Dispense AA 2008-2009 - Politecnico di Milano

Politecnico di Milano
Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale
Sperimentazione in Volo
Appunti del corso - ing. Paolo Chimetto
Redatta da Riccardo Ronchi
2008-2009
Prefazione
Da qualche anno è stato inserito un corso di introduzione alle prove di volo nel piano di insegnamento
della laurea in Ingegneria Aeronautica del Politecnico di Milano. Lo scopo del corso è di offrire allo
studente una panoramica sul processo di prova, sulle procedure e tecniche di base, nonché l’opportunità di
eseguire, in prima persona, una prova di volo reale, con tutto quello che essa comporta. Le attività collegate
alla sperimentazione in volo sono molteplici, ed in generale formano un compendio ingegneristico di tutte le
discipline specialistiche che compongono la “scienza” del progetto aeronautico.
Diversi libri si occupano in modo esauriente di prove di volo, per lo più in lingua inglese. Infatti nel
mondo anglosassone non solo da tempo sono state codificate tecniche, procedure, metodi di prova e di
analisi dati, ma si sono create scuole ed associazioni professionali dedicate al mondo delle prove di volo. In
alcuni casi la figura del “flight test engineer” è riconosciuta e valorizzata quanto quella del pilota
sperimentatore. Ecco anche perché molti termini di uso comune sono inglesi (ed in queste dispense sono
largamente usati).
È parso dunque opportuno raccogliere in una dispense composta da agili capitoli una sintesi del corso in
lingua italiana con un approccio meno accademico e più divulgativo, per presentare un’attività fondamentale
nello sviluppo di ogni nuova macchina volante, senza appesantirla di eccessivi approfondimenti teorici, sui
quali pur si fonda, ma sottolineandone le caratteristiche proprie con esempi ricavati dall’esperienza personale
o dalla memoria collettiva della comunità delle prove di volo.
Il corso, proposto agli studenti del secondo anno specialistico, è basato su:
•
•
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lezioni, composte di brevi richiami teorici ma soprattutto sull’esposizione del processo di prova,
delle procedure, dei metodi e delle tecniche di esecuzione delle varie prove, proponendo esempi
concreti e, ove possibile, esempi reali e “lessons learned”;
esercitazioni, in cui i metodi di riduzione ed elaborazione dati vengono applicati a casi concreti;
esecuzione di una prova di volo reale, in cui lo studente progetta ed esegue un vero test in volo,
con un velivolo strumentato, in accordo al tipico processo di prova: elaborazione requisito,
esecuzione prova e raccolta dati, analisi e presentazione risultati
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Un ringraziamento ai colleghi del Politecnico, che mi sostengono nel tentativo di “educare” alla professione
con un approccio nuovo ma con pochi mezzi, ai ragazzi che hanno seguito e che seguono il corso con
entusiasmo e curiosità, a Giovanni Bonaita e Lorenzo Trainelli, compagni di avventura e “sperimentatori” in
continua ricerca di miglioramento.
Un grazie anche a chi, con pazienza e passione per la sintesi, ha saputo condensare nelle poche pagine
seguenti il contenuto a volte non proprio “organizzato” delle lezioni del 2009.
Paolo Chimetto
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Indice
1.
Introduzione alle prove in volo............................................................................................................. 7
Cosa sono?................................................................................................................................................ 7
Piccola storia ............................................................................................................................................ 7
Di cosa si occupano.................................................................................................................................. 8
Organizzazioni.......................................................................................................................................... 9
Il processo di prova ................................................................................................................................ 11
Pianificazione ......................................................................................................................................... 12
Esecuzione.............................................................................................................................................. 13
Analisi dei dati........................................................................................................................................ 13
Reporting................................................................................................................................................ 13
2.
I principi ............................................................................................................................................. 14
L’atmosfera ............................................................................................................................................ 14
Atmosfera standard................................................................................................................................. 14
Pesi, inerzie e centraggio........................................................................................................................ 15
Inviluppi di volo ..................................................................................................................................... 16
3. L’ABC delle prove in volo..................................................................................................................... 17
Sistemi di Riferimento............................................................................................................................ 17
Pitot Static System.................................................................................................................................. 18
Calibrazione dati aria.............................................................................................................................. 19
Normative di riferimento PEC................................................................................................................ 22
4. Prestazioni .............................................................................................................................................. 23
Pillole di aerodinamica........................................................................................................................... 23
Prove di stallo......................................................................................................................................... 25
Decollo ................................................................................................................................................... 27
Atterraggio ............................................................................................................................................. 29
Crociera .................................................................................................................................................. 29
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Salita....................................................................................................................................................... 31
Prestazioni non stabilizzate .................................................................................................................... 32
Virata...................................................................................................................................................... 33
5. Stabilità e controllo ................................................................................................................................ 34
Stabilità statica ....................................................................................................................................... 34
Stabilità statica - Longitudinale.............................................................................................................. 35
Stabilità statica - Latero-direzionale....................................................................................................... 40
Stabilità dinamica ................................................................................................................................... 43
Stabilità dinamica - Longitudinale ......................................................................................................... 44
Stabilità dinamica – Latero-direzionale.................................................................................................. 44
Handling Qualities.................................................................................................................................. 47
Agility..................................................................................................................................................... 50
Misure e parametri...................................................................................................................................... 51
Progettare la strumentazione .................................................................................................................. 52
Sistemi di acquisizione e analisi dei dati................................................................................................ 55
Alta incidenza e vite ................................................................................................................................... 59
Departure, deep stall, vite....................................................................................................................... 59
Equazioni di moto .................................................................................................................................. 61
Requisiti Post-Stallo ............................................................................................................................... 64
Svolgimento di una prova....................................................................................................................... 65
Strumentazione....................................................................................................................................... 67
Recupero in situazione d’emergenza...................................................................................................... 67
Tecniche di recupero .............................................................................................................................. 68
Prove strutturali - statica............................................................................................................................. 70
Prove strutturali - dinamica ........................................................................................................................ 75
Flutter ..................................................................................................................................................... 75
Buffet...................................................................................................................................................... 78
Avionica e sistemi ...................................................................................................................................... 81
Propulsione............................................................................................................................................. 81
Impianto combustibile............................................................................................................................ 85
Carrello d’atterraggio ............................................................................................................................. 86
Environmental Control System .............................................................................................................. 87
5
Avionica ................................................................................................................................................. 88
Prove speciali ............................................................................................................................................. 92
Rumore ................................................................................................................................................... 92
Ghiaccio ................................................................................................................................................. 94
Altre prove speciali e con carichi esterni ....................................... Errore. Il segnalibro non è definito.
Nota: le illustrazioni delle dispense sono riprese dalle presentazioni effettuate nelle lezioni. A loro volta, le
presentazioni riportano materiale proveniente dalla letteratura esistente, come pubblicazioni NASA, SFTE ed
articoli tecnici.
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1. Introduzione alle prove in volo
Per arrivare sulla luna l’uomo ci ha impiegato 66 anni. Se si pensa che comunemente si considera come primo
volo il piccolo balzo compiuto dal Flyer dei fratelli Wright, nel dicembre 1903 a Kitty Hawk e che, nel luglio
1969 Neil Armstrong ha posato per primo un piede umano sul nostro satellite, si deve convenire che lo
sviluppo dell’aeronautica ha dell’incredibile. Ma perché si considera proprio il primo volo dei Wright come il
Primo? Tutto sommato molti altri pionieri avevano già compiuto balzi simili, a quel tempo. Quello però che
per primi i Wright hanno fatto è aver tenuto traccia “scientifica” delle loro azioni e delle scelte tecniche
effettuate. Nei loro diari troviamo accurata descrizione delle prove, dei dati e delle tecniche di volo effettuate.
I primi voli sono stati in effetti le prime prove di volo.
Cosa sono?
Esistono molte interpretazioni su cosa siano le Prove di Volo. Per l’ AIAA Flight Test Technical Commitee
”Le prove di volo sono il processo attraverso il quale si ottengono dati”; per uno studente universitario degli
anni scorsi “È la verifica delle prestazioni di un progetto di aereo”; per un consigliere d’amministrazione di
una nota industria aeronautica “È una maniera costosa per perdere tempo”.
Riportiamo la definizione utilizzata dalla Society of Flight Test Engineers (SFTE), l’organizzazione che
raccoglie la maggior parte delle persone che ogni giorno effettuano sperimentazione in volo nel mondo: “Le
prove di volo sono un processo attraverso il quale si ottengono dati ed informazioni da un velivolo o
da un sistema progettato per operare nell’atmosfera.”.
Piccola storia
L’idea di raccogliere in modo sistematico le impressioni, i dati di volo e gli insegnamenti conseguenti, fu
largamente sviluppata da O. Lilienthal (1848-1896), grande pioniere tedesco che disse (in tedesco, ma lo
riportiamo in inglese) “to design a flying machine is nothing, to build it is not much, but to test it is
everything”. Ed ecco la parola magica, TEST, spesso accompagnata da EXPERIMENTAL (da cui la famosa
X degli X-planes), che consente ad una comunità di praticoni, quale era la prima generazione di pionieri, di
fare tesoro dei continui fallimenti, per arrivare al fatidico volo del 1903. Da allora non ci si è più fermati.
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Le due guerre mondiali, ed in mezzo a loro l’epoca delle grandi imprese, hanno consentito uno straordinario
sviluppo del mezzo aereo, che è passato dal “più veloce, più in alto, più lontano”, alla tecnologia della
sicurezza e della prestazione ecocompatibile di oggi.
Tutti i paesi hanno contribuito, in diversa misura, allo sviluppo aeronautico, ma è negli USA che la scienza
della sperimentazione in volo ha avuto una prima classificazione scientifica e conseguente standardizzazione:
fin dagli anni ’40 la NACA (North American Council for Aeronautics), organizzazione governativa nata per
lo sviluppo delle scienze aeronautiche e per la loro diffusione tra le industrie nazionali, e poi la NASA
(National Aeronautical & Space Administration), hanno posto le basi e poi hanno sviluppato i concetti che
hanno fatto della sperimentazione in volo una vera e propria branca del Know-how aeronautico.
Oggi tutti i paesi “sviluppati” che producono velivoli utilizzano processi e strumenti di prova molto simili, e
le associazioni professionali come la SFTE concorrono allo sviluppo ed alla diffusione della “scienza” delle
prove di volo, o come si dice più spesso, del Flight Test.
Di cosa si occupano
Chi vive nel mondo industriale, e quello aeronautico non sfugge alla regola, sa che in generale le percezioni
comuni di ogni attività sperimentale sono di un processo costoso, inaccurato, con ridotta capacità di controllo
delle variabili, lungo e troppo impegnativo.
Ma bisogna ricordare che la verifica sperimentale è sempre correlata al prodotto reale in ambiente e
condizioni reali, e molto spesso è la prova finale della bontà operativa di un progetto. Per questo è tuttora
l’elemento insostituibile di buona parte delle attività di certificazione.
L’oggetto delle prove di volo, nel senso classico e per i fini di queste dispense, sono i VELIVOLI
ATMOSFERICI, ed in particolare quelli:
a) Pilotati, sia Militari (es. Sistemi d’arma, Addestratori, Trasporto) che Civili (es. Passeggeri,
Cargo, Aviazione generale, Autocostruiti, Ultraleggeri)
b) Non pilotati, come Missili, Bersagli/Drones, Unmanned Air Vehicles (UAV)
La tipologia delle prove ricade in alcune categorie generali, che spesso si confondono o meglio si intersecano
l’una con l’altra:
1) Research Test: prove di ricerca, come DEM/VAL: Demonstration / Validation - dimostrazione di
nuovi concetti o configurazioni del velivolo o prove di nuovi sistemi od equipaggiamenti. Tipici esempi
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sono stati i velivoli da ricerca della NASA X-Planes, tra cui meritano un cenno X-1 (primo velivolo a
superare il muro del suono in volo orizzontale) ed X-15 (il velivolo più veloce di ogni tempo).
2) DT&E Development Test & Evaluation: dimostrazione di capacità di velivoli nuovi o
modificati. Sono le più diffuse ed impegnative, in termini di costi e di tempi di effettuazione.
Coinvolgono più aeromobili dello stesso tipo (prototipi, teste di serie, velivoli appositamente modificati),
di solito opportunamente strumentati. Sono prove di sviluppo, tese a valutare scelte di progetto e di
verifica del corretto funzionamento del velivolo o dei suoi sistemi, in fase ancora non definitiva di
configurazione.
3) Certification Test: Prove di Certificazione/Qualifica, volte alla verifica puntuale della rispondenza
del velivolo o dei suoi sistemi ai requisiti di progetto, espressi sotto forma di Specifica a di capitolato
contrattuale. Per i velivoli civili sono molto impegnative e dettate dalle normative internazionali.
4) OT&E Operational Test & Evaluation: Valutazioni operative, in genrale svolte in collaborazione
con il cliente dei velivoli, sia militari che civili. Sono mirate alla dimostrazione delle capacità di eseguire
una missione, alle dimostrazione di tattiche o dottrine di utilizzo, nel caso militare, oppure alla verifica
delle prestazioni su particolari tratte con differenti carichi, per i civili.
5) Ricerca difetti e introduzione modifiche, sempre più frequenti oggi dove si vede che la vita in servizio
si allunga sia per i velivoli civili che militari: si pensi ad esempio alle ri-motorizzazioni di velivoli civili con
motore meno inquinanti o dal consumo minore, oppure alla ricerca guasti in caso di malfunzionamento
di apparati ed equipaggiamenti.
6) Categorie speciali (TEST BED): sono velivoli conosciuti che vengono modificati appositamente per
provare particolari sistemi nuovi, che per ragioni di sicurezza si preferisce provare separatamente dal
velivolo di destinazione. Ad esempio le prove di un motore civile nuovo sono spesso eseguite su
plurimotori dotati di altri motori già in servizio; oppure un sistema avionico od un radar sono provati su
velivoli diversi, anche questi già in servizio.
Organizzazioni
Per poter affrontare tutti gli aspetti legati alla sperimentazione in volo è necessario stabilire una
organizzazione, che nel rispetto delle leggi e delle normative nazionali ed internazionali, affronti in maniera
struttura il processo di prova..
Le organizzazioni esistenti sono molto varie tra di loro: si va dalle grandi organizzazioni di ricerca od agenzie
di sicurezza di volo nazionali o sovranazionali (es. NASA negli USA, EASA in Europa), ai centri di Prove
Volo Militari (es. AFFTC di Edwards AFB, o NAVY FTC di NAS Patuxent River, le più famose in USA, o
ETPS di Boscombe Down in UK, EPNER in Francia, Il Reparto Sperimentale Volo di Pratica di Mare in
Italia) o Civili (es. FAA), ai dipartimenti Prove Volo delle industrie aeronautiche nazionali o dei consorzi
internazionali (si pensi soltanto al centro prove di Airbus a Tolosa, od a quello di Boeing ad Everett, vicino a
Seattle).
Spesso le organizzazioni nascono a seconda dei programmi che devono supportare: si hanno perciò dei team
di prova integrati ditta-cliente (ad es. in ambito militare si hanno gli ITT - Integrated Test Team). In alcuni
casi esistono organizzazioni dedicate e specializzate nell’effettuazione a contratto di prove particolari per
conto terzi (es. certificazioni di rumore, prove di sistemi antighiaccio…). Esistono anche organizzazioni
universitarie (es. Cranfield in UK, Delft in Olanda) che hanno velivoli strumentati che sono utilizzati per
ricerca, didattica od a contratto.
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Qualunque sia l’organizzazione, grande o piccola, famosa o sconosciuta, con molti mezzi o con poche risorse,
deve obbedire ad alcune caratteristiche tipiche, che riguardano i componenti (gli attori) ed il processo messo
in campo per l’effettuazione delle attività di prova.
Gli attori coinvolti sempre nelle prove di volo sono:
1. i Piloti: in generale piloti sperimentatori provengono dall’elite militare o civile dei loro paesi ed hanno
alle spalle esperienza ed addestramento specifico di prova: sono qualificati e certificati in base a
norme molto severe ed in genere hanno ottenuto la qualifica di Test Pilot da parte di una scuola
specializzata e riconosciuta in ambito internazionale. Sono i primi conoscitori dei velivoli e delle
procedure e tecniche di prova, sanno affrontare situazioni e condizioni di prova anche difficili. Molto
spesso sono inseriti nel processo di sviluppo di un velivolo fin dalle prime fasi della definizione ed
orientano le scelte tecniche di molte soluzioni di configurazione. Il pilota inoltre è il responsabile
ultimo del volo prova, sian per la condotta del velivolo, sia per l’accuratezza di esecuzione e della
tecnica utilizzata per i punti prova. Non a caso il pilota si indica come il Comandante del velivolo in
prova.
2. i Tecnici dell’ FTI. La strumentazione in ultima analisi è il sistema che consente di tradurre le prove
effettuate in dati utilizzabili per la verifica del progetto, sia essa di dimostrazione del corretto
funzionamento del velivolo e dei suoi sistemi, sia per la certificazione della configurazione del
velivolo. La strumentazione di bordo deve essere precisa, leggera, completa, verificabile e sicura. I
costi della strumentazione sono molto alti ed un attento esame dei requisiti di prova deve essere
sempre applicato in fase di progetto del sistema. Spesso le tecnologie più avanzate sono applicate
all’FTI: la telemetria ne è un esempio applicato anche in F1.
3. La Linea di Volo. Gli specialisti che preparano, modificano, manutengono i velivoli in prova sono in
genere la “squadra corse” della ditta o dell’organizzazione di prova. Spesso i velivoli sono prototipi
con documentazione non ancora completa (o addirittura mancante), con equipaggiamenti o parti in
sviluppo, con sistemi di strumentazione invasivi e complicati. Inoltre spesso vi è molta pressione sui
tempi di sviluppo o sui risultati da raggiungere. La linea volo è un mix di esperienza e capacità,
flessibilità e procedure ferree, buon senso tecnico ed intuizione, mirato all’avanzamento delle prove
in sicurezza.
4. La Conduzione Prove. I conduttori. Sono un po’ i registi ed i play-maker dell’attività di prova. Sono
i gestori delle prove, in quanto fungono di raccordo tra la parte operativa (piloti, linea volo) e quella
tecnica al fine di far progredire le attività in accordo ai piani di sviluppo, massimizzando il contenuto
tecnico dei voli, indirizzando le modifiche/variazioni di configurazione dei velivoli, pianificando
interventi e prove sui velivoli. Spesso sono anche gli unici che in tempo reale interagiscono tra i
tecnici di prova e l’equipaggio in volo (es. velivoli di alte prestazioni), preparano e conducono briefing
e de briefing dei voli assegnati.
5. I Flight Test Engineers. Gli ingegneri di prova progettano le prove, domandano la strumentazione
da utilizzare, partecipano alla preparazione del volo prova, elaborano i risultati di prova, traggono
conclusioni e raccomandano le azioni conseguenti. Da tempo il tecnico sperimentatore è una figura
diversa rispetto la progettista, nel senso che ha una sensibilità ed un approccio originale e
complementare rispetto a quello di chi “a freddo” pensa ad un nuovo sistema. In particolare l’FTE
conosce il complesso del velivolo e sa che ogni prova, anche la più particolare (es. provare una radio)
comporta l’impiego dell’intero velivolo con quel che ne consegue. Spesso l’FTE partecipa ai voli
prova e sa “tradurre” le indicazioni dell’equipaggio in suggerimenti tecnici ai progettisti, in quanto
utilizza i loro stessi strumenti: dati e risultati numerici, oggettivi, ottenuti compiendo attività codificate
e standardizzate.
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Il processo di prova
Le attività di prova nascono da requisiti. In termini generali i requisiti di prova sono un passo abbastanza a
valle di un processo più ampio che porta alla realizzazione di un nuovo velivolo, ad una sua variante, allo
sviluppo di un particolare sistema.
Le attività che fanno nascere esigenze di sperimentazione possono essere così riassunte:
- BISOGNI DEL MERCATO. Il mercato dell’aviazione non è molto diverso dagli altri: i prodotti sono
studiati a partire da quelli che sono i bisogni reali (o ritenuti tali) dai possibili clienti, siano essi le forze
aeree militari, le compagnie aeree civili, i singoli privati.
- STUDI DI FATTIBILITA’. Gli studi di fattibilità nascono da comparazioni, analisi, tecnologie in
sviluppo o già disponibili, che possano soddisfare le esigenze del mercato. A volte si accompagnano in
questo stadio delle attività di prova “demonstartion” o “proof of concept”, per dimostrare dal vero la
bontà di soluzioni innovative. Si pensi ad esempio al velivolo X-31, che ha dimostrato la capacità delle
industri americana e tedesca di produrre velivoli con capacità di manovra oltre lo stallo.
- DEFINIZIONE DEL PROGETTO/PROGRAMMA. Se il progetto ottiene l’approvazione di
fattibilità (industriale, tecnica, economica) si passa alla fase progettativa e si dispiega un programma o
progetto, che coinvolge più funzioni dell’impresa o dell’organizzazione incaricata. Di questo si occupa il
project management, che è ormai una branca ingegneristica autonoma.
- SPECIFICA DEI REQUISITI VELIVOLO/SISTEMI. Il progetto di un velivolo nasce dalle specifiche
di requisito del prodotto, nelle quali vengono stabilite le caratteristiche che il velivolo od i suoi sistemi
devono soddisfare.
- PROGETTAZIONE: SPECIFICHE TECNICHE. Dal punto di vista tecnico nascono ora le specifiche
tecniche, che descrivono le caratteristiche dei vari elementi, funzionali, fisici, costruttivi del nuovo
velivolo.
- SVILUPPO. La fase di sviluppo determina, con le revisioni di progetto via via più impegnative, la forma
e le prestazioni del velivolo. In questa fase vengono emessi disegni, schemi, effettuate analisi e calcoli di
previsione e vengono costruite parti ed assiemi del nuovo velivolo. Gli equipaggiamenti di fornitura
esterna vengono selezionati ed installati.
- SPERIMENTAZIONE. La sperimentazione fa parte in genere delle attività di sviluppo. Si fanno prove
di laboratorio, in galleria del vento, nei rig dedicati ai vari sistemi, prove strutturali su parti o sulla struttura
completa del velivolo. Ma soprattutto, per quanto riguarda noi, si fanno prove sul velivolo completo, a
terra ed in volo.
All’interno del processo di ingegneria si inserisce il sottoprocesso strutturato e logico delle prove in volo
11
.
Questo processo di articola in analisi dei requisiti, pianificazione delle attività, preparazione del
velivolo/strumentazione, esecuzione volo/i, analisi dei dati, discussione e presentazione dei risultati e
documentazione. Il volo di prova deve avere degli obiettivi ben precisi, avendo ben presente cosa bisogna
provare e quali misure devono essere effettuate. E’ necessario quindi preparare gli strumenti e i processi di
analisi ed infine come presentare i dati e i risultati ottenuti in maniera semplice e concreta.
Pianificazione
Gli elementi sono: obiettivi di prova, caratteristiche del velivolo, limitazioni applicabili, requisiti di
strumentazione, procedure di prova, condizioni meteo, equipaggio, aspetti di sicurezza, analisi dati, riunione
preparatoria/briefing, reporting.
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Esecuzione
Il flusso logico per l’esecuzione di una prova di volo è il seguente:
Test Plan
Test Card
Briefing
Test Flight
Debriefing
Data Analysis
Reporting
Analisi dei dati
L’analisi dei dati occupa la maggior parte del tempo totale legato alle prove in volo e può essere svolta in
real time grazie ai moderni calcolatori e nel post flight usando le registrazioni effettuate in volo. Di tutti i
dati collezionati vengono selezionati solo quelli necessari, di cui se ne verifica la bontà, sfruttando tecniche
specifiche per prova svolta. Il rispetto dei tempi assegnati è un fattore fondamentale, così come il
troubleshooting.
Reporting
•
•
•
•
Documento preventivo: Test Plan
Documento conclusivo: Test Report che contiene la presentazione dell’attività svolta, le deviazioni da
quanto si era previsto, analisi e risultati, conclusioni e raccomandazioni
Pianificazioni
Presentazioni e Papers
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2. I principi
L’atmosfera
Come già detto, la parte di atmosfera che viene presa in considerazione per la nostra trattazione è solo una
piccola porzione che si estende in quota fino alla tropopausa (60000 ft circa). Nell’atmosfera valgono
l’equazione dei gas perfetti e l’equilibrio idrostatico che, combinate, portano a:
. Se ne
deduce quindi che la variazione delle grandezze dell’equazione di stato, cioè temperatura, pressione e
densita, è funzione della quota. In particolare p e ρ diminuiscono con legge logaritmica all’aumentare della
quota. I valori in generale subiscono variazioni giornaliere, stagionali, sono influenzati dagli effetti solari e si
ha dipendenza dalla latitudine a cui ci si trova. Per quanto riguarda densità e temperatura si hanno errori
sistematici fino a ± 1%. Vista e considerata la variabilità delle condizioni, è stato introdotto un modello
d’atmosfera standard o aria tipo.
Atmosfera standard
Le caratteristiche principali dell’atmosfera standard sono legati ai valori medi che si hanno a 45° di
latitudine. Questo modello teorico viene impiegato per le prove in volo. Le ipotesi sono quelle di:
considerare l’aria un gas perfetto con umidità relativa pari allo 0% (aria secca), avere condizioni al livello del
mare costanti e note (p0, T0, ρ0 e g0) e variazione lineare della temperatura con la quota:
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Vengono definite le seguenti quote (altitude):
•
Quota Pressione (HP): è la quota geometrica corrispondente ad una data pressione in atmosfera
standard
•
Quota Densità: è la quota geometrica corrispondente ad una data densità in atmosfera standard
•
Quota Geopotenziale (HC): quota fittizia che si ottiene assumendo
in atmosfera standard
L’altimetro può essere regolato secondo diversi valori della pressione di riferimento:
•
QFE: quota rispetto al terreno, pressione di riferimento pari a quella rilevata al suolo
•
QNH: quota presunta a partire dalla pressione al livello del mare, utilizzata in fase di atterraggio per
avere confronto con i rilievi circostanti l’aerostazione
•
QNE: riferita al livello del mare ISA, utilizzata per il confronto fra i Flight Level
Pesi, inerzie e centraggio
Il peso, la posizione del baricentro e le inerzie sono informazioni fondamentali per lo studio delle prestazioni
e la stabilità del velivolo, pertanto è essenziale valutarle accuratamente. L’aereo viene suddiviso in stazioni
costruttive, riportate nei piani di simmetria, espresse in un sistema di riferimento posto anteriormente al
muso. La pesata del velivolo avviene con bilance o sui jack nelle varie condizioni per poter stilare delle
schede di peso necessarie per il calcolo della posizione del baricentro. Il baricentro durante il volo ha
escursioni notevoli dovute al consumo di carburante e allo sgancio di carichi trasportati. Si rende quindi
necessario valutare attentamente queste variazioni, verificando che non oltrepassino i limiti anteriori e
posteriori imposti.
Il centraggio va studiato oltre che nel piano longitudinale, dove è influenzato fortemente dall’assetto del
velivolo, ad esempio dal fenomeno dello sloshing del combustibile nei serbatoi, anche nel verticale e laterale
per garantire l’equilibrio dei momenti e la trimmabilità. Il centraggio verticale viene determinato con la
pesata inclinata (carrello anteriore retratto) mentre quello laterale è analogo al longitudinale.
Il peso può essere calcolato in due modi diversi per verifica di carburante rimanente oppure per
sottrazione dal peso totale iniziale del carburante utilizzato.
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Inviluppi di volo
Possono essere tracciati diversi tipi di inviluppi di volo a seconda del legame che si vuole
visualizzare, ad esempio quota-velocità, velocità fattore di carico, centraggio. L’obiettivo delle prove di volo
è di andare a testare i limiti di questi inviluppo per verificare la sicurezza del volo.
Inviluppo di volo
Inviluppo di manovra
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3. L’ABC delle prove in volo
Sistemi di Riferimento
Si possono definire più sistemi di riferimento per un velivolo,
principalmente in base a cosa ci interessa descrivere. Il sistema Assi
Corpo è una terna destra che ha origine nel baricentro del velivolo.
La direzione Xb è positiva verso l’avanti, l’asse Yb positivo verso
destra e Zb diretto verso il basso.
Ruotando questo sistema di un angolo α attorno all’asse di
beccheggio Ys otteniamo il sistema in Assi di Stabilità. Effettuando infine un’altra rotazione di un angolo β,
questa volta attorno all’asse Zw, definiamo il sistema Assi Vento, così denominato poiché il flusso del vento
relativo è diretto come l’asse Xw al pari della velocità vera del velivolo. Si riportano le relazioni intercorrenti
fra questi sistemi:
Parametrizzando le rotazioni con i quaternioni, definiamo i seguenti angoli di Eulero:
•
•
•
Ψ, Yaw Angle: l’angolo fra la proiezione dell’asse Xb velivolo sul piano
di riferimento orizzontale ed una posizione di riferimento dell’asse X
terrestre. Se questo riferimento è il Nord, lo yaw angle coincide con
l’heading del velivolo
θ, Pitch Angle: angolo nel piano verticale fra Xb e l’orizzonte
φ, Bank Angle: angolo, misurato nel piano Yb - Zb, tra l’asse Y del
velivolo ed il piano di riferimento orizzontale. Viene anche detto Roll
Angle, che misura la rotazione intorno all’asse X per riportare le ali
livellate
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Pitot Static System
Per la misura della velocità ci si avvale di uno strumento che misura
pressioni dinamiche come differenza tra pressioni totali (rilevate da un
tubo di Pitot) e statiche.
Sotto le ipotesi di flusso incomprimibile (M<0.3), si ha l’equazione
di Eulero:
, da cui deriva l’equazione di Bernoulli:
dove Pt, pressione totale, è uguale alla somma
della pressione statica Pa e della pressione dinamica
. Conoscendo il valore di densità è
possibile ricavare il valore della velocità vera all’aria VT.
Se prendiamo come valore di densità quello dell’aria a quota zero, a parità di pressione dinamica, avremo
un nuovo valore di velocità, chiamata velocità equivalente
essendo
il rapporto
tra le densità tra la quota considerata e quota zero. La velocità equivalente è quindi la velocità al livello del
mare che genera la stessa pressione dinamica generata in quota dalla velocità vera VT.
Considerando invece l’aria come un fluido comprimibile, l’equazione di Bernoulli assume la forma
dove γ = 1.4, rapporto dei calori specifici a pressione e volume
con
costante
per
l’aria.
La
velocità
vera
assume
quindi
la
seguente
espressione:
dove qc è la pressione dinamica. Pertanto per la velocità vera servono le
misure di pressione differenziale, pressione assoluta e temperatura per avere il valore di densità. Se in questa
equazione inseriamo i valori ISA a livello del mare di pressione e densità, otteniamo la velocità calibrata.
che è funzione della pressione dinamica. Tutti gli anemometri sono
costruiti su questa equazione. Nella cassa dello strumento viene portata l’informazione di pressione statica,
mentre in una capsula aneroide arriva l’informazione di pressione totale, permettendo così il calcolo della
pressione dinamica e in definitiva della velocità.
Il posizionamento delle prese di pressione statica sul velivolo è un’operazione delicata che necessita di un
attento studio della distribuzione di pressione attorno al velivolo stesso, come riportato in figura.
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Si parla quindi un errore di posizione
dove Ps è la pressione misurata alla presa statica e Pa
è la pressione ambiente. Un valore errato di pressione comporta errori di velocità, quota e numero di Mach.
∆Pp è funzione di qc, incidenza, imbardata, numero di Mach e configurazione del velivolo.
Risulta pertanto evidente conoscere la misura dell’errore di posizione, e di conseguenza la correzione che
si deve introdurre nelle misure di quota e di velocità rilevate in volo.
Questa è un’attività che di regola si può fare solo con prove di volo dedicate, che assumono il nome di
PEC: Position Error Correction.
Partendo quindi dalla velocità VI indicata dall’anemometro, attraverso una serie di correzioni, si arriva
alla velocità VT con regole pratiche (ICE T da Indicated -> Corrected -> Equivalent -> True air speed).
Per ottenere delle misure migliori è possibile utilizzare il Pitot Boom consistente in un tubo di Pitot posto
sul muso, per i velivoli a getto, o sull’ala, per i velivoli ad elica, che non risenta del campo di pressione del
velivolo. Sul tubo di Pitot in genere sono installate anche due alette di misura per l’angolo d’attacco e di
imbardata ed una sonda di temperatura.
Calibrazione dati aria
La prima operazione che si effettua su un nuovo velivolo è la calibrazione dati aria, in modo da ovviare
agli errori di posizione. I metodi impiegati sono vari:
1. Ground Speed Course: viene fatto percorrere all’aereo un tratto rettilineo di lunghezza conosciuta al
suolo secondo una direttrice nota (es. pista). Misurando i tempi a diverse velocità si può risalire
all’errore di pressione. Vengono svolti vari test a velocità diverse e con prue opposte, per minimizzare
gli effetti del vento, annotando configurazione, direzione, velocità, quota e tempi. Questo metodo
tuttavia non è molto preciso (problemi di timing e cambio del vento) ed è poco utilizzato.
19
2. Tower Fly-by: consiste nel registrare dei passaggi da un punto noto (es: torre) con una fotocamera,
ricavando i dati di quota vera geometrica con operazioni trigonometriche. Ogni passaggio viene fatto a
heading e quota costanti. E’ un metodo accurato per velocità non troppo elevate ed è molto utilizzato.
Per tutte le prove vengono registrati variazione di peso, temperatura, quota ecc.
3. Pacer: il velivolo pacer è un velivolo si supporto già calibrato, quindi con dati di errore PEC noti, che
accompagna il velivolo da testare. Dal confronto dei dati in condizioni stabilizzate è possibile ottenere
la calibrazione. E’ un metodo impiegato per il primo volo perché permette di operare in condizioni di
sicurezza.
4. Smoke Trail: vengono misurate velocità in quota al passaggio in una scia lasciata da un velivolo di
supporto.
5. Trailing Cone/Bomb: consiste nel misurare i dati con una sonda di pressione vincolata al velivolo con
un tubo spiegabile in volo in modo che sia al di fuori del campo di pressione generata dal velivolo
stesso.
20
6. GPS: con rilevamenti GPS non sono necessarie modifiche al velivolo, non si hanno limitazioni di
quota e velocità e consente una riduzione dati semplice. Il GPS non fornisce però la velocità all’aria,
quindi per risolvere questo inconveniente, si fa seguire un percorso a ferro di cavallo
21
Normative di riferimento PEC
I limiti per gli errori di quota devono rientrare nei requisiti di Position Error Certification (PEC). Di
seguito si riportano esempi in campo civile e militare.
Requisito FAR
Requisito MIL
22
4. Prestazioni
“Le prestazioni vendono gli aerei”: questo vecchio detto vale ancora oggi. Con il termine prestazioni si
indicano quelle caratteristiche di velocità, quota raggiungibile, carico pagante, etc.. che formano un criterio
di base per la scelta a tutti i livelli, e che consento di effettuare confronti tra velivoli della stessa classe.
Ad esempio negli anni venti, il periodo dei record, della corsa a “più in alto, più veloce, più lontano”, fu
famosa la Coppa Schneider. Era una competizione fra nazioni, consistente in gare di velocità su circuito per
idrovolanti, le macchine più avanzate di quel periodo, che produsse una serie di avanzamenti tecnologici
importantissimi in molti campi (materiali, aerodinamica, propulsione). Purtroppo in Italia non furono
trasposte le pur notevoli innovazioni in campo industriale, poiché troppo sofisticate o costose. Non così si
deve invece dire per la Gran Bretagna, che trasse buon frutto dalla sua partecipazione (motori Merlin, caccia
Spitfire).
Pillole di aerodinamica
Le forze che agiscono su una superficie
aerodinamica possono essere calcolate o misurate
con prove e convertite in coefficienti con un
procedimento chiamato adimensionalizzazione.
Infatti, dividendo la forza per la pressione dinamica e
per una superficie di riferimento ottengo un
coefficiente adimensionale. Con i coefficienti posso
confrontare grandezze diverse.
Il tipico andamento attorno ad un profilo alare mostra la presenza di una depressione sul dorso, cioè
l’aeroplano è “tirato” verso l’alto. L’effetto dell’andamento delle pressioni attorno ad un profilo alare risulta
nella nascita di una forza, la risultante aerodinamica.
La risultante aerodinamica è posizionata nel centro
aerodinamico , punto sulla corda del profilo in cui il
momento è costante (circa 25% MAC, Mean
Aerodynamic Chord in caso subsonico, 50% MAC in
supersonico). La risultante è convenientemente
componente
scomposta
in
portanza
(CL),
perpendicolare al vento relativo, e resistenza (CD),
componente parallela al vento relativo. Dal profilo
aerodinamico si passa all’ala finita, che introduce gli
effetti tridimensionali di estremità, poiché l’aria
soggetta ad un movimento verso il dorso dell’ala
subisce un arrotolamento vorticoso. I vortici di estremità sono l’effetto dell’allungamento finito. L’effetto
dell’ala 3D è di appiattire la polare fatta in 2D.
23
La resistenza totale può essere scomposta in tre fattori principali: resistenza indotta, resistenza parassita e
resistenza d’onda. Quella parassita a sua volta è data dalla resistenza
d’interferenza e dalla resistenza di profilo. Sul profilo abbiamo la
resistenza di forma (pressure drag) e quella dovuta all’attrito (skin
drag).
In termini molto generali un profilo laminare, che genera cioè
uno strato limite molto sottile, come ad esempio il DC-3, consente
minore resistenza di profilo. Lo strato limite laminare è però difficile
da controllare, mentre il profilo turbolento, che genera più resistenza
rimane attaccato al corpo ad incidenze più elevate. Quindi ad alte
incidenze è più conveniente perché permette di poter controllare
meglio il comportamento dell’ala. Lo strato limite quando è
attaccato si traduce in energia disponibile da utilizzare per
manovrare.
La resistenza indotta nasce dal fatto che il vettore della portanza locale, per un ala 3D, è ruotato rispetto al
vettore portanza totale e quindi con una componente orizzontale rispetto alla direzione velivolo: è
quantificabile come
.
Si può quindi scrivere, in prima approssimazione, la resistenza come:
.
La polare aerodinamica è la curva con andamento parabolico in cui si presenta la portanza in funzione
della resistenza. Scrivendo per esteso l’espressione della resistenza, si ha un termine proporzionale al
quadrato della velocità ma anche un altro proporzionale all’inverso del quadrato della velocità,
rappresentabili graficamente come in figura.
24
Nella sperimentazione l’obiettivo è di ricostruire le curve teoriche con dati sperimentali, attraverso
manovre stabilizzate oppure “quasi statiche”, che comportano piccole variazione dei coefficienti, in campo
lineare, cioè lontano dallo stallo.
La principale manovra è la roller-coaster (o push-pull), consistente a partire da un punto stabilizzato,
nell’esecuzione di un movimento, non troppo ampio, della barra longitudinale a cabrare e poi a picchiare.
Il punto stabilizzato si ottiene con il velivolo in condizione di manetta motore fissata, barra al centro e
altri parametri invariati per un tempo sufficiente lungo (30 sec-1 min): il punto è valido per velocità (± 1
nodo) e quota (decine di piedi 50-100) costanti. Il velivolo deve rimanere nella condizione stabilizzata senza
che il pilota intervenga sui comandi (hands off). Il punto di trim è equivalente: il pilota, agendo suulle
superfici di trim, ottiene una stabilizzazione per un tempo generalmente inferiore (5-15 s). Trimmare:
posizionare l’aereo in una determinata condizione di volo, utilizzando il comando di trim, cioè piccoli
movimenti delle superfici. Lasciando i comandi, se dopo 10 secondi è stabile, allora è trimmato.
La manovra di push-pull può essere eseguita più volte per evidenziare ciclicamente il percorso sulla
curva di portanza ma la dinamicità porta ad avere delle isteresi. Per evitare questo problema si cerca con
un’altra tecnica di farla una volta sola, rischiando però di non avere il dato se non viene eseguita
correttamente.
Durante le prove si registrano le time histories per ricostruire nel tempo l’andamento dei vari parametri.
La time history è strettamente legata alla curva di portanza. Le condizioni di prova hanno sempre una
condizione iniziale di incidenza attorno al quale ci siamo stabilizzati..
Le prove roller-coaster risultano essere molto time-consuming, perché devono essere ripetute per varie
combinazioni quota, velocità, configurazione velivolo.
Prove di stallo
Con le prove di stallo si vogliono verificare la massima portanza (e quindi la minima velocità di volo) ed
il comportamento del velivolo. Conoscere queste caratteristiche è molto importante per le prestazioni in
atterraggio e decollo, perché la massima portanza serve vicino a terra dove però c’è più pericolo.
Gli scopi sono di determinare la velocità di stallo, dimostrare le qualità di volo e caratteristiche di
rimessa dallo stallo sicure ed inoltre dimostrare un adeguato preavviso di stallo (stall warning).
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La velocità indicata (airspeed reading) è scelta come parametro perché è un’indicazione immediata che il
pilota può vedere senza ulteriori elaborazioni. Lo stallo è interpretato in modi diverso dalle norme civili,
orientate esclusivamente alla sicurezza, da quelle militari, che suggeriscono anche comportamenti del
velivolo soddisfacenti a livello di prestazioni.
Effetti di varie grandezze sullo stallo:
Definizioni di stallo:
FAR 23: Point at which airplane first develops an unmistakable nose-down pitching motion or elevator
control reaches its full aft stop or minimum steady speed at which airplane is controllable.
MIL-F-83691: when the pilot has a clear indication of: a definite g-break, or a rapid, uncommended angular
motion, or the aft stick stop has been reached and AOA is not increasing, or sustained, untolerable buffet
(scuotimento strutturale, avvertibile dal pilota) is experienced.
La FAR 23 fornisce i requisiti per testare lo stallo e la procedura di prova. Si parte da informazioni ricavate
delle analisi teoriche. Di seguito il tipico grafico con le time histories e le definizioni FAR. Le caratteristiche
di stallo devono essere riportate sui manuali di volo e di prestazioni.
26
Decollo
Gli obiettivi delle prove di decollo sono di determinare le velocità di decollo per tutte le condizioni
all’interno dei limiti operativi del velivolo in prova e determinarne gli spazi di decollo e le prestazioni di
salita iniziali utilizzando. La corsa di decollo ha una parte iniziale chiamata ground phase, in cui si accelera
da fermo fino alla rotazione, seguita dalla air phase dopo che ci si è staccati da terra e si è superato un
ostacolo di altezza definita.
27
Viene definita la distanza di decollo bilanciata come distanza alla quale si può decollare o fermarsi. La
distanza di decelerazione-arresto è di norma superiore a quella per decollare. Le velocità di decollo tipiche
prendono come riferimento la VSO (velocità di stallo in configurazione d’atterraggio) e la VS1 (velocità di
stallo in una specifica configurazione) per definire la rotation speed VR e di superamento ostacolo di 50 ft
V50. Si introduce anche la VMCG, cioè la velocità minima di controllo al suolo, alla quale si deve dimostrare
che un guasto al motore critico durante il decollo non faccia deviare il velivolo di più di 30ft dal percorso che
sta seguendo e che possa completare il decollo. Tutte le informazioni riguardo il decollo di prestazione vanno
a finire nell’AFM (aircraft flight manual).
La manetta durante la corsa viene mantenuta costante ma una volta in volo, per problemi di rumore, si può
ridurre. Si verificano il maximum performance takeoff, e le prestazioni al peso massimo previsto (MTOW,
Maximum Take Off Weight).
Ci sono varie tecniche di prova, ad esempio portare la barra a fondo corsa a cabrare prima di accelerare a
terra per determinare la VB di nose wheel lift off, oppure tenere barra neutra fino alla VB per poi trovare
l’assetto migliore per il decollo, variando anche velocità di salita e modi di retrazione flap/carrello. Le
distanze di decollo sono determinate oggi col GPS differenziale (o storicamente con i cine-foto teodoliti).
Parametri da conoscere per le prove e tipica time-history:
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Atterraggio
In condizione di atterraggio il velivolo, con i flap nella posizione più estesa, ha molta portanza e quindi
anche molta resistenza perché deve realizzare velocità basse per atterrare. Analogamente al decollo, sono
stati redatti i requisiti dell’atterraggio per le varie categorie e condizioni, così come la procedura per
realizzarlo.
Il Maximum Landing Weight è di norma molto vicino al MTOW. Nella tecnica per il maximum
performance landing entrano in gioco fattori come la frenata aerodinamica, eseguita cabrando il velivolo con
le ruote a terra in modo da ritardare che il carrello anteriore tocchi il suolo, per massimizzare l’effetto
resistente, oppure l’utilizzo di spoilers o lift dumpers, per abbattere la portanza, favorendo l’effetto che il
peso a terra ha sulle prestazioni del sistema frenante (più peso scaricato sul carrello, più attirot).
Le prestazioni di atterraggio comportano un usura elevata del carrello, freni, pneumatici. Normalmente le
tecniche di atterraggio non sono così “aggressive”.
Crociera
La valutazione delle prestazioni di crociera è molto importante perchè fornisce le informazioni di quanto
in alto, quanto veloce e per quanto a lungo un velivolo può rimanere in volo. Con le prove si vanno a
verificare le previsioni analitiche, il modello aerodinamico ed i calcoli teorici in materia di portanza e
resistenza aerodinamica, combinandole con il sistema propulsivo (se installato).
Le variabili tipiche della crociera sono: configurazione, cioè com’è fatto l’aereo, il suo peso, le
caratteristiche dell’impianto propulsivo, le condizioni di volo: velocità, quota.
Per facilitare l’analisi delle prestazioni, si introducono ipotesi semplificative quali considerare l’aereo
come corpo puntiforme, la spinta come parallela alla traiettoria, nessun angolo di sideslip, variazione lenta
della massa nel tempo e la validità della seconda legge di Newton F=ma.
29
Andando a scrivere le equazioni tipiche di equilibrio si ottengono i seguenti risultati, trasponibili in forma
grafica con i diagrammi di Penaud ed inviluppo quota-velocità.
Stabilizzando la velocità a quote diverse posso ricostruire la curva di resistenza/potenza necessaria. Con i
velivoli di elevate prestazioni si utilizza la tecnica del W/δ per cui mantenendo costante questo rapporto
posso trovare il valore ottimo di prestazioni.
Con il Constant Altitude Test Method ci si prefigge, attraverso una serie di punti stabilizzati alle varie
velocità, di determinare la massima velocità con manetta massima in funzione della quota, la potenza
richiesta per ottenere best range e best
endurance.
Utilizzando lo Speed Power Method, o
W/δ, si può determinare la potenza richiesta
ed il consumo di combustibile per una
particolare combinazione di quota/velocità.
Le condizioni critiche sono dovute a IMN,
atmosfera, peso e configurazione del
velivolo. Per eseguire la prova viene
preparata una tabella di quote W/δ e IMN
dove si intendono effettuare le prove. Il
30
punto prova è una stabilizzazione di almeno 1 minuto, si calcola il combustibile residuo e si passa al punto
successivo. Le misure di fuel flow sono abbinate a quelle di TAS per produrre il parametro di range
specifico, in inglese NAMP (NAutical Miles per Pound of fuel).
da plottare in funzione di
IMN a diverse quote.
Salita
Il volo in salita rientra nelle prestazioni non stabilizzate, infatti da definizione si ha che “non stabilized
performance flight testing is the gathering of data while the airplane is climbing and/or accelerating”.
Per trovare la best climb speed si fa la prova cosiddetta a dente di sega (sawtooth climb), partendo da una
condizione stabilizzata a quota leggermente inferiore a quella dove si iniziano a prendere i dati. La tecnica di
prova è quella di effettuare una salita per intervalli di quota stabilita a regime motore e velocità costante.
Superata la quota di arrivo prevista si ritorna alla quota di partenza e si imposta una salita ad una velocità
diversa dalla precedente. Il profilo risultante è appunto simile alla lama di una sega.
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Prestazioni non stabilizzate
Lo studio delle manovre non stabilizzate si prefigge come obiettivi quelli di determinare sia le prestazioni
di salita che le capacità di accelerazione del velivolo. Si basa su un approccio energetico che vede la
combinazione delle caratteristiche di energia potenziale e cinetica del velivolo una misura delle sue possibili
prestazioni. Il concetto di SEP (Specific Excess Power) è la capacità di variare l’energia specifica
(Energia/peso) del velivolo.
Il concetto di SEP è stato introdotto negli anni della guerra di Corea. In particolare il rateo di
cambiamento dell’energia specifica è un indicatore diretto delle capacità di accelerazione o salita della
macchina.
Si passa dal fare prove con molti punti stabilizzati in varie condizioni di volo ad una prova di
accelerazione, a quota costante, per avere l’inviluppo del velivolo (Level Acceleration). Questo comporta
una notevole riduzione del numero di prove e quindi dei costi.
32
Virata
Le prove in virata sono meno usate da quando è stato introdotto il concetto di energy maneuverability. Le
tecniche di prova sono:
1.
2.
3.
4.
Accelerating or decelerating turns (fixed throttle, nZ, altitude)
Thrust limited turns (fixed throttle, speed, altitude)
Stabilized turns (fixed nZ, speed, altitude)
Lift limited turns (limit nZ, AOA)
33
5. Stabilità e controllo
Le nozioni di Stabilità e Controllo sono fondamentali perché definiscono le capacità del velivolo di
eseguire le missioni assegnate, in termini di caratteristiche di volo.
Gli obiettivi delle prove sono la dimostrazione del rispetto di requisiti, espressi da:
-
normative civili (FAR, JAR, EASA), militari (MIL Spec 1797B, MIL-F-8785C)
-
capitolati tecnici emessi in generale da enti militari, nei quali vengono stabilite le caratteristiche di
stabilità e controllo richieste da un particolare velivolo (es. un nuovo caccia o trasporto)
-
determinazione di coefficienti e derivate aerodinamiche (validazione di Database aerodinamici,
diagnosi di problemi, verifica modelli matematici e per i simulatori). I processi di validazione sono
ovviamente più facili da realizzare per regimi di volo lineari, rispetto ai regimi di volo non lineari,
come ad esempio la zona oltre lo stallo.
Definizione di Stabilità statica: forze e momenti, a seguito di un disturbo dallo stato di quiete, agiscono
nel senso di riportare il velivolo nella sua condizione di volo di equilibrio precedente (condizione di trim).
Definizione di Stabilità dinamica: la risposta dinamica di un velivolo a seguito di un disturbo è tale che
il velivolo si riporti alla fine nella condizione iniziale di trim.
Come nota storica, i sistemi di aumento di stabilità sono stati implementati abbastanza recentemente, non
perché mancassero prima le basi teoriche, ma solamente perché prima non erano disponibili attuatori
abbastanza veloci. Studi completi erano già disponibili a partire dagli anni ’60, mentre i sistemi FCS fly-bywire si sono sviluppati estesamente solo negli anni ’80.
Stabilità statica
I concetti base di stabilità statica sono riassumibili in tre condizioni possibili:
-
stabilità (corpo perturbato ritorna naturalmente nel suo stato precedente),
-
instabilità (corpo spostato dalla sua posizione di equilibrio continua ad allontanarsene sempre più) e
-
stabilità neutra (equilibrio indifferente).
Di seguito si riportano le grandezze caratteristiche:
Axis
Force Along
Moment about
Linear Velocity
Angle disp.
Ang. Velocity
Inertia
X
Fx
L, l
u
Φ
p
Ix
Y
Fy
M, m
v
θ
q
Iy
α
Z
Fz
N, n
w
Ψ
r
Iz
-β
Le derivate di stabilità, come ad esempio
e
Angle of Attack
, consentono di adimensionalizzare le caratteristiche che
ci interessano permettendo quindi il confronto fra diversi velivoli. L’adimensionalizzazione è fatta rispetto
34
alla pressione dinamica, alla corda media aerodinamica (MAC) nel caso longitudinale, ed all’apertura alare
nel caso latero-direzionale. Andremo ora ad analizzare le varie prove di stabilità statica per il caso
longitudinale e latero-direzionale.
Stabilità statica - Longitudinale
Si ha stabilità longitudinale quando la pendenza della curva di momento longitudinale rispetto
all’incidenza è negativa. Questo indica dal punto di vista fisico e per le convenzioni di mano destra che sono
comunemente adottate in meccanica del volo, che il velivolo è stabile: un disturbo ad aumentare
dell’incidenza comporta un momento a diminuirla (nose down).
Definiamo innanzitutto il punto neutro come indice di stabilità longitudinale. Il punto neutro è quel punto
sulla corda media aerodinamica per cui il Cmalfa si annulla. Se questo punto si trova posteriormente al
baricentro il velivolo è stabile, se si trova anteriormente è instabile. Vaòlgono le relazioni di seguito
riportate:
Come tecnica di prova, descritta dalle figure qui sopra, si utilizzano punti stabilizzati a diversi valori di
baricentro: si riporta l’angolo della superficie di governo in funzione del coefficiente portanza in modo da
ottenere delle rette, la cui pendenza riportata in funzione del baricentro porta a trovare una nuova curva, la
cui intersezione allo zero rappresenta il punto neutro. La tecnica di prova è relativamente semplice ma
dispendiosa, e pertanto queste prove oggi non sono più effettuate per velivoli di elevate prestazioni.
35
Molto più usata è la Speed Stability, che è un’ immediata traduzione del principio di base, cioè se mi sposto
dalla condizione trimmata, il velivolo deve ritornarci. La tecnica prevede di aumentare la velocità e
diminuirla, partendo e tornando a condizioni trimmate, utilizzando solo il comando longitudinale, a quota
costante. Si ottiene così un curva velocità-sforzo di barra (o anche posizione).
Si può evidenziare un fenomeno d’isteresi tra “andata” e “ritorno” dovuto all’attrito di primo movimento del
sistema di comando (freeplay, breakout) che non fa ripassare dal punto iniziale. La prova è effettuata a
diverse quote e diverse velocità, con particolare attenzione soprattutto nella zona transonica, nella quale la
pendenza delle curve si può invertire.
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Un altro tipo di prova è la Stabilità di Traiettoria o Flight Path stability, significativa per verificare la
capacità di controllo dell’angolo di discesa, importante in atterraggio. La curva è legata alla curva di potenza
della macchina; si mantiene angolo di discesa e si varia la velocità di ± 5 nodi solo con la barra, con
l’obiettivo di rimanere all’interno della curva. E’ una delle prove più difficili da fare ed è dispendiosa.
Per testare la manovrabilità longitudinale esistono varie tecniche di prova: pull up, push over, steady
turns e wind up turns (WUT). Il concetto di manovrabilità è in contrapposizione, come è facilmente intuibile,
con il concetto di stabilità, in quanto un velivolo molto manovrabile dovrà necessariamente avere una bassa
stabilità statica e, viceversa, un velivolo poco manovrabile sarà molto stabile.
Nella Wind Up Turn (virata che si avvolge) si fanno eseguire al velivolo manovre durante le quali viene
aumentato progressivamente lo sforzo di barra e il fattore di carico, a parità di tutto il resto. La manovra
consiste in una spirale in discesa su bande di quota (+_ 1000-2000 ft) per mantenere costante la velocità, con
raggio di virata in diminuzione e fattore di carico in aumento. Il centraggio influenza fortemente gli sforzi
(ad esempio centraggio arretrato comporta minor stabilità. Si veda lez5 – slide 18).
I livelli di sforzo sono definiti dalla normativa in maniera molto precisa. Come ordini di grandezza degli
sforzi armonizzati per velivoli ad ala fissa convenzionali vale: 1 (movimenti laterali), 10 (longitudinali), 100
(pedale). Cioè se lo sforzo laterale vale 1 kg, quello longitudinale ne vale 10 volte tanto e quello di pedale
100.
La normativa domanda che gli sforzi di barra siano a crescere per fattori di carico in aumento e con in
certo grado di linearità, fino ad una certa percentuale dell’incidenza di stallo.
37
Di seguito sono riportati i requisiti MIL relativi agli sforzi di barra di barra Fe in funzione del fattore di
carico (g).
I valori numerici di 3- 28 lbs per g per il livello 1 di qualità di volo sono i minimi e i massimi accettati
confrontando le prove fatte da un vasto numero di piloti.
è la capacità del velivolo di sviluppare fattore
38
di carico in base all’incidenza. La normativa MIL suddivide in tre livelli di controllabilità, in base ai valori di
sforzo. Si possono così confrontare tutti i velivoli di una stessa categoria sullo stesso grafico, come riportato
in figura. La difficoltà risiede nel fare le manovre adeguate, solamente longitudinali e più monotone
possibili, a trovare i punti giusti e quindi i livelli di qualità.
Esistono anche altri tecniche di prova, come le wind down turn (WDT) dove si lascia scadere la velocità a
quota costante.
39
Stabilità statica - Latero-direzionale
Si parla di stabilità attorno ai due assi combinati perché i movimenti intorno ad un asse comportano effetti
intono all’altro.
Ricordando la regola della mano destra per spostamenti e rotazioni definiamo quindi la stabilità statica
direzionale come:
, cioè un velivolo stabile tende ad annullare la presenza di un angolo di
derapata (weathercock stability) e effetto diedro:
(Roll due to sideslip).
Pertanto per un angolo β positivo (significa vento da destra), essendo i momenti positivi verso destra, la
derivata positiva vuol dire che mi riporta il velivolo nella direzione precedente. Effetto diedro: il velivolo, in
presenza di derapata, tende a tornare ad ali livellate.
La tecnica di prova che si usa è la Steady Heading SideSlip (SHSS), cioè imbardata a prua costante,
realizzata creando un angolo di imbardata misurabile e valutando il comportamento del velivolo. La tecnica è
quella di creare beta utilizzando un input di timone e barra laterale, tenendo la prua costante e angoli di
rollio conseguenti.
40
Ogni manovra di timone viene eseguita per
ottenere una situazione stabile da cui partire per
passare ad angoli β successivi in modo quasi
statico. Uno degli obbiettivi è quello di misurare
le capacità dei velivoli in condizioni di vento
traverso ricercando sempre una linearità di
risposta del velivolo all’input di comando, in
termini di beta-delta rudder, beta – sforzo di
pedale etc... Nelle manovre di SHSS misuro
spostamenti dei comandi, superfici di controllo e
sforzi (vedi cross plots). Le prove sono ripetute a
diverse quote, velocità e configurazioni
aerodinamiche (flap, carrello). Lo sforzo pedale
in derapata è un parametro che va monitorato
attentamente per prevenire il raggiungimento
della condizione in cui lo sforzo stesso
diminuisca all’aumentare dell’angolo di
derapata, portando al rudder lock.
41
Una prova realizzata molto raramente per studiare la stabilità direzionale è la virata piatta, che consiste
in una manovra eseguita solo col comando di timone, mantenendo ali livellate, per variare la prua del
velivolo.
Una verifica importante è invece quella della velocità minima di controllo, cioè nel momento in decollo
in cui si perde il motore “critico” con conseguente momento imbardante che va contrastato dall’escursione
del timone.
42
Stabilità dinamica
La stabilità dinamica si occupa di studiare l’andamento dei parametri nel ritorno alla stabilità.
Classicamente lo studio viene fatto approssimando il sistema in esame (es. il velivolo come corpo rigido) con
un problema del secondo ordine, quindi massa oscillante con molla-smorzatore.
Applicando un ingresso a gradino al sistema, se ne può studiare la risposta per vari smorzamenti. Esistono
anche plots per stimare lo smorzamento per un segnale oscillatorio attraverso valori di smorzamento tabulati
in base a numero di picchi/valli. Anche nel caso della stabilità statica possiamo separare lo studio del
comportamento: per il modello longitudinale si distinguono due modi, corto periodo e fugoide; per il laterodirezionale si individuano i modi di dutch roll, spirale e rollio. Tutti questi modi sono influenzati dai seguenti
parametri: configurazione aerodinamica, baricentro, peso e momenti d’inerzia, angolo d’attacco, velocità e
quota.
Per ottimizzare l’impiego durante la fase di test, vengono fatti blocchi di prova per tutte le flying qualities
a una certa quota velocià, in modo da ottenere tutti i dati necessari in uno stesso volo.
43
Stabilità dinamica - Longitudinale
Corto periodo (SPO = Short Period Oscillation): ω ≈ 1 a 10 rad/sec (frequenza riconoscibile per il
corpo umano). Viene fatto a velocità e quota costanti. Approssimando si può ritenere α ≈ θ, il movimento è
normalmente fortemente smorzato.
Le normative militari sono più precise nel fissare i requisiti in merito alla stabilità dinamica rispetto alla
normativa civile. In entrambe non viene espresso nessun requisito diretto per la frequenza.
La tecnica di prova prevede un input di solo comando longitudinale da parte del pilota (step, jerk = solo a
cabrare o picchiare, doublet) con tempi di esecuzione caratteristici molto ridotti, nell’ordine dei decimi di
secondo, e con ampiezza ridotta. La risposta è misurabile in qualche secondo.
Tra le varie grandezze misurate (si veda lez6-9) si utilizza per le verifiche di preferenza il pitch rate
perché è una grandezza abbastanza indipendente dalle altre. AOA è difficile da realizzare e il fattore di carico
non varia di molto per piccoli input di comando.
Fugoide: ha un periodo più lungo, nell’ordine dei 20-90 secondi e smorzamento molto basso. È un
movimento essenzialmente a incidenza costante, traiettoria simile a roller-coaster, con uno scambio tra
energia cinetica e potenziale. In pratica si stabilizza l’aereo, lo si rallenta di una quantità fissa (una decina di
nodi) con il solo comando di barra longitudinale e si lascio andare (a comandi liberi o bloccati). Nessun
requisito dalla FAR, perché il pilota lo può controllare molto semplicemente.
Stabilità dinamica – Latero-direzionale
Dutch-roll: è un movimento oscillatorio con effetti di accoppiamento fra rollio e imbardata, omega
abbastanza bassa (0.4 a 4 rad/sec) con un ampio range di ζ. Requisiti abbastanza ampi forniti dalla MIL, sia
per smorzamento che per frequenza, con anche i tempi per dimezzare/raddoppiare ampiezza. Per la
normativa FAR deve essere pesantemente smorzato. Il dutch-roll è progettato in modo da contenere
l’imbardata per motivi di puntamento, lasciando libero il movimento di rollio.
44
DUTCH ROLL EXAMPLE
Spirale: moto non oscillatorio, accoppiamento rollio-imbardata, potrebbe essere instabile. FAR 23: no
dangerous speed or attitude with controls free for 2 minutes. MIL: time to double φ ≥ 12 or 20 sec. L’effetto
diedro è instabilizzante se negativo, ma migliora la prestazione di rollio (molti velivoli militari).
Rollio: il moto di rollio viene studiato per verificare le capacità dei velivoli sia ad 1 g (1g roll), che sotto
fattore di carico (RPO, rolling pull out), non solo per ragioni di qualità di volo, ma anche per misura dei
carichi sviluppati (asimmetrici) in manovra.
Aileron rolling moment = damping
Roll acceleration
45
Le specifiche MIL forniscono una tabella di
prestazioni in rollio suddivisa per i vari livelli
e classi di velivolo. Rollio avviene quasi
sempre attorno all’asse vento, quindi si ha la
formula riportata in figura per la velocità di
rollio. Nelle prestazioni di rollio si misura la
massima velocità di rollio e il tempo per
raggiungere la condizione desiderata dalla
normativa (un certo valore dell’angolo di
rollio). Vengono effettuate molte prove per
rispettare i valori della MIL, cercando sempre
di rispettare la linearità del comando per la
prova
Il Sideslip è sempre presente nel rollio, se proverso aiuta il rollio. L’imbardata avversa è dovuta alla
diversità di resistenza generata dai due alettoni. Per effetto della velocità di rollio l’aereo tende a
precessionare, quindi ad aumentare l’incidenza (inertia coupling)..
Potenza comando longitudinale
46
Handling Qualities
Finora sono state analizzate le qualità di volo in termini classici di stabilità e controllo. Le tecniche di
prova sono del tipo Open Loop perché non richiedono al pilota un controllo a maglia chiusa del comando
effettuato. In questo caso si misura la risposta del velivolo. I velivoli moderni hanno introdotto sistemi di
comandi di volo controreazionati, servoassistiti (aumentati) ed altri fattori sono ora considerati: task
specifici, precisione richiesta etc…
Le moderne Handling Qualities tengono conto nel modello sia il flight control system che il pilota.
Tenendo conto di questi ultimi due, posso valutare in maglia chiusa la risposta velivolo.
PIO: Pilot Induced Oscillations cioè quando il pilota va in controfase rispetto al sistema di controllo.
Per aiutare il pilota a fornire una valutazione qualitativa facilmente traducibile in modifiche tecniche, è
stata introdotto la scala Cooper-Harper. Negli anni ’60 uno studio dell’USAF ha messo in relazione le
opinioni di un largo numero di piloti con le misurazioni delle caratteristiche di moto di una vasta categoria di
velivoli: ne è nata la scala di Cooper-Harper delle qualità di volo, qui sotto riportata ed usata largamente per
descrivere la risposta del velivolo in base al giudizio del pilota rispetto all’esecuzione di un task ClosedLoop assegnato.
47
COOPER-HARPER RATING SCALE
E’ fondamentale avere il feedback fornito dal pilota. A titolo di esempio si riporta un grafico con
frequenza di corto periodo e smorzamento quantitativi confrontati con le opinioni dei piloti.. Per progettare
un sistema di controllo è evidente come debbano essere ben chiari gli obbiettivi che si vogliono ottenere.
48
Le caratteristiche di controllo e stabilità di un velivolo sono direttamente collegate alle condizioni di volo,
dalla classe del velivolo, e dai compiti (task) assegnati nelle varie fasi di volo. Di questo ha tenuto conto
l’USAF quando ha introdotto la normativa MIL-F-8785 classificando le qualità del volo secondo tre diversi
livelli:
•
•
•
Livello 1 Qualità di volo chiaramente adeguata alla fase di volo considerata.
Livello 2 Qualità di volo adeguata a compiere la fase di volo, ma si è in presenza di un
incremento di carico di lavoro per il pilota o un degrado dell’efficacia della missione, o entrambi.
Livello 3 Qualità di volo tali che il velivolo può essere controllato in sicurezza, ma si è in
presenza di un eccessivo incremento di carico lavoro per il pilota o a un degrado significativo
dell’efficacia della missione, o entrambi.
Secondo la MIL-F-8785 valgono le seguenti definizioni:
Tipologie di velivoli
Classe I
Aerei piccoli e leggeri
Classe II
Aerei di peso medio e bassa-media manovrabilità
II-L Aerei non imbarcati
II-C Aerei imbarcati
Classe III
Aerei grandi e pesanti con bassa-media manovrabilità
Classe IV
Aerei ad elevata manovrabilità
Categorie delle fasi di volo
Fase di volo normale
Categoria A
Categoria B
Fasi richiedenti manovre rapide, precisione di posizione,
comprende dunque tutte le fasi ad alto rischio. Esempi:
•
combattimento (CO)
•
attacco al suolo (GA)
•
ricognizione (RC)
•
rifornimento in volo (velivolo rifornito) (RR)
•
volo in formazione (FF)
Fasi che richiedono solamente manovre graduali dove non è
richiesta un’altissima precisione. Esempi:
•
salita (CL)
•
crociera (CR)
•
rifornimento in volo (tanker) (RT)
49
•
discesa (D)
Fasi di volo di atterraggio, attesa e decollo
Categoria C
Fasi caratterizzate da manovre graduali ma che richiedono un
elevata precisione ed una grande capacità di controllo Esempi:
•
decollo (TO)
•
avvicinamento (PA)
•
atterraggio (L)
Agility
Negli ultimi tempi, per caratterizzare meglio le capacità di “puntamento rapido” di un velivolo da
combattimento, viene definito come nuovo
parametro: l’agility:
“Tests which highlight the agility of an
airplane are those which document rapid
transitions between states. The states include
attitudes, rates, and flight path accelerations.
Since agility includes the ability to precisely
control these transitions, some agility test
techniques are more flying qualities tests
than performance tests.
There is a distinction between:
1) the ability to generate a change, and
2) the ability to capture the desired final
state.
The distinction is between what is called transient agility and functional agility. The former describes the
quickness from steady-state to a steady rate of change; the latter, from one steady state to another. The
emphasis is strongly on time as a figure of merit. Evidence suggests the quickest time between states is not
always accomplished with full deflection control inputs”.
Per definire le prove di Closed Loop Handling Qualities sono necessari i seguenti step:
1.
2.
3.
4.
5.
6.
Mission definition
Tasks definition
Desirable and acceptable task performance criteria
Realistically include distractions and disturbances
Maesure task perfrormance
Measure pilot workload
50
Misure e parametri
La prova di volo, ed in generale tutta la sperimentazione, in ultima analisi serve a fornire dati quantitativi
a supporto del processo di sviluppo e certificazione, di indagini, troubleshooting, ricerche.
Per ogni prova occorre stabilire quali siano le misure necessarie e di conseguenza quale strumentazione si
deve utilizzare. E’ fondamentale introdurre il concetto di misura, che è una grandezza fisica con le seguenti
caratteristiche:
•
•
•
•
unità di misura (unità ingegneristica)
campo di misura (min max)
precisione della misura (tolleranza)
accuratezza della misura (insieme degli errori di misura)
Il problema principale risiede nello stabilire le caratteristiche del “metro” che va a misurare la grandezza
fisica di interesse. Ci sono vari tipi di misure: dati aria, variabili di stato del velivolo, sistemi di bordo,
propulsione, configurazione, peso/centramento, sistema di controllo e avionica.
La capacità di “misurare” è molto ampia per un velivolo moderno. Le misure spesso sono combinazioni di
parametri. Le tipologie di parametri possono essere suddivise in:
•
•
•
•
•
•
•
analogici: sensori, che effettuano misura diretta delle grandezze fisiche: es. T, p,V, angoli, posizione,
flusso
discreti: output elettrico a bassa tensione da relazionare alla grandezza fisica: on/off, stati
system tappings (fuel flow fatto in maniera analogica con il flussometro oppure leggendo
direttamente il valore del flussometro. Molto usati con le misure elettriche, perché misura facile da
prendere)
audio (suoni emessi-ricevuti dal pilota, comunicazioni radio + com interne)
video (digitale. Es m-346 3 segnali mfd (display) e 1 hud)
digitale (bus integrali e parziali MIL1533, ARINC429)
synchro (velocità di rotazione..).
Le caratteristiche dei parametri si dividono in:
•
•
Generali:
• Linearità
• Sensitività
• Isteresi (tollerabile a seconda dei casi)
• Ripetibilità (cicli)
• Risoluzione, errore a zero
• Asimmetria (es. incidenza perché la scala è più ampia con un segno che nell’altro)
• Errore nel tempo (drift/deriva dovuto a umidità, temperatura)
Dinamici:
• Risposta in frequenza (accelerometri, estensimetri)
• Smorzamento
51
•
Sfasamento
Scelta dei parametri:
•
•
•
Parametri fondamentali (10%): indispensabili per fornire informazioni sulla sicurezza del volo. La
strumentazione NON serve alla sicurezza del volo; essenziali per valutare l’oggetto di prova (da
valutare per l’elaborato); necessari per la riduzione dei dati (prestazioni da trasportare in atm ISA).
Parametri ausiliari(15%): aiutano a capire meglio il comportamento dell’oggetto in sperimentazione.
Parametri inutili (75%): dati che nessuno avrà mai tempo di guardare.
Progettare la strumentazione
La strumentazione imbarcata su di un velivolo è spesso indicata con l’acronimo FTI: Flight Test
Instrumentation. I componenti essenziali sono: trasduttori, condizionatori di segnale, unità di acquisizione
dati, registrazione, unità di controllo. Spesso si aggiunge un sistema di telemetria.
I trasduttori sono installati dove c’è da misurare la grandezza fisica, con i conseguenti problemi di spazio,
alimentazione e progettazione dell’intera architettura. Il condizionamento dei segnali è il cuore dell’impianto
FTI, perché permette di catalogare e acquisire tutte le informazioni. L’ultimo anello consiste nella
registrazione a bordo e invio tramite data link dei dati a terra.
Il peso complessivo di tutti i componenti per la sperimentazione è molto variabile ( da pochi kg fino a
circa 1000 kg e più); i cablaggi dedicati all’FTI si sviluppano per qualche chilometro e il numero di
connessioni elettriche (pin) può essere addirittura maggiore rispetto a quello dei cablaggi di tutti gli altri
sistemi di bordo.
52
Il segmento di terra, rappresentato dalla Ground Station (GS), riceve lo stream di dati tramite un antenna
dedicata, converte il segnale telemetrico in segnali e parametri in unità ingegneristiche che potranno essere
visualizzati su schermi o PC nella sala di controllo; inoltre memorizza tutti i dati su un registratore separato.
In questo modo gli ingegneri a terra possono monitorare le attività in volo e assistere il pilota nella
conduzione del volo prova. La Ground station permette, in sintesi, di controllare e verificare l’esecuzione
della prova tramite un insieme di computer. I singoli punti prova, raccolti in una test card discussa da tutto il
team in un incontro pre-volo dedicato (briefing), vengono svolti come sono state richieste dall’ingegnere e
secondo metodi stabiliti e concordati. I parametri essenziali e quelli calcolati sono verificati per ogni
manovra dal team in GS.
La registrazione dati manuale è ancora un metodo valido perché semplice, diretto e economico (es. passaggi
su pista). Tuttavia risulta di difficile utilizzo per eventi veloci e per quelli che coinvolgono molti altri
parametri (es. prendere i dati in volo con il cosciale a mano). Con la registrazione manuale si prendono
soprattutto riferimenti di tempo piuttosto che andamenti dei parametri.
Il processo di acquisizione si svolge secondo il seguente procedimento logico:
Ogni parametro deve essere calibrato per avere i dati in valori ingegneristici. I risultati vengono archiviati in
un database o un report. Vengono sempre tenuti i dati registrati a bordo (raw data, dati grezzi), i dati
ingegneristici e i risultati.
Tutti i dati reali passano attraverso il trattamento di filtraggio e condizionamento per poter essere resi
utilizzabili. Si deve comunque ricordare che l’output che si ottiene non è mai migliore dell’input.
53
Sia le tecniche di condizionamento del segnale che il filtraggio sono molto importanti per chi si occupa di
sperimentazione, perchè consentono di ottenere a seconda dell’applicazione dei dati coerenti o
completamente sbagliati.
Come esempio d’applicazione si può vedere le frequenze rilevate da un accelerometro dovute alla struttura e
alla power supply (vedi lez7-19). L’aliasing è una problematica, legata alla frequenza di campionamento, che
può portare a risultati completamente errati se non si presta la dovuta attenzione. Per la ricostruzione
accurata del segnale esistono vari metodi riportati qui sotto.
Come già visto ad esercitazione, tutte le procedure di calibrazione devono essere eseguite
meticolosamente riportando tutte le informazioni necessarie per la comprensione del grafico proposto.
Ulteriori aspetti da considerare sono telemetria, space positioning e i quick-look analysis.
Quest’ultima:
•
•
•
•
•
Fornisce una diagnosi precoce del problema per supportare i test a venire
Valuta la qualità dei dati e delle manovre che li hanno prodotti
Verifica la stato del pacchetto strumentazione che ha prodotto i dati
Monitora la corretta esecuzione delle manovre e il comportamento dei sistemi
Fornisce linee guida per la pianificazione di test futuri
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Sistemi di acquisizione e analisi dei dati
La definizione dei parametri viene espressa dal seguente diagramma di flusso.
Nota: gli acronimi sono di Aermacchi, non hanno validità generale. DEP: Disposizione Esecuzione Prove,
equivale al Test Request Document e descrive le prove da fare, i requisiti, le tecniche di volo, i parametri
richiesti. I requisiti di strumentazione devono essere emessi dall’ingegnere di prova. Bisogna quindi che chi
si occupa di realizzare il sistema FTI preveda con largo anticipo le necessità di spazio della strumentazione
per le prove di volo.
Per il dimensionamento del sistema vale il seguente schema:
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Si riporta anche un esempio di architettura del sistema FTI imbarcato.
Il sottosistema Cine ha origine storica perché il segnale digitale era a bassa qualità, quindi si impiegano
telecamere ad alta velocità, con il necessario riadattamento di queste all’ambiente aeronautico.
Analizzando invece il problema del costo della
strumentazione, si ottiene il grafico a lato, con
le tre curve di: costo dello strumento, costo
dell’analisi e costo dell’inaccuratezza. La curva
finale che si ottiene individua un punto di
minimo che definisce il valore di costoefficacia.
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La parte di telemetria è suddivisa in segmento a bordo e segmento a terra.
A terra il sistema preprocessor decommuta il segnale telemetrico e lo processa ed elabora in tempo reale per
presentare i dati per monitoring o per analisi. (es. oggi si fa direttamente l’analisi di flutter durante il volo,
risparmiando tutto il tempo di analisi post-volo). Si considera la Telemetria come buona quando l’80-90%
del segnale è utilizzabile (ma oggi si tende a portare tale valore dal 95% in su): per questo bisogna avere
sempre la registrazione di bordo.
Il Data Archiving, che viene effettuato dopo il volo con i dati registrati a bordo, consiste in:
-
data repository (per poter poi essere utilizzati da tutti),
-
data analysis (che occupa la maggior parte del tempo),
-
test result (importanti per l’azienda e il progetto),
-
reporting,
-
raw data archiving,
-
data management (informazioni di contorno, consuntivazioni ecc.).
57
Si riporta infine in sintesi, il flusso complessivo dei dati:
Elenco Misure
Richiesta Misure
Specifica Parametri
Test Request
Progetto FTI
Registrazione a bordo
Monitoraggio /
Analisi RT in GS
(registrazione back up)
SW RT
Restituzione Dati
GS
Dati Primari
DB aziendale
Dati Secondari
Portale
Risultati Visibili
Archivio
Analisi Dati
Post Volo
Data Storage
Preliminare
Interim Report
Definitiva
Test Report
SW Post Flight
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Alta incidenza e vite
Le prove di alta incidenza (High Angle Of Attack , HAOA) sono prove pericolose, in inglese “hazardous
flight test”.
Secondo le definizioni US DoD (JSSG), rientrano nelle prove pericolose: gli stalli, il post-stallo, la vite, il
flutter, la certificazione di carichi esterni, prove di takeoff abortiti e Vmc. La FAR non esplora attività definite
come pericolose, perché non è nel suo interesse. Per l’AFSCR 80-13, sono pericolosi tutti test in volo che
richiedano una preparazione speciale per assicurarne la sicurezza del velivolo e dell’equipaggio.
Con preparazione speciale si intendono procedure dedicate pre-volo, modifiche al velivolo e
strumentazione dedicata, addestramento specifico dell’equipaggio di bordo e di terra, procedure speciali ed
aree di lavoro specifiche. Per affrontare questo tipo di prove sono necessarie tutte queste cose.
Sicurezza in questo caso vuol dire nessun danno catastrofico al velivolo e nessuna perdita di vite umane.
L’alta incidenza è stata già affrontata nel capitolo prestazioni con lo stallo. Si è detto che lo stallo deve essere
percepito in maniera netta, caratterizzata da un pitch down/g break o movimenti pitch/roll/yaw incontrollati.
In questo capitolo l’obiettivo è di studiare il comportamento dopo lo stallo che può o meno sfociare nella
vite. Nella figura seguente sono mostrate, a scopo dimostrativo, diverse fasi di volo HAOA.
Departure, deep stall, vite
La definizione di departure secondo la MIL-F-83691B è un evento che indica la perdita di controllo del
pilota che può evolvere in: post stall gyration (PSG), spin (vite) o deep stall.
Le caratteristiche principali sono: divergenza, grande ampiezza, movimenti non controllati del velivolo
(nose slice, roll-off o pitch-up), non è un semplice escursione di AOA. La departure traccia un confine, in
quanto si tratta di una perdita di controllo attorno a uno o più assi.
La macchina inizia a muoversi attorno agli assi vento e non più in assi corpo. Quindi quelle che
all’equipaggio sembrano combinazioni di rotazioni (yaw+roll+pitch) può essere solo rollio.
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La departure è contrassegnata da un evento che porta ad una condizione di volo non controllabile. Le
parole chiave per descriverla sono quindi:
-
non comandata (qualsiasi azione di controllo eseguita dal pilota non produce il risultato
aspettato/desiderato)
non controllabile (identificata il limite fra volo controllato e non).
La post-stall gyration (PSG) è un moto incontrollato attorno a più assi, segue una departure e spesso è
contraddistinta da movimenti randomici attorno ai tre assi. Il PSG non è una vite e non è continuamente
sopra l’incidenza di stallo.
Il deep stall è diverso dal PSG perché l’incidenza è sempre molto sopra lo stallo, le velocità angolari sono
trascurabili e perché è una condizione fortemente stabile e difficile da rompere. Gli alettoni spesso
peggiorano la situazione, il timone è coperto e non funziona. Esempio tipico: T-tail pitch lock-up (F104 o
F16).
La vite (spin) nella parte sviluppata è governata dalle sole caratteristiche inerziali (usata per esibizioni
aeree). La fase transitoria è il passaggio dall’applicazione dei comandi all’entrata in vite e include fase
incipiente, di sviluppo e di recupero. La vite sviluppata ha comportamento periodico (periodo, velocità di
rotazione, giri di vite, incidenza a cui farla), con una certa velocità angolare, non è più divergente e richiede
tempo ad arrivare in questa fase. La vite rovescia è vietata, è ammessa solo quella diretta.
Alcune caratteristiche tipiche della vite incipiente e sviluppata sono riportate nella tabella seguente.
60
Equazioni di moto
Le equazioni di moto che regolano il movimento in vite tengono conto di diverse approssimazioni, ma
richiedono l’approccio di movimenti accoppiati e di grandi ampiezze.
La distribuzione di massa e le inerzie del velivolo influenzano il comportamento in vite sviluppata.
L’aereo può avere più massa concentrata attorno all’asse y (wing loaded), essere caricato sia in x che y
(neutro) oppure, come in molti velivoli da combattimento moderni, attorno all’asse x (fuselage loaded). Le
equazioni semplificate differiscono notevolmente da quelle linearizzate a causa degli accoppiamenti fra i vari
assi, e perché i coefficienti aerodinamici non sono lineari. Vengono inoltre fatte ulteriori ipotesi per la
descrizione della vite completamente sviluppata come: ω costante, moto limitato al piano xz e parallelo a v,
Ixz e così via.
61
Osservazione per le equazioni di moto semplificate: ogni equazione richiede un bilanciamento di
momenti d’inerzia e aerodinamici, l’accoppiamento rimane anche se si trascurano i prodotti d’inerzia, le
diverse geometria influenzano la vite.
.
Di seguito la rappresentazione di coefficiente di portanza e resistenza per l’ala avanzante e retrocedente in
una vite sviluppata. Si ricorda che la vite è un fenomeno che avviene per valori di AOA superiore allo stallo.
62
Ci sono parametri che aiutano a prevedere il manifestarsi di una departure, come ad esempio Cnβ
dinamico. Cnβ dyn rappresenta una misura dell’abilità dell’aereo di generare un’accelerazione d’imbardata
che riporta l’aereo nella condizione d’equilibrio, a seguito di una perturbazione dell’angolo di sideslip. A
seconda dei valori predetti del suo valore si possono avere diversi casi, da assenza di departure a departure
severe.
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Un altro parametro importante, deducibile dalla banca dati aerodinamica è LCDP: lateral control
departure parameter: se è negativo è predetta una departure. Non dipende da alfa, non ci sono inerzie. È una
combinazione tra i coefficienti che presiedono la stabilità latero-direzionale e le potenze di comando.
Incrociando Cnβ dyn e LCDP si ottiene il criterio di Weissman-Northrop.
Requisiti Post-Stallo
In campo civile esistono alcune differenze fra i requisiti della FAR 23 e quelli della FAR25. Comunque
entrambe danno informazioni e procedure per determinare le velocità di stallo nelle configurazioni
appropriate e dimostrare le caratteristiche dello stallo. Per quanto riguarda la vite, nella FAR 23 ne vengono
definiti quattro tipi ma in ogni caso è fondamentale che il velivolo non diventi irrecuperabile dopo un giro di
vite. Vi sono 2 normative militari dedicate alla dimostrazione delle caratteristiche di volo oltre lo stallo.
Nella MIL-STD-1797A vengono definite in termini qualitativi le caratteristiche da soddisfare per alti AOA,
diverse a seconda della classe dell’aereo e delle fasi di volo. E’ molto importante il concetto di “care-free
handling”: macchine che si autolimitano attraverso il sistema comandi di volo senza che il pilota ponga
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attenzione in quello che sta facendo. La norma MIL-S-83691A fornisce invece le linee guida per le
dimostrazioni ad alti AOA e le fasi di test per la sperimentazione militare post-stallo.
Svolgimento di una prova
La parte di pianificazione pre-test e di preparazione è più critica delle operazioni di routine per la verifica
di prestazioni e della stabilità; dovrebbe iniziare molti mesi prima che il velivolo di prova voli e coinvolge
strumentazione specifica e strumenti di raccolta dati dedicati. I due principi alla base della fase di
preparazione della prova sono: obiettivi del test e sicurezza.
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La prova si articola in tre momenti: aero-modeling (CL – α) e recupero, qualità di volo vicino/allo stallo e
recupero, suscettibilità alla departure – stallo aggravato tipicamente con input pro-spin (timone, alettone). Lo
stallo aggravato si può descrivere in quattro fasi:
A.
B.
C.
D.
No aggravation at stall
Briefly tipically 1 second
Up to 3 second
15 seconds or 3 turns of a spin
Prima di svolgere qualsiasi manovra vanno valutati i rischi cercando di prevedere la risposta del velivolo
basandosi su un modello, validarlo e se necessario correggerlo.
I vari steps per progettare le prove ad alti AOA si possono riassumere in:
•
•
•
•
•
•
•
•
•
Identificare obiettivi specifici per il test
Ricercare dati disponibili
Sviluppare una build up nell’aggressività della manovra
Sviluppare una matrice con i risultati attesi e non
Decision tree to plan response
Determinare configurazioni del velivolo e modifiche
Sviluppare e condurre addestramento per il test team
Sviluppare un piano di comunicazione
Modificare il velivolo per i requisiti di sicurezza e dei dati
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Possibili fonti per i dati da utilizzare sono le gallerie del vento, drop models, letteratura, modellazione al
computer, simulatore e modelli in scala pilotati. Le gallerie del vento possono essere statiche, dinamiche cioè
con bilance rotanti od oscillanti con un supporto che ruota e consente di avere una modellazione dei
coefficienti di smorzamento e Vertical Wind Tunnel
specializzata nel post stallo. Altre visualizzazioni sono
possibili con i water tunnel, che però hanno il problema di
smaltimento dei coloranti.
I drop models hanno le seguenti caratteristiche: non sono
motorizzati, sono radio-comandati e scalati dinamicamente.
Sono molto importanti perché hanno permesso di chiudere un
divario enorme per vari angoli d’attacco, come è possibile
vedere in figura.
Strumentazione
I requisiti riguardanti la strumentazione variano a seconda della tipologia di aereo. Per un velivolo
commerciale possono essere gli stessi usati per le prove di stabilità e controllo, mentre per i caccia o gli
addestratori necessitano di range di misurazione per i vari angoli molto più ampi con conseguenti
imprecisioni nel rilevamento.
Come criteri generali si installano ad esempio un altimetro con una lancetta singola per facilità di lettura,
luci per interpretare l’intensità di yaw rate e la direzione di rotazione, indicatori a scala espansa di angolo
d’attacco, telecamera posta dietro il pilota per visualizzare tutti gli strumenti, controllo per dispositivi
d’emergenza, checklist ecc. (vedi per esempio cockpit F-15A).
La FAA AC-23-8A avvisa circa i possibili effetti di questa strumentazione extra a bordo. Infatti tutte le
prove di vite devono essere ripetute senza la strumentazione, ad esempio sonde alle estremità alari e
dispositivi d’emergenza. Si raccomanda inoltre di monitorare in tempo reale tutte le attività di test post-stallo
in modo da fornire un supporto ulteriore. Questo può essere realizzato semplicemente via radio da terra, con
un velivolo chase e infine con la telemetria in sala controllo.
Recupero in situazione d’emergenza
I sistemi d’emergenza devono possedere le
seguenti caratteristiche: essere semplici e affidabili,
armati solo per il test, fornire il proprio stato al pilota
e alla sala controllo, avere un impatto minimo sulle
caratteristiche di massa e aerodinamiche dell’aereo.
Tuttavia i paracaduti anti-vite aggiungono
complicazioni per vie della grandezza e della
geometria del paracadute, del metodo di aggancio, di
armamento, spiegamento e rilascio. Devono essere
tutti validati e non montabili nella maniera sbagliata.
Un altro tipo di strumento sono gli spin rockets che favoriscono il riallineamento facendo ruotare il velivolo
nel verso opposto a quello della vite. Hanno però problemi di affidabilità, devono essere uno per ala
direzionati nel verso opportuno, devono poter essere controllati, non devono modificare la geometria esterna
dell’aereo, comportano problemi di stivaggio, handling e gestione variazione della massa col consumo del
carburante. Il paracadute antivite crea sempre una forza stabilizzante abbattendo l’alfa e quindi
67
interrompendo la condizione di vite. Deve aprirsi in 3-4 secondi, in qualsiasi condizione e soprattutto non
deve arrecare danni alla struttura.
L’integrazione del paracadute ha però alcuni requisiti di progetto che possono essere in conflitto con altre
scelte. Deve infatti essere posto il più indietro possibile per evitare di colpire qualsiasi parte del velivolo o
impigliarsi, essere attaccato lontano dal baricentro per avere un grande braccio e non alterare le
caratteristiche aerodinamiche e di inerzia del velivolo. Le due considerazioni principali che condizionano il
progetto sono che l’estrazione del paracadute dal suo alloggiamento deve avvenire a qualsiasi assetto,
pressione dinamica o accelerazione e il paracadute e i tiranti non devono essere danneggiati.
Sono presenti anche vincoli legati al pilota: infatti le rotazioni post-stallo possono essere molto
oscillatorie come nel caso dell’ A-7 e dell’Hawker Hunter rendendo difficoltoso al pilota continuare a
controllare la macchina. Vengono utilizzati quindi nuovi supporti per far si che il pilota rimanga sempre in
condizione di raggiungere i comandi per i dispositivi d’emergenza. Si rendono necessarie anche modifiche
agli impianti; ad esempio i motori devono rimanere accesi anche con flusso non stazionario in presa d’aria: si
modifica perciò il sistema di controllo in modo che le candelette siano sempre accese durante la manovra
etc…. Questo si ripercuote sulla configurazione dei comandi di volo, impianto elettrico e pneumatico che
traggono energia per il loro funzionamento dai motori. Alcune modifiche sono: potenza di backup per i
comandi di volo (obbligatoria), modifiche all’impianto propulsivo ecc.
Tecniche di recupero
Alla base di tutte le metodologie per il recupero da situazioni potenzialmente pericolose ci sono due
concetti: semplicità e affidabilità. Le procedure non dovrebbero richiedere al pilota di determinare la
direzione della rotazione ed essere valide per qualsiasi movimento fuori controllo. I requisiti sono espressi
nella MIL-STD-1797A. Per la realizzazione delle tecniche di recupero le osservazioni qualitative del pilota
sperimentatore sono fondamentali per avere una descrizione delle caratteristiche della gyration e sulla
semplicità di mettere in atto le procedure. Ovviamente questo richiede capacità di giudizio e una notevole
esperienza.
Di seguito un sommario delle tecniche raccomandate dalla normativa civile e militare.
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In tutto il processo di prova ci sono tre aspetti importanti: selezione del team di prova, addestramento e
disciplina e infine build up incrementale. Le fasi di prova sono quindi:
•
•
•
•
•
•
Preparazione pre-test
Test a terra e in volo funzionali
Verifica manovrabilità a bassi AOA
Tentativo di vite
Caratteristiche di vite completamente sviluppate
Recupero
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Prove strutturali - statica
La struttura aeronautica è una delle maggiori espressioni di ingegneria per l’unione di robustezza,
leggerezza e prestazione.
Questo approccio si è trasferito in tutti gli altri campi, come ad esempio le costruzioni ferroviarie ed
automobilistiche. Le prove di volo si dividono in due categorie: verifica carichi statici (load survey e stress
survey), e carichi dinamici (flutter e buffet).
Il fenomeno di flutter, quando si genera, non è gestibile perché è una oscillazione divergente che porta
alla rottura in pochi cicli. Le prove strutturali costituiscono una parte fondamentale del lavoro di
progettazione all’interno di un’azienda. Si usano:
•
•
•
Modelli analitici, codici di calcolo
Prove a terra
Galleria del vento
Prove statiche su componenti/velivolo completo
Prove dinamiche su componenti/velivolo completo
Ground Validation Test (GVT)
Prove in volo
Loads Survey
Flutter
Buffet
Dimostrazione di rispetto regolamentazioni
I Limit load sono i carichi contingenza, in cui la struttura rimane in campo elastico. Dopo l’effettuazione
delle prove statiche a terra, il volo viene autorizzato, secondo le normative militari UK, all’80% di questo
valore, per motivi di sicurezza. Il Carico di rottura è convenzionalmente 150% rispetto al precedente. Benchè
la maggior parte dell’attenzione del progetto strutturale agli inizi dell’aviazione fosse concentrata sugli sforzi
ed i carichi strutturali, ora ci si confronta anche con concetti come fail safe, damge tolerance, fatica,
corrosione, manutenzione, ispezionabilità e producibilità.
Le prove di fatica simulano varie sequenze di spettro di carico, ripetute per le ore previste nella ita del
velivolo, ripetute per un fattore convenzionale (scatter factor, da 2 a 4).
“Proper stress levels, a very complex problem in highly redundant structures, are calculated using
versatile computer matrix methods to solve for detailed internal loads. Modern finite element models of
aircraft components include tens-of-thousands of degrees-of-freedom and are used to determine the required
skin thicknesses to avoid excessive stress levels, deflections, strains, or buckling. The goals of detailed
design are to reduce or eliminate stress concentrations, residual stresses, fretting corrosion, hidden
undetectable cracks, or single failure causing component failure.
Fail-safe design is achieved through material selection, proper stress levels, and multiple load path
structural arrangements which maintain high strength in the presence of a crack or damage.
Fatigue failure life of a structural member is usually defined as the time to initiate a crack which would
tend to reduce the ultimate strength of the member.
70
Fatigue design life implies the average life to be expected under average aircraft utilization and loads
environment. To this design life, application of a fatigue life scatter factor accounts for the typical variations
from
the
average
utilization,
loading
environments, and basic fatigue strength
allowables. This leads to a safe-life period
during which the probability of a structural crack
occurring is very low. With fail-safe, inspectable
design, the actual structural life is much greater.
Primary structure for present transport
aircraft is designed, based on average expected
operational conditions and average fatigue test
results, for 120,000 hrs. For the best current
methods of design, a scatter factor of 2 is
typically used, so that the expected crack-free
structural life is 60,000 hrs, and the probability
of attaining a crack-free structural life of 60,000 hrs is 94 %."
Scatter factor è numero di cicli rispetto ai cicli a fatica. Per i militari è circa 2, per i civili 3-4.
Confrontando le analisi di vecchi velivoli con quelle dei più moderni, non si ha molta differenza, perché le
predizioni erano comunque accurate. Diagramma V-n: troviamo prima un limite aerodinamico dovuto allo
stallo e un limite strutturale. I corner point devono corrispondere a quelli predetti.
71
Il seguente diagramma di flusso presenta le diverse fasi in cui si suddivide la verifica dei carichi in volo.
Figura 1: Flow Chart per la determinazione dei carichi in volo
Le previsioni analitiche sono i risultati sintetici di una certa simulazione effettuata, che combinata con le
altre darà uno spettro di carico. Servono allo strutturista per sapere dove mettere i carichi, per chi fa le prove
dove mettere la strumentazione.
outer droop dx
F vert
-9945 N
MT
-2276258 Nmm
inner droop dx
F vert
-1325 N
MT
-309523 Nmm
wing dx
F vert
-13276 N
MF
11998174 Nmm
MT
-2753306 Nmm
aileron dx
3581
-151949
flap dx
F vert
-3678
MT
95342
ht dx
F vert
-9147
MF
7,324,461
MH
-2805302
F vert
MT
wing sx
F vert
-13276 N
MF
-11998387 Nmm
MT
-2753510 Nmm
inner droop sx
F vert
-1325 N
MT
-309536 Nmm
outer droop sx
F vert
-9945 N
MT
-2276259 Nmm
ht sx
-9148
-7,324,500
-2805293
flap sx
F vert
-3678
MT
-95361
aileron sx
F vert
3581
MT
-151942
F vert
MF
MH
N
Nmm
N
Nmm
N
Nmm
Nmm
N
Nmm
Nmm
N
Nmm
N
Nmm
Figura 2: esempio di condizione di carico
72
Si passa poi alla analisi ad elementi finiti FEM, con la definizione dei pesi, delle inerzie, delle caratteristiche
di ogni elemento nel modello e la mesh aerodinamica da CFD/galleria, rappresentate dalle figure seguenti.
Le prove statiche servono per misurare gli sforzi di una certa struttura (parte o velivolo completo),
sottoposto a carichi simulati quelli reali di volo, e si articolano in:
•
•
•
•
Test statici di tutta la struttura, dei sottosistemi e dei componenti
Identificazione dei valori di sforzo e della loro distribuzione
Determinazione delle deformazioni, rigidezza, resistenza alla frattura e sviluppo delle cricche
(damage tolerance per vedere la propagazione della frattura).
Test di sforzo residui
73
Per certi componenti, ad esempio il carrello, ci si affida a ditte specializzate data l’importanza di questi
elementi strutturali ai fini della sicurezza. Il Full Scale Static Test è la prova fondamentale per la
certificazione della struttura e prima di andare in volo.
I test a fatica consistono in:
•
•
•
•
Fatigue tests on complete airframes, subsystems and components
Investigations into damage tolerance characteristics, crack initiation and propagation
Introduction of impact damages using predefined energy levels and investigation of their effect on
fatigue characteristics
Combined slosh and vibration tests
La normativa impone di effettuare verifiche sperimentali in condizioni dimensionanti per:
• i massimi carichi a cui è sottoposta la struttura
• alle condizioni di volo agli estremi dell’inviluppo
• in condizioni simmetriche ed asimmetriche (manovre simmetriche fatte prima perché sono le più
semplici da realizzare e da studiare)
• ai pesi ed alle inerzie di esercizio fino ai massimi consentiti
• durante manovre operative
Durante le prove di volo, vengono rilevati i carichi agenti su predeterminati punti della struttura, effettuando
manovre all’ interno dell’inviluppo di volo per pesi e velocità crescenti, con un approccio incrementale:
1.
2.
3.
4.
5.
Iniziando dall’ 80% del carico consentito
All’inizio solo manovre simmetriche (WUT, richiamate simmetriche, push over)
Successivamente anche combinando gli assi (rolli, SHSS)
Infine non simmetriche (rolling pullout, rollii sotto fattore di carico..)
Fino al 100% del carico limite
Vengono monitorati centinaia di estensimetri, singoli o combinati, posizionati in modo di rilevare carichi o
sforzi interni, in modo da validare i modelli di carico analitici e verificare i calcoli FEM di dimensionamento
delle varie parti delle strutture, soprattutto nei punti più critici. Questo lavoro viene fatto in migliaia di
condizioni e altrettante manovre. Di seguito una schermata di monitoraggio real time.
74
Prove strutturali - dinamica
Si definisce accoppiamento strutturale: “Structural coupling, the interactions between the flight control
system and the structural dynamics and aerodynamics of the airframe, is tested to validate that the flight
control system does not interact with structural vibration modes of the aircraft. The phenomenon, induced by
propagating sensors sending signals through the flight control system, can cause control surfaces to oscillate
at dangerous and potentially damaging frequencies. Structural coupling tests are performed on an aircraft that
is as structurally complete as possible. External fasteners, panels, doors, and even the weight of a pilot are
required to ensure a realistic mass distribution and center of gravity. The aircraft sits on its own landing gear
as flight control surfaces are actuated by external means at various frequencies and amplitudes, or sweeps.
The resulting output signals from the flight control sensors are compared to the input signals and then
compared to predicted results.”
Definiamo poi Ground Vibration Test (GVT): “Ground vibration tests certify the airframe is resistant to
flutter, a dynamic instability that can cause sudden, destructive vibration levels in an aircraft. Flutter
characteristics of an aircraft design are established early in the development process using computer models
of the airframe. These software-based predictions are then tested in wind tunnels with small-scale models.
Ground vibration testing then validates this wind tunnel data.”
I GVT vengono realizzati tramite i mechanical shakers, cioè motori che generano vibrazioni applicandoli
a varie parti dell’aereo, come ali, impennaggi. Durante questi test, il velivolo è sospeso da terra e le risposte
vengono misurate da accelerometri.
Flutter
Uno dei più pericolosi eventi che
può capitare in volo è un fenomeno
chiamato "flutter". Il flutter è una
instabilità dinamica indotta da una
interazione tra forze aerodinamiche,
elastiche ed inerziali su un’ala, una
coda, una superficie di controllo che
può risultare in una rottura strutturale
totale in pochi secondi. Predire il flutter
non è una scienza precisa e richiede
verifiche in volo per dimostrare che il
fenomeno
non
possa
capitare
nell’inviluppo di volo normale del
velivolo.
75
“Flutter is a dynamic instability of aerodynamic surfaces due to interactions between aerodynamic
forces, inertial forces and elastic forces. With the increasing of airspeed two or more natural modes may
coalesce into a single mode due to unsteady aerodynamic effects:
bending mode increase frequency
torsion mode decrease frequency
At Flutter at least one mode shows null damping. Above the Flutter speed the damping is negative and the
motion is divergent.”
Figura 3 - Flutter: metodologia, predizione e aggiornamento
Vengono fatte prove in galleria del vento durante le quali vengono raccolti i dati e successivamente
analizzati.
Figura 4: Ground Vibration Test
Figura 5: Prove in volo
76
Ci sono quattro tipo di eccitazione per indurre il fenomeno di flutter:
1.
2.
3.
4.
Eccitazione impulsiva
Eccitazione armonica
Sweep, eccitazione a frequenza crescente
Turbolenza, input randomico
Durante la prova, l’eccitazione a frequenza crescente viene fatta per i velivoli moderni utilizzando i comandi
di volo. Sweep in frequenza con l’attuatore che si muove a frequenza crescente I modi eccitati sono
disaccoppiati.
I mezzi per eccitare il flutter sono invece i seguenti:
1.
2.
3.
4.
5.
Superfici di controllo
Alette oscillanti
Eccitatori inerziali
Eccitatori elettrodinamici
Strumenti pirotecnici (bonkers)
Le superfici di controllo sono un ottimo modo di realizzazione del flutter perché non richiedono
modifiche alla conformazione del velivolo. Si riporta la descrizione dei bonkers, prodotti da aziende
specializzate. Sono un metodo molto affidabile, che richiede però un’accurata pianificazione preventiva e
comporta costi non indifferenti, dato che ogni punto prova significa l’utilizzo di uno o più bonker. Inoltre lì
installazione comporta modifiche al velivolo ed alterazioni di masse ed inerzie.
La strumentazione per misurare il flutter consiste nel posizionamento di accelerometri su ali, piano di coda
verticale e orizzontale. Viene richiesta una banda da 0-100 Hz, con bassa ampiezza.
Programmazione dei punti test, e quindi dell’apertura dell’inviluppo in quota e velocità di un nuovo velivolo,
è strettamente legata alle prove di flutter. Di seguito un tipico esempio di approccio step-by-step.
77
Buffet
“The buffet is an aeroelastic response of structure due to an external unsteady field. Unsteady separated
flow generates a random aerodynamic input that excites the aircraft natural modes. Random aerodynamic
loads due to the unsteady flow (buffet) cause a severe additional load spectra for tail planes and wing. High
angle of attack generates LEX vortical flows around aerodynamics surfaces (wing tips, HT, VT).
Deployed Air Brake generates a vortex shedding impinging on Vertical Tail.”
Ci sono vari esempi nella storia di fenomeni di buffeting:
Northrop F5-A, (mid ’70s) activity about buffet due to transonic manoeuvres on WING.
Aermacchi MB339, (mid ’80s) fins premature fatigue cracking due to AirBrake vortex shedding.
Boeing F18 HARV, (’90s) activity about buffet due to HAoA on VT after catastrofic and premature
fatigue cracking (circa 460 dedicated flights).
Bae Hawk, (’90s) activity about buffet due to AirBrake vortex shedding after premature fatigue
cracking of HT fittings.
Miglior condizione di manovra è quando si iniziano a manifestare le vibrazioni caratteristiche del buffet
(buffet onset).
Figura 6: esempio di flusso non stazionario ad alto angolo d'attacco
78
I metodi di predizione del buffet si basano sulla validazione di un modello matematico tramite
simulazioni e prove di volo.
Figura 7: metodi di predizione per il buffet
La strumentazione tipica per le prove di verifica del buffet level in volo consiste in accelerometri ed
anche di dynamic pressure taps per fornire dei carpet plot degli andamenti della pressione sulle superfici di
riferimento, e quindi una mappatura completa dell’andamento delle pressioni e non semplicemente puntuale.
Gli accelerometri sono posizionati analogamente al caso del flutter, misurando però un’ampiezza maggiore.
Il buffet si misura anche col giudizio del pilota compararto con i valori rilevati da un accelerometro sul
seggiolino, perché a seconda di dove e come sono percepite le vibrazioni, si può correlare il tipo livello di
buffet.
Le modalità di prova sono le seguenti:
Flight Envelope Expansion (loads)
Same criteria as static loads expansion activity
Instrumentation required: accelerometers and strain gauges
Real time monitoring of data in terms of: peak value, PSD, RMS
Expansion break down into steps
Achieving of max Nz (or max AoA limit) in discrete steps
Requires at least one working day after each step for off line analysis
Unsteady field definition
Instrumentation required: accelerometers and Pressure taps
Real time monitoring for functional checks
Data recording may be subdivided in steps due to instrumentation limitation /availability
79
Figura 8: Real Time monitoring
80
Avionica e sistemi
I sistemi di bordo sono in primis quelli necessari al funzionamento del velivolo:
•
•
•
•
•
Elettrico (Generazione, distribuzione)
Idraulico
Propulsione (Motori, APU)
Carrello (principale, anteriore, freni, ABS, steering )
Combustibile (interno, esterno, sistema rifornimento in volo)
Altri sistemi sono:
•
•
•
•
•
Avionica (NAV/COM/IDENT, integrazione, display, presentazione dati)
Environmental Control System (ECS: Pressurizzazione, condizionamento, antighiaccio,
antipioggia)
Store Management System
Crew System (ossigeno, escape/ejection, alarm)
Altro (antiincendio ecc.)
Propulsione
È il sistema più importante e costoso, perché rappresenta il 40-50% del costo della macchina ed ha
enorme influenza sulle prestazioni della macchina. Esempio: il motore dell’M-346.
81
La tecnologia motoristica è nelle mani di poche nazioni (USA, Russia, UK, Francia), anche per i costi
elevati per lo sviluppo di un nuovo motore e per la tecnologia di base necessaira. La propulsione soddisfa i
tre requisiti fondamentali per la macchina: prestazioni, stabilità e controllo, potenza ausiliaria.
Si definisce spinta (thrust) la forza generata dal sistema di propulsione, mentre la potenza è una forza x
spostamento su tempo: quindi forza x velocità.
Figura 9: Inviluppi di volo tipici dei motori
82
Per misurare le prestazioni, si parla di potenza per motori con elica, mentre si usa la spinta per i turbojet,
turbo fan.
Consumo specifico
per turbo jet/fan.
Equazione spinta netta, net thrust:
per propeller.
.
Si riportano le variabili primarie per i principali tipi di motore:
Reciprocating Engine – Power
Engine Speed, N
Flight Speed, Vt
Density = f(T,P)
Manifold Pressure
Displacement
Propeller efficiency
Turboprop Engine – Power + Residual thrust
Engine Speed, N
Flight Speed, Vt
Density = f(T,P)
Engine Size, Diameter
Propeller efficiency
Turbojet/fan –Thrust
Engine Speed o pressure ratio
Flight Speed, Vt o Mach
Density = f(T,P)
Engine Size, Diameter
Inlet Recovery
Nessuna azienda al mondo fa sia il velivolo che il motore, quindi è fondamentale l’interfaccia fra le due
realtà, ad esempio la conformazione della presa d’aria.
83
La misura della spinta del motore si realizza:
•
•
•
•
•
•
In volo e a terra
Engine cells (laboratori del motorista)
Misure dirette durante il volo
Deck del produttore (tabelle con le caratteristiche di funzionamento del motore)
Modelli di motore (espliciti ed impliciti, come le reti neuronali)
Motori calibrati
Le misure a terra sono più facilmente controllabili rispetto a quelle in volo. L’integrazione del motore
sull’aereo comporta perdite come blocco dello slipstream dell’elica, interferenza con la parte anteriore del
velivolo, recupero dell’aria dall’intake, effetti del flusso di scarico. La strumentazione per i motori è molto
pesante e costosa. I metodi per misurare le prestazioni in volo sono:
•
•
•
•
Misure dirette: sonde fisse, griglie poste davanti per rilevare campi di pressione, celle di carico
montate sul motore.
Motore medio fornito dal produttore (computer deck): stima al banco, motori in dotazione che
vengono completamente caratterizzati e modello per simulare il comportamento
Caratteristiche del motore: metodi di generazione gas, modello “aggiustato” del motore
Motore calibrato: test al livello del mare, altitude facility
Le stazioni motore sono utili per i parametri corrispondenti usati per il calcolo della spinta.
Figura 10: Parametri motore tipici
La prova in volo del sistema di propulsione consente la verifica della corretta funzionalità dei motori
•
•
•
•
•
Avviamento a terra e in volo (air start)
Verifica inviluppo di utilizzo
Prestazioni steady state (consumi, spinta)
Margine di stallo del compressore
Handling motore
84
e di funzionalità e prestazioni APU. In figura un possibile inviluppo garantito per il riavvio in volo.
Impianto combustibile
Di seguito uno schema tipico di un impianto combustibile. La pompa DC parte alimantazione, quelle in
alternata dopo l’avvio dei motori. E’ progettaoto in modo che il serbatoio centrale sia sempre pieno
85
. Fuel control panel: consente la gestione sia da parte del pilota dal cockpit che da terra. Prove tipiche di
questo impianto: a terra (fueling/defueling) e in volo, per verificare l’assenza di problemi di travaso ecc.
Test sempre più importante e difficoltoso è la prova di rifornimento in volo, in varie condizioni, con
l’impianto che può essere di due tipi:
1. receptacle (solo USAF): sonda rigida del rifornitore con ricettacolo sul velivolo da rifornire.
Meno strumentazione a bordo di quest’ultimo, non ci sono problemi coi flussi. Se però si rompe
lo sting del rifornitore non si può più rifornire. Manovra più facile da eseguire, da parte del
rifornito.
2. nozzle-drogue (tipico dell’US NAVY e delle aviazioni europee): ricettacolo rilasciato
dall’aviocisterna che riceve il tubo del velivolo da rifornire. Problemi legati alla tecnica di
aggancio, però si possono avere più sistemi per tanker e ciò garantisce più possibilità di
rifornimento. Tutti i componenti sono standard, c’è però da qualificare i diversi aerei.
Carrello d’atterraggio
86
Le tipologie di prove per il carrello sono:
Verifica corretta funzionalità
Utilizzo normale
Utilizzo d’emergenza
Prestazioni sistema frenante
Utilizzo normale
Utilizzo d’emergenza
ABS
Prestazioni nose wheel steering (shimmy test: passaggi su bump a velocità crescenti per innescare
fenomeni di shimming)
Taxies
Environmental Control System
Il sistema di controllo ambientale provvede alle seguenti funzioni:
Condizionamento della cabina
Condizionamento baie avioniche
Fornitura di energia pneumatica per
Sbrinamento parabrezza
Sistema rimozione pioggia su parabrezza
OBOGS (generazione ossigeno a bordo)
Guarnizione gonfiabile tettuccio
Sistema Anti-g
Sistema avviamento motori: Air Turbine Starting (ATS)
87
Le prove consistono in:
Verifica pressurizzazione cabina (verifica schedule con quota rispetto alle normative)
Prestazioni sistema ossigeno
Raffreddamento vani e cabina pilotaggio/passeggeri
Prove utenze
Antighiaccio
Rain removal
Demist (appannamento)
Avionica
Il termine avionica è nato durante la seconda guerra mondiale per indicare tutti i componenti elettronici
montati su velivoli. Storicamente, si è passato da considerare avionica solo le radio e gli aiuti alla
navigazione a tutta una serie di componenti tra cui:
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
Comunicazioni: radio VHF/UHF/HF, interfono
Radar – meteo, quota, altri
DME – Distance Measuring Equipment
VOR (VHF Omnidirectional Radio finding)
TACAN (TACtical NAVigation)
ILS (Instrument Landing System)
MLS (Microwave Landing System)
GPS (Global Positioning System)
INS/INU – Sistemi di navigazione inerziale
Gestione Impianti elettrico, carburante, warning…
Integrazione sistemi
Indicating & Recording
HUMS (Health and Usage Monitoring System)
Computer di bordo
Busses (digitali, analogici)
FCS – Flight Control System
SMS – Store Management System
L’importanza dei test avionici risiede nell’affidamento che si fa su di essi per il successo o meno della
missione, la sicurezza soprattutto legata a comandi di volo, navigazione e atterraggi. Le architetture
avioniche possono essere centralizzate, federate o distribuite.
I costi dei sistemi avionici sono molto cresciuti ed oggi sono una parte significativa del costo di un velivolo.
88
In figura è rappresentato il percorso di test prima di arrivare alla prova in volo. Si possono riassumere in:
•
Laboratory Modeling and Simulation Test,
•
Computer studies
•
Component and sub system measurement facility test
•
Subsystem and system Integration laboratory test
•
Bench hardware in the loop facility test
•
Avionics Testbed flight Systems test
•
Aircraft avionics flight test
•
Special Aircraft Installed Tests
Open air Ground Test
Anaechoic facility
All weather (hot, cold) facility
L’avionica è sviluppata a release successive, in cui si raggiungono le varie funzionalità previste in modo
incrementale. I vari malfunzionamenti vengono tracciati ed identificati per come influiscono sulle
funzionalità del velivolo, non per quello che c’è dietro.
Le prove per i componenti di navigazione, comunicazione e identificazione sono:
•
•
•
Verifica sistema di navigazione:
•
Indipendente (Embedded GPS Inertial)
•
Radio assistita (VOR/ILS, DME, ADF, TACAN
•
VFR / IFR
•
Digital Maps
Verifica sistemi di comunicazione: UHF/ VHF nelle rispettive bande:
•
Portata
•
Intelleggibilità ed interferenza
verifica sistemi di identificazione:
•
IFF - Transponder
•
Data Link
89
• Traffic Collision Avoidance System (TCAS)
Mentre le altre prove possono essere riassunte in:
• Verifica integrazione sistemistica
•
Mission Computers
•
Bus controllers
•
Cautions & Warnings
•
Audio Warning systems
•
HUD & HDD
• Human Machine Interface:
•
Ergonomics
•
Mission Effectiveness
•
Workload
Per data bus si possono dare le seguenti definizioni:
•
•
•
FUNCTIONALLY
A digital data bus provides a communication path over which multiple systems communicate with
each other in a coordinated and integrated manner using predefined Communications protocol
PRACTICALLY
It is an efficient way to pass information between two microprocessorrs attached to a transmission
line.ie it is the nervous system of aircraft avionics
PHYSICALLY
It is a twisted shielded wire pair having Stubs to which Remote Terminals can be connected.
Figura 11: Tipologie di bus
90
91
Prove speciali
Ci sono alcune prove considerate speciali perché sono rischiose, oppure richiedono tecniche di misura
dedicate, requisiti di certificazione particolari e supporto dedicato. I due esempi che andiamo ad affrontare
sono la certificazione al rumore, prove con formazione di ghiaccio..
Rumore
Il rumore viene misurato in decibel,
dove Pspl è il sound pressure level e Po la
pressione ambiente. Storicamente il livello di rumorosità dei velivoli è andato decrescendo, come si può
vedere in figura, raggiungendo un limite difficilmente abbassabile.
Le sorgenti di rumore di un aereo sono tipicamente i motori, le prese d’aria, la struttura del velivolo, le
superfici aerodinamiche e il sonic boom per aerei supersonici. E’ possibile diagrammare la propagazione del
rumore e valutare l’effetto di velocità e potenza installata.
Per quanto riguarda la struttura le fonti possono essere varie: ali, ipersostentatori, carrelli, fusoliera, nacelles
e impennaggi di coda. Dalla somma di questi è possibile trovare l’andamento del rumore.
92
Le fasi terminali (decollo, atterraggio) sono il problema principale per la certificazione del rumore e
richiedono prove dedicate.
Le caratteristiche della certificazione al rumore includono:
•
rilevamento preciso della posizione relativa velivolo
microfoni
•
attenuazione del terreno/alberi etc..
•
registrazione condizioni meteo
–
temperatura
–
umidità
Sono sempre presenti correzione da applicare. Si utilizzano
tecniche particolari per l’abbattimento del rumore, come
riduzione manetta durante la fase di salita sopra centri abitati
e diversi angoli di discesa per la fase d’atterraggio.
93
Ghiaccio
I pericoli causati dal ghiaccio durante la fase di volo possono essere riassunti in:
•
•
•
•
•
•
Aumento della resistenza
Aumento velocità di stallo
Aumento di peso
Diminuzione della spinta
Controllabilità degradata
Sensori in operativi
a terra invece comporta anche danni potenziali ai motori con possibile spegnimento e difficoltà generale nel
rilevarne la presenza. Il ghiaccio viene descritto come:
Ice accretion due to supercooled liquid water droplets are
suspended in air that has a temperature below freezing. When
droplets strike airplane surfaces, they freeze. The rate of accretion
and the distribution of mass on contact is determined by the catch
efficiency parameter, β.
Vengono fatte simulazioni al computer per simulare la formazione
di ghiaccio sul naso dei profili. A seconda del diametro delle gocce
si hanno diversi tipi di accumulo di ghiaccio. Tipicamente si può
avere una distribuzione simmetrica oppure nel peggiore dei casi,
distribuzioni molto irregolari e quindi altrettanto pericolose per la
sicurezza del volo.
Esistono vari metodi di prova per il ghiaccio:
•
•
•
•
Icing wind tunnel tests
Flight tests behind a water tanker
Flight in natural icing
Artificial ice shape
Per quanto riguarda il tanker testing, richiede temperatura sotto il congelamento, le prove devono essere
controllate e sicure, l’esposizione al ghiaccio limitata alla capacità del serbatoio, solitamente solo parte
dell’aereo è ricoperta dal ghiaccio e bisogna mantenere una distanza costante dal tanker.
Il test di natural icing viene effettuato in ambiente reale, che mette alla prova tutti i sistemi. E’ difficile
trovare le condizioni per fare questi test (Alaska, Russia) con i relativi costi di spostamento. Il pericolo è dato
dal fatto di non poter controllare le condizioni atmosferiche e dalla difficoltà ad uscire da una situazione
pericolosa.
94