cos (Θ ) sin (Φ )
δZ = mg cos (− Θ ) cos (Φ ) = mg cos (Θ ) cos (Φ )
Tais ângulos estão representados na Figura II-12 abaixo:
II-16
61
Figura II-12 Orientação do vetor gravidade no eixo do corpo [18].
Em geral, os ângulos Θ e Φ não são simplesmente a integral das velocidades
angulares P e Q. Com efeito, há duas novas variáveis de movimento que são introduzidas
sendo necessário relacioná-las com as velocidades angulares P, Q e R. Tais relações podem
ser descritas como:
& sin (Θ )
& −Ψ
P= Φ
& cos (Φ ) + Ψ
& cos (Θ ) sin (Φ )
Q= Θ
II-17
& sin (Θ ) + Ψ
& cos (Θ ) cos (Φ )
R = -Θ
II.6.1.4 Linearização dos termos gravitacionais e inerciais
As forças e momentos externos atuantes na aeronave, X, Y e M, respectivamente, são a
soma dos termos gravitacionais, δX , δY e δZ , com as forças aerodinâmicas e de tração,
∆X , ∆Y e ∆Z . Portanto, para o movimento longitudinal temos as seguintes equações:
[
X = ma xcg = m U& + QW − RV + gsen Θ
]
[
Z = ma zcg = m W& + PV − QU − g cos Θ cos Φ
(
)
M = Q& I yy + I xz P 2 − R 2 + (I xx − I zz )PR
]
II-18
62
As equações acima são não-lineares, pois possuem produtos de variáveis dependentes.
As soluções das equações em questão dificilmente podem ser obtidas analiticamente. Porém é
possível se estabelecer uma simplificação; considera-se que a aeronave apresenta dois
conceitos relativos a seu movimento: um movimento relacionado ao seu ponto de equilíbrio,
conhecido em aviação como condição de equilíbrio ou de trimagem, e um movimento
dinâmico que representa as perturbações em torno deste estado de equilíbrio. Assumindo
pequenas perturbações:
U = U0 + u
W = W0 + w
II-19
Q = Q0 + q
Θ = Θ0 + θ
m = m0 + m1
Os valores de trimagem e do movimento perturbado (pequenas perturbações) utilizam
respectivamente: o índice “ 0 ” e letras minúsculas – a exceção da massa m.
Geralmente no estudo do movimento dinâmico de aeronaves usa-se a linearização das
equações diferenciais não-lineares em torno de um ponto de equilíbrio (trimado). Dessa
& =Θ
& = 0 ; vôo simétrico,
forma, assumem-se algumas simplificações: vôo retilíneo, Ψ
0
0
Ψ 0 = V 0 = 0 ; vôo com asas niveladas,
Φ 0 = 0 e velocidades rotacionais nulas.
Para tais condições, as equações dinâmicas que representam o movimento longitudinal
tornam-se:
x = m[u& + W0 q + g cos Θ 0θ ]
z = m[w& + U 0 q + g sen Θ 0θ ]
m1 =I yy q&
II-20
63
II.6.1.5 Equações do movimento longitudinal linearizadas
Expandindo o lado esquerdo da equação de movimento longitudinal em uma série de
Taylor um certo ponto de equilíbrio – aeronave trimada – tem-se:
z=
∂Z
∂Z
∂Z
∂Z
∂Z
∂Z
∂Z
∂Z &
∂Z
∂Z &
u+
u& +
w+
w& +
q+
q& +
δE +
δE +
δT +
δ T ...
∂u
∂u&
∂w
∂w&
∂q
∂q&
∂δ E
∂δ T
∂δ&E
∂δ&T
Alguns termos, como os termos dependentes do ângulo θ , foram omitidos por serem
desprezíveis. Utilizando-se o mesmo procedimento nas variáveis x e m, e substituindo-se na
equação II-20 obtém-se:
u& = X u u + X u& u& + X w w + X w& w& + X q q + X q& q& − W0 q − g cos Θ0θ + X δ E δ E + X δ&E δ&E + X δT δ T + X δ&T δ&T
w& = Z u u + Z u& u& + Z w w + Z w& w& + Z q q + Z q& q& + U 0 q − gsenΘ 0θ + Z δ E δ E + Z δ&E δ&E + Z δ T δ T + Z δ&T δ&T
q& = M u u + M u& u& + M w w + M w& w& + M q q + M q& q& + M δ E δ E + M δ&E δ&E + M δ T δ T + M δ&T δ&T
θ& = q
II-21
Para simplificar a notação foram feitas as seguintes substituições:
Xx =
1 ∂X
1 ∂Z
1 ∂M
,Zx =
,Mx =
m ∂x
m ∂x
I yy ∂x
Estudando os dados aerodinâmicos de várias aeronaves existentes no mercado,
verifica-se que nem todas as derivadas de estabilidade são significantes para a obtenção de um
modelo fiel da aeronave em movimento longitudinal. Assim, as seguintes derivadas são
podem ser desprezadas [18]:
X u& , X w& , X q , X δ E , Z u& , Z w& , Z q , Z δ&E , M u& , M δ&E
64
Com as considerações acima, as equações do movimento longitudinal perturbado, para
vôo simétrico, retilíneo e com asa nivelada, podem ser expressas como a seguir (no eixo de
estabilidade onde W0 = 0 e θ0 = γ0):
u& = X u u + X w w − W0 q − g cos γ 0θ + X δ T δ T
w& = Z u u + Z w w − U 0 q − gsenγ 0θ + Z δ E δ E + Z δ T δ T
II-22
q& = M u u + M w w + M w w& + M q q + M δ E δ E + M δ T δ T
θ& = q
II.6.1.6 Equação de estado
Se o vetor de estado é definido como sendo:
u& 
 w& 
x= 
q& 
 &
θ 
II-23
E se a aeronave é controlada apenas pelo profundor (δE), tal que o vetor u de controle
seja:
u = δE
Considerando o sistema de eixos de estabilidade, em que W0 = 0 e θ0 = 0, temos a
partir da equação II-22 e II-23:
u&   X u
 w&  
  =  Z~u
q&   M u
 & 
θ   0
Xw
Zw
~
Mw
0
− W0
U0
~
Mq
1
− g cos θ 0 
− gsenθ 0 
~
Mθ 

0

u   X δE 
 w  Z 
  +  ~δ E  [δ E ]
 q  M δ 
   E
θ   0 
onde:
~
M u = M u + M w& Z u ,
.
~
M w = M w + M w&. Z w ,
~
M q = M q + M w& U 0 ,
II-24
65
~
M θ = − gM w& sen (Θ 0 ),
α=
w
U0
~
M δ Ë = M δ E + M w& Z δ E ,
66
III Arquiteturas de sistemas de comando de vôo e piloto
automático.
III.1 Sistema de comando de vôo do ERJ145
O sistema primário de comando de vôo do ERJ145 é um sistema não Fly-By-Wire, ou
seja, hidromecânico para os ailerons e leme e não potenciado para o profundor. O sistema
secundário de comando de vôo é composto de flapes, spoilers e estabilizador horizontal.
Figura III-1 Sistema de comando do aileron [9].
O controle lateral do avião é feito pelos ailerons esquerdo e direito, articulados nas
longarinas da asa. O comando do aileron é acionado pelo piloto/co-piloto ou através do piloto
automático. A deflexão do aileron é feita por atuadores hidráulicos comandados pelos
volantes e alimentados por dois sistemas hidráulicos. Cada superfície dos ailerons é acionada
por um atuador hidráulico duplo ou Power Control Unit (PCU). O esforço sentido pelo piloto
67
é proporcionado por um dispositivo artificial de sensibilidade (artifitial feel). A transmissão
do comando do volante para os atuadores é realizado por um sistema de cabos e polias como
visto na Figura III-1.
O sistema de leme é responsável pelo controle direcional do avião e é executado pelo
piloto através dos pedais situados na cabine de comando. O movimento dos pedais é
mecanicamente transmitido através de guinhóis, tubos de torque, cabos, roldanas e hastes até
uma unidade hidráulica (PCU), instalada na porção média da deriva perto dos atuadores. Em
condição normal de operação o leme é comandado pelo piloto, através do movimento dos
pedais que são transmitidos mecanicamente a uma servo-válvula existente na PCU. A servoválvula controla a abertura da passagem de fluido hidráulico sob pressão, que por sua vez
acionará os atuadores hidráulicos responsáveis pela deflexão do leme sendo esta proporcional
ao deslocamento dos pedais.
O servo-motor de piloto automático, que está instalado no circuito de cabos esquerdo
na parte traseira da fuselagem, atua na mesma servo-válvula provocando a deflexão da
superfície.
Uma visão geral do sistema hidromecânico do leme do ERJ145 pode ser visto na
Figura I-6.
O sistema de comando do profundor é composto por dois circuitos idênticos (esquerdo
e direito), ligados um ao outro por meio de um sistema de desconexão fixado entre os tubos
de torque de cada circuito, localizado logo abaixo do piso da cabine de comando. Cada
circuito é composto de coluna, hastes, guinhóis, tubos de torque, cabos de comando, batentes
primários e secundários e profundores. Cada circuito é equipado com dois batentes primários
e dois secundários, que limitam o curso do profundor e da coluna respectivamente.
O sistema de proteção contra estol previne que o avião atinja um ângulo de ataque
muito elevado. Este sistema em geral funciona da seguinte forma: para o caso onde o ângulo
68
de ataque da aeronave ultrapassa um certo valor, um alarme sonoro é acionado, para que o
piloto corrija manualmente o movimento do avião. Se o piloto não o fizer, o sistema de
proteção contra estol movimentará automaticamente os controles (coluna) para a posição mais
à frente possível da coluna através de servo-motores a ela acoplados. Cada profundor está
instalado no estabilizador horizontal e é equipado com dois compensadores, denominados
“servo tab” e “spring tab” que possuem movimentos automáticos quando atuam no alívio do
esforço necessário para comandar a coluna. Os profundores são operados por qualquer uma
das colunas localizadas na cabine de comando. Os movimentos são transmitidos para a
respectiva superfície de controle através de cabos e polias. Na Figura III-2 abaixo podemos
visualizar o sistema de comando do profundor.
Figura III-2 Sistema de comando do profundor do ERJ145 [9].
O sistema de spoilers é formado por duas superfícies em cada semi-asa denominadas
painéis externos (outboard) e internos (inboard). Esses painéis são articulados na longarina
69
traseira de cada semi-asa, atrás do flape interno. Os spoilers são utilizados como freio
aerodinâmico em vôo e como redutor de sustentação (lift dumper) durante procedimentos de
aterrissagem ou decolagem abortada. O comando durante aterrissagem ou decolagem abortada
é feito automaticamente. Na função freio aerodinâmico o comando é realizado por uma
alavanca de comando localizada no cockpit. O sistema de spoilers é do tipo on/off, ou seja, os
painéis estão totalmente fechados quando não comandados e totalmente abertos quando
comandados.
O flape do ERJ145 é potenciado mecanicamente e comandado eletricamente por meio
de um sistema eletrônico de controle e indicação. Os painéis são do tipo fenda dupla,
acionados por atuadores do tipo rosca sem-fim situados ao longo da longarina da asa. O
sistema de controle do flape possui uma estrutura operacional com dois canais, a fim de
aumentar a probabilidade da resposta ao comando não falhar. Cada canal possui funções de:
comando e sensores de feedback, um controlador eletrônico e um motor elétrico. Em
condições normais ambos os canais funcionam ao mesmo tempo para acionar o sistema. Cada
canal da unidade de controle eletrônica de flape possui uma configuração “à prova” de falha
que incorpora uma seção controladora e uma monitoradora que previne o movimento
inadvertido do flape. Esta seção faz este controle através da avaliação dos sinais oriundos do
comando e dos sensores de “feedback”.
O estabilizador horizontal está instalado no topo da deriva (Figura III-2) por
articulações próprias. A superfície deflete para cima e para baixo, comandado por um atuador
eletromecânico (duplo), tipo rosca sem-fim controlado eletronicamente. A fim de melhorar a
eficácia do sistema, o estabilizador horizontal tem dois independentes e redundantes modos de
operação:
•
Modo principal;
•
Modo backup.
70
No modo principal o comando do atuador poderá ser feito pressionando-se o
interruptor localizado no volante (modo manual), ou automaticamente (modo automático),
através do sistema de piloto automático. No modo backup poderá ser operado apenas através
do interruptor de back-up trim localizado no console central.
III.2 Sistema de controle automático de vôo (AFCS) do ERJ145
O sistema de atuação do piloto automático do ERJ145 trabalha com servo-motores
controlados eletronicamente acoplados à coluna, volante e pedal, a fim de movimentar
automaticamente as superfícies de controle.
Estes servo-motores estão conectados
diretamente nas linhas de atuação mecânica como mostra a Figura III-3 abaixo, sendo que nos
detalhes da figura podemos visualizar os servo-motores de aileron (1), servo-motor de
profundor (2) e de leme (3).
Figura III-3 Mecanismo de atuação do autopilot [9]. (a) Servo-motor de piloto automático para eixo de
rolamento; (b) servo-motor de piloto-automático para eixo de arfagem; (c) servo -motor de pilotoautomático para eixo de guinada.
71
O pacote aviônico do ERJ145 é formado pelo sistema Primus 1000® que engloba,
entre outros componentes, os computadores integrados IC-600 onde se concentram os
processamentos de dados relacionados aos vários subsistemas existentes como o AFCS, o
EFIS (indicação eletrônica), etc.
O AFCS é um sistema eletrônico digital que visa garantir um adequado nível de
confiabilidade e integração na pilotagem automática da aeronave. O AFCS está fisicamente
implementado nos dois Integrated Computers IC-600 integrantes do sistema aviônico Primus
1000®. As funções de controle automático de vôo do ERJ145 executadas pelo AFCS estão
alocadas em três módulos distintos, porém integrados, do IC-600/AFCS: Diretor de vôo
(Flight Director - FD), Piloto Automático (Autopilot - AP) e Monitor do Piloto Automático
(Autopilot Monitor - APM). A configuração standard contempla uma arquitetura duplicatemonitored para o FD e simplex para o AP, ou seja, existe um módulo FD em cada IC e
somente um módulo AP no IC1. A Figura III-4 representa a arquitetura interna dos ICs no que
tange ao AFCS.
A tripulação interage com o sistema através do painel seletor de modos ou guidance
Controller (GC-550), e de chaves disponíveis no manche e/ou console. A arquitetura
duplicate-monitored de diretores de vôo trabalha no esquema master/slave sendo que a chave
autopilot couple switch determina qual FD é o master (FD do IC1 ou do IC2).
Todas as mensagens e indicações relacionadas ao engajamento, modos ou status do
autopilot são mostradas nos PFDs. O Electronic Flight Instrument System (EFIS) usa os
comandos de atitude do FD para atualizar as indicações no PFD.
O módulo AP recebe dados do módulo diretor de vôo (FD) e envia comandos elétricos
(PWM) aos servo-motores acoplados aos sistemas de comando de aileron, profundor e leme.
O AP não altera ganhos em função do modo selecionado no FD.
72
Figura III-4 Arquitetura dos Integrated Computers [9].
Quando o FD não está ativo o AP tem autonomia para dar comandos de atitude nas
superfícies de controle com base em sensores inerciais como os do AHRS.
O módulo FD é responsável por selecionar modos de vôo e enviar sinais para exibição
nos mostradores PFD/MFD. Como o FD está implementado nos computadores integrados IC600, as informações dos diversos sistemas utilizados pelo FD são obtidas diretamente do
mesmo banco de memória do EFIS que também está implementado nos ICs.
III.2.1 Modos do piloto automático/diretor de vôo.
Os modos de FD/AP disponíveis no AFCS do ERJ145 são:
•
Lateral Modes
o Heading Hold Mode;
73
o Heading Select Mode;
o VOR NAV Mode;
o VOR APP;
o Localizer Modes (LOC/BC);
o LNAV Mode.
•
Vertical Modes
o Pitch Attitude Hold;
o Altitude Hold;
o Altitude Pre-Select;
o Flight Level Change;
o Speed Hold Mode;
o Vertical Speed Hold;
o Glide Slope Mode;
o Go-Around Mode.
III.2.2 Painel
O painel GC-550 tem treze teclas anunciadoras que se iluminam quando pressionadas
ou quando ocorre a captura de um modo pré-selecionado. Existem também cinco botões de
controle para seleção e sincronização de dados.
III.2.3 Lógica de engajamento
A lógica de engajamento é na verdade uma função combinada do flight director e
autopilot.
74
O Yaw Damper (YD) funciona independentemente do AP, porém caso o AP seja
manual ou automaticamente engajado, o YD também o será. Porém quando do
desengajamento do AP o YD permanecerá engajado.
Ao realizar uma compensação (trimagem) manual o AP é automaticamente
desengajado.
Duas fontes de sensores devem estar disponíveis para que o piloto automático esteja
apto a ser engajado.
III.2.4 Arquitetura
Como descrito anteriormente, e visto na Figura III-4, o AFCS está subdividido em três
módulos integrados no IC-600: o Flight Director (FD) que perfaz a guiagem com base nos
dados do Flight Management System (FMS) ou mesmo de outros componentes e sensores da
aeronave, o AP que realiza a pilotagem propriamente dita – repassando para os servo-motores,
comandos de atitude e realizando um controle em malha fechada para garantir a estabilidade e
acuidade do sistema – e um terceiro módulo, o Monitor do Piloto Automático (APM) que
verifica, através de monitores de hardware e software, se o comando do módulo AP para o
servo-motor resultou num posicionamento adequado do mesmo.
A Line Replaceable Unit (LRU) onde estão presentes os cartões que alocam os
diferentes módulos do AFCS pode ser vista na Figura III-5, no IC2 não existe o AP Card.
Um digrama em blocos sintetizando a segregação das funções de direção de vôo e pilotagem
automática também pode ser visto na Figura III-6.
75
Figura III-5 Cartões do IC-600 [9].
Cada Flight Director utiliza um processador 80960 e está implementado nos IC-600, o
que facilita a troca/busca de dados de navegação, pois dispõe da mesma memória utilizada
pelo EFIS.
O autopilot utiliza um microprocessador 80188 que, por sua vez, utiliza-se de
interrupções em tempo real para acionar os servo-motores. No módulo de AP estão
implementadas as malhas de controle dos servo-motores, as mesmas fazem uso de
realimentação de velocidade para comandar eficientemente os servo-motores.
Figura III-6 Diagrama de blocos interno dos cartões do AFCS no IC-600 .
76
A Figura III-7 descreve a interação do sistema de controle automático de vôo com os
demais componentes do sistema Primus 1000®.
O AHRS se comunica com o IC-600 por meio de um barramento ARINC 429 sendo
que cada AHRS possui um barramento independente de comunicação com o IC-600.
O sistema de rádio navegação Primus II® provê seus dados via barramento RSB. O
ADC também utiliza o barramento ARINC 429 como elo de comunicação com o IC-600. O
Radar Altímetro envia sinais analógicos diretamente para o IC-600.
Para possibilitar a comunicação e comparação de dados entre os ICs master e slave
existe um barramento interno de comunicação o ICB.
O módulo APM presente no Primary Card do IC-600 tem a função de monitorar as
ações do módulo de AP podendo, mediante o resultado da avaliação e comparação dos sinais
de saída do módulo AP, desacoplar o autopilot/yaw damper.
Figura III-7 Arquitetura do AFCS do ERJ145.
77
III.2.5 Monitoramento
A arquitetura fail-passive do sistema de piloto automático é implementada com o uso
de dois níveis de monitoramento.
Os monitores primários utilizam-se de um modelo interno de AP para comparar a
resposta real ao comando com a resposta do modelo do servo-motor residente no APM
(Primary Card). Já os monitores secundários utilizam sensores independentes como de
aceleração vertical, taxa de rolamento, aceleração lateral, etc, para monitorar a resposta do
AP. O monitor primário na verdade monitora a posição do servo-motor e a compara com a
posição predita pelo seu modelo interno de AP. A Figura III-8 abaixo descreve num diagrama
o funcionamento do monitor de piloto automático (APM).
O esquema fail-passive é garantido com o uso de dois microprocessadores.
Os
monitores estão fisicamente implementados no primary card, essa separação de hardware tem
o intuito de garantir que falhas no módulo de AP sejam detectadas mesmo com pane total no
cartão de AP.
Figura III-8 Esquema de monitoramento do APM.
78
Os monitores secundários operam independentemente da posição dos servos e
proporcionam um nível secundário de proteção contra hardover. São implementados em
software e realizam comparações entre certos sinais do AFCS (e de outros sistemas que
interagem com o AFCS) que manterão ou não o AP engajado.
III.2.6 Segregação de hardware
A arquitetura “distribuída” do AFCS garante a proteção contra certas falhas top-level
como no caso em que uma falha de um processador de FD é suprimida ou limitada por um
monitor em um outro processador – o de AP neste caso. Como exemplo, podemos citar o caso
em que um comando abrupto originado pelo FD é posteriormente limitado pelo processador
do AP.
Falhas no AP serão detectadas pelos APMs que estão no primary card, ou seja,
eletricamente separados. O AP está no mesmo gabinete que o FD/APM, mas fisicamente e
eletricamente separados, pois estão em cartões diferentes, alimentados por fontes diferentes e
com funções implementadas em processadores diferentes. De maneira similar os drivers dos
servo-motores de AP e a lógica de engajamento estão separadas do FD/APM, pois estão
fisicamente no módulo de AP (ou AP card).
III.2.7 Processamento
III.2.7.1 Exemplo do rolamento
Existe uma malha fechada com realimentação da atitude e attitude-rate que é somada
com o roll command attitude e ganhos programados. Os comandos de rolamento vindos do
FD podem ser por monitores antes de seguirem para o somador no módulo AP.
79
O sinal primordial para a malha de controle do servo-atuador é o de realimentação da
velocidade do mesmo. Em seguida a posição é gerada por integração. O roll command
attitude é então somado com os sinais de realimentação de velocidade e posição para gerar o
sinal de comando amplificado que moverá a superfície.
III.3 Sistema de comando de vôo do EMB170
O sistema de comando de vôo do EMB170 está dividido em duas categorias: 1. o
sistema de comando primário que compreende leme, aileron, profundor e multi-funciton
spoilers quando funcionando no auxílio ao movimento de rolamento e 2. o sistema de
comando secundário que compreende flapes, slats, estabilizador horizontal, ground spoilers
dedicados, ventral airbrake e multi-function spoilers quando funcionando como speedbrakes
ou ground-spoilers.
O sistema de comando de vôo primário emprega um controle hidraulicamente
potenciado e eletronicamente sinalizado, portanto Fly-By-Wire eletro-hidráulico, para o leme
e profundor e um sistema hidraulicamente potenciado e comandado por cabos, portanto
hidromecânico, para os ailerons.
O sistema de comando de vôo secundário emprega um sistema Fly-By-Wire
eletromecânico para flapes, slats e estabilizador horizontal e um sistema Fly-By-Wire eletrohidráulico para os multi-function spoilers, ground spoilers e ventral airbrakes.
As principais funções do sistema primário são desempenhadas por duas peças
principais e complementares na arquitetura do sistema de comando de vôo do EMB170.
O Primary Actuator Control Electronic (P-ACE) é uma unidade eletrônica que, na
verdade, substitui todo o sistema convencional de cabos de comando dos atuadores. Os PACEs contém toda uma circuitaria analógica que processa os comando do piloto e aciona os
80
atuadores das superfícies de controle. Cada P-ACE possui dois canais de “processamento”,
podendo então comandar dois atuadores independentes.
A outra peça importante no sistema de comando de vôo FBW do EMB170 é o Flight
Control Module (FCM), cuja função básica é assistir, através de software, o P-ACE em seus
comandos e decisões e, ao mesmo tempo, realizar a interface entre o P-ACE e o gabinete de
aviônicos ou Modular Avionic Unit (MAU), no intuito de prover ao P-ACE acesso total aos
diferentes dados dos diferentes sensores e sistemas da aeronave.
Esta arquitetura básica do sistema primário de comando de vôo pode ser vista na
Figura III-9 (e no anexo VIII.2).
Figura III-9 Arquitetura do sistema primário de comando de vôo do EMB170.
O sistema pode trabalhar em dois modos distintos dependendo das condições
operacionais dos sensores e sistemas. No modo Normal o FCM processa o escalonamento de
ganhos e impõe limites de atuação aos P-ACEs. Além disso, o FCM também assiste o sistema
com funções de alto nível como angle of attack protection, compensação automática,
81
compensação de tração assimétrica, etc. Já no modo Direct, o FCM não atua na malha de
controle e somente as malhas analógicas presentes no P-ACE é que efetuam o controle das
superfícies, sendo que os limites de controle estão agora presentes no próprio P-ACE
implementados em hardware.
A seleção do modo corrente ocorre automaticamente em caso de falha dos canais (p.e.
perda de um ou mais sensores que incapacite o sistema de operar no modo Normal) ou
manualmente quando a chave mode select switch é pressionada pelo piloto.
Além de três P-ACEs – cada um controlando dois atuadores distintos, existem ainda
um HS-ACE dedicado ao acionamento do sistema de compensação realizado pelo
estabilizador horizontal (HS), S-ACEs integrados aos FCMs para controle dos painéis de
spoilers e um FS-ACE dedicado ao sistema de flap/slat.
Como pode ser visualizado na Figura III-10 cada P-ACE possui dois canais sendo que
cada canal controla o atuador de uma determinada superfície. Cada canal por sua vez, possui
duas linhas de processamento, uma de comando e outra de monitoramento. A linha de
comando provê o controle do atuador através de circuitos analógicos.
A linha de
monitoramento monitora a posição das superfícies e a fonte de alimentação bem como realiza
funções de built-in-test.
Os P-ACEs podem trabalhar em quatro diferentes modos:
5
•
Active: Canal de controle ativo e comandando seu respectivo atuador (PCU);
•
Stand-by: Respectivo atuador pressurizado e canal de controle de prontidão;
•
Failed: Canal sob falha e fora de serviço;
•
Maintenance: disponível para (Biult in Test) BIT e Rigging5.
Rigging é a denominação em inglês que se dá ao processo de ajuste do ponto neutro da superfície, comando ou
sensor.
82
Figura III-10 Arquitetura interna de cada P-ACE.
Os FCMs, num total de quatro, aumentam as funcionalidades do sistema, realizam a
interface do sistema de comando de vôo com o restante da aviônica da aeronave e processam
e enviam informações de falha para o Engine Indication and Crew Alert System (EICAS) e
Central Maintenance Computer (CMC). Cada FCM está arquitetado sobre duas linhas
idênticas de processamento cada qual acoplada a um canal de P-ACE (nas lanes “A” dos
FCM também estão alocados os S-ACEs). Cada FCM realiza então o escalonamento de
ganhos em função da airspeed para os P-ACEs, trata os sinais digitais do sistema de comando
de vôo e realiza a comunicação e diagnósticos de manutenção.
Cada FCM possui dois processadores Intel 486 e se comunica com dois canais
distintos de P-ACEs através do Control Area Network bus (CAN bus).
O barramento CAN é um barramento de dados bidirecional de alta velocidade. Cada
ACE comunica-se com dois FCMs-lanes através de barramentos CAN primário e secundário,
sendo que um fica ativo e outro de prontidão (standby).
83
Os FCMs comunicam-se com outros sistemas e sensores da aeronave através do
Aircraft Standard Comunication Bus (ASCB). Este barramento provê intercâmbio de dados
entre os elementos das MAUs e elementos externos à MAU como mostra a Figura III-11.
Figura III-11 Arquitetura da Aviônica do EMB170.
A confiabilidade do sistema FBW do EMB170 também é garantida pelo emprego de
um mecanismo de monitoramento que constantemente realiza uma varredura em
determinadas funções do sistema. No sistema de comando de vôo sinalizado eletricamente
presente na aeronave EMB170 existem inúmeros monitores que, dependendo da função a ser
monitorada, podem estar implementados nos FCMs ou nos próprios P-ACEs. Como exemplo,
podemos citar o Airspeed Gain Monitor, que funciona quando a aeronave opera sob o modo
Normal. Na operação em modo Normal, o ganho utilizado pelo sistema, no acionamento de
84
determinada superfície de controle, é calculado a partir da velocidade calibrada do avião. Esta
velocidade por sua vez é calculada pelos FCMs com base em sinais oriundos de três distintas
sondas de pressão (estática e dinâmica). O Airspeed Gain Monitor vai ser acionado quando o
valor de ganho calculado pelo FCM e enviado ao P-ACE for diferente do valor estimado pelo
próprio P-ACE – este valor é estimado a partir de dados de pressão oriundos de uma quarta
sonda de pressão. O P-ACE realiza uma consulta a uma look-up table residente no próprio
para então estimar o valor de ganho que deveria ter sido enviado pelo FCM em estando, o
avião, naquela determinada velocidade (oriunda da quarta sonda). Se o valor de ganho
recebido pelo P-ACE a partir do FCM diferir em demasia do valor consultado em sua própria
tabela, o sistema passará automaticamente para o modo Direct, sinalizando uma
inconsistência da porção digital do sistema. Neste ponto a tripulação também é devidamente
informada sobre esta condição do sistema.
III.4 Sistema de controle automático de vôo do EMB170
O sistema de controle automático de vôo – Automatic Flight Control System (AFCS) –
do EMB170 é um sistema integrado multi-LRU cujo propósito primário é receber entradas de
diversos sistemas e sensores, processá-los e enviá-los ao Flight Guidance and Control System
(FGCS), além de disponibilizar informações para a tripulação, garantindo a operação segura
da aeronave.
O AFCS possui uma arquitetura dual-dual (II.5.1) que funciona no esquema
master/slave (active/standby). Um canal com alta prioridade funciona como canal ativo,
enquanto que o canal com baixa prioridade funciona no modo backup de prontidão. Quando o
canal ativo detecta uma falha ou é desativado, a prioridade alta é transferida para o outro
canal.
85
O novo canal ativo continuará a desempenhar as funções requeridas pelo sistema com
um mínimo de distúrbios provocados na aeronave durante a transição dos canais. Os
atuadores do autopilot, os comandos de yaw damper e as interfaces de compensação são
acionados somente pelo canal com alta prioridade.
Existe ainda o intercâmbio automático de prioridade que ocorre no instante em que o
sistema é ativado (power-up), o que evita a exposição do sistema a uma falha latente.
As funções providas pelo AFCS do EMB170 incluem:
•
Flight Guidance and Control System (FGCS)
o Autopilot
o Automatic Pitch Trim
o Yaw Damper
o Mach Trim
o Turn Coordination
o Flight Director Guidance
•
Thrust Management System (TMS)
o Electronic Thrust Trim
o Thrust Rating Selection
o Automatic Throttle
Basicamente o piloto automático ou autopilot (AP) controla os movimentos de
arfagem, rolamento e guinada da aeronave indiretamente através de servo mecanismos que
movimentam manche e coluna como pode ser visto na Figura III-12. Os comandos do Turn
Coordination e Yaw Damper podem atuar no leme e nos ailerons independentemente do
autopilot ou flight director e os mesmos são enviados diretamente para os P-ACEs de leme
86
via FCM/CAN para o caso do controle direcional – configuração sem servo-motor de AP para
leme.
A função pitch trim está intimamente ligada ao autopilot e provê comandos para o
profundor.
O Flight Director (FD) propicia modos de navegação lateral e longitudinal
integrados ou não com o FMS. O autopilot pode ser acoplado ou não ao FD, ou seja, o FD
pode estar ativado, mas com a pilotagem manual.
Figura III-12 Localização de servo motores de piloto automático para os profundores do EMB170.
87
Figura III-13 Localização do servo motor de piloto automático para os ailerons do EMB170.
III.4.1 Modos do piloto automático/diretor de vôo.
Os modos de AP/FD que compreendem o sistema AFCS do EMB170 são:
•
Laterais
o Heading Select (HDG)
o Navigation (NAV)
o Approach (APR)
o Back Course Localizer (BC)
•
Verticais
o Altitude pre-select
o Altitude hold (ALT)
88
o Flight Path Angle (FPA)
o Flight Level Change (FLCH)
o FMS (VNAV)
o Approach (APR)
o Go-Around (GA)
o FD only Take-off (TO)
o FD only windshear guidance (WS)
III.4.2 Painel
Um painel de guiagem (guidance panel – GP) fornece os meios para a tripulação
acoplar ou desacoplar o AP/FD e YD, selecionar os modos do AP/FD e fazer a seleção de
parâmetros quando estes têm de ser definidos pela tripulação como, por exemplo, seleção de
altitude no modo altitude pre-select.
Após a seleção do comando o GP o transmite serialmente, via barramento particular
RS-422, para a MAU. No intuito de garantir a validade dos comandos, evitando seleções ou
engajamentos inadvertidos devido à falhas no barramento, o AFCS utiliza um segundo
caminho direto dos push-buttons do GP (saídas analógicas discretas ou digitais discretas) para
validar os dados recebidos pelo barramento serial RS-422.
O GP exibe uma arquitetura duplex com dois canais idênticos e independentes que se
comunicam com cada um dos AFCS da MAU.
III.4.3 Lógica de engajamento
O acoplamento do autopilot, bem como a seleção dos modos de operação, são
realizadas pelo painel de guiagem (guidance panel – GP).
O engajamento do AP
89
automaticamente ativa o engajamento das funções automáticas pitch trim, yaw damper e turn
coordination se estes ainda não estiverem engajados. O desacoplamento do AP não desengaja
o YD. Falha no YD não restringe o engajamento ou não do AP. Ao desengajar o AP a função
automatic pitch trim é também desengajada.
O AP mantém um ângulo de rolamento máximo de 35 graus independentemente do
modo lateral ativo e um ângulo de arfagem de ± 20 graus independentemente do modo
vertical ativo.
Quando qualquer modo do diretor de vôo é selecionado o autopilot se acopla
automaticamente aos comandos oriundos do FD.
O status do autopilot é indicado para a tripulação via anúncio no PFD. Este anúncio
será retirado do PFD quando se pressiona o quick disconnect switch para desconectar o AP.
Também há um alarme sonoro associado ao desacoplamento do AP.
III.4.4 Arquitetura e processamento
As funções do AFCS/FGCS estão difundidas no sistema aviônico distribuído presente
no EMB170, mais precisamente localizadas nos módulos denominados Avionic Input/Output
Processor (AIOP). Existem quatro cartões AIOP distribuídos entre as três MAUs da
aeronave. Esses módulos estão integrados com outros módulos da MAU e/ou com sistemas
externos à MAU via barramento ASCB ou NIC. Ver Figura III-14 da arquitetura.
Os cartões AIOPs associados aos FCMs realizam todos os cálculos necessários para o
correto funcionamento do AFCS.
A realimentação de posição das superfícies de controle são amostradas pelas linha de
monitoramento dos ACEs e enviadas para a MAU via CAN bus como mostra Figura III-14
abaixo.
90
O AIOP extrai os dados necessários ao seu processamento via ASCB e também recebe
sinais discretos conectados diretamente a ela. Os servo-motores de AP são comandados via
interfaces CAN pelas AIOPs.
Figura III-14 Caminho de atuação do AP.
O FGCS exerce o controle sobre o aileron via servo de AP fixado junto aos cabos do
cockpit control wheel.
As funções de yaw damper são enviadas diretamente para o P-ACE do leme via cartão
FCM, bem como as funções de estabilização horizontal são enviadas diretamente para os HSACEs via FCM.
Os comandos para realização de curva coordenada (turn coordination commands) são
processados pelo AFCS e enviados aos módulos FCMs, que por sua vez, os envia, via CAN
bus, para os ACEs que finalmente comandarão adequadamente as deflexões das superfícies de
controle apropriadas (leme).
91
Quando o AP está engajado a função automatic pitch trim do AFCS é ativada. Os
comandos de auto pitch trim são então enviados para os FCMs que os envia, via CAN bus,
para o HS-ACE que por sua vez comanda os atuadores eletromecânicos do estabilizador
horizontal.
Os componentes do FGCS são, portanto:
•
Quatro AIOP Cards;
•
Painel de controle – Guidance Panel dual channel – com lógica de
engajamento de AP, YD e AT;
•
Chaves no manche (Quick disconnect and Touch Control Steering);
•
Servo-motor de AP para profundor;
•
Servo-motor de AP para aileron;
•
Servo-motor de AP para leme quando da operação CATIII.
O FGCS ainda realiza interface, via ASCB ou CAN bus, com outros sistemas como:
•
Electronic Display System (PFD, EICAS);
•
Radio Altimeter / Radio Navigation System;
•
FMS / incluindo MCDU;
•
Power-Plant System;
•
Flight Control System / FBW system;
•
WS protection;
•
Electrical Generation System.
Os servo-motores incorporam um motor DC sem escovas e uma eletrônica com
interface digital e malhas de controle. A eletrônica interna inclui um microprocessador e um
micro-controlador dedicado ao motor.
92
O servo-motor possui uma interface com cada canal de AFCS via CAN bus e possui
também uma entrada discreta para habilitação do motor via embreagem.
III.4.4.1 Thrust Management System
Dados do motor são transmitidos constantemente do FADEC para a MAU, via
barramento ARINC 429, para efeito de seleção do regime do motor (thrust rating selection
TRS).
Um sistema de autothrottle (AT) posiciona automaticamente as alavancas de tração
para controlar a tração desenvolvida pelo motor de acordo com o regime de vôo. O sistema de
AT está integrado com o AFCS para garantir a compatibilidade e conformidade das operações
quando modos verticais são selecionados no FGCS. O sistema de AT controla a tração do
motor levando em conta o modo selecionado no FGCS, funcionando assim como um
complemento para o controle de arfagem realizado pelo modo vertical do FGCS. Se não
existir nenhum modo vertical do FGCS ativado, o sistema de AT tem capacidade de
processamento suficiente para controlar a tração dos motores.
III.4.5 Monitoramento
Os monitores do sistema de piloto automático funcionam semelhantemente aos
monitores do sistema FBW, ou seja, esses monitores efetuam continuamente a comparação
entre sinais de entrada e/ou de sinais processados e sinais cruzados ou capturados em tabelas
(look-up tables), cujos valores de referência variam em função de, por exemplo, velocidade
calibrada. Esses monitores atuam como inibidores de determinada função de AP caso
encontrem discrepâncias significativas nessas comparações, podendo chavear entre os canais
93
ativos e de prontidão (active/standby) ou até mesmo desengajar o sistema de piloto
automático.
III.4.6 Segregação de hardware
A arquitetura dual-dual do AFCS opera com dois canais sendo que cada um contém
dois cartões AIOP. A dispachabilidade está garantida mesmo com um único canal de
AFCS/FGCS operando.
O GP exibe uma arquitetura duplex com dois canais idênticos e independentes que se
comunicam com cada um dos AFCS na MAU. Isolamento da eletrônica e fontes de energia
independentes para cada canal previne que uma simples falha no GP afete os dois canais de
processamento do diretor de vôo (FD).
O sistema de alimentação elétrica conta com recursos de segregação e balanceamento
de carga, sendo que cada canal, ou componente relevante do canal, tem seu próprio circuito de
alimentação e respectivo disjuntor (CB).
III.5 Sistema de comandos de vôo do Boeing 777.
A aeronave comercial Boeing 777 vista na Figura III-15 possui um sistema de
comando das superfícies primárias de controle eletricamente sinalizado (Fly-By-Wire). O
sistema Fly-By-Wire do B777 (Primary Flight Control System - PFCS) é, em condições
normais de operação, totalmente digital, podendo operar em três modos distintos.
As
funcionalidades de cada modo se degradam dependendo das condições de falha presentes. No
modo Normal têm-se todas as funcionalidades propiciadas pelo sistema, passando pelo modo
Secondary até o modo Direct onde apenas circuitos analógicos garantem um sistema básico
de controle para as superfícies.
94
Figura III-15 Aeronave Boeing 777 [31].
O PFCS basicamente é composto pelos equipamentos de cockpit (I/O), por Primary
Flight Computers (PFC), por Actuator Control Electronics (ACE) e pelos módulos atuadores
das superfícies de controle (PCU).
O sistema é projetado com vários níveis de redundância e dissimilaridade para garantir
máxima proteção contra falhas, operando do mono Normal o sistema exibe uma arquitetura
triple-triple. O PFCS pode ser comandado manualmente pelo piloto/co-piloto ou
automaticamente através do piloto automático. O sistema manual funciona de maneira
tradicional através de manche, coluna e pedais de leme. Os sinais de sensores e transdutores
acoplados à coluna, volante e aos pedais são transmitidos eletricamente para as LRUs
apropriadas (ACE neste caso). No controle através do piloto automático, os comandos do
Autopilot and Flight Director System (AFDS) – ou AFCS – são recebidos diretamente pelos
PFCs.
As deflexões a serem aplicadas às superfícies são computadas com base nos comandos
do piloto e em sinais oriundos das demais sistemas que interagem com o PFCS.
95
Uma característica importante observada no projeto do PFCS do B777 é o de não
limitar o comando do piloto, mas sim conscientizá-lo, através de uma força aplicada no
feedback path, quando o mesmo tenta exceder os limites de proteção do envelope de vôo. No
entanto, se o piloto julgar necessário exceder esses limites ele poderá subjugar o comando de
feedback do PFCS.
A Figura III-16 abaixo mostra uma visão geral do PFCS e como ele está integrado aos
demais sistema do avião.
Figura III-16 Arquitetura do sistema de comando de vôo do Boeing 777[4].
A chave Primary Computer Disconnect Switch localizada no overhead panel possui
duas posições: AUTO, que permite a operação no modo Normal e a transição automática para
os demais modos quando necessário e a posição DISC que desconecta a porção digital do
PFCS, passando o sistema a operar necessariamente no modo Direct.
III.5.1 Operação do sistema
No modo de operação Normal todas as funcionalidades do sistema digital estão
disponíveis graças a um número suficiente de sensores disponíveis e validados [4]. Dentre as
diversas funcionalidades temos:
96
• Bank angle protection;
• Turn compensation;
• Stall and over speed protection;
• Pitch control and stability augmentation;
• Thrust asymmetry compensation.
Também neste modo as leis de controle estão implementadas no PFC. No modo
Secondary os comandos para as superfícies de controle também são gerados digitalmente
pelos PFCs, porém através de um conjunto simplificado de leis de controle baseados, em sua
maioria, nas entradas geradas pelo piloto sem o uso de qualquer variável dependente de
sensores da aeronave. No modo Direct as funcionalidades digitais são suprimidas e os
comandos para os atuadores são agora gerados apenas pelos ACEs, comandos estes baseados
nas entradas do piloto e em leis de controle implementadas analogicamente nos mesmos.
As leis de controle limitam as deflexões das superfícies de controle no intuito de
garantir a resposta e estabilidade adequadas da aeronave. As funções de proteção do envelope
de vôo e as funções de piloto automático são propiciadas apenas no modo Normal.
III.5.2 Funções do sistema
III.5.2.1 Exemplo do controle de rolamento
No modo Normal as funcionalidades de “alto nível” como todas as interações, lógicas
e escalonamentos existentes para integrar ailerons, flaperons, spoilers para propiciar um
correto funcionamento no rolamento, no speedbrake function ou no lift augmentation
function, são implementadas através das leis de controle e funções presentes, sob a forma de
software, no PFC. Exemplos dessas “funções de alto nível” são [4]: equalização do force
97
fighting, sincronização do nível de pressão adequado do sistema hidráulico, aileron e flaperon
droop, comando misturado (speedbrake e roll) para spoiler, bank angle protection, etc.
No modo Secondary o controle do rolamento e a interação (fusão com spoilers) com a
função de freio aerodinâmico estão garantidos como no Normal, porém sem considerar
qualquer lógica dependente de sistemas como o computador de dados anemométricos ou o
Sistema Inercial (IRS).
No modo Secondary o piloto automático, o bank anlge protection e a supressão de
rajadas não operam.
No Direct Mode o controle está analogicamente implementado no ACE. Os comandos
misturados para os spoilers estão simplificados e não existem funcionalidades como:
equalização do force fighting, sincronização com o nível de pressão adequado do sistema
hidráulico, aileron droop, bank angle protection, supressão de rajadas, autopilot, etc.
III.5.3 Implementação do sistema
O PFCS está segmentado em três canais diferentes Left, Right e Center. Cada canal
engloba: sinais de transdutores dos comandos do piloto/co-piloto nos três eixos, um Primary
Flight Computer (PFC), um ou dois ACEs, um Flight Control Data Bus (FCDB – ARINC
629), ao menos um atuador de profundor, aileron, flaperon, leme, spoiler e sensores de
posição de todas as superfícies de controle. Há também um sistema hidráulico dedicado aos
atuadores de cada canal. Cada canal recebe alimentação elétrica de uma fonte independente.
O sistema PFCS garante que qualquer um dos canais contém um número suficiente de
atuadores para garantir um vôo seguro mesmo que este seja o único canal a operar em caso de
falha (arquitetura triple-triple).
98
O gerenciamento da redundância do PFCS está distribuído entre o ACE e o PFC. Os
ACEs monitoram os atuadores e inibem o funcionamento dos mesmos no caso de falha.
Os PFCs checam, selecionam e validam sinais de sensores e demais sinais de entrada
no PFCS.
III.5.3.1 PFC
Cada um dos três PFCs é identificado como um canal sendo estes denominados de left,
center ou right PFC channel e programáveis por pinos. Cada PFC está subdividido em três
linhas redundantes de processamento cada qual utilizando um processador diferente, uma
fonte de alimentação própria e uma interface de I/O ARINC 629.
Cada linha de
processamento recebe dados dos três barramentos FCDB, porém cada LRU de PFC transmite
somente em um canal como pode ser visto na Figura III-17.
Figura III-17 Arquitetura dos primary flight computers (PFCs).
Para garantir proteção contra hazardous events, os barramentos, bem como as LRUs
de um sistema redundante, estão separados fisicamente.
Cada canal de PFC computa e transmite os sinais de comando para um atuador
específico no seu respectivo canal do FCDB, sinais estes que serão utilizados pelo respectivo
ACE (Figura III-18).
99
Os algoritmos com as leis de controle utilizadas pelo PFC proporcionam sinais de
saída para os atuadores (ACE), embutindo aumento de estabilidade e funções de proteção do
envelope de vôo, em resposta ao comando do piloto ou piloto automático. Os PFCS deve
garantir sua capacidade de funcionamento mesmo a partir de um único canal ou combinação
qualquer de canais de PFCs operantes.
Em cada PFC cada uma das três linhas de processamento pode assumir a função de
controle, monitoramento ou standby.
Cada linha de processamento de cada PFC pode exercer a função de controle. Porém,
o monitoramento e/ou gerenciamento de redundância requerem que mais de uma linha de
processamento estejam funcionando adequadamente para que o PFCS possa funcionar
corretamente.
Quando somente duas linhas de processamento estão ativas a função de
monitoramento não é realizada no respectivo PFC. Não é permitido o funcionamento de um
PFC com somente uma linha de processamento ativa.
Os PFCs também monitoram os sinais de saída em dois níveis: internamente
comparando as saídas das linhas internas de processamento e num outro nível comparando
seu próprio sinal de saída com a saída dos demais PFCs, resultando num sinal único e de
médio valor a ser enviado dos PFCs para os ACEs via FCDB (Figura III-18).
Cada linha de processamento possui processadores diferentes, porém a linguagem de
programação do algoritmo é a mesma, ressaltando que os compiladores são diferentes. A
tabela abaixo descreve os módulos de processamento de cada PFC.
Tabela III-1 Dissimilaridade de processadores no B777 [4].
Linha
Processador
Linguagem
Freqüência de Clock
Left
AMD 29050
ADA
16.5 MHz
Center
Motorola 68040
ADA
25 MHz
Right
Intel 80486
ADA
33 MHz
100
III.5.3.2 ACE
Na arquitetura do PFCS existem quatro ACEs, sendo que cada um controla mais de
um atuador mas não do mesmo conjunto redundante (superfície).
Os comandos enviados pelo PFC para os atuadores das superfícies de controle (PCU)
são primeiramente enviados para o ACE que por sua vez os condiciona de maneira adequada
para então comandar as respectivas PCUs.
Os ACE’s provêm malhas de controle com realimentação para os atuadores e também
realizam o condicionamento dos sinais dos sensores e transdutores.
Os ACEs também controlam válvulas solenóides e realizam funções de
monitoramento inclusive de suas próprias funções e de dados para detecção e isolamento de
falhas.
O ACE trabalha em dois modos distintos. No modo Normal o ACE comanda os
atuadores com base nos dados oriundos do PFC através do FCDB; neste modo o PFCS deve
estar operando no modo Normal ou Secondary. Já no modo Direct o PFC é contornado, e os
ACEs computam os comandos a serem enviados às PCUs tendo como base somente os sinais
dos sensores e transdutores ligados ao comando do piloto (p.e. coluna) e às superfícies de
controle. No modo Direct um escalonamento simples de ganhos é realizado pela circuitaria
analógica dos ACEs.
Assim como os PFCs, cada ACE recebe sinais de todos os FCDBs, porém só
transmitem em um canal do barramento (Figura III-18). Portanto, os ACEs também estão
fisicamente segregados e conectados a diferentes barramentos, sensores e atuadores.
Fisicamente o ACE é composto de cartões digitais que desempenham funções de
comunicação com os barramentos, conversões A/D e D/A, multiplexação e demultiplexação
de sinais, monitoramento, checagem CRC, etc, e de cartões analógicos dedicados que
101
implementam o controle e monitoramento dos servo-atuadores, condicionam sinais de
sensores, disponibilizam entradas discretas e processam as leis de controle do modo Direct.
Vale lembrar que quase toda eletrônica do modo Direct presente no ACE também é
usada pelo PFCS quando operando no modo Normal.
Nas falhas simples apenas o nível de redundância disponível é que será afetado, por
exemplo, na perda de um PFC nenhuma funcionalidade do PFCS estará comprometida,
apenas a redundância é que será menor (sistema fail-active).
Porém, existem falhas que levam ao mal funcionamento (informação ou comando
equivocados) de um sistema. Para contornar este tipo de falha faz-se uso do “voting plane”
que visa comparar e validar saídas, resultados e comandos de componentes redundantes de
um mesmo sistema. Existe um sistema de votação para todas as informações (redundantes)
que chegam a cada PFC de modo que toda a computação em cada linha de um mesmo PFC
será realizada com base nos mesmos dados de entrada. De maneira similar existe um esquema
de comparação para o resultado de saída das linhas de processamento mestra (command) e
monitora (monitor) de cada PFC, evitando assim que a linha ajustada como mestra envie um
sinal errado para o barramento. Existe ainda mais uma comparação realizada com os valores
de saída dos outros PFCs enviados ao barramento, ou seja, cada PFC compara seu próprio
comando com o comando dos outros canais de PFC para acionar uma mesma superfície,
assim um único e médio valor é enviado para o ACE.
102
Figura III-18 Sistema FBW B777.
III.6 Sistema de controle automático de vôo (AFDS) do Boeing 777
Segundo Hornish [15] o sistema de controle automático de vôo do B777, ou Autopilot
and Flight Director System (AFDS), ou ainda AFCS, é desempenhado por um conjunto
redundante de computadores que enviam os comandos de auto pilotagem diretamente para os
PFCs do sistema primário de comando de vôo. A realimentação do comando tomado pelo
sistema automático é repassada ao piloto por meio de um sistema “backdrive” de atuação que
será posteriormente discutido.
O Autopilot and Flight Director System (AFDS) é composto por três Autopilot and
Flight Director Computers (AFDCs L, C e R), um painel de controle (MCP) e atuadores de
103
backdrive (BCAs). O AFDS realiza o controle automático de altitude, velocidade vertical,
ângulo de trajetória, heading, track e velocidade (airspeed). O AFDS comanda as superfícies
de controle via o PFCS.
Quando engajado, o AFDS propicia uma realimentação dos
comandos do autopilot via atuadores que movem o manche, a coluna e os pedais do leme, o
quê dá uma sensação visual e táctil para o piloto do comando realizado pelo autopilot este
sistemas é denominado backdrive system.
Uma descrição básica do AFDS pode ser visualizada na Figura III-19 abaixo:
Figura III-19 Esquema do funcionamento do AFDS do B777 [15].
Cada AFDC recebe dados de entrada redundantes obtidos diretamente dos sensores ou
através de canais cruzados de comunicação entre os AFDCs.
104
Para cada conjunto de sinais recebidos um “voting plane” seleciona um sinal adequado
a ser utilizado pelo AFDC na computação dos dados de autopilot ou flight director. Os
comandos de autopilot processados pelo AFDC são então enviados aos PFCs.
A proteção contra falhas de processamento dos sinais de autopilot é assegurada pelo
nível de redundância do sistema aliado aos “voting planes” e à arquitetura triplex do AFDC
do B777.
Cada PFC recebe sinais dos três AFDCs através do barramento FCDB. Em seguida
cada sinal oriundo do AP passa por uma votação dentro de cada PFC. Um algoritmo de
eleição descarta uma ou até mesmo duas entradas inválidas oriundas do AFDC, sendo que a
entrada restante poderá ser utilizada para efeitos de computação no PFC, o quê permite ao
sistema trabalhar com até um único AFDC ativo. Além da seleção do comando adequado para
a dada superfície, a votação e monitoramento dos sinais discretos (e de engajamento) também
são realizados por um “voting plane” no PFC.
Figura III-20 Fluxo do comando de AP [15].
105
Os “voting planes” contidos no AFDC e no PFC fazem a proteção contra falhas de
sensores ou do próprio processamento do AFDC – no caso da votação de entrada do PFC.
Diferentes níveis de redundância de sensores e de linhas de computação são requeridos para
as diferentes fases de vôo.
O PFC desempenha as mesmas funções do modo manual – como de aumento de
estabilidade e proteção do envelope de vôo – quando os sinais são oriundos do autopilot.
A maioria das interfaces do AFDS são digitais salvo as malhas analógicas de controle
dos servo-atuadores do sistema backdrive.
Uma vez processado os comandos para as superfícies de controle, o PFC envia os
comandos de backdrive para o AFDC que por sua vez aciona os atuadores de backdrive
propriamente ditos (Figura III-23).
III.6.1 Modos do piloto automático/diretor de vôo.
Os modos verticais incluem o controle de velocidade vertical, controle de transição
entre níveis de vôo, manutenção da altitude corrente, controle de “vertical steering” a partir
do flight management control function (FMCF).
Os modos laterais incluem controle de um heading selecionado, controle de um feixe
de localizer, controle para manter um wing level heading e control to lateral steering
comands from FMCF. Existem ainda outras características como Takeoff/go-around
guidance, automatic approach e autoland in category IIIB landing criteria.
A interface do sistema com a tripulação se dá através do Mode Control Panel (MCP).
É por meio do MCP que a tripulação engaja o piloto automático e o diretor de vôo.
106
III.6.2 Painel
O Mode Control Painel é a interface principal do piloto com o AFDS. A maioria dos
modos são acoplados com o simples apertar (push) de um botão. Alguns modos de navegação,
entretanto, são modos armáveis que só serão completamente acoplados quando todas os
critérios para engajamento forem alcançados.
A interface com o Thrust Management
Computing Function (TMCF) também é realizada pelo MCP. Os modos armáveis podem ser
desarmados com um segundo toque no botão enquanto a condição de armado existir.
Os valores desejados de altitude, velocidade vertical, ângulo de trajetória, heading,
track, IAS e Mach podem ser selecionados via botões seletores no MCP.
Os valores
selecionados ficam disponíveis e visíveis para a tripulação nos quatro displays de cristal
líquido presentes no cockpit da aeronave.
O MCP possui uma arquitetura interna duplex com duas linhas de processamento, cada
uma com um processador 80C186, provendo redundância na capacidade de interface com o
AFDS, que é realizada via barramento de baixa velocidade ARINC 429. Um software
gerenciador garante a total funcionalidade do MCP em caso de falha em uma das linhas de
processamento.
III.6.3 Lógica de engajamento
O piloto acopla ou desacopla o autopilot através do Mode Control Panel (MCP).
Quando uma requisição de engajamento do pitch-roll é recebida pelo PFC e todas as
condições estão satisfeitas (ver Figura III-21), o PFC acopla o autopilot nos eixos longitudinal
e/ou lateral. Para isto o PFC deve estar no modo Normal. O autopilot só poderá ser engajado
no eixo direcional nas fases de approach and landing com no mínimo dois canais de autopilot
ativos e com os eixos de rolamento e arfagem já engajados.
107
O PFC desengajará o AP no caso do piloto sobrepujar o comando do AFDS
manualmente (Figura III-21).
Figura III-21 Lógica de engajamento do autopilot [4].
III.6.4 Arquitetura, processamento e backdrive
Cada AFDC contem três processadores distintos. O Processador C é responsável pela
execução das lógicas e leis de controle do piloto automático e diretor de vôo nas funções
“frontdrive”, assim como pela maioria dos processamentos ligados à manutenção, autotestes e
108
carregamento de dados. O processador C é um FCP-2000 16 bits, projetado especialmente
para aplicações em controle de vôo exibindo excelentes características operacionais e de
integridade computacional. Seu conjunto de instruções visa uma maior eficiência na execução
de códigos compilados ADA.
Os processadores A e B são responsáveis pelo controle das interfaces que acionam as
duas linhas de servo-atuadores de “backdrive”. O processador A é um, também customizado,
AAMP2 de 16-bits e o processador B é Intel 80386SX 32-bit interno/16-bit externo. As
funções de “backdrive” e de acoplamento do autopilot estão implementadas nesses dois
processadores que utilizam recursos de comparação cruzada para prover um funcionamento
fail-passive em cada canal de AFDC.
Os três processadores possuem seu respectivo banco de memória composto de
memórias PROM, EEPROM e RAM acessíveis através de um barramento interno em cada
CPU. As três CPUs (AFDCs) compartilham os mesmos barramentos ARINC 429 e ARINC
629 e os mesmos recursos de entradas e saídas discretas.
III.6.4.1 Exemplo do rolamento
O AP controla a razão de rolamento e a ângulo de rolamento através de wheel
commands enviados ao PFC. O AFDC comunica-se com o PFC através dos FCDBs. A
interface presente no PFC seleciona, filtra e limita o sinal de wheel command do AP para uso
nas leis de controle do rolamento no modo Normal. Quando o AP está engajado, as leis de
controle utilizam os dados filtrados oriundos do AFDC, ao invés dos oriundos dos
transdutores do volante, para comandar as superfícies que atuarão no rolamento.
O wheel command passa por mais um filtro para dar origem ao wheel backdrive
command, que reproduzirá, no manche, o comando que seria dado pelo piloto para alcançar
aquela mesma deflexão obtida a partir do AP (Figura III-22).
109
Existe um modelo de saída do backdrive que estima qual seria a posição do manche
para aquele comando. A saída deste modelo é então comparada com a posição real do manche
e, se estas diferirem entre si, o autopilot será desengajado.
Figura III-22 Seleção de entrada e comando de backdrive.
Quando o autopilot está engajado a função Bank Angle Protection (BAP) torna-se
ativa se os limites de ângulo de rolamento e arfagem são excedidos. Quando operando com
apenas um canal de AFDC, o AP será desengajado se o autopilot wheel command exceder 27
graus – proteção contra hardover.
Quando no modo manual o BAP atua através dos backdrive control actuators (BCAs)
para sensibilizar o piloto.
Uma arquitetura duplex de atuadores de backdrive – left actuator e right actuator –
propicia dois atuadores de backdrive acoplados a cada comando primário (manche, coluna,
pedal) tornando o sistema fail-operacional na fase de aproximação, já que nas demais fases de
vôo somente um conjunto de BCAs estará ativado. Cada BCA é dirigido por um AFDC (right
and left ones). Existem ainda duas linhas distintas de computação de backdrive command em
cada AFDC (dual-dual).
110
Cada AFDC recebe sinais backdrive command dos três PFCs e computam estes dados
para acionar os BCAs como pode ser visto na Figura III-23.
Figura III-23 Fluxo do comando de backdrive [15].
111
IV Simulação
Para o estudo das possíveis influências que as diferentes arquiteturas poderiam causar na
resposta dinâmica da aeronave CJ1 foram realizadas simulações do movimento longitudinal
da mesma no ambiente computacional MATLAB/SIMULNIK®. Nas simulações realizadas
neste estudo foi utilizado um modelo linearizado, em uma determinada condição de vôo (ver
Tabela IV-1), da aeronave CJ1. Este modelo, descrito na Tabela IV-2 abaixo, foi obtido a
partir de dados do projeto preliminar da aeronave CJ1 [14], desenvolvido durante o PEE, as
derivadas de estabilidade da aeronave foram obtidas pelo grupo de aerodinâmica da equipe
CJ1 e foram aqui utilizadas na formulação do modelo dinâmico linearizado.
Tabela IV-1 Condição de vôo no ponto de linearização.
Altitude
10000 ft
Flape
0
Trem-de-pouso
0
Gama
0
CG
17%
Zcg
-0.28
NZ
1
Peso (kg)
29600
Tabela IV-2 Derivadas de estabilidade.
Trim Values
CL1
0.3687
112
CD1
0.0305
CM1
0.0092
U
291.0
Lift Derivatives
CLde
0.310
CL∝
6.455
CLq
15.576
CLu
0.052
Drag Derivatives
CDde
-0.0028
CD∝
0.2262
Cdu
0.000
Pitching Moment
Derivatives
Cmde
-1.445
Cm∝
-2.739
Cm∝p
-14.015
Cmu
0.033
Transformando as derivadas adimensionais acima em derivadas dimensionais, Mclean
[18], obtém-se o seguinte modelo no espaço de estados, como descrito na equação II-23.
[x& ] = Ax + Bu
[ y ] = Cx + Du
IV-1
113
onde x é o vetor de estado, u é a deflexão no profundor ( δ e ) e as matrizes do modelo
são:
0
- 0.0108 0.0252
- 0.1379 - 1.1333 144.0408
A=
 0.0008 - 0.0381 - 0.9705

0
1.000
 0
− 9.81
0 
0 

0 
 0.0741 
− 8.1096

B=
− 3.0365



 0
0
1
0 0.0067
C=
0
0

0
0
IV-2
IV-3
0
0
1
0
0
0
0

1
IV-4
Sendo, o vetor de saída:
U 
α 
Y = 
q
 
θ 
IV-5
Sendo U a velocidade, ∝ o ângulo de ataque, q a razão de arfagem e θ a atitude.
O diagrama de blocos visto na Figura IV-1 foi utilizado para simular a resposta da
aeronave em malha aberta.
114
Figura IV-1 Modelo do CJ1 em malha aberta.
O comando de entrada na aeronave está representado na Figura IV-2 abaixo.
Figura IV-2 Comando de entrada no profundor.
A resposta das quatro variáveis de estado(u, ∝, q, θ) visualizadas na Figura IV-3
abaixo confirmam a natureza estável da aeronave segundo referências [3], [18] e [21].
Contudo, a resposta está muito aquém dos requisitos mínimos de qualidade de vôo [10], por
isso, um controle em malha fechada pelo piloto humano, ou piloto automático deve ser
implementado para resolver este problema.
Neste ponto, vale relembrar que não detínhamos os modelos dinâmicos das aeronaves
em estudo nem modelos de sistemas automáticos das mesmas. Portanto, o modelo linearizado
da aeronave CJ1 foi empregado em todas as simulações para viabilizar as comparações das
arquiteturas propostas. Uma vez assumindo a mesma dinâmica da planta para as diferentes
simulações – ERJ145, EMB170 e B777 – pôde-se alterar as configurações das malhas para
115
investigar como e, quanto, cada componente influenciaria na resposta dinâmica do sistema
avião. Além de utilizarmos o mesmo modelo de avião, todos os outros componentes do
sistema – atuador, sensores e servo de AP – têm suas dinâmicas inalteradas nas diferentes
simulações.
Para observar como as diferentes arquiteturas de sistemas de comando de vôo e/ou de
piloto automático influenciam na resposta dinâmica da aeronave, foi projetado um simples
controlador PID para satisfazer os requisitos básicos de máximo sobressinal (Mp) e tempo de
subida (tr) que são, respectivamente, 15% e 2s [10] e, assim, possibilitar uma análise mais
próxima do que seria um sistema real.
Figura IV-3 Resposta dinâmica em malha aberta do CJ1 ao comando do piloto da Figura IV-2.
116
IV.1 O modelo de simulação para arquitetura do ERJ145
Para simular o modelo do CJ1 levando-se em conta características da arquitetura do
ERJ145, admitimos que não existe dinâmica de atuador, já que o sistema de acionamento do
profundor do ERJ145 é totalmente não-potenciado, nem dinâmica de cabos e/ou polias.
A partir do modelo em espaço de estados descrito acima, escrevemos a função de
transferência
θ (s )
e, fechamos a malha com um controlador a ser projetado como mostra a
δ e (s )
Figura IV-4 abaixo.
Figura IV-4 Malha fechada para controle de arfagem na arquitetura ERJ145.
Onde:
G=
θ (s ) − 2.22 ⋅ 10 −15 s 3 − 3.036 s 2 − 3.165s − 0.04405
=
δ e (s ) s 4 + 2.115s 3 + 6.61s 2 + 0.07917 s + 0.06011
IV-6
H =1
O controlador C é projetado com o auxílio da ferramenta sisotool® do MATLAB®. Nela
esboçamos o lugar de raízes e verificamos a localização de pólos e zeros de malha fechada;
também podemos visualizar graficamente os limites de sobressinal (Mp) e tempo de subida
(tr) que são, respectivamente, 15% e 2s, Farat [10]. A Figura IV-5 abaixo mostra o lugar de
raízes onde podemos ver claramente que apenas um ajuste de ganho (controle proporcional)
não colocará os pólos de malha fechada na região desejada.
117
Para tanto devemos utilizar um compensador para tentar colocar os pólos do movimento
fugoidal dentro da região adequada. A experiência do ramo aeronáutico nos leva a tentativa
de ajustar um controlador PID para fazer com que o sistema responda adequadamente. A
partir do esquema da Figura II-8, deduz-se que:
C PID = K p + K d s +
K p Ki
s
IV-7
Adicionando e sintonizando manualmente um controlador PID através do sisotool®
chegamos ao resultado visto na Figura IV-6.
Figura IV-5 Lugar de raízes e limites de desempenho para o sistema CJ1 em arfagem.
118
Figura IV-6 Ajuste do controlador PID.
O controlador PID fica sendo:
C PID = 7.4
1 + 0.77 s + 0.19 s 2
s
IV-8
Rearranjando os termos, temos:
C PID = 5.7 + 1.43s +
7.4
s
IV-9
Portanto, da equação IV-7, temos:
Kp = 5.7
Kd = 1.43
Ki = 1.29
IV-10
Portanto, o diagrama de blocos da Figura IV-7 abaixo foi utilizado para realizar as
simulações do pitch hold para o CJ1, vale lembrar que o termo derivador foi realimentado a
119
partir de q, pois em havendo um derivador na malha direta o sinal de controle incorporaria um
impulso se a entrada fosse um degrau.
Figura IV-7 Pitch Hold no arranjo do ERJ145.
Na Figura IV-8 podemos ver a resposta da aeronave no ângulo de arfagem para um
comando como o da Figura IV-2.
Figura IV-8 Resposta em arfagem para o sistema da Figura IV-7.
120
Para o caso em que consideramos os sensores de ângulo de arfagem e de o pitch
rate,ver seção II.2.3, temos o diagrama de blocos da Figura IV-9 e a resposta deste sistema
pode ser visto na Figura IV-10.
Figura IV-9 Pitch Hold com sensores na malha.
Figura IV-10 Resposta para o arranjo ERJ145 com sensores na malha.
121
Podemos também olhar para a movimento da coluna de manche a partir do bloco que
modela o servo-motor de piloto automático mais a coluna de manche, tal esquema pode ser
visto na Figura IV-11 baixo, e o movimento da coluna pode ser visto na Figura IV-12.
Figura IV-11 Scope para visualizar a entrada no sistema dinâmico.
Figura IV-12 Movimento da coluna, sinal de entrada
δ e no sistema CJ1 com emprego da arquitetura do
ERJ145.
122
IV.2 O modelo para arquitetura do EMB170
Para simular o modelo CJ1 levando em conta características da arquitetura do EMB170
incorporou-se uma função transferência de um atuador eletro-hidráulico como o da seção
II.1.1, pois o sistema de profundor do EMB170 é eletricamente comandado e hidraulicamente
potenciado (poderíamos incluir também um atraso devido ao tempo de processamento dos
computadores do sistema Fly-By-Wire). A Figura IV-13 abaixo mostra o diagrama de blocos
que foi utilizado para simular o CJ1 empregando o esquema do EMB170.
De maneira similar ao controlador PID ajustado para a simulação com a arquitetura do
ERJ145, o sisotool® foi utilizado no auxílio à sintonização de um PID para a nova
configuração no esquema semelhante ao adotado pelo EMB170 e, os ganhos do controlador
ficam, a partir do sisotool®, sendo:
C PID = 1.9
1 + 1.7 s + 0.83s 2
s
IV-11
Rearranjando os termos, temos:
C PID = 3.23 + 1.57 s +
1.9
s
IV-12
Portanto, da equação IV-7, temos:
Kp = 3.23
Kd = 1.57
Ki = 0.58
IV-13
O diagrama de blocos utilizado para simulação do modelo do CJ1 no esquema
EMB170 está mostrado abaixo.
123
Figura IV-13 Pitch Hold no arranjo do EMB170.
Na Figura IV-14 podemos ver a resposta da aeronave no ângulo de arfagem para um
comando como o da Figura IV-2.
Figura IV-14 Resposta em arfagem para o sistema da Figura IV-13.
124
Para o caso em que consideramos os sensores de ângulo de arfagem e de o pitch rate,
ver seção II.2.3, temos o diagrama de blocos da Figura IV-15 e a resposta deste sistema pode
ser visto na Figura IV-16.
Figura IV-15 Pitch Hold com sensores na malha.
Figura IV-16 Resposta para o arranjo ERJ170 com sensores na malha.
125
A visualização do movimento da coluna de manche pode ser visto na Figura IV-17
abaixo.
Figura IV-17 Movimento da coluna para arquitetura do EMB170.
IV.3 O modelo para arquitetura do B777
Para simular o modelo CJ1 segundo o esquema adotado pela Boeing no seu Boeing 777,
aqui referido como B777, considerou-se a presença do atuador eletro-hidráulico, mas não do
servo-motor de piloto automático, pois o sinal de comando do sistema de piloto automático do
B777 (AFDS) é enviado diretamente para o ACE, através do barramento FCDB, que por sua
vez age sobre a PCU da superfície correspondente. A Figura IV-18 mostra o diagrama de
blocos que foi utilizado para simular o CJ1 segundo o esquema do B777.
Similarmente à metodologia adotada nas duas simulações anteriores, o sisotool® foi
utilizado como ferramenta para sintonizar um PID e assim posicionar os pólos de malha
126
fechada do sistema dentro da região desejada. Vale lembrar que para este caso foi considerada
a ausência do bloco servo+coluna, o que resultou em ganhos diferentes dos ganhos da
arquitetura anterior para o controlador. O controlador final ficou sendo como:
C PID = 3.53
1 + 1.2s + 0.52s 2
s
IV-14
Rearranjando os termos, temos:
C PID = 4.28 + 3.24s +
2.68
s
IV-15
Portanto, da equação IV-7, temos:
Kp = 4.28
Kd = 1.84
Ki = 0.825
IV-16
O diagrama de blocos utilizado para simulação do modelo do CJ1 no esquema B777
está mostrado abaixo.
Figura IV-18 Pitch Hold no arranjo do B777.
Na Figura IV-19 podemos ver a resposta da aeronave no ângulo de arfagem para um
comando como o da Figura IV-2.
127
Figura IV-19 Resposta em arfagem para o sistema da Figura IV-18.
Para o caso em que consideramos os sensores de ângulo de arfagem e de o pitch rate,
ver seção II.2.3, temos o diagrama de blocos da Figura IV-20 e a resposta deste sistema pode
ser visto na Figura IV-20.
Figura IV-20 Pitch Hold com sensores na malha.
128
Figura IV-21 Resposta para o arranjo B777 com sensores na malha.
Para visualizarmos a movimentação da coluna no esquema Boeing, temos que
considerar o backdrive path descrito na seção III.6.4. Um filtro e o modelo de servo motor
anteriormente utilizado – agora como servo de backdrive – foi considerado para a realização
da simulação. No esquema de backdrive descrito pela bibliografia consultada [4], o filtro e o
modelo de atuador têm como sinal de entrada o comando gerado pelo sistema de piloto
automático. Assim, incluiu-se no diagrama da Figura IV-18 os blocos descritos na Figura
IV-22 para visualizarmos o movimento da coluna, que por sua vez está representado na Figura
IV-23.
129
Figura IV-22 Blocos para visualizar a movimentação da coluna no esquema B777.
Figura IV-23 Movimento da coluna do B777.
130
IV.4 Quadro comparativo
Um estudo comparativo envolveria uma análise mais completa e precisa de cada
arquitetura e seus componentes. Contudo, devido à impossibilidade de se chegar a tal nível de
detalhamento, um breve estudo comparativo pode ser realizado com base nos modelos
simulados e nos resultados obtidos.
A seguir, as variáveis anteriormente exibidas separadamente em gráficos distintos
ligados a respectiva arquitetura empregada, são agora apresentados de forma a possibilitar
uma comparação mais nítida da resposta de cada arquitetura ao comando executado.
Figura IV-24 Ângulo de arfagem.
Podemos reparar na semelhança da resposta do ERJ145 e do B777 devido à presença
de um único bloco – servo de AP ou atuador eletro-hidráulico – na malha direta. As
constantes de tempo destes dois subsistemas estão relativamente próximas, o que dobra a
131
constante de tempo do sistema de comando do EMB170, já que o servo de AP e o atuador
eletro-hidráulico estão associados em série, resultando numa maior atraso na resposta do
EMB170. Esta resposta poderia estar dentro dos requisitos supracitados se um trabalho mais
intenso na sintonia do controlador PID fosse empenhado. No entanto, este resultado não
compromete seu aproveitamento nas análises que seguem.
Figura IV-25 Movimento das colunas.
No capítulo a seguir, faz-se uma análise e comentários dos resultados e dados
observados neste capítulo e nos anteriores.
132
V Comparação das arquiteturas
Apesar das arquiteturas apresentarem diferenças entre si, sabemos que todas elas
cumprem os requisitos das normas de certificação aeronáutica [5], pois são aeronaves já
certificadas e amplamente testadas.
Na concepção de uma aeronave, a experiência acumulada pela empresa que se propõe a
desenvolvê-la, é fator fundamental para o sucesso do projeto, ou seja, para conceber um
produto de qualidade com baixos custos de produção e propriedade, alinhado ainda aos
anseios dos clientes, é necessário experiência e competência técnicas.
Em nossa comparação levantamos alguns itens que são relevantes na justificativa da
escolha da arquitetura de piloto automático e de comando de vôo que melhor se adapta à
proposta do CJ1.
V.1 Sistema Fly-By-Wire versus sistema tradicional de cabos-deaço e polias.
Os sistemas mecânicos de comando de vôo apresentam, principalmente para as grandes
aeronaves, configurações complexas e pesadas. Como descrito nos capítulos iniciais, as
primeiras aeronaves apresentavam um sistema puramente mecânico, em seguida houve um
avanço na indústria aeronáutica no momento em que componentes ativos foram acrescentados
para auxiliar, ou mesmo viabilizar, a operação de certas aeronaves. A tecnologia de sistemas
mecânicos de cabos e polias – em sistemas puramente mecânicos ou hidromecânicos – está
hoje totalmente dominada, o que garante um projeto de sistema de comando de vôo adequado
e com alto grau de confiabilidade e integridade. Como podemos ver na Tabela II-1 a
criticalidade de uma determinada função, desempenhada por um determinado sistema, está
133
intimamente ligada à probabilidade de falha que o mesmo deve apresentar. O reduzido
número de componentes encontrados num sistema mecânico, aliado à baixa taxa de falhas –
MTBF, do inglês mean time between failure – que tais componentes apresentam, implicam na
obtenção da requerida probabilidade de falha por meio de apenas um nível de duplicação de
sistema (redundância dupla ).
Como vimos no parágrafo acima, a criticalidade de uma função nada tem a ver com o
tipo de sistema empregado para realizá-la. Portanto, no emprego de um sistema puramente
eletrônico na execução de uma função crítica, são vários os modos de falhas que devem ser
analisados devido ao elevado número de componentes que um sistema eletrônico apresenta, o
que se traduz num acréscimo do nível de redundância necessário para obtenção de uma baixa
probabilidade de falhas (ou elevada confiabilidade). Porém, múltiplas redundâncias em
sistemas FBW podem ser facilmente obtidas a partir da duplicação de sistemas
computacionais e de cabeamento elétrico.
A aeronave ERJ145 possui o sistema de comando de leme e aileron hidromecânicos e o
sistema de comando do profundor puramente mecânico. No caso da Embraer, o domínio desta
tecnologia é total, o que possibilitaria um rápido desenvolvimento de um sistema de comando
de vôo mecânico para a aeronave CJ1; idem para o sistema de controle automático de vôo
(AFCS). Porém, nos estudos de mercado realizados durante a Fase I do PEE [14], observou-se
entre os compradores de aeronaves executivas e, mesmo entre outros fabricantes de aeronaves
executivas, uma certa tendência à rejeição do sistema puramente mecânico neste tipo de
aeronave, pois é sabido que os sistemas FBW melhoram características de desempenho e
manutenção, minimizando alguns custos.
O sistema FBW apresenta inúmeras vantagens em relação aos sistemas mecânicos,
como por exemplo, melhoria das características da resposta dinâmica para cada ponto de
operação no envelope de vôo através de escalonamento de ganhos nas malhas de controle [6].
134
Outra vantagem é a incorporação, no próprio sistema FBW, de funções especiais como
proteção do envelope de vôo, compensação (trimagem) automática em função do peso da
aeronave, sistema de AP altamente integrado, equalização de force-fighting, incorporação de
um Sistema de Aumento de Estabilidade (SAS), etc. A agilidade e o ganho de desempenho
providos pela adoção de um sistema FBW é o que justifica a tendência atual das aeronaves de
incorpá-lo, principalmente as aeronaves do setor corporativo/executivo. Podemos ainda citar a
exclusão das não-linearidades – como zonas mortas e backlashes – presentes nos modelos
com sistemas puramente mecânicos. Se não levadas em conta durante a fase de
desenvolvimento, estas não-linearidades podem representar alterações na resposta do sistema
para determinados pontos da operação.
Neste estudo vimos que o sistema de comando de vôo do B777 e do EMB170 são
sistemas FBW. Apesar das diferenças encontradas nos níveis de redundância e até nas
funcionalidades de cada projeto, ambos atendem aos requisitos segurança e confiabilidade,
RBHA 25 [5]. Como salientado anteriormente, a adoção de um sistema de comando de vôo
eletricamente sinalizado, ou Fly-By-Wire System, é visto com bons olhos pelos compradores
pertencentes à fatia do mercado aeronáutico de jatos executivos ou corporate jets.
Para a Embraer em particular, o desenvolvimento de um sistema FBW, como visto no
projeto da nova família 170/190, está sendo parte de uma intensa força tarefa de engenharia
que visa projetar um moderno e adequado sistema de comando das superfícies de controle.
Apesar da Boeing não ter sido a pioneira no emprego de sistemas Fly-By-Wire em aeronaves
civis6, seu sistema eletrônico de comando de vôo e pilotagem automática é considerado
bastante seguro. Porém a grande complexidade e o elevado custo não-recorrente do projeto
são pontos a considerar num novo projeto como o do CJ1.
6
Coube a Airbus, no seu avião A320, o pioneirismo do emprego da tecnologia Fly-By-Wire em aeronaves civis,
Naidu [21].
135
V.2 Sistema de controle automático de vôo (AFCS)
Vimos que o ERJ145 apresenta uma arquitetura simplex e fail-passive para o sistema de
piloto-automático. Porém, nada impediria a incorporação de um segundo módulo de AP no
IC-600-2 caso houvesse necessidade. A arquitetura do AFCS do EMB170 é uma arquitetura
dual-dual e fail-operational, o que na prática se traduz num sistema que apresenta dois níveis
de monitoramento num esquema active-standby. Já o B777 possui uma arquitetura triplex e
fail-operational para o caminho de atuação do AFCS (frontdrive path [15]) e dual-dual failpassive para o sub-sistema de sensibilização da tripulação (backdrive path) – para operação
CATIIIa, a presença de dois atuadores de backdrive no esquema active/active, tornam o
sistema fail-operational para esta fase de vôo.
Embora apresentando diferenças entre si, as aeronaves Embraer apresentam uma notória
e particular diferença em relação ao B777. De uma maneira geral, independentemente do
sistema primário de comando de vôo ser ou não Fly-By-Wire, a interface do sistema de
controle automático de vôo (AFCS) com o sistema de comando de vôo (FCS) nas aeronaves
Embraer se dá por meio de um servo-motor que dirige a coluna, volante e pedal de leme. Este
servo-motor atua através de um acoplamento mecânico entre seu eixo e o respectivo cockpit
control, ou seja, tanto no caso do ERJ145 como no caso do EMB170, a origem do comando
da superfície de controle – piloto/co-piloto ou AFCS – fica totalmente transparente para o
sistema de comando de vôo (consultar Figura III-9). Já na aeronave B777 o AFCS ou AFDS,
assim denominado pela própria Boeing, está quase que totalmente integrado ao sistema
primário de comando de vôo, já que os comandos gerados pelo AFCS do B777 chegam até o
ACE por meio do FCDB e, o movimento dos cockpit controls para sensibilização da
tripulação, é realizado por um caminho totalmente independente chamado de backdrive path,
que não interfere no comando enviado pelos computadores de AFCS (Figura III-19). É bem
verdade que o sistema do B777 apresenta um nível de integração bem maior, podendo até
136
talvez desempenhar algumas funções automáticas mais eficientemente. Porém, podemos
observar que não existe diferença considerável nas arquiteturas das aeronaves quando
comparamos o sistema integrado do B777 com o sistema que utiliza servo-motores como o do
ERJ145; podemos visualizar a simulação proposta ilustrada na Figura IV-24.
O mesmo deveria acontecer para o EMB170. Porém, pelo fato da inserção do servomotor de AP e do atuador eletro-hidráulico na malha direta, que implicou num respectivo
aumento da constante de tempo deste sub-sistema, a resposta da aeronave para a configuração
empregada no EMB170 se mostra mais pobre em relação às demais, o que não compromete a
operação segura e dentro dos requisitos de qualidade de vôo para esta aeronave. Em havendo
tempo hábil para realização de uma melhor sintonia dos compensadores da malha de controle
então proposta, este sistema, arquitetado sobre o quê hoje é empregado no EMB170, seria
perfeitamente adequado aos requisitos descritos no capítulo IV.
V.3 Confiabilidade
Qualquer sistema de qualquer aeronave certificada para operar no Brasil, e em quase
todos os países do mundo, devem apresentar uma boa confiabilidade com relação ao seu
funcionamento. Para o sistema de comando de vôo, ou mesmo do sistema de controle
automático de vôo (AFCS), a garantia do nível mínimo de confiabilidade é alcançada através
da elaboração do projeto de acordo com normas que os regulamentam. Para se projetar um
avião comercial com capacidade superior a 19 pessoas, por exemplo, o regulamento
RBHA/FAR/JAR 25.1309 é o principal requisito de projeto que irá garantir a confiabilidade
de qualquer sistema a ser projetado para tal aeronave. Após uma minuciosa análise de
segurança, ou do inglês system safety assessment, o nível de criticalidade de cada função é
estabelecido. A partir daí, os regulamentos normativos como FAR, JAR e RBHA guiam o
projeto do produto e os processos para alcançar o nível de confiabilidade por eles exigidos.
137
Analisando as três arquiteturas apresentadas podemos observar a presença tradicional na
Boeing de um sistema mais conservativo no B777; fica fácil observá-lo principalmente pelo
nível de redundâncias e dissimilaridades encontradas em tal sistema. O sistema empregado
nas aeronaves Embraer também cumpre com todos os requisitos de confiabilidade e
segurança, garantindo a operação adequada das aeronaves apesar da redundância
relativamente menor. O uso de mecanismos de monitoramento aliado a uma segregação bem
projetada, fazem das aeronaves Embraer uma das mais seguras do mercado.
V.4 Manutenção
Basicamente, o tipo de manutenção que mais se exige em aeronaves é a manutenção
preventiva. A facilidade com que as falhas podem ser detectadas e que os componentes com
falhas podem ser substituídos é um fator crítico para ser analisado.
No sistema do ERJ145 a verificação periódica do sistema de cabos e polias requer mais
tempo, implicando num maior custo de manutenção da frota se o considerarmos no longo
prazo. Além disso, o elevado número de peças e a presença de zonas mortas e backlashes
também se traduzem em complicações práticas na hora de realizar a manutenção. Outro fator
a ser considerado é o maior número de janelas de inspeção que deve ser previsto durante a
fase de projeto do avião.
Os sistemas Fly-By-Wire possuem recursos de hardware e software que executam testes
automáticos para verificar a consistência do sistema e do mecanismo de monitoramento. Por
exemplo, no EMB170 um autoteste (BIT), incluído nos próprios ACEs e FCMs, é executado
cada vez que a aeronave é ligada; este teste verifica a consistência do sistema de
monitoramento, checando se tudo está funcionando adequadamente. Caso alguma falha seja
detectada, o autoteste emitirá uma mensagem adequada e registrará a mesma num histórico a
138
ser analisado posteriormente. Dependendo da criticalidade associada à função que apresentou
erro durante o P-BIT, o avião não poderá ser despachado sem antes ter sua avaria reparada.
Além dos BITs, computadores dedicados à manutenção recebem informações
detalhadas sobre as falhas que porventura tenham ocorrido antes, ou durante o vôo. Tal
recurso possibilita uma investigação rápida e detalhada de falhas ocorridas durante o vôo e,
conseqüentemente, exibe também um ganho no tempo gasto para se fazer manutenção. No
EMB170 existe um computador dedicado (CMC) que recebe e armazena todas as informações
referentes a quaisquer falhas que possam ocorrer em qualquer sistema da aeronave, inclusive
no FCS e/ou no AFCS.
Tais sistemas computadorizados também podem ser encontrados em aviões que
empregam sistemas mecânicos ou hidromecânicos de comando de vôo. Porém, há de se
considerar o elevado grau de integração, com o sistema computadorizado de manutenção, que
um sistema FBW pode apresentar.
Portanto, ao considerarmos os custos no médio ou longo prazo, a manutenção de um
sistema eletricamente sinalizado, apresenta menores custos que a de um sistema de cabos e
polias, mesmo sendo uma LRU, ou placa de circuito, mais cara que uma peça mecânica.
A tendência atual dos fabricantes de sistemas aviônicos e de comandos de vôo, é
conceber arquiteturas distribuídas em componentes multi-funções tal que, um único cartão
eletrônico seja capaz de desempenhar várias e diferentes funções, estando estas condicionadas
apenas ao software incorporado ao cartão, ou seja, o mesmo part number que ora funcionaria
como processador do FCS poderia também funcionar como processador de AP, desde que
uma nova rotina fosse carregada na memória do cartão.
Do ponto de vista de manutenção, esta hipótese seria ideal ao considerarmos a
necessidade de estoque de um único tipo de peça que se ajustasse à diferentes funções. Neste
sentido, o sistema de controle automático de vôo do EMB170 poderia representar uma
139
diminuição de custos se sua arquitetura fosse totalmente “distribuída” como descrito
anteriormente. Contudo, o que se tem hoje representa um avanço em termos de tecnologia,
mas não uma certeza de menores custos de manutenção corretiva, pois um cartão de AIOP
pode onerar a empresa tanto, ou mais, que uma LRU do AFCS do ERJ145.
V.5 Certificação
Como já descrito no item V.3, para entrar em operação uma aeronave deve possuir um
determinado grau de confiabilidade adequado à sua categoria de operação. O Certificado de
Aeronavegabilidade (CA) é o documento formal que garante o atendimento de tais níveis de
confiabilidade para a respectiva aeronave. Para obter o Certificado de Aeronavegabilidade, de
acordo com as disposições do Código Brasileiro de Aviação Civil (Lei 7565 de 16 de
Dezembro de 1986), a aeronave deverá ser inspecionada e examinada. Os requisitos de
segurança de uma aeronave, relativos ao seu projeto, componentes, peças de reposição,
construção, montagem e instalações de manutenção, deverão ser determinados pelo governo
que, no caso do Brasil, é exercido pelo DAC e pelo CTA através de seu Instituto de Fomento
Industrial (IFI) por meio da aplicação dos requisitos de projeto e procedimentos do
Regulamento Brasileiro de Homologação Aeronáutica (RBHA).
O RBHA define todos os requisitos e processos necessários para emissão do certificado
de homologação de tipo (CHT), certificação de homologação de empresa (CHE) e o
certificado de aeronavegabilidade (CA) da respectiva aeronave.
Semelhantemente ao RBHA, os Estados Unidos da América têm como norma o Federal
Aviation Regulation (FAR) e a União Européia o Joint Aviation Regulation (JAR).
Subdividido em partes e sub-partes os regulamentos apresentam requisitos diferentes para
diferentes tipos de aeronaves ou partes. Por exemplo, o RBHA 21 estabelece os certificados
aplicados às aeronaves e os procedimentos para obtê-los. Já o RBHA 23 define os padrões de
140
aeronavegabilidade para aeronaves da categoria normal, acrobática ou regional, assim como o
RBHA 25 define os padrões de aeronavegabilidade para as aeronaves da categoria transporte.
No caso das aeronaves estudadas neste trabalho o RBHA/FAR/JAR PART 25 foi o
regulamento que norteou o projeto das aeronaves para que as mesmas pudessem obter seus
respectivos Certificados de Aeronavegabilidade. Dentre outras, as sub-partes do Regulamento
25 que mais se relacionam com o projeto de sistemas de comando de vôo e de piloto
automático são: RBHA 25.161, 25.181, 25.207, 25.231, 25.233, 25.345, 25.373, 25.395,
25.399, 25.405, 25.409, 25.457, 25.507, 25.601, 25.603, 25.655, 25.657, 25.671, 25.672,
25.675, 25.683, 25.685, 25.689, 25.693, 25.699, 25.701, 25.703, 25.777, 25.904, 25.1301,
25.1307, 25.1309, 25.1322, 25.1329, 25.1335, 25.1435, 25.1503, 25.1511, 25.1513, 25.1555,
etc.
Além da garantia da operação adequada da aeronave quando em condição normal de
vôo, o processo de certificação concentra-se também na análise de modos de falhas e na
observação do comportamento da aeronave sob essas condições. Uma vez testadas e
verificadas todas as condições necessárias e previstas para a manutenção de um vôo seguro, a
certificação é obtida. No caso do emprego de tecnologias novas ainda não detentoras de
certificação por parte de seu fabricante ou montador, o processo de certificação da aeronave
se torna mais demorado. No caso do EMB170 várias testes de certificação para obtenção do
CHT, foram executados através de “rigs”7 de ensaios, e de ensaios em vôo nos aviões
protótipos.
Atualmente, com a solidificação da tecnologia Fly-By-Wire, a dissimilaridade através de
duas formas de controle totalmente distintas – por exemplo, através de um backup mecânico
de um sistema de comando de vôo eletro-hidráulico – vem sendo eliminada devido ao elevado
grau de confiabilidade alcançado por componentes eletrônicos analógicos, aliado a esquemas
7
São laboratórios que reproduzem o(s) sistema(s) e as condições existentes na aeronave.
141
de redundância e monitoramento. No caso do EMB170 o fato dos P-ACEs serem analógicos
garante um nível adequado de confiabilidade ao sistema mesmo quando operando no modo
Direct. Vale lembrar que sempre é mais caro certificar um sistema que emprega uma única e
nova tecnologia, mesmo que com múltiplas redundâncias, do que um sistema totalmente
dissimilar (com a redundância utilizando tecnologia previamente certificada). Tanto para o
EMB170 como para o B777 não existe qualquer backup mecânico para o sistema de comando
de vôo. No EMB170 o esquema active/standby dos atuadores, a segregação do sistema
hidráulico e dissimilaridade de suas fontes e os BITs do FBW System, garantem a diminuta
propensão a falhas catastróficas no sistema de comando de vôo (arquitetura dual-dual e failactive).
V.6 Custo
Na questão dos custos podemos deduzir que alinhando o projeto do CJ1 com uma
arquitetura do tipo da empregada no B777 incorreríamos numa elevação de custos que talvez
inviabilizasse o projeto. O esquema do B777 apesar de seguro, eficaz e já solidificado no
mercado, exibe um custo muito elevado considerando-se o projeto “partindo do zero”.
O emprego de uma tecnologia Fly-By-Wire do tipo visto no EMB170 vem de encontro
com a possibilidade da concepção de uma aeronave corporativa derivada da família 170/190.
Visando a comunalidade entre projetos, esta opção se mostra viável, já que a Embraer detém a
certificação de seu sistema FBW e de seu sistema de piloto automático (AFCS) – com várias
funções agregadas em relação aos sistemas do ERJ145.
Em suma, todo o custo para se desenvolver um novo projeto de sistema de comando de
vôo e de piloto automático para a aeronave CJ1, já teria sido gasto no desenvolvimento dos
sistemas dos aviões da família 170/190, se estes últimos fossem adotados em nossa aeronave
CJ1.
142
Ao se optar por um corporativo sem sistema Fly-By-Wire de comando de vôo, o
esquema do ERJ145 seria adotado face ao amplo e total domínio tecnológico do mesmo por
parte da Embraer. A maior parte dos custos de projeto adviriam das adaptações e/ou
modificações no sistema que porventura viessem a ser necessárias.
Tanto no ERJ145 e mais acentuadamente no EMB170, o conceito de parceria foi
amplamente adotado pela Embraer no intuito de diminuir custos e tempo de projeto além de, é
claro, compartilhar os riscos associados a um empreendimento deste porte. O parceiro possui
uma maior responsabilidade inerente ao contrato, pois ele não é apenas um fornecedor de
peças ou equipamentos, mas sim um parceiro de risco que irá compartilhar do sucesso ou não
do produto no mercado.
V.7 Riscos tecnológicos
É visível e notória a necessidade de se pesquisar e desenvolver novas tecnologias para
melhorar as características de vôo das aeronaves. Porém, devem ser analisados também os
riscos associados ao funcionamento não adequado do sistema quando pronto, ou do não
cumprimento do cronograma inicialmente proposto. A Boeing tem tradição em desenvolver e
aplicar novas tecnologias em suas aeronaves, como exemplo podemos citar o emprego, no
B777, do barramento ARINC 629 desenvolvida pela própria Boeing. Podemos falar também
da própria Airbus que foi a pioneira no emprego de sistemas Fly-By-Wire em aeronaves civis,
além de adotar um sistema de cockpit control sem feedback path, ou seja, o piloto comanda o
avião através de um sidestick que não se move automaticamente quando o piloto automático
está comandando a aeronave. Muitos pilotos preferem o sistema convencional, como os das
aeronaves Boeing e Embraer, à este utilizado pela Airbus.
Sem dúvida a Embraer é a que, intuitivamente, corre maior risco ao empregar uma nova
tecnologia, como os sistemas Fly-By-Wire, em suas aeronaves. No entanto, a parceria e total
143
integração com os respectivos fabricantes dos equipamentos, a contratação de profissionais
externos com amplo conhecimento na área e um grande investimento no treinamento de seus
próprios profissionais, estão garantindo à Embraer o sucesso que se verifica no programa
170/190.
V.8 Outros aspectos
Com relação ao peso podemos dizer que devido ao elevado nível de redundância
apresentada pelo B777, seu sistema é o mais pesado. Neste ponto temos ainda que acrescentar
a presença de todo um sistema de backdrive que contribui para o aumento de peso.
Mesmo com a presença de um servo-motor de piloto automático o sistema empregado
no EMB170 é mais leve que o do B777. Uma curiosidade a ser ressaltada é que a Embraer
não obteve ganho de peso no emprego de um sistema FBW em substituição de um
hidromecânico, pois toda a proteção de cablagem, blindagem de fios e outros aspectos ligados
ao Fly-By-Wire System, deixaram o sistema do EMB170 ligeiramente mais pesado que o
sistema convencional empregado no ERJ145.
O peso dos sistemas de comando de vôo tende a crescer substancialmente em função do
tamanho da aeronave ou do número de passageiros, representando um fator bastante relevante
ao se projetar aeronaves de grande porte, ver Figura V-1. Por outro lado, o peso de um
sistema eletro-hidráulico de comando de vôo, praticamente não cresce em função dessas
variáveis já que alterações ou ampliações funcionais num sistema FBW representam apenas
alterações de software.
144
Figura V-1 Representação da variação de peso dos sistemas de comando de vôo em função do número de
passageiros ou do peso da aeronave.
Ainda sobre a figura acima, podemos considerar a abscissa, ou número de passageiros,
diretamente proporcional ao peso (ou tamanho) da aeronave, ou seja, para aeronaves de
grande porte fica evidente que o FCS da mesma será muito mais pesado se este fosse um
sistema mecânico ou hidromecânico que se fosse um sistema FBW. Contudo, esta
comparação não necessariamente se aplica a aeronaves de pequeno porte. Pois, se levarmos
em conta, durante o projeto conceptual da aeronave, as funções de aumento de estabilidade
que um sistema FBW pode oferecer, poderíamos sustentar uma diminuição de peso estrutural
das superfícies de controle ou até mesmo da fuselagem da aeronave. Devido a essa
diminuição de peso estrutural, causada pelo emprego do sistema FBW, poderíamos verificar
que, para um determinado número de passageiros, o peso estrutural de determinada aeronave
seria um variável dependente do sistema de comando de vôo a ser empregado. Portanto, a
comparação da curva para os pontos onde o sistema FBW se mostra mais pesado que o
mecânico na Figura V-1 não mais teria validez.
145
Com relação às condições de operação para a tripulação, a interface entre o AFCS e o
FCS pode modificar consideravelmente as condições de pilotagem. Parte dos pilotos prefere o
esquema com manche, adotado pela Boeing e Embraer, ao sistema com sidestick empregado
pela Airbus em suas novas aeronaves comerciais. Estes pilotos, geralmente já acostumados
com a sensação propiciada pelos movimentos realimentados, afirmam que é fundamental e
indispensável a presença de movimentos da coluna, volante e pedal para que o piloto se
oriente com relação à posição tomada pela superfície de controle por meio do sistema
automático. Porém, existe uma outra corrente defensora da premissa de que o piloto não se
baseia em movimentos do manche para se orientar com relação à atitude da aeronave,
importando-lhes apenas a reação do avião. Neste ponto eles concluem que não seria
necessário nenhum tipo de realimentação de informações através de movimentos automáticos
do manche ou pedal justificando, então, o emprego do joystick ou sidestick nas aeronaves
comerciais.
V.9 Discussão dos resultados do capítulo IV
Com o intuito de enriquecer o trabalho e torná-lo menos qualitativo, realizou-se
simulações dinâmicas de um modelo linearizado da aeronave CJ1 para levantar possíveis
comportamentos que pudessem desabonar o emprego de alguma arquitetura. Como não
detínhamos o conhecimento exato do modelo utilizado pelas empresas aqui estudadas, optouse por simular o modelo linearizado da aeronave CJ1, controlado por um simples
compensador PID. Tal controlador foi sintonizado com o auxílio da ferramenta sisotool®
inerente ao próprio MATLAB®. Após a obtenção da função de transferência do ângulo de
arfagem
θ (s ) ,
δ p (s )
a mesma é carregada no ambiente do sisotool®, donde localizam-se os pólos de
malha fechada do sistema. Em seguida, obtemos a visualização gráfica dos requisitos de
projeto em termos de tempo de subida e máximo sobressinal (referir-se ao capítulo IV). Uma
146
vez introduzido, o controlador PID pode ser sintonizado de modo a realocar os pólos de malha
fechada dentro da região desejada visualizada na janela do sisotool® como mostra a Figura
IV-6. Através da Figura IV-8 e Figura IV-10 podemos verificar que a resposta do sistema
empregado no ERJ145 está adequada, dentro de uma certa tolerância observada com a
sintonia do PID, aos níveis de qualidade de vôo requeridos (quando estes podem ser
simplificados em grandezas como ξ – máximo sobressinal – e ωd – tempo de subida). Com a
introdução da função de transferência do atuador eletro-hidráulico e da FT do servo-motor de
AP na, então chamada, arquitetura EMB170, verificamos uma certa distorção na resposta da
aeronave devido ao comportamento que tais componentes introduzem – aumento da constante
de tempo. Apesar dessa resposta diferir das obtidas nas demais arquiteturas, o resultado não
compromete o desempenho do sistema real, já que devemos lembrar do caráter ilustrativo de
tais simulações e que, na prática, teríamos mais informações sobre o sistema e mais recursos
para adequar a resposta da aeronave aos requisitos de qualidade de vôo. Vale reiterar que por
este motivo a resposta do EMB170 exibe menor qualidade que as demais, porém, esta não se
caracteriza obsoleta ou impraticável.
No B777 voltamos a verificar que com a retirada do servo-motor o sistema voltou a se
comportar semelhantemente ao sistema do ERJ145.
Uma observação a se fazer é que o transiente que se verifica nos comandos (coluna) de
cada arquitetura é rápida e pode representar, na prática, uma pequena oscilação e subseqüente
acomodação da posição da coluna. Nesse ponto vemos que o movimento do na coluna do
ERJ145 exibiu maior amplitude (Figura IV-25).
147
VI Conclusões
Todas as arquiteturas descritas neste trabalho apresentaram e, ainda apresentam nos
dias atuais, sua respectiva eficiência para o tipo ou categoria de operação a que servem. No
entanto, quando se observam os diversos fatores amplamente discorridos neste estudo, podese concluir que a arquitetura do EMB170 é a mais adequada para nossa aeronave dentro do
que foi proposto como requisito de projeto e dentro das soluções economicamente viáveis
para a empresa.
Como vimos, a arquitetura exibida pela aeronave EMB170 contempla um sistema failoperational e dual-dual para o sistema de comando de vôo e para o sistema de controle
automático de vôo. Além de satisfazer à questão técnica, a adoção de uma arquitetura de FCS
e AFCS similar à encontrada no EMB170, também se mostra viável por casar-se
perfeitamente com a intenção inicial de se adaptar uma aeronave da família 170/190 para
operar no mercado corporativo/executivo.
Com a adoção deste sistema no CJ1, estaremos mantendo o alto grau de comunalidade
entre as aeronaves Embraer, reduzindo os custos de projeto preliminar – já que seriam
necessárias apenas adaptações no sistema eletrônico para ajustar os ganhos às novas
características da planta –, reduzindo custos de treinamento de pessoal de manutenção e,
aliado a tudo isso, o perfeito cumprimento de todos os requisitos normativos que se aplicam a
tal categoria de aeronave. Em suma, todo know-how adquirido pela Embraer durante o projeto
da família 170/190 no projeto de sistemas de comando de vôo e de piloto automático seria
aproveitado na concepção e fabricação do CJ1, o que aliaria redução de custos com qualidade
do produto.
148
Outro fator, já aqui citado, é o da rejeição, por parte dos consumidores desta peculiar
fatia do mercado de aviação civil, de aeronaves comandadas mecanicamente, pois neste caso
o CJ1 já estaria em desvantagem em relação a seus concorrentes. Aliás, hoje já se fala até na
fabricação de jatos executivos supersônicos.
Portanto, as características e funções propiciadas pelo sistema Fly-By-Wire já
empregado no EMB170, seriam quase que automaticamente incorporados na aeronave
corporativa CJ1. A questão da arquitetura distribuída encontrada no sistema Primus Epic® do
EMB170/CJ1 vem de encontro com a tendência atual do emprego de sistemas eletrônicos de
última geração em novos projetos de aeronaves civis. Os níveis de confiabilidade e
integridade do sistema são obtidos através de um projeto coerente com as normas
regulamentadoras e viabilizados através do uso de redundâncias adequadas e mecanismos de
monitoramento, esteja este implementado via software ou via hardware.
O sistema de controle automático de vôo do CJ1 contemplaria também uma
arquitetura dual-dual para os circuitos de controle e comandaria as superfícies aerodinâmicas
através de servo-motores acoplados diretamente aos cockpit controls (coluna e volante) como
mostra a Figura III-13 e a Figura III-14. Os monitores das funções de AP, a redundância dos
cartões de controle, a segregação de hardware e os diversos modos de AP, inclusive a
operação em CATIII quando do uso de um terceiro servo-motor de AP para o leme, garantem
o cumprimento das exigências de mercado e das autoridades certificadoras para este tipo de
aeronave, como, por exemplo, operação fail-operational para autopouso.
Como salientado nos itens IV.4 e V.9, não detínhamos o conhecimento exato dos
modelos de cada aeronave e dos respectivos controladores para ajustar os mesmos à qualidade
de vôo desejada – tempo de subida (tr) de 2 segundos e máximo sobressinal (MP) de 15 %.
Portanto, propôs-se a simulação do modelo linearizado do CJ1 e da incorporação de
elementos na malha de controle que pudessem, de alguma maneira, reproduzir as diferenças
149
nas arquiteturas estudadas apenas por retirar ou realocar elementos na malha. A resposta
dinâmica do modelo linearizado do CJ1 incorporando a arquitetura do EMB170 poderia estar
dentro dos requisitos supracitados se um trabalho mais intenso na sintonia do controlador PID
do mesmo fosse empenhado. Como o desenvolvimento de um controlador para o modo pitch
hold não foi o enfoque principal do trabalho, as considerações levantadas e justificadas a
partir das simulações desenvolvidas no capítulo IV, exercem um caráter mais ilustrativo e de
complementação do que propriamente de critério de escolha da arquitetura.
Traçando uma comparação sucinta entre as aeronaves estudadas, podemos construir a
Tabela VI-1 abaixo mostrada, ressaltando a aplicabilidade de cada arquitetura na aeronave
CJ1.
Tabela VI-1 Quadro comparativo da aplicabilidade de cada arquitetura na aeronave CJ1.
Aspectos
ERJ145
EMB170
B777
Custos de Desenvolvimento
**
***
*
Custos de Manutenção
*
**
***
Certificação
**
***
*
Integração FCS/AFCS
*
**
***
Confiabilidade/Segurança
***
***
***
Peso do Sistema
***
**
*
Qualidade de vôo
**
***
***
Riscos Tecnológicos
***
*
**
Fatores humanos (operação)
**
***
***
Aceitação do mercado
*
***
***
*** : representam o “melhor” ou “mais viável” avião associado ao respectivo critério
em análise, o que implica na variação do significado formal das três estrelas
150
(***), pois ora elas significam “maior” [qualidade de vôo], ora “menor” [custo
de desenvolvimento];
** : duas estrelas representam um valor comparativo intermediário entre uma estrela e
três estrelas;
* : conclusivamente, o adjetivo “pior” ou a locução “menos viável” estão associados à
uma única estrela (*) no respectivo critério em análise.
Atribuindo a cada estrela o valor 1 e, perfazendo-se a somatória dos pontos que cada
arquitetura obteve em cada critério, vemos que a arquitetura do EMB170 obteve maior
pontuação com 25 estrelas ou pontos, seguida pelas arquiteturas do B777, 23 pontos e do
ERJ145 com 20 pontos.
Para futuros trabalhos, derivados do estudo aqui apresentado, pode-se sugerir uma
pesquisa mais profunda em cada item do capítulo V como, por exemplo, a questão da
manutenção a curto e a longo prazo e seus respectivos custos associados.
Porém, considerando todos os aspectos levantados durante as análises, podemos
salientar o fato de que o sistema FBW empregado no avião EMB170 não contempla
totalmente o eixo de rolamento, já que os ailerons do mesmo são hidromecânicos. Além disso,
durante o projeto preliminar da aeronave CJ1 constatou-se que, devido à natureza adaptada de
sua fuselagem, o conjunto de cauda, principalmente a empenagem vertical, teria que ser reprojetada, sendo seu volume consideravelmente maior que o volume da empenagem vertical
original do EMB195. Com este aumento de volume e conseqüente aumento de peso, a
aeronave CJ1 não obteve o alcance inicialmente sugerido de 6000 milhas náuticas (nm).
Portanto, sugere-se como trabalho futuro, estudar a viabilidade de se fazer uma
atualização do sistema Primus Epic® e de alguns outros componentes do sistema de comando
de vôo do CJ1.
Esta atualização poderia incorporar um sistema ativo de aumento de
151
estabilidade (Stability Augmentation System – SAS) – o que talvez viabilizasse a manutenção
do conjunto de cauda original da família 170/190 no projeto CJ1 – e um comando de
rolamento totalmente fly-by-wire (neste ponto os ailerons também seriam comandados
eletricamente). Assim, a aeronave CJ1 talvez pudesse ter seu desempenho melhorado e
alcançar as 6000 nm inicialmente requeridas.
Um outro ponto a se considerar como um futuro estudo seria a viabilidade de uma
total integração do sistema de controle automático de vôo (AFCS) com o sistema de comando
de vôo (FCS) de maneira tal que o AFCS enviaria seus comandos diretamente para os PACEs – via ASCB/FCM/CAN – e não mais via servo-motores de AP, sendo estes últimos
empregados apenas na realimentação, para a tripulação, da ação tomada pelo AFCS – assim
como o esquema backdrive do B777 o faz.
Contudo, fica a critério do leitor interessado, consultar as referências a montante
citadas, para elaborar qualquer outro estudo relativo à questões que envolvam sistemas de
comando de vôo e/ou sistemas de controle automático de vôo.
152
VII Referências
[1]
ADADE Filho, A. “Análise de Sistemas Dinâmicos”. Versão 2.1. São José dos
Campos: Centro Técnico Aeroespacial, Instituto Tecnológico de Aeronáutica, 2000.
[2]
BISHOP, R. H. “Modern Control Systems Analysis and Design Using MATLAB®”.
New York: Addison-Wesley Publishing Company, 1993.
[3]
BLAKELOCK, J. H. “Automatic Control of Aircraft and Missiles”. New York: John
Wiley & Sons Inc, 1965.
[4]
BOEING COMMERCIAL AIRPLANE GROUP. “777 Flight Control System
Description Document”. Washington, [1991]. 426 p.
[5]
BRASIL. Leis, decretos, etc. Portaria nº 285/DGAC de 06 de agosto de 1990 “RBHA
25: Requisitos de Aeronavegabilidade – Aviões Categoria Transporte”. Brasília: Diário
Oficial da União, 4 set. 1990.
[6]
COLLINSON, R. P. G. “Fly-By-Wire Flight Control”. Computing & Control
Engineering Journal, Aug. 1992. p. 140-152.
[7]
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Electronic Systems Magazine, IEEE, Volume: 8, Issue: 3, 1993. p. 53-56.
[8]
EISMIN, T. K. “Aircraft Electricity & Electronics”. 5th ed. int. New York:
Macmillan/McGraw-Hill, 1994.
[9]
EMPRESA BRASILEIRA DE AERONÁUTICA. “Manual de Treinamento ERJ 145 –
Comandos de Vôo”. Eugênio de Melo, 2002.
[10] FARAT, J. F. D. “Análise Dinâmica de um Piloto Automático no Modo de
Aproximação (Modo de Compensação Automática de Potência)”. 1995. Dissertação de
Mestrado em Sistemas e Controle. Centro Técnico Aeroespacial, Instituto Tecnológico
de Aeronáutica, São José dos Campos, 1995.
[11] FIELDING, C. “The Design of Fly-By-Wire Flight Control Systems”. United Kingdom
Automatic Control Council Annual Lecture, Royal Aeronautical Society, Inglaterra,
153
Março de 2001. (disponível em http://www.shef.ac.uk/acse/ukacc/activities/ukacclecture/flybywire.pdf ).
[12] GREEN, W. L. “Aircraft Hydraulic Systems”. Chichester: Wiley Interscience
Publication, 1985.
[13] GRIES, M. J. “System Engineering for the 777 Autopilot Flight Director System”.
Proceedings, 14th Digital Avionics Systems Conference, 1994. p. 403-409.
[14] GRIJO, L. F. et al. “CJ1 Aircraft Preliminary Design”. 2º Congresso Temático de
Aplicações de Dinâmica e Controle da SBMAC, Seção de Projetos Aeronáuticos. São
José dos Campos, 2003. p. 3030-3060. CD-ROM.
[15] HORNISH, R. R. “777 Autopilot Flight Director System”. Proceedings, 14th
AIAA/IEEE Digital Avionics Systems Conference, 1995. p. 151-156.
[16] KOUVSHINOV, V. M. “Aircraft Control System”. Engineering Specialization
Program Course. São José dos Campos: [Russian] Central Aero-Hydrodynamics
Institute, 2002.
[17] LEIGH, J. R. “Control Theory, a Guided Tour”. London: Peter Peregrinus, 1997.
[18] McLEAN, D. “Aircraft Flight Control Systems”. Cambridge: Prentice Hall
International Ltda, 1990.
[19] MUIR, E. A. M. “Robust Flight Control Design Challenge Problem Formulation and
Manual: the High Incidence Research Model (HIRM)” Relatório GARTEUR TP-0884, 1996, (http://www.nlr.nl/public/hosted-sites/garteur/ag08/pdf/tp0884.pdf).
[20] NAIDU, A. K. “Airbus A340 Flight Control System”. University of Virginia,
Department of Computer Science, Dec. 2002. 12 p.
[21] NELSON, R. C. “Flight Stability and Automatic Control”. International ed. New York:
McGraw-Hill Book Co, 1989.
[22] NEVES, H. P. The “MATLAB® Versão do Estudante. Guia do Usuário”. Rio de
Janeiro: Makron Books do Brasil Ltda, 1997.
154
[23] OGATA, K. “Engenharia de Controle Moderno”. Rio de Janeiro: Livros Técnicos e
Científicos, 1998.
[24] PALLETT, E. H. J. “Automatic Flight Control”. London: Granada Publishing Limited,
1979.
[25] RAYMER, D. P. “Aircraft Design: A Conceptual Approach”. Washington DC:
American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc, 1989.
[26] RAYMOND, E. T. “Aircraft Flight Control Actuation System Design”. Warrendale:
SAE Inc. 1993. ISBN 1-56091-376-2.
[27] ROSKAM, J. “Airplane Flight Dynamics and Automatic Flight”. 2 v. Lawrence:
DARcorporation, 1998.
[28] ROSKAM, J. “Airplane Design Part IV: Layout of Landing Gear and Systems”.
Lawrence: DARcorporation, 2000.
[29] SPITZER, C. R. (Ed.). “The Avionics Handbook”. Washington D.C.: CRC Press LCC,
2001.
[30] WEBSTER, J. G. (Ed.). “Measurement, Instrumentation and Sensors Handbook”.
Boca Raton: Chapman & Hall/CRCnetBase, 1999. CD-ROM.
[31] YEH, Y. C. “Design Considerations in Boeing 777 Fly-By-Wire Computers”. Seattle:
Boeing Commercial Airplane Group, [199-].
155
VIII Anexos
VIII.1 Aeronave CJ1 – Três vistas e projeção artística.
Durante o Programa de Especialização em Engenharia (PEE) protagonizado pela
Embraer em parceria com o ITA e com a Fundação Casimiro Montenegro Filho, foi
desenvolvido um programa de estudos que visava a rápida assimilação de conhecimentos
relacionados à Engenharia Aeronáutica. O PEE foi subdividido em três fases: na Fase I foram
ministrados cursos de natureza básica na aérea de engenharia aeronáutica; na Fase II cursos
específicos foram ministrados de acordo com a sub-área designada para o aluno e, na Fase III,
os mesmos foram sub-divididos em cinco grupos onde cada um elaborou um projeto
preliminar de uma aeronave, sendo estas: duas aeronaves regionais, duas corporativas e um
treinador avançado. Durante a fase inicial de projeto de cada aeronave (Fase III-A), em
particular da aeronave CJ1, na qual fui membro do grupo de projeto, foi desenvolvido um
estudo de mercado donde se pôde retirar informações capazes de nortear o projeto durante as
fases subseqüentes. Após a análise mercadológica e levantamentos de demanda e previsão de
vendas, teve início o projeto preliminar onde a configuração e um layout básico da aeronave
foram definidos. Por fim, na porção final da fase de projeto (Fase III-C) foi realizado um
estudo relativamente detalhado das partes estruturais e sistêmicas da aeronave. A Figura
VIII-1 mostra as três vistas básicas da aeronave CJ1 após a confecção do relatório preliminar
de projeto. Já na Figura VIII-2 tem-se uma projeção artística final da aeronave CJ1.
156
Figura VIII-1 Aeronave CJ1 – Três vistas: (a) vista frontal; (b) vista lateral; (c) vista superior.
157
Figura VIII-2 Concepção artística da aeronave CJ1.
158
VIII.2 Aeronave CJ1 – Distribuição do FCS e AFCS.
Na confecção final do projeto do CJ1 pôde-se destacar o sistema de comando de vôo e
de pilotagem automática que foram empregados no mesmo. As figuras abaixo tentam
identificar o posicionamento dos componentes do sistema de comando de vôo e piloto
automático na aeronave.
O CJ1 possuiria três principais compartimentos para armazenamento dos componentes
eletrônicos ou aviônicos como mostra a Figura VIII-3 abaixo.
Baia dianteira
de aviônicos
(MAU #1)
Baia traseira
de aviônicos
(MAU #2)
Baia central de aviônicos
(MAU #3)
Figura VIII-3 Compartimentos eletrônicos no CJ1.
Além de componentes e sub-sistemas do sistema aviônico da aeronave, os
compartimentos eletrônicos abrigariam os P-ACEs, FCMs e AIOPs. O intuito de distribuir e
separar fisicamente os diversos componentes do sistema primário de comando de vôo e do
sistema de piloto automático, através de segregação nas diferentes MAUs, é contribuir na
minimização do risco de uma falha crítica acontecer e garantir o funcionamento fail-active do
FCS.
Os P-ACEs, FCMs e AIOPs estariam distribuídos de acordo com o esquema mostrado
Figura VIII-4 na abaixo.
159
2 P-ACEs
2 FCMs
2 AIOPs
1 P-ACE
1 AIOP
2 FCMs
1 AIOP
Figura VIII-4 Localização das unidades eletrônicas de FCS e AFCS nos compartimentos do CJ1.
Através das vistas em planta abaixo ilustradas podemos ver a distribuição da cablagem
elétrica referente ao sistema de comando de vôo e piloto automático da aeronave CJ1.
Figura VIII-5 Sistema de cabos-de-aço de comando do aileron.
160
Figura VIII-6 Sinais analógicos de comando que vão dos P-ACEs para as PCUs de leme e profundor.
161
Figura VIII-7 Sinais analógicos de comando que vão dos S-ACEs para as PCUs dos multi-function
spoilers.
162
Figura VIII-8 Rede CAN bus de dados entre os P-ACES e FCMs e entre as AIOPs e os servo-motores de
piloto automático.
163
Figura VIII-9 Aircraft Standard Communication Bus.
164
Figura VIII-10 Sinais analógicos dos sensores de posição de superfície e de comando (cockpit) que
retornam aos P-ACEs e S-ACEs.
165
A distribuição do sistema hidráulico e as superfícies aerodinâmicas de controle podem
ser vistas na Figura VIII-11 e Figura VIII-12, respectivamente.
Figura VIII-11 Distribuição do sistema hidráulico na aeronave CJ1.
166
Figura VIII-12 Superfícies aerodinâmicas de controle da aeronave CJ1.
167
VIII.3 Arquivos do MATLAB utilizados.
Tabela VIII-1 Arquivos MATLAB utilizados nas simulações deste trabalho.
Arquivo
Descrição
Carrega o modelo linearizado da aeronave
CJ1_ini.m
CJ1 (modelo no espaço de estados – SS).
Modelo para simulação do CJ1 operando
CJ1_MA.mdl
malha aberta (modelo SIMULINK®).
Bloco de entrada (deflexão de profundor) para
comando.mdl
o sistema a ser simulado.
sisotool_CJ1.mat
Arquivo de dados sisotool® do modelo em
função de transferência (FT) da aeronave CJ1.
Arquivo que plota os resultados da simulação
Plot_Cap4.m
a partir do bloco “plotagem” já incluído no
respectivo *.mdl.
Load_CJ1_145.m
TF_CJ1_145.m
Controlador_145.m
Carrega o modelo linearizado (SS) do CJ1;
Extrai a FT
θ (s )
δ e (d )
do modelo em SS;
Carrega a FT do controlador PID definido
pelo arquivo sisotool_CJ1_145_PID.mat.
sisotool_CJ1_145.mat
Arquivo de dados sisotool®do modelo CJ1
(FT) associado com a FT do servo+coluna.
Arquivo de dados sisotool®do modelo CJ1
sisotool_CJ1_145_PID.mat
(FT) associado com a FT do servo+coluna,
com
PID
ajustadoà
arquivo
Controlador_145.m..
CJ1_145.mdl
Modelo de simulação do CJ1 configurado
168
com a arquitetura do ERJ145 e respectivo PID
ajustado anteriormente.
Load_CJ1_170.m
TF_CJ1_170.m
Controlador_170.m
Carrega o modelo linearizado (SS) do CJ1;
Extrai a FT
θ (s )
δ e (d )
do modelo em SS;
Carrega a FT do controlador PID definido
pelo arquivo sisotool_CJ1_170_PID.mat.
Arquivo de dados sisotool®do modelo CJ1
sisotool_CJ1_170.mat
(FT) associado com as FTs do atuador eletrohidráulico e do servo+coluna de AP.
Arquivo de dados sisotool®do modelo CJ1
sisotool_CJ1_170_PID.mat
(FT) associado com as FTs do atuador eletrohidráulico e do servo+coluna de AP, com PID
ajustado à arquivo Controlador_170.m.
Modelo de simulação do CJ1 configurado
CJ1_170.mdl
com a arquitetura do EMB170 e respectivo
PID ajustado anteriormente.
Load_CJ1_777.m
TF_CJ1_777.m
Controlador_777.m
Carrega o modelo linearizado (SS) do CJ1;
Extrai a FT θ (s ) do modelo em SS;
δ e (d )
Carrega a FT do controlador PID definido
pelo arquivo sisotool_CJ1_777_PID.mat.
Arquivo de dados sisotool®do modelo CJ1
sisotool_CJ1_777.mat
(FT) associado com a FT do atuador eletrohidráulico.
Arquivo de dados sisotool®do modelo CJ1
sisotool_CJ1_777_PID.mat
(FT) associado com a FT do atuador eletrohidráulico, com PID ajustado à arquivo
Controlador_777.m.
169
Modelo de simulação do CJ1 configurado
CJ1_777.mdl
com a arquitetura do B777 e respectivo PID
ajustado anteriormente.
results.mat
Arquivo de dados MATLAB® com os
resultados das três simulações.
Arquivo que gera as respostas das três
Plot_Cap4_Comparativo.m
arquiteturas simuladas em uma só figura. (tem
como dados de entrada o arquivo results.m).
FOLHA DE REGISTRO DO DOCUMENTO
1.
CLASSIFICAÇÃO/TIPO
TM
5.
2.
DATA
3.
10 de maio de 2004
DOCUMENTO N°
4.
N° DE PÁGINAS
169
CTA/ITA-IEE/TM006/2004
TÍTULO E SUBTÍTULO:
Arquiteturas de sistemas de comando de vôo e piloto automático para aeronaves civis
6.
AUTOR(ES):
Luiz Fernando Grijo
7.
INSTITUIÇÃO(ÕES)/ÓRGÃO(S) INTERNO(S)/DIVISÃO(ÕES):
Instituto Tecnológio de Aeronáutica. Divisão de Engenharia Eletrônica – ITA/IEE
8.
PALAVRAS-CHAVE SUGERIDAS PELO AUTOR:
Comandos de vôo, piloto automático, fly-by-wire, arquiteturas de sistemas, leis de controle.
9.PALAVRAS-CHAVE RESULTANTES DE INDEXAÇÃO:
Projeto de sistemas de controle; Controle automático de vôo; Pilotos automáticos; Controle de pilotagem
por fios; Arquitetura (computadores); Teoria de controle; Aeronaves comerciais; Engenharia de sistemas;
Engenharia aeronáutica.
10.
APRESENTAÇÃO:
X Nacional
Internacional
ITA, São José dos Campos, 2004, 169 páginas
11.
RESUMO:
Este trabalho realiza um estudo comparativo entre diferentes arquiteturas de sistemas de
comando de vôo (FCS) e sistemas de piloto automático (AFCS) empregados em conhecidas aeronaves
comerciais. Sua abordagem tenta enfatizar como cada arquitetura pode influenciar no desenvolvimento,
operação e na manutenção de uma aeronave.
As diferenças encontradas em cada arquitetura podem se traduzir em alterações da resposta
dinâmica da aeronave, como no caso das diferentes interfaces entre o FCS e o AFCS, ou mesmo
representar diferentes níveis de redundância, confiabilidade e complexidade do sistema. Apesar de todas
as arquiteturas, aqui descritas e estudadas, atingirem os requisitos normativos por apresentarem uma
baixa probabilidade de falhas, é o meio pelo qual o sistema garante esta baixa probabilidade de falhas que
pode influenciar no projeto da aeronave, por exemplo, aumentando o peso total da aeronave – se o
número de elementos redundantes for muito elevado.
O principal objetivo deste trabalho é definir uma arquitetura básica para a aeronave (fictícia)
CJ1, que por sua vez foi desenvolvida durante o Programa de Especialização em Engenharia. Entretanto,
este trabalho acaba se tornando algo como um sumário, uma sinopse das arquiteturas de FCS e AFCS das
aeronaves aqui estudadas (ERJ145, EMBRAER 170, Boeing 777) ao mesmo tempo em que define uma
arquitetura para a aeronave CJ1.
12.
GRAU DE SIGILO:
(X ) OSTENSIVO
( ) RESERVADO
( ) CONFIDENCIAL
( ) SECRETO