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La non completa conoscenza dello stato e la presenza nel sistema di disturbi stocastici rendono necessario l’utilizzo di un osservatore atto a stimare le variabili di stato mancanti depurandole del con- tributo aleatorio.

Si prenda un sistema del tipo:

˙x = Ax + Bu

y = Cx + Du (F.20)

dove C è la matrice di osservazione del sistema, che rappresenta il legame esistente fra il vettore di stato e quello delle uscite del sistema; mentre D è il legame diretto esistente fra il vettore degli ingressi e quello delle uscite del sistema. Per stimare lo stato si introduce un osservatore dinamico che ha la seguente espressione ˙^x = ^A^x + ^Bu + ^Ky (F.21) L’osservatore descritto al F.21 risulta essere dinamico, poichè ha una forma molto simile al sistema originario con l’aggiunta di un termine forzante legato all’uscita y tramite la matrice ^K. L’osser-

vatore ha il compito di stimare lo stato a partire dall’uscita, questa stima presenta necessariamente un errore che viene definito come:

e = x − ^x (F.22) È possibile scrivere l’equazione dinamica dell’errore derivando la F.22 ed ottenendo così:

Andando a sostituire nella F.23 la F.21 e la prima di F.20 si ottiene: ˙e = Ax + Bu − ^A^x − ^Bu − ^Ky (F.24) Inserendo anche la seconda di F.20 e la F.22 si ottiene:

y = Cx + Du ^ x = x − e˙e = Ax + Bu − ^Ax + ^Ae − ^Bu − ^KCx − ^KDu (F.25) che può essere riscritta come:

˙e = ^Ae + A − ^A − ^KC x + B − ^B − ^KD u (F.26) La F.26 è l’equazione dinamica dell’errore. Prima di procedere è op- portuno fare alcune considerazioni; lo scopo di questa trattazione è proprio quello di ottenere una stima dello stato che sia la migliore possibile, ciò può essere tradotto con la ricerca:

• del minimo errore possibile;

• di un errore la cui dinamica sia indipendente dallo stato e dall’ingresso del sistema.

Per ottenere il secondo punto è necessario imporre:

^

A = A − ^KC

^

B = B − ^KD (F.27)

ottenedo così la seguente equazione dinamica per l’errore:

˙e = A − ^KC e (F.28)

Sarà ora necessario scegliere opportunamente la matrice ^K, detta

dei guadagni dell’osservatore, in modo tale da avere una dinamica dell’errore stabile e tendente velocemente a zero8.

Tale matrice con una procedura di ottimizzazione, del tutto analo- ga a quanto descritto nel caso del controllore, può essere definita come:

^

K = R−1errCSerr

T

(F.29) con Serr soluzione dell’equazione algebrica di Riccati del tipo:

SerrAT +ASerr−SerrCTR−1errCSerr+Qerr = 0 (F.30)

8La dinamica dell’errore deve essere più veloce di quella del sistema. L’errore

APPENDICE F. TEORIA DEL COMPENSATORE OTTIMO

infine la F.27 e la definizione della y F.20 rende l’osservatore iniziale F.21:

˙^x = A^x + Bu + ^K (y − Du − C^x) (F.31) rimangono da definire le matrici Qerre Rerr. Nel caso deterministico

sono scelte dal progettista in modo da minimizzare l’errore, mentre nel caso stocastico sono scelte, per mezzo della teoria di Kalman- Bucy9, uguali rispettivamente alla densità spettrale di potenza del

rumore in ingresso al sistema v e di quello di misura w.

9Per quanto la trattazione del filtro di Kalman-Bucy sia differente da quanto

[1] Theodorsen, T., “General Theory of Aerodynamic Instability and the Mechanism of Flutter,” NACA Report 496, 1935. [2] Greenberg, J., “Airfoil in Sinusoidal Motion in a Pulsating

Stream,” NACA TN 1326, 1947

[3] Amer, K.B., “ Theory of Helicopter damping in Pitch or Roll and a Comparison with Flight Measurements,” NACA TN-2136, 1950.

[4] Sissingg, G.J., “The Effect of Induced Velocity Variation on Helicopter Rotor Damping in Pitch or Roll,” Aeronautical Research Council Paper No. 101, TN Aero 2132, 1952.

[5] Venkatesan, C., Friedmann, P.P, “New Approach to Finite- State Modeling of Unsteady Aerodynamics,” AIAA Journal, Vol 24, No. 12, 1986, pp. 1889-1897.

[6] Dinyavari, M. A. H., and Friedmann, P. P.,“Unsteady Aerody- namics in Time and Frequency Domains for Finite Time Ar- bitrary Motion of Rotary Wings in Hover and Forward Flight,” Proceedings of 25th AIAA/ASME/ASCE/AHS Structures, Struc- tural Dynamics and Materials Conference, Vol. II, 1984, pp. 266-282. AIAA Paper 84-0988.

[7] Gaonkar, G.H., Peters, D.A., “Review of Dynamic Inflow Mo- deling for Rotorcraft Flight Dynamics,” Vertica, Vol. 12, No. 3, 1988, pp. 213-242.

BIBLIOGRAFIA

[8] Peters, D.A., He, C.J., “Finite-State Induced Flow Models, Part II: Three-Dimensional Rotor Disk,” Journal of Aircraft, Vol. 32, No. 2, 1995, pp. 323-333.

[9] Peters, D.A., “How Dynamic Inflow Survives in the Competitive World of Rotorcraft Aerodynamics,” Journal of the American Helicopter Society, Vol. 54, 2009, pp. 1-15.

[10] Zhao, J., Prasad, J. V. R., and Peters, D. A., “Rotor Dyna- mic Wake Distortion Model for Helicopter Maneuvering Flight,” Journal of the American Helicopter Society, Vol. 49, No. 4, 2004, pp. 414-425.

[11] Zhao, J., Prasad, J.V.R., Peters, D.A., “Effect of Rotor Wake Distortion on the Stability of Flapping Dynamics,” American Helicopter Society 61th Annual Forum, Grapevine, TX, 2005. [12] Gennaretti, M., Greco, L., “A Time-Dependent Coefficient

Reduced-Order Model for Unsteady Aerodynamics of Pro- protors,” Journal of Aircraft, Vol. 42, No. 1, 2005, pp. 138-147.

[13] Vepa, R., “On the Use of Padè Approximants to Represent Unsteady Aerodynamic Loads for Arbitrary Small Motions of Wings,” AIAA Guidance and Control Conference, New York, AIAA Paper 76-17, 1976.

[14] Edwards, J.W., “Application of Laplace Transform Methods to Airfoil Motion and Stability Calculations,” 20th Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, St. Louis, MO, AIAA Paper 79-0772, 1979.

[15] Roger, K.L., “Airplane Math Modeling Methods for Active Control Design,” AGARD-CP 228, 1977.

[16] Karpel, M., “Design for the Active Flutter Suppression and Gust Alleviation Using State-Space Aeroelastic Modeling,” Journal of Aircraft, Vol. 19, 1982, pp. 221-227.

[17] Gennaretti, M., Muro, D., “Multiblade Reduced-Order Aero- dynamics for State-Space Aeroelastic Modeling of Rotors in Steady Flight,” accepted for publication on Journal of Aircraft.

[18] Muro, D., Gennaretti, M., “Stability Analysis of Helicopter Ro- tors in Forward Flight via State-Space Aeroelastic Modeling And Correlation with Experimental Results,” 37th European Rotorcraft Forum, Gallarate, Italy, Sept. 2011.

[19] Maier, T.H., Sharpe, D.L., Lim, J.W., “Fundamental Investi- gation of Hingeless Rotor Aeroelastic Stability, Test Data and Correlation,” American Helicopter Society 51st Annual Forum Proceedings, Forth Worth, TX, 1995, pp. 106-117.

[20] Ranjith, M., and Gaonkar, G. H., “Unified Assessment of Fast- Floquet, Generalized Floquet, and Periodic Eigenvector Me- thods for Rotorcraft Stability Predictions,” Proceedings of the American Helicopter Society 66th Annual Forum, Phoenix, AZ, May 2010.

[21] Leishman, J.G., “Principles of Helicopter Aerodynamics,” Cambridge University Press, 2000.

[22] Hodges, D.H., Dowell, E.H., “Nonlinear Equation for the Elastic Bending and Torsion of Twisted nonuniform Rotor Blades,” NASA TN D-7818, December 1974.

[23] Hodges, D.H., Ormiston R.A., “Stability of Elastic Bending and Torsion of Uniform Cantilever Rotor Blades in Hover with Variable Structural Coupling”, NASA TN D-8192, 1976.

[24] Gennaretti, M., Bernardini, G., “Aeroelastic Response of Heli- copter Rotors Using a 3-D Unsteady Aerodynamic Solver,” The Aeronautical Journal, Vol. 110, No. 1114, 2006, pp. 793-801. [25] Pitt, D. M., Peters, D. A., “ Theoretical Predictions of Dynamic

Inflow Derivatives,” Vertica, Vol. 5, No.1, 1981

[26] Muro, D., Molica Colella, M., Serafini, J., Gennaretti, M., “An Optimal Control Approach for alleviation of tiltrotor gust response,” accepted for publication on Aeronautical Journal. [27] Serafini, J., Muro, D., Gennaretti, M., “Pilot-in-the-loop In-

fluence on controlled tiltrotor stability and gust response,” 27th International Congress of the Aeronautical Sciences, Nice, France, Sept. 2010.

BIBLIOGRAFIA

[29] Gaonkar, G.H., Peters, D.A., “Use of Multiblade Coordinates for Helicopter Flap-Lag Stability with Dynamic Inflow,” Journal of Aircraft, Vol. 17, No. 2, 1980, pp. 112-118.

[30] Morino, L., Mastroddi, F., De Troia, R., Ghiringhelli, G.L., Mantegazza, P., “Matrix Fraction Approach for Finite-State Ae- rodynamic Modeling,” AIAA Journal, Vol. 33, No. 4, 1995, pp. 703-711.

[31] Morino, L., Gennaretti, M., “Boundary Integral Equation Me- thods for Aerodynamics,” Computational Nonlinear Mechanics in Aerospace Engineering, edited by S. N. Atluri, Vol. 146, Progress in Aeronautics and Astronautics, AIAA, Washington, D.C., 1992, pp. 279-320.

[32] Subramanian, S., Ma, G., Gaonkar, G.H., Maier, T.H., ‘Cor- relation of Several aerodynamic models and measuremen- ts of hingeless-rotor trim and stability,’ J. of the American Helicopter Society, Vol. 45, 2000, pp. 106-117.

[33] Peters, D.A., Gaonkar, G.H., “Theoretical Flap-Lag Damping With Various Dynamic Inflow Models,” Journal of the American Helicopter Society, Vol. 25, 1980, pp. 29-36.

[34] Peters, D.A.,“Hingeless Rotor frequency Resonse with Un- steady Inflow,” Rotorcraft DDynamics, NASA SP-352,February 1974

[35] Maier, T.H., Sharpe, D.L., Lim, J.W., ”Fundamental Investi- gation of Hingeless Rotor Aeroelastic Stability, Test Data and Correlation,” American Helicopter Society 51st Annual Forum Proceedings, Forth Worth, TX, May 9-11, 1995

[36] Bernardini, G., Serafini, J., Molica Colella, M., Gennaretti, M., “Fully Coupled Structural-Unsteady Aerodynamics Mo- delling for aeroelastic response of Rotorcraft,” 37th European Rotorcraft Forum, Gallarate, Italy, Sept. 2011.

[37] Bielawa, L. R., “Rotary Wing Structural Dynamics and Aeroelasticity,” AIAA Educational Series, 1992

[38] Morino, L., ‘Steady, Oscillatory, and Unsteady Subsonic and Supersonic Aerodynamics - Production Version (SOUSSA - P 1.1) - Volume I - Theoretical Manual,’ NASA CR-159130, 1980.

[39] Friedland, B. “Control System Desing. An introduction to State-Space Methods,” Dover publication ink, 1986

RINGRAZIAMENTI

Alla fine di un nuovo, forse ultimo, percorso di studi della mia vita è giusto fare un consuntivo e rendere grazie a tante persone.

Anzitutto vorrei ringraziare il Signore, per come mi ha guidato nel- l’intraprendere il dottorato e per come continua ad sostenermi. Non posso che essere grato a mia moglie Serena, che mi supporta in tutto quello che faccio, sopportando le mie intemperanze.

Grazie ai miei genitori, che sono sempre stati per me un esempio di unità, dedizione e serietà.

A mia sorella, ai miei cognati e ai miei suoceri, va il mio pensiero affettuoso per la loro presenza costante ed amorevole.

Alla mia piccola nipotina Isabel, sono grato per la gioia che mi da ogni volta che la vedo.

Ai miei amici, che con me hanno condiviso esperienze importati ed indimenticabili, che mi hanno incoraggiato, sostenuto, sopportato e consigliato.

Ai miei mentori, Massimo e Giovanni, mi sento dal profondo del cuore di ringraziarli sia per mia la crescita professionale ed uma- na, di cui sono stati collaboratori preziosi, sia per l’amicizia di cui mi hanno fatto dono.

A Jacopo, Marco (aka Mario) e ad Emanuele (aka Piccione) per aver condiviso con me il mio percoso dottorale, e per come siamo riusciti ad affrontarlo con leggerezza.

Ai miei nuovi colleghi per come mi hanno accolto e per come in questo periodo di stesura della tesi mi hanno sostenuto.

Un ultimo ringraziamento a tutte le persone che ho incontrato nella mia vita e che hanno lasciato un segno nella mia vita.

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