BR102016026519B1 - Sistema e método de proteção de voo automático - Google Patents
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Abstract
sistema e método de proteção de voo automático. trata-se de um sistema de controle automático de aeronave que protege parâmetros estruturais de uma aeronave com base em ângulo de proteção de ataque com uso de ângulo máximo permitido de valores de ataque como uma função de pressão dinâmica ou uma combinação de parâmetros que permite computação de pressão dinâmica. as técnicas exemplificativas no presente documento limitam o coeficiente de elevação de asa como uma função de pressão dinâmica (ou velocidade) para criar uma limitação para a elevação máxima produzida por uma asa de aeronave.
Description
[0001] A tecnologia no presente documento refere-se a uma metodologia de proteção de controle de voo para uma aeronave. Mais particularmente, as técnicas exemplificativas no presente documento limitam o coeficiente de elevação de asa a uma função de pressão dinâmica (ou velocidade) para criar uma limitação para a elevação máxima produzida pela asa.
[0002] O documento de n° USP 8.214.089 cedido à mesma cessionária (incorporado no presente documento a título de referência) revela um sistema de controle de voo que move superfícies de controle, tais como elevadores de acordo com um comando de piloto somado a um comando automático. O sistema de controle de voo monitora um conjunto de parâmetros de voo, tal como ângulo de ataque (AOA) para determinar se o veículo de voo é operado dentro de um envelope permitido. O sistema de controle de voo incorpora proteções automáticas através de comandos automáticos se o veículo de voo estiver próximo aos limites de envelope do mesmo.
[0003] Embora as técnicas reveladas naquele documento de patente sejam altamente úteis, aperfeiçoamentos adicionais são possíveis e desejados.
[0004] A descrição detalhada seguinte de modalidades exemplificativas ilustrativas sem limitação deve ser lida em conjunto com os desenhos, nos quais:
[0005] A Figura 1 apresenta um exemplo sem limitação de limitação de fator de carga típica como uma função de peso de aeronave;
[0006] A Figura 2 apresenta esquemas exemplificativos sem limitação para implantar a limitação de fator de carga;
[0007] As Figuras 3(a) e 3(b) apresentam variações exemplificativas de fator de carga com velocidade de ar e coeficiente de elevação;
[0008] A Figura 4 apresenta uma variação típica de coeficiente de elevação máxima com número de Mach para uma aeronave em configuração de viagem;
[0009] A Figura 5 apresenta uma variação típica de coeficiente de elevação máxima com velocidade de ar equivalente para uma aeronave em configuração de viagem para altitudes de voo diferentes;
[0010] A Figura 6 apresenta um gráfico exemplificativo com restrições aerodinâmica e estrutural para a elevação produzida por uma asa;
[0011] A Figura 7 mostra uma implantação exemplificativa sem limitação com base em uma proteção contra parada convencional;
[0012] A Figura 7(a) apresenta regiões de atuação exemplificativas de proteções contra parada e Lmáx;
[0013] A Figura 8 apresenta resultados exemplificativos de fator de carga máxima em relação à massa de aeronave produzida pela metodologia;
[0014] As Figuras 9 (a) e 9 (b) apresentam os efeitos de ângulo de erros de ataque em estimativas de CL;
[0015] A Figura 10 é um veículo de voo exemplificativo;
[0016] A Figura 11 é um diagrama esquemático de um sistema de controle de voo exemplificativo ilustrativo sem limitação, que mostra a arquitetura básica do sistema;
[0017] A Figura 12 apresenta um esquema do software exemplificativo ilustrativo sem limitação que processa a função do sistema de controle de voo exemplificativo, que mostra como o comando do piloto é transformado em um comando de elevador que depende de um módulo de lógica para habilitar o mesmo; e
[0018] A Figura 13 é um diagrama que detalha o módulo de lógica exemplificativo ilustrativo sem limitação.
[0019] A metodologia e o aparelho exemplificativos sem limitação modificam a proteção de envelope de ângulo de ataque (AOA) convencional, tal como revelado no documento de n° USP 8.214.089 para desempenhar proteção estrutural adicional, tal como para proteger elevação máxima.
[0020] As modalidades exemplificativas sem limitação construíram as tabelas de AOA_max como uma função de um conjunto de parâmetros que compreendem a pressão dinâmica. A pressão dinâmica pode ser calculada usando-se combinações de parâmetros diferentes, por exemplo: Qdyn (pressão dinâmica), KCAS (velocidade de ar calibrada em nós), KEAS (velocidade de ar eficaz em nós), Número de Mach e Altitude.
[0021] Na definição do envelope operacional de aeronave cargueira, é comum limitar o fator de carga máxima como uma função do peso de aeronave de modo a otimizar o desempenho de aeronave para diferentes objetivos de missão. A Figura 1 ilustra esquematicamente um envelope de peso de aeronave e centro de gravidade (cg) hipotéticos definidos em associação com a capacidade de fator de carga máxima de aeronave. De modo geral, limitar o fator de carga como uma função da massa, se destina a lidar com a seleção entre capacidade de manobrar e capacidade de carregar a aeronave, sempre observando as limitações estruturais de aeronave. Normalmente essa condição é obtida quando uma dada quantidade de elevação produzida pela asa não é excedida. Isto é, a massa de produto em relação ao fator de carga permanece constante conforme exemplificado na Figura 1.
[0022] O processo habitual para limitar o fator de carga é com base no uso de estimadores de massa. Conforme mostrado na Figura 2, a massa estimada (10) pode ser usada pelo menos de duas maneiras: 1. Aeronave Fly-By-Wire (FBW) (laço fechado): O computador de controle de voo implanta uma lei de controle (12) que limita o fator de carga máxima disponível com base na massa. 2. Aeronave convencional (laço aberto): O sistema informa ao piloto (14) do fator de carga permitido. O piloto é, então, responsável por manobrar a aeronave sem exceder os limites informados.
[0023] Ambas as abordagens resultam em um fator de carga limitado 14 de modo que a aeronave sempre opere dentro da limitação de fator de carga que o envelope de peso e CG E (Figura 1) define.
[0024] No entanto, o esquema específico mostrado na Figura 2 com o uso de estimativa de massa depende muito da precisão do estimador de massa 10 usado.
[0025] Na técnica anterior, se conhece o cálculo da massa estimando-se o coeficiente de elevação CL (que é intercalado com o uso de um banco de dados de aerodinâmica da aeronave), com base em condições de voo, de acordo com as equações 1 e 2 abaixo: CL = f (alfa, flape, número de Mach, elevador, posição de estabilizador) (equação 1) Massa estimada = Qdyn*S*CL/(nz*g) ..(equação 2)
[0026] Em que: Qdyn = Pressão dinâmica S = Área de asa de referência da aeronave nz = Fator de carga longitudinal da aeronave g = gravidade.
[0027] Um problema do processo de estimativa pode resultar da incerteza no banco de dados de aerodinâmica e da imprecisão de medições de ângulo de ataque. Estimadores de massa 10 usados em aeronaves civis podem apresentar erros perceptíveis na ordem de 10%. Quando aplicada essa tecnologia em aviões cargueiros, o esquema se torna mais complexo quando necessário cobrir missões sensíveis, tais como um despejo de carga ou combate de incêndio.
[0028] Seria desejável superar dificuldades em estimar massa de aeronave fornecendo-se um método alternativo para desenvolver um fator de limitação de carga, tal como mostrado na Figura 1 que não depende de estimadores de massa. No entanto, um processo de estimativa de peso preciso é oneroso e complexo. Então, uma implantação simples pode não alcançar os níveis de precisão necessários para fornecer proteção estrutural adequada.
[0029] A tecnologia exemplificativa sem limitação no presente documento apresenta funcionalidade que limita a força de elevação máxima que pode ser produzida pela aeronave. Essa funcionalidade limita o fator de carga máxima conseguido pela aeronave como uma função de peso (sem a necessidade de estimar o mesmo) que respeita a força de elevação máxima que projeta a estrutura de asa. A funcionalidade também permite adicionar outros recursos para reduzir as cargas mais efetivamente, visto que o parâmetro controlado representa mais fielmente os fenômenos que projetam as estruturas.
[0030] A presente metodologia é aplicável, por exemplo, em casos em que a limitação estrutural é regulada principalmente pela força de elevação máxima produzida por uma asa de aeronave. Métodos e aparelho exemplificativos sem limitação no presente documento limitam o coeficiente de elevação de asa como uma função de pressão dinâmica (ou velocidade) para criar uma limitação para a elevação máxima produzida pela asa.
[0031] A Figura 3 mostra, para uma dada massa, variação exemplificativa do fator de carga como uma função de velocidade de ar (ou pressão dinâmica). O gráfico da Figura 3 (a) mostra que para um coeficiente de elevação de asa constante, a força de elevação (e consecutivamente o fator de carga) varia quadraticamente com a velocidade de ar. O Gráfico 3 (b) demonstra que é possível gerar uma limitação de CL (observe o recurso 50) como para limitar a elevação máxima gerada pela asa (observe recurso 52) para um valor predeterminado.
[0032] A Figura 4 mostra uma variação típica de coeficiente de elevação máxima de uma asa em configuração de viagem como uma função de número de Mach (uma quantidade sem dimensão que representa a razão de velocidade de fluxo que passa de uma fronteira para a velocidade de som local). Conforme o número de Mach aumenta, o coeficiente de elevação máxima permanece constante até que esteja dentro do regime subsônico (essencialmente os números de Mach menor que 0,3) e, então, começa a diminuir com o aumento do número de Mach.
[0033] O efeito de Mach no coeficiente de elevação máxima também pode ser observado na Figura 5 que mostra os mesmos dados da curva mostrada na Figura 4, enquanto delineia o CL como uma função de velocidade de ar equivalente para várias altitudes. Na Figura 5, o eixo geométrico horizontal representa a velocidade de ar (velocidade de ar equivalente em nós, ou “KEAS”). No exemplo mostrado, a velocidade de ar delineada varia de 50 nós até 350 nós. As diferentes curvas de CL representam diferentes níveis de voo (FL), isto é, uma específica pressão barométrica expressada como altitude nominal em centenas de pés. Então, a curva 70 representa um FL = 10, a curva 68 representa um FL = 100, a curva 66 representa um FL = 200, a curva 64 representa um FL = 300 e a curva 62 representa um FL = 400. Conforme pode ser visto a partir desse gráfico, o coeficiente de elevação máxima CL diminui conforme a velocidade de ar aumenta e também diminui conforme a pressão de ar diminui.
[0034] Em uma proteção de ângulo de ataque convencional, os valores máximos de referência permitidos pela lei de controle são calculados com base em configuração de aeronave (tais como direções de flape/aerofólio auxiliar, posição de trem de pouso...) e um conjunto de parâmetros relacionado às condições de voo (tais como número de Mach, condições de gelo...). Tanto a configuração quanto os parâmetros de condição de voo são selecionados com base em relevância para os fenômenos de parada aerodinâmica.
[0035] Em uma modalidade exemplificativa sem limitação, a limitação de coeficiente de elevação pode ser implantada através de proteção de ângulo de ataque em que os valores máximos de referência usados pela funcionalidade são, adicionalmente, limitados por um parâmetro relacionado à pressão dinâmica, tal como a velocidade de ar equivalente, a velocidade de ar calibrada, a pressão dinâmica e outras combinações.
[0036] De modo geral, a modalidade de sistema de proteção revelada pode ser implantada para limitar outros parâmetros de carga relevantes ao projeto estrutural, tais como elevação de asa e momento de flexão de asa. Adicionalmente, outros parâmetros relevantes, tal como o peso de combustível em asa, podem ser usados para aperfeiçoar o desempenho de sistema. O peso de combustível em asa será particularmente relevante se o momento de flexão de asa for o parâmetro a ser limitado.
[0037] A Figura 6 sobrepõe as curvas da Figura 5 uma região adicional para ser protegida de elevação com base em restrições aerodinâmica (de parada) e estrutural para a elevação produzida por uma asa exemplificativa. O valor de ângulo de ataque máximo usado na lei de controle de proteção de ângulo de ataque deve ser o menor dentre as duas limitações. Em outras palavras, o sistema de controle automático das implantações exemplificativas sem limitação pode controlar o ângulo de ataque para ser o menor dos valores necessários para proteger o ângulo de ataque e para proteger a elevação máxima.
[0038] A estrutura de uma implantação exemplificativa sem limitação da metodologia é similar a uma proteção de parada. Uma diferença consiste em usar qualquer combinação de parâmetros que permita calcular a pressão dinâmica da condição de voo, de modo a proteger a elevação máxima (Lmáx).
[0039] A Figura 7 apresenta um exemplo em que a proteção de Lmáx é implantada adicionando-se a velocidade de ar calibrada às tabelas de ângulo de ataque (AOA) máximo. Conforme mostrado na Figura 7, a proteção de AOA típica convencional é com base em uma função de configuração de aeronave (tais como desvios de flape/aerofólio auxiliar, posição de trem de pouso...) e um conjunto de parâmetros relacionados a condição de voo (tais como número de Mach, condição de gelo...). No exemplo mostrado, um fator adicional KCAS (velocidade de ar calibrada em nós) é introduzido, de modo a fornecer proteção de elevação máxima. Implantando-se a limitação de ângulo de ataque como uma função de velocidade de ar equivalente na lei de controle, é possível alcançar os resultados mostrados nas Figuras 7(a) e 8.
[0040] Em mais detalhes, a Figura 7(a) mostra regiões de atuação exemplificativas de proteção de parada e de Lmáx, com base em proteção de AOA melhorada que leva em conta a elevação máxima. Nesse exemplo, Lmáx é definida, e o fator de carga máxima Nz é definido automaticamente como uma função de massa de aeronave (isto é, a equação Nz = L/W é implantada). A Figura 8 mostra resultados exemplificativos de fator de carga máxima Nz em relação à massa de aeronave (em quilogramas).
[0041] As modalidades exemplificativas sem limitação, então, usam um estimador de massa que pode estimar CL sob diferentes condições de voo. Por isso, o estimador de massa é exposto aos erros de banco de dados de aerodinâmica em todas essas condições. A proteção de Lmáx, então, depende da precisão do banco de dados em um envelope menor e pode ser calibrado com dados de teste de voo. Por exemplo: Construir a fronteira de alfa (AOA) em relação à KEAS (velocidade de ar equivalente) por meio de voltas contra o vento, desse modo, abrangendo velocidades de interesse para três diferentes altitudes.
[0042] Em algumas modalidades exemplificativas sem limitação, a proteção de Lmáx é sujeita a erros em leituras de alfa em altas condições de alfa em que o erro relacionado se torna menor. Adicionalmente, a inclinação de curva de elevação normalmente diminui em alto ângulo de ataque; isso é reduzido, o que também contribui para diminuir o efeito de erros nas leituras de alfa. Os processos de estimador de peso precisam lidar com as condições em que o ângulo de ataque é pequeno, que torna as leituras de sensor de alfa relativamente maiores. Esses efeitos podem ser vistos, por exemplo, na Figura 9, que mostra como o ângulo de ataque aumentado pode diminuir a inclinação da curva de elevação máxima para uma dada Δα (mudança no ângulo de ataque).
[0043] As implantações exemplificativas ilustrativas sem limitação no presente documento se referem a sistemas, aparelhos e métodos a serem usados em um veículo de voo equipado com controle de afastamento, tais como elevadores e um manche de pilotar, tal como uma alavanca lateral ou um manche em forma de coluna. A Figura 10 mostra uma aeronave exemplificativa ilustrativa. O avião tem um conjunto de asas 113, dotado de depressores de asa 112 e flapes 116 que controlam elevação de asa. Os depressores 112 ajudam mudar elevação, arrasto e rolagem da asa, e os flapes 116 ajudam mudar elevação e arrasto da asa. A cauda do avião também é equipada com um estabilizador horizontal 117 dotado de um elevador 115 que controla orientação de afastamento da aeronave em voo.
[0044] Um sistema de controle de voo exemplificativo ilustrativo sem limitação é mostrado na Figura 11. Esse sistema de controle de voo exemplificativo recebe sinais de posição de entrada a partir do comando do manche de pilotar 202 (p). O termo “manche de pilotar” inclui uma pluralidade de dispositivos usados na indústria aeronáutica para permitir a interface com o piloto humano, por exemplo, colunas, mini colunas, alavancas, alavancas laterais e todos outros.
[0045] Ademais, o sistema exemplificativo ilustrativo sem limitação recebe sinais a partir de sensores 218, 219, 220, 221, 222. Nessa implantação exemplificativa, os sensores fornecem: ângulo de ataque (α), taxa de ângulo de ataque (a), velocidade de ar (u), taxa de velocidade de ar (u ), a posição de flape (ÕF), posição de engrenagem (ÕG), altitude de afastamento (θ), taxa de hb afastamento (q), altura acima do chão ( AGL ), broca de detecção de gelo ( Ice ), . ~ . ^. , ... posição de alavanca de acelerador de motor ( TLA ), número de Mach (Mach) e altitude (h). Outros sensores também são possíveis. Por exemplo, é possível medir a pressão barométrica de ar com o uso de um tubo de pitot ou outro sensor para determinar pressão dinâmica de ar conforme discutido acima.
[0046] De acordo com essa implantação exemplificativa, as informações correm por meio de um meio para transmitir múltiplos dados, tal como um barramento 205. Todos os dados, isto é, comando e sensores de piloto, são enviados para um processador 204 que é operável para computar saída com base em, por exemplo, um código programável. O processador 204 tem a capacidade para, por exemplo, computar um comando de elevador com base nos dados de entrada recebidos. Esse comando é enviado a um mecanismo para atuar uma superfície de controle de voo 207 para controlar ou limitar elevação. De maneira resultante, as superfícies de controle são implantadas de acordo com o comando computado pelo processador 204.
[0047] A Figura 12 mostra unidades principais de software exemplificativo ilustrativo sem limitação que podem processar a função em um sistema de controle de voo. O bloqueio de comando de piloto 305 representa a posição do manche de pilotar que é enviada diretamente à superfície de controle que controla elevação. Conforme discutido acima, a lei de controle na implantação exemplificativa sem limitação limita o coeficiente de elevação de asa como uma função de pressão dinâmica (ou velocidade) para criar uma limitação para a elevação máxima produzida pela asa.
[0048] Na implantação exemplificativa ilustrativa sem limitação, um comando de manche de pilotar é transformado em um comando alfa (a) e/ou um comando de ângulo de afastamento (θ) quando as proteções estão ativas. A relação entre a variável a ser controlada (a ou θ) e o comando de piloto é ilustrada como conformação de comando 308. A saída da conformação de . ,& ' , . . . ■ . . comando (law ) é usada como uma referência para manipular os elevadores para rastrear as variáveis a ou θ. Quando o piloto move o manche até a paragem (isto é, o limite mecânico do manche), a conformação de comando produz a ou θ máximo, de modo a impedir que o avião exceda a ou θ máximo permitido para a configuração de avião atual.
[0049] A lei de controle é calculada com o uso dos estados de afastamento da dinâmica de aeronave 307 que são retroalimentações para a lei de controle de laço fechado. Velocidade de ar (u), taxa de afastamento (q), ângulo de afastamento (θ) e ângulo de ataque (a) são multiplicados pelos ganhos listados como 301, 302, 303, 304, respectivamente. O comando de alimentação direta é produzido com base no ganho de alimentação direta 309 multiplicado pela referência gerada pela saída de conformação de comando 308.
[0050] O erro ( e ) é calculado com o resultado da diferença entre a referência e o ângulo de ataque ou o ângulo de afastamento. O ângulo de ataque é usado quando as proteções de parada, baixa velocidade e/ou trepidação são engatadas. O ângulo de afastamento (&) é usado quando a proteção de alta altitude é engatada. A integral do erro (e) é multiplicada pelo ganho integral, de modo a produzir o comando integral.
[0051] Os valores de ganhos dependem de qual proteção está ativa. Por exemplo, quando a proteção de baixa velocidade está ativa, o ganho de ângulo de afastamento 303 e ganho de velocidade de ar verdadeira 301 são aumentados quando comparados ao ganho de ângulo de afastamento 303 e ganho de velocidade de ar verdadeira 301 usados na função de proteção de parada. Também, os ganhos são programados de acordo com o número de Mach e a altitude que o avião está voando no momento que a proteção é engatada.
[0052] A Figura 13 compreende processamento de dados de acordo com uma implantação exemplificativa ilustrativa para permitir o engate apropriado e comutação de ganho do modo de sistema de controle de voo exemplificativo, de acordo com as condições de voo.
[0053] Embora a invenção tenha sido descrita em conexão com as que são consideradas atualmente as modalidades mais práticas e preferenciais, deve-se entender que a invenção não se limita às modalidades reveladas, porém, pelo contrário, se pretende cobrir as várias modificações e disposições equivalentes incluídas no espírito e escopo das reivindicações anexas.
Claims (11)
1. Sistema de proteção de voo automático compreendendo: um sensor (218, 219, 220, 221, 222) configurado para admitir determinação ou derivação de pressão dinâmica de aeronave; um processador (204) acoplado ao sensor (218, 219, 220, 221, 222), sendo que o processador (204) é configurado para limitar o coeficiente de elevação de asa a uma função da pressão dinâmica de aeronave para criar uma limitação para um parâmetro de carga relevante a um projeto estrutural de aeronave; o sistema sendo caracterizado pelo fato de que o processador (204) controla o ângulo de ataque dependendo da pressão dinâmica ou uma combinação de parâmetros que permite o cálculo da pressão dinâmica; o processador (204) armazena tabelas de controle de ângulos de ataque que dependem da pressão dinâmica ou da combinação de parâmetros que permite a computação da pressão dinâmica; e uma ligação eletromecânica acoplada ao processador (204), sendo que a ligação eletromecânica controla a aeronave de acordo com a limitação ao parâmetro de carga relevante ao projeto estrutural de aeronave.
2. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o parâmetro de carga relevante ao projeto estrutural é pelo menos um de: elevação máxima produzida por uma asa (113) de aeronave; e o momento de flexão máxima produzido por uma asa (113) de aeronave.
3. Sistema, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o processador (204) impõe uma região de proteção com base em um coeficiente de elevação e velocidade de ar.
4. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que o processador (204) impõe proteção de elevação máxima com base em fator de carga definido automaticamente como uma função de massa de aeronave.
5. Sistema, de acordo com qualquer uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que o processador (204) é configurado para diminuir a sensibilidade ao ângulo de erros de ataque.
6. Método de proteção de voo automático para uma aeronave compreendendo: determinar ou derivar pressão dinâmica de aeronave; usar um processador (204) para limitar automaticamente o coeficiente de elevação de asa como uma função da pressão dinâmica de aeronave determinada ou derivada para criar uma limitação para um parâmetro de carga relevante a um projeto estrutural da aeronave; o método sendo caracterizado pelo fato de que o processador (204) controla o ângulo de ataque dependendo da pressão dinâmica ou uma combinação de parâmetros que permite o cáculo da pressão dinâmica; o processador (204) armazena tabelas de controle de ângulos de ataque que dependem da pressão dinâmica ou da combinação de parâmetros que permite a computação da pressão dinâmica; e em que o processador (204) exerce controle eletromecânico automático de pelo menos uma superfície de controle da aeronave de acordo com a limitação de parâmetro de carga.
7. Método, de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que o parâmetro de carga relevante ao projeto estrutural é selecionado do grupo que consiste em (a) a elevação máxima produzida por uma asa (113) de aeronave, e (b) o momento de flexão máxima produzido por uma asa (113) de aeronave, e é limitado com base em pelo menos um dentre (c) a velocidade de ar equivalente, (d) a velocidade de ar calibrada, (e) o peso de combustível em asa, (f) o número de Mach e (g) a altitude de pressão.
8. Método, de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que inclui adicionalmente o processador (204) que impõe uma região de proteção com base em um coeficiente de elevação e velocidade de ar.
9. Método, de acordo com as reivindicações 6 a 8, caracterizado pelo fato de que inclui adicionalmente o processador (204) que impõe a proteção de elevação máxima com base em fator de carga definido automaticamente como uma função de massa de aeronave.
10. Método, de acordo com as reivindicações 6 a 8, caracterizado pelo fato de que inclui adicionalmente o processador (204) que diminui a sensibilidade ao ângulo de erros de ataque.
11. Método, de acordo com as reivindicações 6 a 8, caracterizado pelo fato de que o processador (204) usa valores de ângulos de ataque máximos permitidos como uma função da pressão dinâmica ou uma combinação de parâmetros que permite a computação da pressão dinâmica.
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| US9058040B2 (en) * | 2009-02-27 | 2015-06-16 | The Boeing Company | Automatic pilot pitch angle compensation |
| US8606437B2 (en) * | 2011-11-28 | 2013-12-10 | Embraer S.A. | Flight control system mode and method providing aircraft speed control through the usage of momentary on-off control |
| US20140109603A1 (en) * | 2011-12-29 | 2014-04-24 | Embraer S.A. | Integrated environmental control systems and methods for controlling environmental temperature of an enclosed space |
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