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Caratteristiche EJ200 Flight testing
Caratteristiche EJ200 Flight testing Cap. LATELA Ing. Marco Reparto Sperimentale Volo NETMA EUROJET RR RR MTU MTU EUROFIGHTER AVIO AVIO ITP ITP BAES BAES EADS EADS (DASA) (DASA) ALENIA ALENIA EADS EADS (CASA) (CASA) EJ200 Overview OVERALL LENGTH 4.0m (157in) INLET DIAMETER 0.74m (29in) TYPICAL WEIGHT 990-1035kg (2180-2280lb) THRUST 60KN (13,500 lbf) MAX DRY THRUST AFTERBURNER 90KN (20,000 lbf) Nominal 100% NL Nominal 100% NH 12800 rpm 18000 rpm BY-PASS RATIO 0,4 : 1 EJ200 PRESSURE RATIO 26 :1 TYPICAL AIR MASS FLOW 75-77kg/s (165-170lb/s) AVERAGE FUEL CONSUMPTION Max . DRY 22 g/KNs 0.77 lb/lb/hr) REHEAT 48 g/KNs (1.69 lb/lb/hr) LP COMPRESSOR 3 STAGE BLISK AXIAL FLOW STAGE 2 AIR OFF-TAKE CLOCKWISE RoT HP COMPRESSOR 5 STAGE AXIAL FLOW 3 STAGE BLISK ANTICLOCKWISE Rot, WITH VIGV’s COMBUSTION SYSTEM ANNULAR COMBUSTOR, Z RING COOLING 20 AIRSPRAY BURNERS (2 PREFENTIAL BURNERS) 2 IGNITORS, 1 HOT SHOT INJECTOR HP TURBINE SINGLE STAGE AXIAL FLOW SINGLE CRYSTAL BLADES UDIMET 720 DISK AIR COOLED NGVs THERMALLY ADJUSTED AIR COOLED LINERS LP TURBINE SINGLE STAGE AXIAL FLOW SINGLE CRYSTAL BLADES AIR COOLED NGVs GEARBOX ‘WRAP AROUND’ TYPE DRIVEN BY HPC MOUNTING FOR ACCESSORIES DRIVE TO AIRCRAFT GEARBOX ENGINE CONTROL FADEC - DECU ENGINE MONITORING FAULT DIAGNOSIS REHEAT SYSTEM BURN AND MIX SYSTEM HOT SHOT INJECTION VARIABLE CON-DI NOZZLE OIL SYSTEM SELF CONTAINED, FULLY AEROBATIC SQUEEZE FILM BEARINGS ODM FA (GASTOPS) Compito Comprendere le principali caratteristiche tecniche del motore EJ200 dell’EF Typhoon e le tecniche di flight testing impiegate nel corso del suo sviluppo. Scopo Apprendere gli standard (costruttivi e di performance) degli attuali “state of the art engines” che equipaggiano i moderni fighter jets, e le modalità di prova con cui essi vengono testati in volo. Sommario • • EJ200 Flight testing EJ200 - M01 LOW PRESSURE COMPRESSOR (LPC) M02 BEARING SUPPORT M03 INTERMEDIATE CASE M04 VARIABLE INLET GUIDE VANES (VIGV) M05 HP COMPRESSOR (HPC) M06 & 07 COMBUSTION ASSEMBLY M08 HP TURBINE ROTOR (HPTR) M09 GEARBOX M10 BYPASS DUCT M11 LP TURBINE STATIC (LPTS) M12 LP TURBINE (LPT) M13 TURBINE EXIT CASE (TEC) M14 AFTERBURNER (AB) JET PIPE M15 VARIABLE EXHAUST NOZZLE (EVN) DECU M01 LPC MTU GERMANY Peso: ca 150Kg; Lunghezza: ca 700mm; Diametro: ca 850mm. Rotazione oraria visto da dietro. PR di 5:1 3 Stadi in Titanio mossi da una turbina a singolo stadio 3 Schiere Rotoriche “Blisk”: •Schiere 1 e 2 Linear Friction Welds •Schiera 3 Electro Chemical Machining 3 Schiere Statoriche parte integrale del casing diviso in 3 sezioni: •Sezione 1 con Milled Isogrid Pattern (resistenza e leggerezza) •Sezione 2 Air bleed per pressurizzazione di fuel tank LPC Bypass Air per alimentare ACAC, per raffreddamento TEC e cono scarico. DECU montato sul Case esterno ant. EJ200 M02 BEARING SUPPORT RR UK Provvede da supporto per la sezione rotante del LPC Trasmette la spinta generata dal LPC al M03 Dotato di Ruota Fonica che, con il sensore di velocità LP, genera un segnale proporzionale a NL. EJ200 M03 INTERMEDIATE CASE RR UK Trasmette i carichi della spinta motore alla struttura del velivolo attraverso il Thrust Spigot. Titanio/vanadio/molibdeno/cromo/alluminio La parte esterna è parte del BYPASS DUCT e separa il flusso LPC in CORE e BYPASS Punti d’attacco su cui viene montata la gearbox Ospita il sensore di velocità LP EJ200 EJ200 M04 VIGV MTU GERMANY Incrementa l’Operating Range del HPC Singolo Stadio di 38 vanes, connessi ad un Unison Ring mosso da due attuatori idraulici (Master e Slave). Componente principale (insieme al VEN) del AFCS Sotto controllo del DECU EJ200 M05 HPC MTU GERMANY Rotazione antioraria visto da dietro. PR di 6:1 HPC Outlet Temperature ca 500 C HPC Outlet Pressure ca 2700Kpa 5 Stadi mossi da una turbina a singolo stadio •3 Schiere Rotoriche “Blisk” (Rotary Friction Welds) •2 Schiere Rotoriche attaccate ai dischi per mezzo di “Circumferential slot” Dal 3 Stadio aria (390 C) per raffreddamento del LP NGV del LPTS Dal 5 Stadio aria per raffreddamento del Sistema Combustione (Air Film Cooling), LPTR, condizionamento cabina, tuta anti g. EJ200 M06&7 Combustion Assembly RR UK M06 Sistema di Combustione Controlla il flusso d’aria intorno al combustore Comprende: 114 HPC OGVs Valvola di alimentazione principale 20 vaporizzatori (di cui 2 preferenziali) P3/T3 sonda ACAC per raffreddamento casing esterno con aria dal 5 stadio HPC Iniettore HOT SHOT per AB M07 Camera di combustione anulare Posto dove avviene la combustione (ca 2000°C) Indirizza i gas caldi sulla HPT Low smoke operations Z Rings forati per raffreddamento per convezione (Air Film Cooling) 44 HPT NGV raffreddati ad aria M08 HPTR RR UK Converte l’energia chimica dei gas di combustione in meccanica per trascinare il HPC 64 palette (Nickel Titanio), Single crystal, Powdered Metallurgy Temperature dell’ordine di 1900 K, con Multipass Air Cooling e Thermal Barrier Coating Pirometro ottico montato sul case della turbina EJ200 Pirometro Ottico Avio ITALY EJ200 M09 GEARBOX Avio ITALY Montata nella parte inferiore del motore e attaccata al M03 Casing in lega di magnesio Trascinata dal HPC Fornisce potenza meccanica agli accessori: MAIN ENGINE FUEL PUMP (MEFP) COMBINED OIL PUMP (COP) AFTERBURNER FUEL CONTROL UNIT (ABFCU) HYDRAULIC POWER GENERATING UNIT (HPGU) OIL TANK and OIL FILTER OIL TEMPERATURE PROBE OIL LOW LEVEL WARNING SWITCH POT SHAFT (alimenta il SPS) EJ200 M10 BYPASS DUCT ITP Spain Posizionato tra l’Intermediate Case (M03) e il AB Jet Pipe (M014) Struttura ISOGRID in lega di Titanio per leggerezza e resistenza Incanala il flusso d’aria dal LPC per: Post combustione Raffreddamento motore Raffreddamento cono di scarico Raffreddamento TEC Provvede punti di montaggio per: MAIN FUEL METERING UNIT, Iniettori FCOC, ACAC, Tubi Olio, Sensore P3/T3, Iniettore HOT SHOT EJ200 M11 LPTS Avio ITALY Indirizza i gas dal HPT alla LPT e sostenta le parti posteriori degli alberi LP e HP Casing in lega di Nickel 20 LPT NGV’S raffreddati ad aria (3° stadio HPC) EJ200 M12 LPT Avio ITALY Trascina il LPC Disco in lega di Nickel 90 palette, Single Crystal con Radial Air Cooling EJ200 M13 TEC ITP Spain 30 vanes per raddrizzare i gas provenienti dal core engine (riduzione di flussi distorti) Il Cono aumenta la Ps del flusso nel cono di scarico, riducendone la velocità. Parte posteriore del Cono forata per permettere il passaggio di aria di raffreddamento proveniente dal HPC-BYPASS EJ200 M14 AB JET PIPE Avio ITALY 65 Kg, 1340mm lunghezza, 720mm diametro Casing a struttura ISOGRID PATTERN in lega di Titanio Al suo interno: Smorzatori di Screech Multiforati 15 CORE vaporizzatori e Stabilizzatori di fiamma 15 PRIMARY vaporizzatori 15 BYPASS Fuel SPRAYERS (ognuno con 4 spruzzatori) Al suo esterno: Condotti e valvole di distribuzione combustibile Sensori di vibrazioni EJ200 M15 VEN ITP SPAIN Confina ed indirizza i gas di scarico e controlla la pressione nel cono di scarico 4 Attuatori idraulici sincronizzati comandano I petali attraverso un Actuator Ring (AR). 12 Petali convergenti MASTER e 12 SLAVES 12 Petali divergenti MASTER e 12 SLAVES. LVDT traduce la posizione AR e manda il segnale al DECU, che viene tradotto in una specifica Nozzle Area Sensore di Pressione (P7 PROBE) EJ200 EJ200 Digital Engine Control Unit • • • • Parte del FADEC Montato sul LPC Fuel cooled 2 linee indipendenti EJ200 Digital Engine Control Unit Flight Testing • Prove di accensione al suolo • Prove di riaccensione in volo • Prove di carefree handling • Valutazione interfaccia uomomacchina • Prove pilot-in-the-loop Flight Testing Prove di accensione al suolo MAX A/B A/B APU MIN A/B MAX DRY FONTE DI ENERGIA POTENZA ESTERNA DRY IDLE SHUT IDLE SHUT SECONDO MOTORE STARTER 5% NH: INIEZIONE DEL COMBUSTIBILE ACCENSIONE CANDELETTE CONTROLLO INIZIALE RAGGIUNTO NH MINIMO TERMINE SEQUENZA TEMPO NH DOT TBT MAX Flight Testing Prove di accensione al suolo Parametri di prova • Fonte di energia – APU – External power – Live engine • Stato del sistema – Cold start – Hot start • Condizioni ambiente – Quota pressione – Temperatura • Vento – Tailwind Flight Testing Prove di accensione al suolo Parametri rilevati • Condizioni di prova • Temperatura olio e motore • Tempi – Inizio rotazione – Light-up – IDLE • Temperatura massima TBT • Accelerazione giri NH Flight Testing Prove di accensione al suolo NHL IDLE - 2% 62% LTHROT [MM] PLDL [MM] NHR 5% NHL [PCT] NHIDDL [PCT] NHL / NHR PLDL LTHROT 2200003 [DGC] TPLD TROT T5% T62% IGNCOMAL [EV] IGNCOMBL [EV] TIDLE TSTART (single eng) TSTART (double eng) FFMDL [KG/S] OAT [°C] 14 QNH 32180 32200 OIL T T511 IGN TPLD TROT at start at start [mbar] [°C] [°C] [sec] [sec] 1029 18 15 A 3.4 1.8 T5% 32280 32300 32320 T62%32260TIDLE TSTART TIGN Power source [sec] T511 max [°C] [sec] [sec] [sec] [sec] 1.6 28.1 31.9 37.1 3.3 338.0 APU 32220 32240 TIME [S] Flight Testing Prove di accensione al suolo 50 40 30 20 OAT [°C] 10 0 START TYPE: -10 APU DOUBLE COLD APU DOUBLE -20 APU SINGLE COLD XBLEED COLD XBLEED -30 XBLEED HOT EXTERNAL DOUBLE COLD -40 20 25 30 35 40 TIDLE [sec] 45 50 55 60 Flight Testing Flight Testing • Prove di accensione al suolo • Prove di riaccensione in volo • Prove di carefree handling • Valutazione interfaccia uomomacchina • Prove pilot-in-the-loop Flight Testing Prove di riaccensione in volo . m CLP = Pn Vcomb n = 1.8 rapporto aria / combustibile 40 35 INSTABILE 30 25 limite povero 20 STABILE 15 10 limite ricco INSTABILE 5 0 0 20 40 60 80 CLP [lbm/s atm^1.8 ft^3] 100 Flight Testing Prove di riaccensione in volo FLAMEOUT HOT RELIGHT WINDMILLING COLD RELIGHT Flight Testing Prove di riaccensione in volo P2 P3 PAMBIENTE molto più bassa ad alta quota poca compressione nella presa d’aria (Mach subsonico) il compressore estrae energia dal flusso espandendolo anzichè comprimerlo ( P3 < P2 ) P3 è più bassa anche della pressione statica al livello del mare Campo di stabilità della combustione ulteriormente ristretto Flight Testing Prove di riaccensione in volo Parametri di prova • Inviluppo Quota/Mach • Energia di accensione – Assisted (bleed air dal motore vivo) – Unassisted • Carico Motore (estrazione di potenza dall’albero di alta pressione) – Unloaded – Loaded • Stato del motore – Hot – Cold Flight Testing Pressure altitude Prove di riaccensione in volo Unassisted relight (0 kW) Assisted relight 10kW 17kW 30kW Mach Flight Testing Prove di riaccensione in volo Flight Testing Flight Testing • Prove di accensione al suolo • Prove di riaccensione in volo • Prove di carefree handling • Valutazione interfaccia uomomacchina • Prove pilot-in-the-loop Flight Testing RAPPORTO DI COMPRESSIONE Prove di carefree handling linea di stallo A linea di B funzionamento stabilizzato curve iso-giri PORTATA ARIA CORRETTA N Ncorr = θ W θ Wcorr = δ θ=t T2 SSL P2 Margine di stallo = A / B δ=p SSL Flight Testing Prove di carefree handling Condizioni operative critiche per il margine di stallo • Variazioni rapide di regime • Alta incidenza e/o derapata • Ingestione della scia dei missili o dei gas di sparo del cannone • Funzionamento ai bassi regimi corretti • Funzionamento ad alta quota • Accensione e modulazione A/B Flight Testing Prove di carefree handling Variazioni rapide di regime rapporto di compressione combustibile temperatura accelerazione rapporto di compressione decelerazione inerzia giri portata portata Flight Testing Prove di carefree handling Variazioni rapide di regime rapporto di compressione combustibile FAN temperatura rapporto di compressione HPC decelerazione inerzia HPC giri NH accelerazione portata inerzia FAN giri NL portata rapporto di compressione FAN Flight Testing Prove di carefree handling Alta incidenza e/o derapata distribuzione di pressione non uniforme regione di alta pressione regione di bassa pressione vista frontale del compressore Flight Testing Prove di carefree handling rapporto di compressione Alta incidenza e/o derapata stallo la regione di bassa pressione opera in questo punto pressione nominale (pressione media) la regione di alta pressione opera in questo punto portata regione di bassa pressione regione di alta pressione riduzione del margine di stallo Flight Testing Prove di carefree handling • Temperature localmente molto elevate (100-200°C) • Variazioni di temperatura estremamente rapide • Distribuzione di temperatura non uniforme rapporto di compressione Ingestione della scia di missili o dei gas di sparo cannone rapido aumento di θ portata Flight Testing Prove di carefree handling Funzionamento ai bassi regimi corretti ρ2 V2 A2 ρ3 V3 A3 i VX V W U Conservazione della portata: ρ2 V2 A2 = ρ3 V3 A3 ρ3 ρ2 ρ3 V2 V3 V2 V3 rapporto di compressione ρ2 A riduzione del margine di stallo B portata Flight Testing Prove di carefree handling Funzionamento ai bassi regimi corretti ρ2 verso il bloccaggio verso lo stallo V2 ρ3 V3 N ρ2 ρ3 V2 V3 NL NH Flight Testing Prove di carefree handling Funzionamento in alta quota rapporto di compressione possibile stallo l a e n i d riduzione della efficienza del compressore innalzamento della linea di funzionamento llo a t is a il ne to n e m a ion z n u f di portata RIDUZIONE DEL MARGINE DI STALLO abbassamento della linea di stallo distacco prematuro del flusso Flight Testing Prove di carefree handling Accensione e modulazione A/B STALLO DEL FAN IL DISTURBO SI PROPAGA NEL CONDOTTO DI BYPASS SI GENERA UN DISTURBO DI PRESSIONE INCORRETTA MODULAZIONE UGELLO ACCENSIONE A/B Flight Testing Prove di carefree handling Metodologie di prova • Fast throttle manoeuvres: SLAM CHOP MAX A/B MAX A/B MAX A/B MIN A/B MIN A/B MIN A/B MAX DRY MAX DRY MAX DRY IDLE IDLE IDLE SHUT SHUT SHUT • Wind Up Turns (WUT) • Steady Heading Sideslip (SHSS) RESLAM Flight Testing Prove di carefree handling Esempio di SLAM: da IDLE a MAX A/B NLDEML NLL MAX A/B MIN A/B MAX DRY NHMAXL NHIDDL NHL TBTL TBTMAXL IDLE SHUT VGVPL LA8PCT NL MAX NH IDLE DLIMCPL TBT MAX NH DOT -5 0 5 10 15 20 25 Flight Testing Flight Testing • Prove di accensione al suolo • Prove di riaccensione in volo • Prove di carefree handling • Valutazione interfaccia uomo-macchina – campo DRY – campo A/B Prove pilot-in-the-loop Flight Testing Valutazione interfaccia uomo-macchina Il pilota regola la richiesta esclusivamente tramite la manetta MAX A/B A/B MIN A/B MAX DRY DRY IDLE SHUT SHUT TORNADO MB 339 CD Flight Testing Valutazione interfaccia uomo-macchina MANETTE LP COCK SINISTRA LP COCK DESTRA Valutazione interfaccia uomo-macchina Flight Testing MHDD PAGINA MOTORE INDICATORE GIRI NL W NL NH L1 L2 AJ AJ NL NL L RHT L OIL T R OIL T R RHT L FUEL T L DECU R DECU R FUEL T L OIL P L FIRE R FIRE R OIL P L VIBR R VIBR TBT TBT L1 L2 ENG HYD WPN TAXI NOZZ FUEL WP Flight Testing Valutazione interfaccia uomo-macchina Campo DRY: modulazione della spinta OBIETTIVO: ottenere una relazione lineare tra la posizione manetta e la spinta MAX A/B A/B MIN A/B DRY SPINTA MAX DRY IDLE SHUT SHUT POSIZIONE MANETTA Flight Testing Valutazione interfaccia uomo-macchina Campo DRY: modulazione della spinta 2 filosofie principali: la posizione della manetta comanda i giri NH o i giri NL CONDIZIONI DI VOLO MAX A/B MAX DRY DRY IDLE SHUT SHUT NL RICHIESTI MIN A/B NH RICHIESTI A/B POSIZIONE MANETTA POSIZIONE MANETTA CONTROLLO RICHIESTA COMBUSTIBILE Flight Testing Flight Testing • • • • Prove di accensione al suolo Prove di riaccensione in volo Prove di carefree handling Valutazione interfaccia uomomacchina – campo DRY – campo A/B • Prove pilot-in-the-loop Flight Testing Valutazione interfaccia uomo-macchina Accensione A/B: controllo sequenza MAX A/B A/B MIN A/B MAX DRY DRY IDLE SHUT SHUT ACCENSIONE CONTROLLO CRITERI DI SELEZIONE PRIMING DEL COMBUSTIBILE PRE-APERTURA UGELLO HOT SHOT Flight Testing Valutazione interfaccia uomo-macchina Campo A/B: modulazione della spinta In A/B la posizione della manetta comanda l’apertura dell’ugello MAX A/B A/B CONDIZIONI DI VOLO MIN A/B DRY IDLE SHUT SHUT SEZIONE UGELLO RICHIESTA MAX DRY RICHIESTA COMBUSTIBILE PRIMARY POSIZIONE MANETTA CORE BYPASS Flight Testing Valutazione interfaccia uomo-macchina Campo A/B: modulazione della spinta MAX A/B SEZIONE UGELLO A/B MIN A/B MAX DRY PRIMARY DRY CORE IDLE SHUT SHUT BYPASS ACCENSIONE MODULAZIONE Flight Testing Valutazione interfaccia uomo-macchina Campo A/B: controllo dei limiti MAX A/B A/B MIN A/B MAX DRY DRY IDLE SHUT SHUT • il regime di funzionamento del motore parte DRY deve rimanere quanto più possibile inalterato per non complicare il controllo • il controllo dei limiti del motore parte DRY resta comunque attivo • Il valore di TBT MAX viene di solito incrementato in regime A/B Flight Testing Flight Testing • Prove di accensione al suolo • Prove di riaccensione in volo • Prove di carefree handling • Valutazione interfaccia uomo-macchina • Prove pilot-in-the-loop Flight Testing Prove pilot-in-the-loop • Definizione task – Contesto operativo – Alto guadagno • Definizione tolleranze – Desiderabili – Adeguate Esempio di prove pilot-in-the-loop Flight Testing Fasi di volo in formazione e rifornimento in volo Flight Testing Prove pilot-in-the-loop • Problemi riscontrati – Ritardo nella risposta – Risposta lenta del motore/velivolo – PIO • Area – Quote medio alte e/o bassa velocità – Regime intermedio di giri NH Flight Testing Prove pilot-in-the-loop AIRCRAFT CHARACTERISTICS DEMANDS ON THE PILOT IN SELECTED TASK OR REQUIRED OPERATION HQR Excellent, highly desirable Pilot compensation not a factor for desired performance 1 Good, negligible deficiencies Pilot compensation not a factor for desired performance 2 Fair, some mildly unpleasant deficiencies Minimal pilot compensation required for desired performance 3 Minor but annoying deficiencies Desired performance requires moderate pilot compensation 4 Moderately objectionable deficiencies Adequate performance requires considerable pilot compensation 5 Very objectionable but tolerable deficiencies Adequate performance requires extensive pilot compensation 6 Major deficiencies Adequate performance not attainable with maximum tolerable pilot compensation, controllability not in question 7 Major deficiencies Considerable pilot compensation is required for control 8 Major deficiencies Intense pilot compensation is required to retain control 9 Major deficiencies Control will be lost during some portion of required operation 10 Yes Is it satisfactory without improvement? No Deficiencies warrant improvement Yes Is adequate performance attainable with tolerable pilot workload? No Deficiencies require improvement Yes Is it controllable? Pilot decisions No Improvement mandatory Cooper-Harper Ref. NASA TND-5153 Prove pilot-in-the-loop Flight Testing Parametri quantitativi • Risposta immediata (short term response) – – – – Ritardo iniziale (TA) e Onset (TB) per Slams Ritardo iniziale (TC) e Onset (TD) per Reslams Limiti di accelerazione/decelerazione motore Deadband PLD TA O D NH T TC TD TB T95% • Risposta a lungo termine (long term response) –T95% Prove pilot-in-the-loop Parametri quantitativi: TA e TB 0.80 0.70 0.60 TA [sec] 0.50 0.40 0.30 Spec requirement 0.20 0.10 0.00 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 Total pressure, Po [kPa] 1.20 1.10 1.00 0.90 TB [sec] 0.80 0.70 0.60 0.50 Spec requirement 0.40 0.30 0.20 0.10 0.00 0 20 40 60 80 100 Total pressure, Po [kPa] 120 140 160 180 Flight Testing Flight Testing Prove pilot-in-the-loop Parametri quantitativi: TC e TD 1.2 1.1 1.0 0.9 TC [sec] 0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 Spec requirement 0.2 0.1 0.0 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 TD [sec] Total pressure, Po [kPa] 1.8 1.7 1.6 1.5 1.4 1.3 1.2 1.1 1.0 0.9 0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1 0.0 Spec requirement 0 20 40 60 80 100 Total pressure, Po [kPa] 120 140 160 180 Flight Testing Prove pilot-in-the-loop Analisi: esempio di slam e reslam 120 PLDL [mm] 0 120 44330.0 44340.0 44350.0 44360.0 44370.0 44380.0 44390.0 44400.0 44410.0 44340.0 44350.0 44360.0 44370.0 44380.0 44390.0 44400.0 44410.0 NHL [%] 0 44330.0 Prove pilot-in-the-loop Flight Testing Campo DRY: effetto dei limiti sull’autorità manetta NL LIMITE MAX DRY MAX A/B MIN A/B MAX DRY MAX DRY deadband NH IDLE IDLE IDLE deadband SHUT Posizione manetta (PLD) Prove pilot-in-the-loop Flight Testing Campo DRY: ottimizzazione deadband a MAX DRY NL LIMITE MAX DRY MAX A/B A/B MIN A/B MAX DRY NH IDLE DRY IDLE SHUT SHUT IDLE deadband Posizione manetta (PLD) Svantaggio: l’ottimizzazione della deadband a MAX DRY va a scapito della deadband ad IDLE Prove pilot-in-the-loop Flight Testing NL Campo DRY: ottimizzazione deadband ad IDLE LIMITE MAX DRY MAX A/B A/B MIN A/B d NL MAX DRY DRY d PLD NH IDLE IDLE SHUT SHUT Posizione manetta (PLD) Svantaggio: variazione della caratteristica di controllo (si riduce la sensibilità della manetta) Flight Testing Prove pilot-in-the-loop • PROBLEMI – Deadband manetta (Incremento NHIDLE in quota Æ maggiore deadband) – Limitata capacità di accelerazione/decelerazione (margini ridotti di accelerazione a decelerazione all’incrementare della quota) – Ritardi della risposta • SOLUZIONE – Adozione di nuove schedules implementate nel software DECU
