BRPI0616531A2

BRPI0616531A2 - dispositivo de proteção de energia para uma aeronave e aeronave

Info

Publication number: BRPI0616531A2
Application number: BRPI0616531-1A
Authority: BR
Inventors: Franck Delaplace; Didier Ronceray; Jean Muller
Original assignee: Airbus France
Priority date: 2005-09-13
Filing date: 2006-09-12
Publication date: 2011-06-21
Also published as: CA2619067C; EP1924497B1; CA2619067A1; US20080208398A1; ATE435812T1; US8798810B2; JP2009507700A; JP5032480B2; CN100576122C; WO2007031634A1; DE602006007715D1; CN101263056A; RU2375260C1; FR2890645B1; FR2890645A1; EP1924497A1

Abstract

DISPOSITIVO DE PROTEçãO DE ENERGIA PARA UMA AERONAVE E AERONAVE. A presente invenção se relaciona a um dispositivo (1) que compreende um meio de controle (3) para ativar uma função de proteção, que consiste em automaticamente controlar os motores (M1 a M4) , de modo que estes produzam potência máxima, quando as condições de disparo forem preenchidas, e um meio de inibição (8) para inibir a função de proteção, somente quando todos os motores arranjados na mesma asa falharem simultaneamente.

Description

"DISPOSITIVO DE PROTEÇÃO DE ENERGIA PARA UMA AERONAVE EAERONAVE".

A presente invenção se relaciona a um dispositivo deproteção de energia para uma aeronave, especialmente parauma aeronave de quatro motores.

Mais precisamente, o citado dispositivo se destina aproteger uma aeronave de situações de baixa energia(baixa velocidade, elevada incidência, empuxo de motorbaixo), que podem ameaçar sua segurança, especialmentequando a citada aeronave estiver próxima do solo.

Em geral, o dispositivo compreende:um meio de controle disparável para ativar, quandodisparado, uma função de proteção, que consiste emautomaticamente controlar os citados motores, para que osmotores produzam o empuxo máximo; e

um meio de disparo para automaticamente monitoraruma pluralidade de parâmetros e automaticamente dispararo citado meio de controle, quando as condições dedisparo, que dependem dos citados parâmetros, forempreenchidas.

No entanto, em virtude da geração de empuxo máximo emcada motor no instante de disparo da função de proteção,pode ocorrer um problema, se um motor falhar. Na verdade,neste caso, a citada função de proteção produz umdesequilíbrio de empuxo, ou seja, o empuxo gerado emum lado (sob uma asa) da aeronave é maior que o empuxogerado no outro lado (sob a outra asa) . Isto produz umaforça de guinada que provoca um descontrole lateral e,portanto, gera um grande problema de segurança.

Adicionalmente, para evitar isto, tal dispositivo deproteção, geralmente adicionalmente compreende:

um meio de detecção para detectar falha de motor; eum meio de inibição ligado ao citado meio dedetecção, capaz de inibir o citado meio de disparo e,por conseguinte, desativar a citada função de proteção.

0 citado meio de inibição usualmente é produzido de modoa inibir o meio de disparo, logo que uma falha de motorseja detectada pelo citado meio de detecção, que evitaos problemas acima citados.

Contudo, tal solução reduz grandemente a disponibilidadedo dispositivo de proteção, de modo que tão cedo um motorfalhe, a aeronave deixa de ter proteção de energia.

O propósito da invenção é superar estes problemas.A invenção se relaciona a um dispositivo de proteçãode energia para aeronaves tendo pelo menos um motorarranjado em cada uma de suas asas, e pelo menos um motoradicional, este dispositivo tem um campo estendido deuso, no qual a segurança da aeronave é mantida.

Para este propósito, de acordo com a invenção, o citadodispositivo compreende:

um meio de detecção para detectar falhas dos citadosmotores;

um meio de controle disparável para ativar, quandodisparado, uma função de proteção que consiste emautomaticamente controlar os citados motores, para queestes produzam empuxo máximo;

- um meio de disparo para automaticamente monitoraruma pluralidade de parâmetros e automaticamente dispararo citado meio de controle, quando as condições de disparonos citados parâmetros monitorados forem preenchidas; e

um meio de inibição ligado ao citado meio dedetecção, capaz de atuar sobre o citado meio de disparopara inibir a ativação da citada função de proteção;que se caracteriza pelo fato de:

o citado meio de inibição ser produzido de modo ainibir a ativação da citada função de proteção, somentequando todos os motores arranjados em uma mesma asafalharem simultaneamente;

o citado meio de controle ser produzido de modo acontrolar, quando disparado, dependendo do número eda posição dos motores que apresentem falha, pelo menosalguns dos motores que não apresentam falha, de modo aminimizar um possível desequilíbrio de empuxo comrespeito à fuselagem da aeronave.Em uma configuração preferida, o dispositivo, de acordocom a invenção, é aplicado a uma aeronave de quatromotores, arranjados aos pares em suas asas. Neste caso,o citado meio de inibição é produzido de modo a inibira ativação da citada função de proteção, somente quandoos dois motores arranjados nas asas da aeronave falharemsimultaneamente.

Assim, de acordo com a invenção, a função de proteção deenergia será inibida somente se dois motores na mesma asafalharem simultaneamente, que gera uma situação dedesequilíbrio crítico para o controle lateral daaeronave, reduzindo consideravelmente o número de casosonde a função de proteção é inibida. Conseqüentemente,o dispositivo de proteção, de acordo com a invenção, temum campo de aplicação muito mais amplo que de umdispositivo usual do tipo acima citado, em particularem caso de falha de um único motor, ou em caso de falhade dois motores arranjados em asas diferentes.

Ademais, de acordo com a invenção, o meio de controleé produzido de modo a minimizar um possível desequilíbriode empuxo (com respeito à fuselagem) como descritoabaixo. Conseqüentemente, a ativação da função deproteção não afetará o controle lateral da aeronave.

Os aspectos acima, por conseguinte, permitem aumentar asegurança de aeronaves, geralmente e com respeito a umdispositivo de proteção de energia do tipo acima citado.

Em uma configuração preferida da invenção, o citado meiode controle é produzido de modo a controlar (e obterempuxo máximo), quando disparado:

- quando nenhum motor falhar, todos os quatro motores;quando um motor externo falhar, somente os doismotores internos, em ambos lados da fuselagem;

quando um motor interno falhar, somente os doismotores externos, em ambos lados da fuselagem;

- quando os dois motores externos falharem, os doismotores internos, em ambos lados da fuselagem;

quando os dois motores internos falharem, os doismotores externos, em ambos lados da fuselagem; e

quando o motor interno de uma primeira asa e o motorexterno da segunda asa falharem, os dois motores quenão falharam.

O dispositivo de acordo com a invenção também pode seraplicado a uma aeronave de três motores, tendo um motorem cada asa, e mais um motor na fuselagem. Neste caso,vantajosamente, o citado meio de inibição é produzidode modo a inibir a ativação da citada função de proteção,somente quando pelo menos um dos motores nas asas falhar.

Ademais, vantajosamente, o citado meio de disparo éassociado a uma pluralidade de sensores para medir pelomenos alguns dos parâmetros: ângulo de incidência daaeronave, atitude longitudinal, velocidade de inclinação,velocidade e taxa de desaceleração, número de Mach,posição de slats e flaps, altura de rádio da aeronave(altura em relação ao solo), posição do manche(joy stick), e parâmetros de motor (velocidade) quepermitem detectar uma falha de motor.

O citado meio de detecção e os sensores dados acima podemse constituir parte de uma única unidade de detecção.

Em uma configuração preferida, o citado meio de disparoleva em conta as seguintes condições de disparo:

primeiras condições relativas â necessidade dedisparo, e

segundas condições relativas à autorização dedisparo,

que são preenchidas simultaneamente, para gerar umdisparo.

Neste caso, vantajosamente, as citadas primeirascondições são preenchidas, se for verificada pelo menosuma das seguintes situações:

a incidência da aeronave é maior ou igual que umaprimeira incidência, e há uma condição de energia baixaativa durante um certo período de tempo;

a incidência da aeronave é maior ou igual a umasegunda incidência;um meio de proteção de incidência de aeronave estáengatado e um membro de controle da aeronave está em umaposição próxima à posição de parada de nariz para cima;

a atitude da aeronave é maior que um pré-determinadovalor de atitude e o membro de controle está em umaposição próxima à posição de parada de nariz para cima.Ademais, vantajosamente, as citadas segundas condiçõesserão preenchidas, se verificadas as seguintes situações:a altura da aeronave com respeito ao solo é maiorque um pré-determinado valor de altura no instante daaterrisagem;

o número de Mach da aeronave é menor que um pré-determinado valor de número de Mach; e

são válidos os vários sistemas particulares deaeronave, tal como unidades ADR (de "Air Data Reference"(Referência de Dados Aéreos)), IRS (de "InertialReference System" (Sistema de Referência Inercial)) ,Rádio-Altímetro, um meio para determinar a velocidade doar, e um meio para determinar incidência.

Ademais, o dispositivo de proteção de energia de acordocom a invenção adicionalmente compreende pelo menos ummeio capaz de ser operado por um operador e produzidode modo a desativar a citada função de proteção, quandoestiver em operação. Este meio pode ser, em particular,um botão de apertar, um meio de controle associado a umatela, ou um mane te de empuxo, que, por exemplo, pode sercolocado em uma posição de ponto morto.

Ademais, vantajosamente, o citado meio de controleé produzido de modo a controlar, com a função de proteçãoativa, pelo menos alguns dos motores que não falharam,de modo que estes produzam empuxo máximo, para decolagemou retomada.

As figuras dos desenhos anexos proporcionam um bomentendimento de como a invenção pode ser configurada.Nestas figuras referências idênticas indicam elementossimilares. Nas quais:

a figura 1 é um diagrama de blocos de um dispositivo,de acordo com a invenção;

as figuras 2 a 9 mostram diagramaticamente uma aeronavena qual são mostrados os motores que falharam, os motorescujo empuxo não foi modificado, e os motores cujo empuxofoi modificado, de acordo com a invenção;

O dispositivo 1, de acordo com a presente invenção,mostrado diagramaticamente na figura 1, é um dispositivode proteção de energia para uma aeronave de quatromotores M1, M2 , M3, M4. Mais geralmente, o dispositivo 1se destina a proteger uma aeronave A de situações debaixa energia (velocidade baixa, pequena incidência,baixo empuxo de motor) que colocam a segurança daaeronave em risco, em particular quando a aeronaveestiver próxima do solo.

Para fazer isto, o citado dispositivo 1 é do tipo usualque compreende:

um meio de detecção que, por exemplo, faz partede uma unidade de detecção 2 para detectar todas falhasdos citados motores Ml, M2, M3, M4;

- um meio de controle 3 que pode ser disparado, eproduzido de modo a ativar uma função de proteção, quandodisparado, que consiste em controlar automaticamente oscitados motores M1, M2, M3, M4, e modificar o empuxo,de modo que os motores produzam o empuxo máximo. Paraisto, o citado controle 3 é conectado por ligações L a ummeio 4 usual para modificar o empuxo gerado pelos citadosmotores M1, M2, M3, M4, que particularmente modifica ofluxo de combustível suprido aos citados motores;

um meio de disparo 6 conectado pelas ligações 5 e 7respectivamente à citada unidade de detecção 2 e aocitado meio de controle 3, que é produzido de modo amonitorar automaticamente uma pluralidade de parâmetros(a ser descrita) e disparar automaticamente o citado meiode controle 3, quando as condições de disparo (a seremdescritas), que dependem dos citados parâmetros,forem preenchidas; e

um meio de inibição 8 ligado ao citado meio dedisparo 6, por exemplo, integrado a este e produzidode modo a atuar sobre o citado meio de disparo 6,para inibir a ativação da citada função de proteção.Se a função de proteção não for ativada, ou se a ativaçãofor inibida, os motores Ml, M2, M3, M4 da aeronave Aserão com certeza controlados da forma usual, de acordocom comandos normais gerados particularmente pelo pilotoda aeronave A.

De acordo com a presente invenção, em particular paraaumentar o campo de uso do dispositivo 1, mantendo asegurança da aeronave A:

o citado meio de inibição 8 é produzido de modo ainibir a ativação do citada função de proteção (ou seja,para impedir ou interromper o uso desta função) , somentequando dois motores arranjados na mesma asa B ou Cda aeronave A falharem simultaneamente; e

o citado meio de controle 3 ser produzido paracontrolar, quando disparado pelo citado meio de disparo,dependendo do número e posição dos motores quepossivelmente falharam, pelo menos os motores que nãofalharam, para simultaneamente:

• obter empuxo máximo; e

• minimizar um possível desequilíbrio de empuxo comrespeito a fuselagem da aeronave A, que é ilustrado peloeixo geométrico X-X na figura 2.

Assim, de acordo com a invenção, a função de proteçãoserá inibida somente se dois motores situados na mesmaasa B ou C da aeronave A simultaneamente falharem,uma situação que torna a redução de desequilíbrio deempuxo impossível. 0 aspecto anterior torna possívelreduzir consideravelmente o número de casos de inibiçãodesta função de proteção. Conseqüentemente, o dispositivode proteção 1, de acordo com a invenção, tem um campo deaplicação muito mais amplo que do dispositivo usual, que,em particular, será ativo quando um único motor falharou quando dois motores em diferentes asas da aeronave Afalharem.Ademais, de acordo com a invenção, o meio de controle 3foi produzido de modo a minimizar um possíveldesequilíbrio de empuxo, (com respeito à fuselagem X-Xda aeronave A) como será descrito. Conseqüentemente,a ativação da função de proteção não afeta o controlelateral da aeronave A.

Os aspectos acima descritos melhoram a segurança daaeronave A, quer em geral e em comparação com umdispositivo de proteção de energia usual.

Em uma configuração particular, a citada unidade dedetecção 2 inclui uma pluralidade de sensoresCl, C2,...Cn que respectivamente medem pelo menos algunsdos parâmetros (monitorados pelo meio de disparo 6) :incidência da aeronave A, atitude longitudinal daaeronave A, velocidade de inclinação da aeronave A,velocidade da aeronave A e sua taxa de desaceleração,número de Mach da aeronave A, posição de slats e flaps daaeronave A, altura de rádio da aeronave A, (altura emrelação ao solo), posição do manche, e parâmetros demotor (velocidade), que detectam alguma falha de motor.

Ademais, o citado meio de disparo 6 leva em contaas condições de disparo:

primeiras condições relativas à necessidade dedisparar a função de proteção, com base em parâmetrosque representam ação do piloto e situação da aeronave A;

segundas condições relativas à autorização dedisparo da função de proteção, com base em parâmetrosda aeronave A e de sistemas da citada aeronave A.

As primeiras e segundas condições devem ser preenchidassimultaneamente para disparar o meio de controle 3.

Em uma configuração particular, as citadas primeirascondições são preenchidas em pelo menos uma das seguintessituações A/, B/, C/, e D/, onde:

A/ - a incidência da aeronave A é maior ou igual aum primeiro valor de incidência e uma condição de baixaenergia durante um pré-determinado período de tempo;

B/- a incidência da aeronave é maior ou igual aum segundo valor de incidência;

C/- um meio de proteção de incidência está engatado eo membro de controle está em uma posição próximaà posição de parado com nariz para cima;

D/- a atitude da aeronave A é maior que um certo valorde atitude e o membro de controle está em uma posiçãopróxima à posição de parado com nariz para cima.Com respeito à citada situação A/, deve ser notado que:

a incidência da aeronave A corresponde à soma deaavion de ângulo de incidência de ângulo de incidência eum ad valor dinâmico. 0 valor dinâmico ad e um termo"guia de fase" levam em conta desaceleração da aeronave,condições de vento, ou condições de velocidade deinclinação da aeronave A e, portanto, antecipam umaumento de curto-prazo na incidência;

o citado primeiro valor de incidência é determinadocomo um compromisso entre as restrições demanobrabilidade da aeronave Aea efetividade da funçãode proteção. Este primeiro valor de incidência depende,por exemplo, da posição de slats e flaps da aeronave A enúmero de Mach;

a citada pré-determinada duração representa umatraso que dá ao piloto um tempo suficiente para reagir(começando de uma primeira detecção de um condição debaixa energia que pode, por exemplo, ser somente acústicasem afetar a velocidade dos motores) antes de disparara função de proteção, que o piloto pode considerarnegativa, uma vez que freqüentemente resulta em retomada.Com respeito à situação B/, o citado segundo valor deincidência corresponde a uma incidência consideradamáxima, de novo dando uma margem aceitável com respeitoà incidência de estol da aeronave A. Este segundo valorde incidência é maior que o citado primeiro valor deincidência, e pode ser determinado, por exemplo,em função da posição de slats e flaps, assim comodo número de Mach da aeronave A.

Ademais, as citadas segundas condições que sãopreenchidas em todas as situações E/, F/, e G/, devem serpreenchidas simultaneamente:

E/- a altura da aeronave A em relação ao solo é maiorque um pré-determinado valor de altura no instante daaterrisagem;

F/- o número de Mach da aeronave A é menor que um pré-determinado valor de número de Mach; e

G/- uma pluralidade de sistemas particulares, tal comounidade ADR (de "Air Data Reference" (Referência de DadosAéreos)), sistema IRS (de "Inertial Reference System"(Sistema de Referência Inercial)), um rádio altímetro,um meio para determinar a velocidade do ar, e um meiopara determinar o ângulo de incidência da aeronave Aé válida.

Deve ser notado que por causa das condições relativasà citada situação E/, a função de proteção é inibidano solo, e mesmo durante aterrisagem, se a aeronave Aestiver muito próxima do solo.

Ademais, o dispositivo 1 de acordo com a invençãoadicionalmente compreende pelo menos um meio 9 ligado,por exemplo, por uma ligação 10 ao citado meio decontrole 3 (ou ao citado meio de disparo 6) que pode seroperado por um operador, e que é produzido de modo adesativar a citada função de proteção, quando estiversendo operado. Assim, o piloto será capaz de, a qualquertempo, desativar a citada função de proteção. Para efeitode ilustração, o citado meio 9 pode ser:um botão de apertar;

um meio de controle associado a uma tela, tal como,uma tela do tipo FCU (de wFlight Control Unit" (Unidadede Controle de Vôo));

um manete de controle de empuxo que, por exemplo,pode ser colocado em ponto morto para desativar a funçãode proteção.

0 citado dispositivo 1 também pode compreender um meio devisualização 11 ligado por uma ligação 12 ao citado meiode controle 3, e capaz de mostrar uma mensagem de alertapara o piloto da aeronave, da ativação da função deproteção, por exemplo, colocando uma mensagem apropriadaem uma tela, tal como uma tela PDF (de "Primary FightDisplay" (Tela de Combate Primária)) por exemplo.

Ademais, o citado meio de controle 3 é produzido paracontrolar, quando a função de proteção estiverdesativada, pelo menos os motores da aeronave A que nãofalharam, de modo que cada um destes produzam o empuxomáximo usual, quer para uma decolagem ou retomada.

Como mencionado antes, a função de proteção é disparadacada vez que as citadas condições apropriadas sãopreenchidas. Ademais, a função de proteção será inibidasomente se dois motores situados na mesma asa (B ou C)da aeronave A falharem simultaneamente.

As figuras 2 a 9 são representações esquemáticas dediferentes situações possíveis que cada vez mostram aaeronave A com asas B e C. As asas BeC compreendemrespectivamente os motores externos Ml, M4 com respeitoà fuselagem (X-X) da aeronave A e motores internos M2, M3com respeito à citada fuselagem. Nestas figuras 2 a 9,os citados motores Ml, M4 são mostrados em forma de:

um círculo com cruz, quando o correspondente motorfalhou, como mostrado para o motor Ml na figura 3 ;

um círculo preto, quando o respectivo motor forcontrolado na potência máxima, de acordo com a invenção.

Tal controle é representado com as setas E que ilustramo correspondente empuxo (ou tração), como mostrado,por exemplo, para os motores M2 e M3, na figura 3; e

um círculo simples branco, quando o correspondentemotor não tiver falhado, mas controlado de acordo com ainvenção, de modo que continua operando gerando potência,que representa comandos normais, como mostrado, porexemplo, para com o motor M4 na figura 3.

De acordo com à invenção, o citado meio de controle 3é produzido de modo a controlar, para obter o empuxomáximo, quando disparado:

quando nenhum motor falhar, todos os quatro motoresMl, M2, M3, Μ4, como mostrado na figura 2;

quando um motor externo Ml falhar, somente os doismotores internos M2 e M3 em ambos lados da fuselagem (X-X) da aeronave A, como mostrado na figura 3;

- quando um motor interno M2 falhar, somente os doismotores externo Ml e M4, em ambos lados da fuselagem,como mostrado na figura 4;

quando os dois motores internos M2 e M3 falharem,os dois motores externos Ml e M4, em ambos lados dafuselagem, como mostrado na figura 5;

quando os dois motores externos Ml e M4 falharem,os dois motores internos M2 e M3 em ambos lados dafuselagem como mostrado na figura 6; e

quando o motor interno M3 em uma primeira asa C, eo motor externo Ml na segunda asa B falharem, os doismotores M2 e M4 que não falharam.

Em resumo, quando as condições relativas ao disparo dafunção de proteção forem preenchidas, ese nenhum motor falhar, todos os motores serãocontrolados no empuxo máximo, como mostrado na figura 2.

Um empuxo simétrico será obtido desta forma;

se dois motores falharem, mas não em uma mesma asaB, C, os outros dois motores serão controlados em empuxomáximo, como mostrado na figura 7. Isto resulta emum ligeiro desequilíbrio de empuxo; e

se dois motores na mesma asa falharam, a função deproteção será inibida, que ocorrerá somente quando doismotores Ml e M3 falharem, como mostrado na figura 8,ou quando três motores Ml, M3, M4 falharem, como mostradona figura 9.

A questão, com certeza, não surge para o caso de falhasimultânea em todos os motores Ml a M4.

Deve ser notado que o dispositivo de proteção de energia,de acordo com a invenção, também pode ser aplicado a umaaeronave de três motores (não mostrada) compreendendodois motores sob as asas e um terceiro motor nafuselagem. Se o motor na fuselagem falhar, faz-se umaprovisão para ativar a função de proteção de energia paraos dois motores sob as asas. Para fazer isto, o meio deinibição do citado dispositivo de proteção de energiaé produzido de modo a inibir a ativação da citada funçãode proteção, somente quando pelo menos um dos motoresnas asas falhar.

Claims

1.- Dispositivo de proteção de energia para umaaeronave, tendo pelo menos um motor (Ml, M3) arranjado emcada uma de suas asas (B, C) , e pelo menos um motoradicional (M2 , M4), compreendendo:um meio de detecção (2) para detectar as falhas doscitados motores (Ml a M4);um meio de controle disparável (3) para ativar,quando disparado, uma função de proteção, que consisteem automaticamente controlar os citados motores de modoque estes produzam empuxo máximo;um meio de disparo (6) para automaticamentemonitorar uma pluralidade de parâmetros e automaticamentedisparar o citado meio de controle (3) , quando ascondições de disparo, que dependem dos citados parâmetrosmonitorados, forem preenchidas; eum meio de inibição (8) ligado ao citado meio dedetecção (2) capaz de atuar sobre o meio de disparo (6)para inibir a ativação da citada função de proteção,caracterizado pelo fato de:o citado meio de inibição (8) ser produzido de modoa inibir a ativação da citada função de proteção somentequando todos os motores arranjados na mesma asa (B, C)da aeronave (A) falharem simultaneamente; e- o citado meio de controle (3) ser produzido de modoa controlar, quando disparado, e dependendo do número eposição dos motores que possivelmente falharam, pelomenos os motores que não falharam, de modo a minimizarum possível desequilíbrio de empuxo, com respeitoà fuselagem da aeronave (A).

2.- Dispositivo, de acordo com a reivindicação 1,para uma aeronave (A) de quatro motores (Ml a M4) ,arranjados aos pares em suas asas (B, C) , caracterizadopelo fato de o citado meio de inibição (8) ser produzidode modo a inibir a ativação da citada função de proteção,quando dois motores arranjados na mesma asa (B, C) daaeronave (A) falharem simultaneamente.

3.- Dispositivo, de acordo com a reivindicação 2,caracterizado pelo fato de o citado meio de controle (3)ser produzido para controlar, quando disparado:quando nenhum motor falhar, todos os quatro motores(Ml a M4) ;quando um motor externo (Ml, M4) falhar, somenteos dois motores internos (M2, M3), em ambos lados dafuselagem;quando um motor interno (M2, M3) falhar, somenteos dois motores externos (Ml, M4) , em ambos lados dafuselagem;quando os dois motores externos (Ml, M4) falharem,os dois motores internos (M2, M3) , em ambos lados dafuselagem;- quando os dois motores internos (M2, M3) falharem,os dois motores internos (Ml, M4) , em ambos lados dafuselagem;quando o motor interno (M3) de uma primeira asa (C)e o motor externo (Ml) da segunda asa falharem, os doismotores (M2, M4) que não falharam.

4.- Dispositivo, de acordo com a reivindicação 1,para uma aeronave de três motores, provida de um motorarranjado em cada uma de suas asas, e um motor adicionalna fuselagem, caracterizado pelo fato de o citado meio deinibição da citada função de proteção ser produzidode modo a inibir a ativação da citada função de proteção,somente quando pelo menos um dos motores arranjado nasasas falhar.

5.- Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 4, caracterizado pelo fato de ocitado meio de disparo (6) ser associado a umapluralidade de sensores (Cl, C2, ..., Cn) para medir pelomenos alguns dos seguintes parâmetros: a incidência daaeronave (A) , atitude longitudinal da aeronave (A) ,velocidade de inclinação da aeronave (A) , velocidade erazão de desaceleração da aeronave (A) , número de Mach daaeronave (A) , posição de slats e flaps da aeronave (A) ,altura de rádio da aeronave (A) , posição do manche, eparâmetros de motor, para detectar uma falha de motor.

6. - Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 5, caracterizado pelo fato de ocitado meio de disparo (6) levar em conta como condiçãode disparo:primeiras condições relativas à autorização dedisparo; esegundas condições relativas à autorização dedisparo,que devem ser preenchidas simultaneamente para gerarum disparo.

7. - Dispositivo, de acordo com a reivindicação 6,caracterizado pelo fato de as citadas primeiras condiçõesserem preenchidas, se verificada pelo menos umadas seguintes situações:a incidência da aeronave (A) é maior ou igual aum primeiro valor de incidência, e há uma condição debaixa energia durante um pré-determinado período de tempo;a incidência da aeronave (A) é maior ou igual a umsegundo valor de incidência;o meio de proteção de incidência está engatado, eum membro de controle da aeronave (A) está em uma posiçãopróxima à posição de parada de nariz para cima;a atitude da aeronave (A) é maior ou igual a um pré-determinado valor de atitude, e o membro de controle estáem uma posição próxima à posição de parada de narizpara cima.

8. - Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações 6 e 7, caracterizado pelo fato deas citadas segundas condições serem preenchidas se foremverificadas todas as seguintes situações simultaneamente:a altura da aeronave (A) em relação ao solo é maiorque um pré-determinado valor de altura no instante daaterrissagem;o número de Mach da aeronave (A) é menor que um pré-determinado valor de número de Mach; euma pluralidade de sistemas particulares da aeronave(A) é válida.

9.- Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 8, caracterizado pelo fato deadicionalmente compreender pelo menos um meio (9) capazde ser operado por um operador, e produzido de modo adesativar a citada função de proteção quando for operado.

10.- Dispositivo, de acordo com qualquer uma dasreivindicações de 1 a 9, caracterizado pelo fato de ocitado meio de controle (6) ser produzido de modo acontrolar, quando a função de proteção estiverdesativada, pelo menos alguns motores que não falharam,de modo que estes produzam o empuxo máximo para decolageme/ou retomada.

11.- Aeronave, caracterizada pelo fato de compreenderum dispositivo (1), tal como reivindicado em qualquer umadas reivindicações 1 a 10.