Progetto SCAUT: messa a punto di un modello in scala 1:2 di un velivol UAV per prove di volo

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Facolt`a di Ingegneria

Corso di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

Tesi di Laurea

PROGETTO SCAUT:

messa a punto di un velivolo in scala 1:2 per

prove di volo

Relatori:

Prof. Carlo Casarosa

Prof. Roberto Galatolo

Ing. Renzo D’Amato

Laureando:

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La presente tesi si inserisce nell’attività di ricerca denominata Progetto SCAUT (Sistema di Controllo AUtomatico del Territorio) che il DIA (Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale) dell’Università di Pisa ha intrapreso allo scopo di valutare la fattibilità di un sistema di controllo automatico del territorio atto ad operare in scenari civili e basato sull’impiego di velivoli non abitati UAV (Uninhabited Aerial Vehicle). In particolar modo la tesi si occupa dello sviluppo e messa a punto della parte del simulatore inerente la bassa velocità, con particolare attenzione al decollo, sia da pista convenzionale, che tramite lancio da catapulta. Si effettua poi un’analisi delle avarie del modello in scala 1:2 dell’UAV, al fine di arrivare ad una descrizione concettuale dei sistemi necessari per la certificazione al volo in aree protette.

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Vorrei ringraziare il Prof. C. Casarosa per avermi dato la possibilit`a di vivere questa esperienza all’interno del Laboratorio di Meccanica del Volo. Grazie anche al Prof. R. Galatolo per la disponibilit`a e la gentilezza dimostrata durante la mia permanenza al dipartimento. Un ringraziamento speciale a Renzo, formalmente Ing. D’Amato, per avermi seguito, supportato e soprat-tutto sopportato.

Naturalmente non posso non citare i compagni di disavventura che mi hanno accompagnato in questi ultimi mesi. Francesco che spero di rivedere a breve sperando non sia sparito, solo un mese lontano da Pisa ed è ringiovanito di dieci anni, mi auguro si sia fermato. Matteo con cui ho condiviso elucubra-zioni mentali in cui realtà, fumetti, fantasia e film di serie Z si fondevano perfettamente, è stato veramente un buon diversivo per superare i momenti difficili; un in bocca al lupo per il proseguimento dei suoi studi. Antonio con cui condividerò la gioia della fine di questa esperienza e con cui sto condivi-dendo lo stress e soprattutto la strizza di questi ultimi giorni.

Grazie a tutti i miei parenti, in particolare ai miei genitori che mi hanno dato preziosi consigli non solo per affrontare l’Universit`a e a mia nonna che mi `e sempre stata vicina. Un pensiero particolare a mia sorella, una persona speciale che in ogni discussione ha saputo migliorare la mia persona...almeno spero. Non posso non citare Ozzy, che mi ha insegnato che i libri non sono fatti solo per essere letti ma anche per dormirci sopra.

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in particolare John Paul, Luca e Davide e anche Angiolo, nonostante rubi un po’ troppo sulle rimesse laterali.

Un ringraziamento a coloro che mi hanno accompagnato nella mia carriera universitaria e con cui ho condiviso gioie e dolori di esami e progetti: Simone, Gianni e Marco.

Oggi non sarei quello che sono senza gli amici di sempre, ringrazio Alessio per il sostegno che mi ha sempre dato in tutte le situazioni, il mio grande amico d’infanzia Davide e Silvia, Ka-tet del diciannove, Emanuele, Michele, Michele (non `e un errore sono due persone distinte...almeno fino ad oggi),Gabriele, Leo, Luca, Laura, Samuele, Claudia, Massimiliano, Damiano e tutti quelli che ora non mi vengono in mente e che spero siano pochi e soprattutto non troppo grossi.

”Grazie a tutti per davvero, questa `e la fine e ho perso l’inizio...ma ho un senso in pi`u”.

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Sommario I

Ringraziamenti II

1 Introduzione 1

1.1 Possibili campi d’impiego dell’UAV . . . 1

1.2 Il progetto SCAUT . . . 1

1.3 I contributi di questo lavoro . . . 3

1.4 Organizzazione della tesi . . . 5

2 Architettura del banco prova 6 2.1 Generalit`a . . . 6

2.2 Struttura del banco prova . . . 7

I

Sviluppo del simulatore

12

3 Introduzione 13 3.1 Blocco carrelli . . . 14

3.1.1 Posizione carrelli . . . 17

3.1.2 Gestione carrelli . . . 18

3.2 Contatto di tutte le ruote . . . 23

(7)

3.3.1 Contatto delle ruote posteriori . . . 28

3.3.2 Contatto della ruota anteriore e di una ruota posteriore 29

3.4 Contatto di una sola ruota . . . 29

3.5 Simulatore di pista . . . 29

3.6 Implementazione nel simulatore . . . 31

II

Studio di un sistema di lancio dell’UAV tramite

catapulta

36

4 Sistema di lancio tramite catapulta 37

4.1 Descrizione del sistema di lancio . . . 37

4.2 Condizioni di rilascio . . . 39

4.2.1 Programma per la simulazione della dinamica dell’UAV durante la corsa di accelerazione . . . 42

4.2.2 Programma per la simulazione della dinamica del car-rello durante la corsa di decelerazione . . . 48

4.2.3 Programma per la simulazione della dinamica dell’UAV in seguito al decollo da catapulta . . . 48

4.2.4 Analisi dei dati . . . 52

5 Descrizione del sistema di lancio 60

5.1 Funzioni da assolvere . . . 60

III

Relazione tecnica per la progettazione di un

car-rello per il lancio da catapulta di un UAV

68

6 Specifica tecnica 69

6.1 Introduzione . . . 69

6.2 Carichi agenti . . . 69

(8)

6.3.2 Interfacce . . . 70

6.3.3 Condizioni ambientali . . . 70

6.4 Trasporto e montaggio . . . 70

6.5 Collaudo . . . 71

6.6 Serie di produzione . . . 71

7 Progetto concettuale del carrello 74 7.1 Funzioni da assolvere . . . 74 7.1.1 Funzione principale . . . 74 7.1.2 Funzioni di utilizzo . . . 74 7.1.3 Funzioni di apprezzamento . . . 76 7.2 Soluzioni concettuali . . . 76 7.2.1 Sopportare i carichi . . . 76

7.2.2 Posizionare e vincolare l’UAV . . . 77

7.2.3 Sgangiare l’UAV . . . 77

7.2.4 Interfacciarsi al cavo . . . 79

7.2.5 Scorrere sulla rotaia . . . 80

8 Progetto costruttivo 81 8.1 Calcolo delle forze agenti . . . 81

8.2 Dimensionamento del telaio . . . 83

8.2.1 Dimensionamento del collegamento saldato tra gli ele-menti tubolari costituenti il carrello . . . 87

8.2.2 Verifica del sistema di posizionamento dell’UAV . . . . 89

8.3 Scelta delle ruote . . . 91

8.4 Dimensionamento dell’albero di supporto delle ruote . . . 92

8.4.1 Dimensionamento del collegamento tra albero e piastra di attacco . . . 93

8.5 Dimensionamento della piastra di attacco delle ruote . . . 96

(9)

8.5.3 Dimensionamento del collegamento tra la piastra di

attacco e il telaio . . . 105

8.6 Dimensionamento del sistema di sgancio . . . 106

8.6.1 Dimensionamento trave verticale di fermo . . . 106

8.6.2 Dimensionamento dell’albero . . . 110

8.6.3 Scelta del supporto dell’albero . . . 112

8.6.4 Dimensionamento del gancio di sicurezza . . . 113

8.6.5 Verifica delle cerniere del sistema di sicurezza . . . 118

8.7 Lista di montaggio . . . 120

IV

Analisi FHA

121

9 Definizione della missione di prova 122 10 Architettura funzionale del sistema UAV 127 10.1 Sistema avionica . . . 128

10.1.1 Sistema di controllo . . . 128

10.1.2 Sistema di navigazione . . . 130

10.2 Sistema di propulsione . . . 131

10.3 Sistema di terminazione del volo . . . 132

10.4 Sistema elettrico di bordo . . . 132

10.5 Sistema di terra . . . 134

10.6 Sistema di trasmissione . . . 136

11 Analisi FHA a livello velivolo 138 11.1 Individuazione delle funzioni principali . . . 138

11.2 Functional Hazard Assessment . . . 138

12 Fault Tree Analysis (livello velivolo) 154 12.1 V1.6 / 2.11 / 2.12 Perdita dell’alimentazione elettrica del velivolo154 12.2 V1.9 / V2.1 / V2.2 Perdita del Data-Link . . . 155

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12.4 V1.12 / 2.13 / 2.14 Perdita dell’alimentazione elettrica della CGS . . . 156

12.5 V1.14 / 2.15 / 2.16 Avaria totale dei comandi della CGS . . . 157

12.6 V4.1 Mancato azionamento del recupero del velivolo . . . 158

12.7 V4.3 Mancato spegnimento del motore in seguito al comando di recupero del velivolo . . . 163

13 Analisi FHA a livello sistema 165

14 Fault Tree Analysis (livello sistema) 169

14.1 S1.1 / S1.2 Perdita totale del comando delle superfici primarie di volo . . . 170

14.2 S2.1 / S2.2 Mancata alimentazione di carburante al motore . . 172

14.3 S3.1 / S3.2 Perdita totale spinta motore (avaria meccanica) . . 173

14.4 S3.4 Perdita totale spinta motore (fuoco nel vano motore) . . 173

15 Simulazione della terminazione del volo mediante

paraca-dute 174

16 Conclusioni e sviluppi futuri 178

16.1 Conclusioni . . . 178

16.2 Sviluppi futuri . . . 179

A Modello per il calcolo delle reazioni dei carrelli nella fase di

rullaggio 181

Bibliografia 187

Elenco delle figure 189

Elenco delle tabelle 195

(11)

1

Introduzione

1.1 Possibili campi d’impiego dell’UAV

Il campo d’impiego dei velivoli denominati UAV (Uninhabited Aerial Vehicle) risulta vario ed in rapida espansione; infatti, alla luce degli attuali scenari geopolitici e bellici sempre più complessi e diversificati, è emersa l’utilità e talvolta la necessità di utilizzo di velivoli privi di pilota a bordo ed in grado di effettuare navigazione autonoma oppure comandata da terra e di trasmettere in tempo reale i dati rilevati, al fine di ridurre al minimo il rischio di perdite di vite umane.

Oltre al campo militare vanno aumentando le ricerche per l’applicabilit`a in ambiente civile in campi quali il controllo del territorio, l’agricoltura, la geo-grafia, l’oceonografia e la protezione civile dove, o per mere ragioni di conve-nienza economiche o per la tipologia di missione da svolgersi in condizioni ambientali particolarmente impervie ed ostili, si sconsiglia l’uso di velivoli abitati.

1.2 Il progetto SCAUT

L’impiego di velivoli UAV di tipo MALE (Medium Altitude Long Endurance) in scenari civili costituisce da alcuni anni oggetto dell’attivit`a di ricerca

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condotta al DIA dell’Universit`a di Pisa, volta a realizzare un sistema di controllo del territorio denominato Progetto SCAUT (Sistema di Control-lo AUtomatico del Territorio). La configurazione individuata nell’ambito di tale progetto si colloca in una categoria che, per dimensioni, prestazioni e carico pagante (inteso come peso di strumentazioni e sensori specifici per lo svolgimento di una determinata missione) risulta essere quella maggiormente studiata nelle molteplici attivit`a di ricerca che vedono come oggetto queste macchine.

L’attivit`a di ricerca `e articolata in due principali filoni, schematicamente indicati in figura 1.1. UAV / MALE SECURITY SAFETY PREST. MISSIONE CODICI REQUIR. CARATTERISTICHE AEROMECCANICHE CARATTERISTICHE DI VOLO SISTEMI DI BORDO

FUNCTIONAL HAZARD ASSESSMENT

MODELLO SCALA 1/2 SISTEMI DI BORDO FUNCTIONA HAZARD ASSESSMENT SICUREZZA POLIGONO BANCO PROVA

SAFETY SCAUT SAFETY MODELLO PROVE DI VOLO

PROGETTO SCAUT

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Il primo filone ha avuto come input i requisiti di security imposti dalle Autorit`a preposte alla salvaguardia della sicurezza dei cittadini (uso impro-prio del sistema a scopi terroristici od altro) e di safety richiesti dalle bozze dei regolamenti per la certificazione fino ad ora emanate (sicurezza dei terzi sorvolati). Sulla base di questi requisiti sono stati definiti i sistemi di bordo, con le relative ridondanze, necessari per il controllo del volo, della navigazione e della missione, definendone pesi ed ingombri. Ci`o ha portato al progetto preliminare di un UAV, da impiegarsi in ambito civile.

Nell’impossibilità (e inopportunità) per un istituzione universitaria di effet-tuare la costruzione e la sperimentazione in volo dell’UAV progettato, si è ritenuto conveniente mettere a punto un banco prova sul quale sia possibile sperimentare le caratteristiche di volo dell’UAV, le caratteristiche di missione e l’affidabilità dei sistemi. Questa attività ha dato origine al secondo filone di ricerca, che ha previsto la costruzione di un modello volante dell’UAV in scala 1:2 per provare in volo tutti i sistemi necessari al volo, con particolare attenzione al FMS (Flight Management System), che costituisce l’intelligenza artificiale da mettere a bordo per il controllo del volo, della missione e dei sistemi.

1.3 I contributi di questo lavoro

Il presente lavoro s’inserisce nel filone di ricerca che ha come obbiettivo lo sviluppo del banco prova e del modello in scala, necessari per la prova di tutti i sistemi che andranno a costituire l’UAV. Si `e sviluppata la parte necessaria per la simulazione del decollo, sia da pista convenzionale, sia attraverso il lancio da catapulta. Sulla base delle precedenti esperienze di ricerca svolte presso il Laboratorio di Meccanica del Volo (LMV), il punto di partenza per questa parte di lavoro `e stata l’utilizzo del software Matlabr_{− Simulink}r

(14)

consente di soddisfare alcuni importanti requisiti, il primo dei quali è rappre-sentato dalla flessibilità del sistema che deve essere facilmente riconfigurabile per poter riprodurre senza grosse difficoltà le dinamiche di differenti tipolo-gie di velivoli. Un secondo requisito è quello del contenimento dei costi, che colloca il banco prova nella categoria dei simulatori a basso costo. Tale scelta inoltre rende possibile la compilazione in linguaggio C dei modelli stessi al fine di ottenere file eseguibili tali da rendere più rapidi i calcoli durante le simulazioni in tempo reale. Lo sviluppo del banco prova ha richiesto, in pre-cedenti lavori, la creazione di una rete di calcolatori con una configurazione di tipo host/client in cui ogni macchina invia e riceve informazioni: ciò fornisce un ulteriore aspetto che ha condizionato la scelta dei pacchetti software con cui sono stati modellizzati i vari componenti del banco.

Per lo studio del decollo mediante catapulta si sono analizzate, utilizzando il linguaggio Matlabr_{− Simulink}r_{, le dinamiche del velivolo in seguito al}

lancio da rampe con diverse caratteristiche. L’analisi dei risultati conseguiti ha portato alla definizione di un sistema di lancio, che si è sviluppato a li-vello concettuale. Si è scelto di studiare in modo più approfondito il carrello in modo da ottenere dati più precisi per l’elaborazione della dinamica del lancio. In merito a questo componente si è passati dalla stesura di un’ipote-tica specifica tecnica, alla fase di progettazione concettuale fino ad arrivare al dimensionamento dei singoli pezzi, le cui verifiche strutturali sono state eseguite con l’ausilio del software agli elementi finiti Ansysr

Si `e svolta l’FHA (Functional Hazard Assessment) per il modello, con parti-colare attenzione alla definizione concettuale dei diversi sistemi necessari per raggiungere i requisiti di sicurezza che possano consentirne il volo in zone protette.

Infine si `e fatto uno studio preliminare della dinamica del velivolo in se-guito all’apertura del paracadute, stabilendo i requisiti che dovranno essere soddisfatti in fase di realizzazione del sistema di terminazione del volo.

(15)

1.4 Organizzazione della tesi

Il presente lavoro `e organizzato come segue:

• Il capitolo 2 descrive il banco prova con particolare riferimento al mo-do in cui le informazioni sono gestite all’interno della rete locale dal software di simulazione.

• Nel capitolo 3 viene trattato il modello Simulinkr _{per la simulazione}

del decollo da pista.

• Il capitolo 4 contiene la descrizione dei programmi di simulazione della dinamica del modello durante e dopo il lancio da catapulta.

• Nel capitolo 5 si affronta il problema della progettazione concettuale di un sistema di lancio.

• Nel capitolo 6 viene riportata la specifica tecnica per la realizzazione del carrello necessario al lancio da catapulta dell’UAV.

• Il capitolo 7 contiene il progetto concettuale del carrello.

• Nel capitolo 8 si affrontano le problematiche connesse col progetto cos-truttivo del carrello e si arriva al dimensionamento dei vari elementi che lo compongono.

• Nel capitolo 9 si definisce una tipica missione del modello di UAV.

• Nel capitolo 10 si definiscono a livello concettuale i sistemi necessari per il volo che dovranno essere installati nel modello di UAV

• I capitoli dall’11 al 14 trattano lo studio delle avarie e l’analisi FHA.

• Nel capitolo 15 si studia la dinamica del velivolo in seguito all’apertura del paracadute

• Il Capitolo 16 riassume le conclusioni e delinea gli sviluppi futuri del progetto.

(16)

2

Architettura del banco prova

2.1 Generalit`

a

La configurazione generale di ogni sistema UAV completo risulta composta dal velivolo vero e proprio e dalla stazione di terra GCS (Ground Control Station), come schematizzato in Figura 2.1.

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A bordo del velivolo è presente il FMS, inteso come il computer di bordo che, utilizzando un insieme di sistemi durante le fasi del volo non mano-vrate dal pilota a terra, svolge le funzioni di controllo automatico del volo, di controllo della navigazione e di analisi di possibili avarie a bordo con conse-guente modifica della missione o interruzione della medesima. La stazione di terra è costituita da un gruppo di calcolatori per mezzo dei quali è visualiz-zato lo stato dell’intero sistema e con cui viene pilotato il velivolo. Le due parti dialogano tramite un apposito sistema di invio e ricezione dei segna-li (denominato upsegna-link-downsegna-link ) basato principalmente su onde radio. Allo stato attuale delle cose, visto che il sistema non è ancora completamente operativo, il sistema di scambio dei dati avviene per mezzo di connessione ethernet. Il banco prova simula in tempo reale il sistema UAV completo. Esso è costituito dalle tre seguenti parti principali:

1. Il modello del Simulatore dell’UAV ed il modello del FMS.

2. La stazione di terra GCS.

3. Il modello dell’UAV.

Tutti i componenti sono in grado di dialogare tra loro. Il Simulatore tras-mette i segnali dei sensori del velivolo al FMS che provvede ad elaborarli per espletare le proprie funzioni. La GCS del banco prova gestisce i segnali di controllo del volo e di programmazione della missione da trasmettere all’UAV. Essa inoltre permette la rappresentazione dello stato della strumentazione di volo, dei sistemi di bordo e della posizione sulla mappa tramite segnali prove-nienti dal FMS, dello scenario esterno grazie ai segnali ricevuti direttamente dal Simulatore.

2.2 Struttura del banco prova

E’ stato creato un rack, contenente FMS, Sim e CGS, allo scopo di aumentare al massimo il numero di calcolatori dedicati per velocizzare la simulazione e

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al tempo stesso per ridurre al minimo il numero delle periferiche utilizzate, mettendone alcune in comune tra pi`u calcolatori, questa soluzione costituisce un giusto compromesso tra l’aspetto prestazionale e quello economico. La Figura 2.2 mostra la composizione del rack e quali siano le periferiche comuni utilizzate da pi`u calcolatori. Risulta possibile passare agevolmente dall’uso di un calcolatore ad un altro utilizzando o direttamente i due Switch presenti dietro ai monitor oppure per mezzo di una combinazione di tasti.

Figura 2.2: Composizione del rack del banco prova

Nella Figura 2.3 è mostrata la rete di scambio dei dati tra i vari calcolatori. Come si può notare alcuni calcolatori presentano molteplici interconnessioni al resto del sistema, altri costituiscono dei semplici terminali di visualizza-zione. Lo schema generale della rete locale è invece descritto in Figura 2.4, dove si evidenzia anche l’utilizzo delle periferiche comuni da parte di alcuni calcolatori.

Sul calcolatore Sim `e caricato il software relativo al Simulatore di volo. La simulazione `e attivata mediante apposito floppy disk di avvio ed esegue in tempo reale il file compilato in linguaggio C corrispondente al modello

(19)

(20)

Simulinkr _{chiamato Simulatore. Il calcolatore denominato FMS simula,}

allo stesso modo di Sim, il sistema di gestione del volo, ed una volta montato a bordo avr`a anche il compito di acquisire i dati provenienti dagli attuatori, dal tubo di Pitot e da tutti i sensori installati sul velivolo. E’ attivato mediante memoria flash che ha la stessa funzione del boot disk per Sim; lavora in tempo reale ed esegue il compilato in linguaggio C riguardante il modello Simulinkr

chiamato FMS. Il calcolatore Instruments `e dedicato alla rappresentazione della strumentazione di bordo. Lavora in ambiente W indows XPr

(1985-2007, Microsoft Corporation) ed esegue il file Labviewr_{(1985-2007, National}

Instruments) corrispondente al Pannello Strumenti.

Figura 2.4: Schema generale della rete locale del banco prova

In seguito alla creazione del rack, Instruments utilizza uno schermo più grande, consentendo una migliore visualizzazione degli strumenti ed una più agevole interazione con questi ultimi da parte dell’utente tramite mouse e tastiera. Maps è invece dedicato alla rappresentazione della mappa interat-tiva, lavora in ambiente W indows XPr _{ed esegue il file Labview}r

corris-pondente al Pannello Mappa. In questo modo `e stato raggiunto l’obiettivo di aumentare la velocita di simulazione ed anche una maggiore fluidit`a nella

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visualizzazione. Visual ha il compito di generare lo scenario esterno che si ottiene interfacciando il Simulatore al software Flight Simulator (1985-2007, Microsoft Corporation) per mezzo del software FSlink realizzato per il DIA. La visualizzazione è possibile tramite monitor o, in alternativa, collegando Visual ad un proiettore LCD per una visione più estesa e reale degli scenari virtuali. Joystick consente il pilotaggio del velivolo tramite joystick e rappre-senta l’interfaccia tra uomo e velivolo. Tutti i PC sono corredati di schede ethernet e lo scambio di informazioni è gestito da un apposito ethernet bus. Si fa notare che la compilazione e l’uso dei compilati in linguaggio C del Simulatore e di FMS all’interno della rete locale non sono possibili usando schede ethernet generiche, ma sono necessari modelli provvisti di chip I82559 per Sim e NE2000 per FMS. Quello attualmente in uso presso il Laboratorio di Meccanica del Volo del DIA è un modello in scala (mock-up) del velivolo relativo al Progetto SCAUT. Le funzioni principali di questo modello, d’ora in poi chiamato semplicemente UAV, sono quindi quelle di controllare l’effet-tiva funzionalità degli apparati di bordo e la reale possibilità di predisporre tutti i cablaggi necessari, di verificare il funzionamento degli autopiloti e dei sistemi di controllo e gestione del volo in caso di avaria. Nella fase finale della ricerca, esso costituirà il prototipo per la validazione di tutta l’attività precedentemente svolta. La struttura fisica del velivolo non è stata assoluta-mente modificata rispetto a quella dell’UAV-SCAUT: si tratta quindi di un velivolo propulso con un motore ad elica spingente e fornito di doppia coda (altre informazioni sull’architettura del modello sono riportate in [1]).

(22)

(23)

3

Introduzione

All’interno del simulatore è stato rivisto ed ampliato il blocco inerente il calcolo delle forze agenti durante le manovre a terra, ovvero nelle fasi di taxing, decollo e atterraggio. Quando si ha contatto di una o più ruote con la pista è necessario considerare le reazioni derivanti da tale contatto nel computo delle forze e dei momenti agenti sul velivolo. Da qui la necessità di una parte di software che sia in grado di stabilire quante e quali ruote diano contributo alle equazioni della dinamica e di quantificare gli effetti di tale contributo. Queste operazioni vengono svolte dal blocco carrelli, i dati in ingresso sono:

• Posizione del baricentro, calcolata nel blocco motori tenendo conto della percentuale di carburante che si trova all’istante considerato nei serbatoi

• V22vettore contenenti le principali grandezze che caratterizzano, istante

per istante, il moto del velivolo, tra le quali angoli di Eulero, velocit`a, spinta, quota e velocit`a angolari

• Forze e momenti aerodinamici calcolati in assi corpo

• Angolo di sterzo, viene dato dal movimento del joystick, nel caso in cui si stia eseguendo una manovra di steering

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In uscita si hanno le forze ed i momenti dovuti al contatto delle ruote con il suolo, che saranno fondamentali per la caratterizzazione della dinamica dell’UAV.

3.1 Blocco carrelli

Questo blocco, già implementato nel simulatore, è stato in larga parte rivi-sto. Siccome lo steering, il decollo e l’atterraggio si trovano agli antipodi di una missione di volo, è stato necessario definire un criterio in base al quale il simulatore fosse in grado di gestire i vari casi. Ciò detto, la prima operazione effettuata all’interno del blocco carrelli è un controllo sulla quota: se questa risulta maggiore di 5 metri rispetto alla quota della pista, le reazioni dei car-relli vengono poste uguali a zero e non si procede ad ulteriori calcoli. In tali circostanze si considera il velivolo già in volo e troppo alto per attivare la modalità di atterraggio e steering, negli altri casi si entra nel blocco possibile contatto. In questo modo, scindendo la missione in una parte in volo ed in una a terra, si evita al simulatore di effettuare calcoli inutili.

Affinchè la verifica possa essere utilizzata sia in fase di decollo che in fase di atterraggio, è necessario un blocco if che setti la quota della pista uguale a quella dell’aeroporto di partenza ad inizio missione e uguale a quella dell’ae-roporto di arrivo a fine missione. La condizione per discernere sulle due fasi è il peso del velivolo, se questo è maggiore al 99% del peso iniziale si è in fase di decollo, in caso contrario la quota di riferimento viene posta uguale a quella della pista su cui si è deciso di terminare la missione.

(25)

I I M carrelli 2 F carrelli 1 possibile contatto else { } CG attuale in %cma V22 spinta massa Faero Maero Fxbpa,Fybpa,Fzbpa Lxcg, Lycg, Lzcg sterzo incidenza P,Q,R F carrelli M carrelli nessun contatto if { } F carrelli M carrelli decollo if { } H pista atterraggio else { } H pista UU(E) UU(E) U U(E) U U(E) Merge Merge Merge u1 u2 if(u1>u2) else u1 if(u1 >5) else [massa] -K-[massa] |u| W0 sterzo 8 Lcg 7 Fbpa 6 Maero 5 Faero 4 massa 3 V22 2 CG 1

(26)

Nel blocco Possibile Contatto, mostrato in figura 3.2 si hanno quattro sottoblocchi :

• Posizione carrelli, aggiorna la posizione in assi corpo dei carrelli

rispet-to al baricentro

• Forze in assi corpo, calcola le forze di origine aerodinamica e dovute

allla spinta motore

• Momenti in assi corpo, calcola i momenti di origine aerodinamica e

dovuti allla spinta motore

• Gestione carrelli, `e il cuore del blocco carrelli: al suo interno vengono

gestite le diverse situazioni di contatto delle ruote

I M carrelli 2 F carrelli 1 posizione carrelli CG attuale in %cma Xa, Ya, Za (m) Xp, Yp, Zp (m) UU(E) UU(E) UU(E) UU(E)

Momenti in assi corpo V22

Momenti aerod. in assi stabilità

FXBPA,FYBPA,FZBPA

LXCG,LYCG,LZCG

Momenti (assi corpo)

[incidenza] [sterzo] [Lcg] [Fbpa] [Maero] [Faero] [massa] [spinta] [V22] Gestione carrelli Xa, Ya, Za Xp, Yp, Zp

phi, theta, psi

F H V angolo di sterzo Vb P,Q,R massa F carrelli M carrelli [Faero] [massa] [spinta] [V22] [V22] [V22] [V22] [V22] [massa] [incidenza] [Lcg] [Fbpa] [Maero] [sterzo] [V22]

Forze in assi corpo V22

Spinta

Massa attuale

Forze di origine aerodinamica

incidenza

Forze (assi corpo) Action Port else { } P,Q,R 11 incidenza 10 sterzo 9 Lxcg, Lycg, Lzcg 8 Fxbpa,Fybpa,Fzbpa 7 Maero 6 Faero 5 massa 4 spinta 3 V22 2 CG attuale in %cma 1

(27)

3.1.1 Posizione carrelli

Il blocco Posizione carrelli calcola la distanza dei diversi carrelli dal baricen-tro in assi corpo. Mentre le distanze lungo gli assi Yb e Zb sono invarianti,

quella lungo x dipende dalla posizione del baricentro 1_{, i blocchi XLB1 e}

XLB2, visualizzati in figura 3.3, hanno come input la posizione attuale del baricentro, e forniscono in uscita la distanza attuale dal baricentro stesso rispettivamente per il carrello anteriore e per quello posteriore.

Posizione carrelli

Distanza dei diversi carrelli dal baricentro in assi corpo

I

Dati Carrello Posteriore 1. X_LG (m) 2. Y_LG (m) 3. Z_LG (m)

2 Dati Carrello Anteriore

1. X_NLG (m) 2.Y_NLG=0 3. Z_NLG (m) 1 xlb2 < 0 xlb2 xlb1 > 0 xlb1 ZLB0(2) ZLB0(1) YLB0(2) 0 XLB2 XLB1 CG attuale in %cma 1

Figura 3.3: Posizione carrelli

Nel caso del modello la variazione del baricentro è dell’ordine del centime-tro e perciò trascurabile, nonostante ciò si è voluto implementare un modello che ne tenesse conto al fine di rendere il simulatore il più generale possibile. In questo modo si può simulare il volo di differenti aerei modificando solo i

1_{In [1] si dimostra che la posizione del baricentro varia in modo apprezzabile solo lungo}

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file *.mat contenenti le caratteristiche aeromeccaniche e propulsive del mo-dello.

Le distanze vengono calcolate come segue:

dx = Xo+ (Xcg− Xcgo) · c (3.1)

dove:

• dx, distanza attuale lungo Xb tra il carrello e il baricentro

• Xo, distanza lungo Xb tra il carrello e il baricentro, con serbatoio pieno

• Xcg, posizione attuale del baricentro in percentuale della corda

aerodi-namica

• Xcgo, posizione del baricentro in percentuale della corda aerodinamica,

con serbatoio pieno

• Xo, distanza lungo Xb tra il carrello e il baricentro, con serbatoio pieno

• c, corda aerodinamica

3.1.2 Gestione carrelli

Nel blocco gestione carrelli (figura 3.4) si trova il blocco contatto, al cui interno vengono implementate le procedure di calcolo per capire se si ha contatto delle ruote con la pista.

(29)

1. Phi (rad) 2. Teta (rad) 3. Psi (rad) _{Quota di volo (m)} Xa, Ya, Za (m) Xp, |Yp|, Zp (m) M carrelli 2 F carrelli 1 verifica contatto u1 if(u1 ==0)

elseif(u1==1) elseif( u1==2) elseif( u1==3)

nessun contatto

if { }

F carrelli M carrelli

contatto di una ruota

elseif { }

V angolo di sterzo F Vb contatto Xa,Ya, Za Xp, Yp, Zp1 phi,theta,psi1 P,Q,R

F carrelli M carrelli

contatto di tutte le ruote

elseif { }

V angolo di sterzo F Mx, My Vb=Vh Xa,Ya, Za Xp, Yp, Zp P,Q,R eulero

F carrelli

M carrelli1

contatto di due ruote

elseif { }

V F Vb contatto Xa,Ya, Za Xp, Yp, Zp1 phi,theta,psi1 P,Q,R

F carrelli M carrelli Merge Merge [PQR] [Fcarrelli2] [Fcarrelli3] [Mcarrelli0] [Fcarrelli1] [Mcarrelli2] [Mcarrelli3] [Mcarrelli1] [XpYpZp] [XaYaZa] [eulero] [Vb] [F] [sterzo] [V] [contatto] [Fcarrelli0] [poscarrelli] [A] [Fcarrelli0] [Fcarrelli1] [Fcarrelli2] [Fcarrelli3] [contatto] [poscarrelli] [eulero] [PQR] [PQR] [contatto] [poscarrelli] [poscarrelli] [V] [sterzo] [F] [Vb] [eulero] [V] [PQR] [F] [Vb] From2 [XpYpZp] [eulero] [eulero] [Vb] [F] [sterzo] [V]

[Mcarrelli3] [Mcarrelli2] [Mcarrelli1] [Mcarrelli0]

From1

[XaYaZa] [A]

u[1]+u[2]+u[3]

Contatto

Controllo Del Contatto

Con La Pista

Eulero Quota Xa, Ya, Za (m) Xp, |Yp|, Zp (m) massa (Kg))

Contatto carrello anteriore

Contatto carrello posteriore SX Contatto carrello posteriore DX

massa 11 P,Q,R 10 Vb 9 8 angolo di sterzo 7 V 6 H 5 F 4

phi, theta, psi

3

Xp, Yp, Zp

2

Xa, Ya, Za

1

(30)

Anche in questo caso si distinguono due situazioni:

• decollo

• atterraggio

La condizione per capire quale fase si stia eseguendo `e la stessa esposta in pre-cedenza nel paragrafo 3.1.1. La differenza tra i due blocchi mostrati in figura 3.5 `e la quota di riferimento: nel caso di inizio missione si entra nel blocco decollo, dove si considera la quota della pista di partenza, altrimenti si esegue il blocco atterraggio, nel quale si fa riferimento alla quota dell’aeroporto di arrivo.

Controllo del Contatto tra i Carrelli e la Pista

contatto carrello posteriore destro 3 contatto carrello posteriore sinistro 2 contatto carello anteriore 1 atterraggio Controllo Del Contatto

Con La Pista Eulero

Quota Xa, Ya, Za (m) Xp, |Yp|, Zp (m)

Contatto carrello posteriore SX

Contatto carrello posteriore DX Merge

Merge Merge If u1 u2 if(u1>u2) else [xpypzp] [h] [eulero] [xayaza] −K− [h] [xpypzp] [eulero] [xayaza] [h] [xpypzp] [eulero] [xayaza] Decollo Controllo Del Contatto

Con La Pista Eulero

Quota Xa, Ya, Za (m) Xp, |Yp|, Zp (m)

Contatto carrello posteriore SX

Contatto carrello posteriore DX

W0 massa 5 Xp, Yp |Zp| 4 Xa, Ya, Za 3 Quota di volo (m) 2 Phi Theta Psi (rad) 1

Figura 3.5: Blocco per la gestione delle fasi di decollo e atterraggio

La figura 3.6 mostra il blocco per la verifica del contatto tra carrello anteriore e pista: le variabili Xa, Ya e Za rappresentano le componenti nel

sistema assi corpo del vettore distanza tra il carrello anteriore e il baricentro, questo vettore viene moltiplicato dalla matrice Tvb in modo da portarsi nel

(31)

al valore della quota e si confronta il risultato con la quota di riferimento: se questo è maggiore di zero non si ha contatto e l’ output è 0, in caso contrario l’output è 1.

Controllo del Contatto tra Carrello Anteriore e Pista

Si controlla se il carrello anteriore tocca la pista. Si assegna 0 se non lo fa, ed 1 in caso contrario.

Altezza NLG 1 Matrix Multiply Mancato contatto 0 Contatto 1 T_B->V Quota di volo (m) 3 Phi Theta Psi (rad) 2 Xa, Ya, Za 1

Figura 3.6: Blocco per la verifica del contatto tra carrello anteriore e pista

Il blocco per la verifica del contatto tra carrello posteriore e pista, mos-trato in figura 3.7, `e del tutto analogo a quello appena descritto per il carrello anteriore.

Controllo del Contatto tra Carrello Principale e Pista

I contattto carrello posteriore destro 2 contattto carrello posteriore sinistro 1 Matrix Multiply Matrix Multiply Mancato contatto 1 0 Mancato contatto 0 [TBV] [Zp] [Yp_DX] [Yp_SX] [Xp] -1 [TBV] [Zp] [Yp_DX] [Xp] [TBV] [Zp] [Yp_SX] [Xp] Contatto 1 1 Contatto 1 T_B->V Quota di volo (m) 3

phi, theta, psi 2 In3

1

(32)

In uscita dal blocco contatto si hanno tre variabili, una per ogni ruota dell’UAV, che valgono 1 se si ha contatto e 0 in caso contrario. Queste tre grandezze costituiscono il vettore contatto, necessario per conoscere quali ruote toccano terra. Sommando i tre elementi si ottiene la grandezza A, il cui valore determina il blocco che verr`a eseguito. I valori che tale grandezza pu`o assumere hanno il seguente significato:

A =               

0 nessuna ruota tocca terra 1 contatto di una ruota 2 contatto di due ruote 3 contatto di tutte le ruote

(33)

3.2 Contatto di tutte le ruote

La ripartizione del peso dell’ aereo tra i tre carrelli viene calcolato imponendo l’equilibrio alla traslazione lungo Z, quello alla rotazione attorno a Y e quello attorno a X, calcolato nel sistema assi corpo. L’intera procedura di calco-lo (illustrata nell’appendice A) `e implementata nel bcalco-locco Reazioni carrelli, mostrati in figura 3.8 . Velocità M carrelli1 2 F carrelli 1 rullaggio if { } _{Fz_SX} Fz_DX Fz_A Fx_SX Fx_DX Fx_A Fy_SX Fy_DX Fy_A M carrelli F carrelli M carrelli1 lift off else { } F Vb Xa,Ya, Za Xp, Yp, Zp phi,theta,psi P, Q, R V F carrelli M carrelli calcolo di My e Mz Fz_SX Fz_DX Fz_A Fx_SX Fx_DX Fx_A Fy_SX Fy_DX Fy_A Xa,Ya,ZA, Xp,Yp,Zp M Reazioni carrello V angolo di sterzo Mx,My Fz Vb=Vh

Xa, Ya, Za, Xp, Yp, Zp

P,Q,R Fz_p_SX Fz_p_DX Fz_a Fx_p_SX Fx_p_DX Fx_a Fy_p_SX Fy_p_DX Fy_a Merge Merge If u1 if(u1 <0) else [Fx_SX] [Fx_A] [carrelli] [F] [sterzo] [Vb] [Fz_SX] [V] [PQR] [Fz_A] [Fz_DX] [Fy_SX] [Fy_A] [Fy_DX] [Fx_DX] [Mcarrelli] [Fz_A] [Fy_A] [Fy_SX] [Fy_DX] [Fx_A] [Fx_SX] [PQR] [Fx_DX] [V] [F] [Vb] _{[Fz_A]} [Fz_SX] [carrelli] [Mcarrelli] [Fz_DX] [carrelli] Action Port elseif { } eulero 8 P,Q,R 7 Xa,Ya, Za Xp, Yp, Zp 6 Vb=Vh 5 Mx, My 4 F 3 angolo di sterzo 2 V 1

Figura 3.8: Blocco per la gestione dei carrelli nel caso di contatto di tutte le ruote

(34)

Note le reazioni verticali agenti sulle diverse ruote, si ricavano immedia-tamente anche le reazioni dovute all’attrito.

I momenti sono calcolati moltiplicando le forze trovate per la distanza tra la ruota considerata e il baricentro (nel caso esaminato la terna assi verticali locali e la terna assi corpo coincidono e perciò non è necessario nessuna tras-formazione di coordinate). Nel blocco Contatto di tutte le ruote è necesario un controllo che stabilisca, in fase di decollo, il momento in cui si passa dal rullaggio alla fase di lift off, infatti, per come è impostato il blocco (equilibrio alla rotazione attorno a Y imposto), la variabile contatto rimane settatta a tre. La condizione che definisce questa transizione, a cui è associato il dis-tacco del carrello anteriore, è il segno della reazione del ruotino, Fza, quando

questa passa da un valore negativo ad uno positivo termina il rullaggio.

M carrelli1 2 F carrelli 1 Gain1 1 Fcn2 u[7]+u[8]+u[9] Fcn1 u[4]+u[5]+u[6] Fcn u[1]+u[2]+u[3] Action Port if { } M carrelli 10 Fy_A 9 Fy_DX 8 Fy_SX 7 Fx_A 6 Fx_DX 5 Fx_SX 4 Fz_A 3 Fz_DX 2 Fz_SX 1

Figura 3.9: Blocco rullaggio

In figura 3.8 si pu`o notare il blocco if per l’implementazione della condi-zione: se Fza > 0 viene eseguito il blocco rullaggio, che ha la semplice funzione

di sommare le componenti delle reazioni dei diversi carrelli. Nel caso in cui

Fza ≤ 0 viene eseguito il blocco lift off, in questo caso si ha il contatto del

solo carrello principale e non `e pi`u possibile imporre l’equilibrio al momen-to atmomen-torno ad Y, vismomen-to che l’UAV sta ruotando in beccheggio. Si definisce

(35)

la terna Th, che ha origine nel baricentro del velivolo e l’asse Zh orientato

verso il basso, secondo la direzione del vettore gravit`a locale; gli assi Xh e

Yh giacciono sul piano tangente alla superficie terrestre o su un piano ad

esso parallelo, se la quota `e maggiore del raggio terrestre; l’asse Xh `e presa

coincidente con l’asse longitudinale del velivolo.

contatto delle ruote posteriori

M carrelli 2 F carrelli 1 km/h -K-T H-->B In1 Out1 T B-->H In1 Out1 Selector1 Scope3 Product3 Matrix Multiply Product2 Matrix Multiply Product [PQR] [Vb] [poscarrelli] [T_BH] [T_HB] [Fz_h] [Fcarrelli] From5 [poscarrelli] From4 [Fcarrelli] [T_HB] [Fz_h] [Fz_h] Fcn u[1]*u[9]+u[3]*u[7] Constant2 0 0:0 Constant1 0 0:0 Constant 0 0:0 Coefficiente d'attrito 0:0 Angle Conversion rad deg Abs |u| 0:0 Action Port if { } V 6 P, Q, R 5 phi,theta,psi 4 _{Xa,Ya, Za} Xp, Yp, Zp 3 Vb 2 F 1

Figura 3.10: Blocco lift off

In questo istante si possono considerare le reazioni delle ruote posteriori lungo Zhuguali alla componente, sempre lungo Zh, della risultante delle forze

agenti sul velivolo. Nota la componente verticale, si calcola immediatamente la forza lungo Xh dovuta all’attrito, dopodich`e si passa dal sistema Th al

sistema assi corpo. Note le componenti delle reazioni in assi corpo, moltipli-candole per le distanze dei rispettivi punti di applicazione dal baricentro, si ottengono i momenti.

3.2.1 Fase di taxing

Il modello descritto precedentemente funziona anche nella fase di taxing, in-fatti si `e tenuto conto dell’ angolo di sterzo del ruotino anteriore e dell’attritto

(36)

laterale delle ruote. Nella simulazione dello steering si considera il velivolo come un corpo rigido a tre gradi di libert`a: traslazione lungo Xv ed Yv e

ro-tazione attorno a Zv. Questa dinamica semplificata `e ricreata introducendo

nel blocco preposto al calcolo delle accelerazioni angolari la variabile

stee-ring, questa va a moltiplicare le espressioni che forniscono ˙P e ˙R (riportate

nell’equazione 3.2.1).          ˙ P = C3· Mx+ C4· N + C1· Q ˙R + C2· P · Q ˙ Q = C7· My + C5· P ˙R + C6· (R2− P2) ˙ R = C10 · Mz + C4· L + C8· P ˙Q + C9· R · Q (3.2)

Tale variabile viene settata dal pilota intervenendo sul pannello strumenti e sul joystick ed assume il valore 0 in caso di steering attivo e il valore 1 negli altri casi. In questo modo le velocit`a angolari ˙P e ˙R vengono, in fase di taxing, annullate. La variabile steering interviene anche nel blocco joystick, convertendo il comando dei timoni di coda in quello per il controllo dello sterzo. Il blocco carrelli provvede a quantificare le rezioni lungo X e Y ed il momento attorno a Z nella terna assi corpo, questi vengono utilizzati dal blocco d’implementazione della dinamica per calcolare gli spostamenti.

(37)

3.3 Contatto di due ruote

La prima operazione svolta nel blocco Contatto di due ruote `e la verifica di quali ruote siano a contatto con la pista, per fare ci`o si valuta il vettore

contatto, chiamando u1, u2, u3 gli elementi di questo vettore si ha:

        

u1 = 0 ⇒ Contatto delle due ruote posteriori

u2 = 0 ⇒ Contatto del ruotino anteriore e della ruota posteriore destra

u2 = 0 ⇒ Contatto del ruotino anteriore e della ruota posteriore sinistra

carrello anteriore

carrello posteriore SX

carrello posteriore DX

CONTATTO DI DUE RUOTE

M carrelli 2 F carrelli 1 verifica contatto u1 u2 u3 if(u1 ==0) elseif(u2==0) elseif( u3==0)

contatto delle due ruote posteriori

if { } F Vb Xa,Ya, Za Xp, Yp, Zp phi,theta,psi P, Q, R V F carrelli M carrelli

contatto della ruota anteriore e di quella posteriore sinistra

elseif { }

F carrelli

M carrelli

contatto della ruota anteriore e di quella posteriore destra

elseif { } F carrelli M carrelli Selector2 Selector1 Selector Merge Merge Goto9 [Fcarrelli1] Goto8 [Mcarrelli2] Goto7 [Fcarrelli2] Goto6 [Mcarrelli3] Goto5 [Fcarrelli3] Goto10 [Mcarrelli1] [Fcarrelli3] [Fcarrelli1] [Mcarrelli1] [Fcarrelli2] [Mcarrelli2] [Mcarrelli3] Action Port elseif { } P,Q,R 7 phi,theta,psi1 6 Xa,Ya, Za Xp, Yp, Zp1 5 contatto 4 Vb 3 F 2 V 1

(38)

3.3.1 Contatto delle ruote posteriori

Per il calcolo della reazione verticale agente sul carrello posteriore si ipotizza uno spostamento nullo del baricentro lungo Zh (per la definizione della

ter-na Th si veda il paragarafo 3.2), trascurando quindi la rotazione attorno al

carrello posteriore. In questo modo possiamo porre la reazione verticale del carrello uguale alla componente lungo Zh della risultante delle forze agenti

sul velivolo. Questa ipotesi semplificativa è giustificata dal fatto che il tran-sitorio in cui si passa dal contatto di due ruote alla fase in volo durante il decollo, e dal contatto del carrello posteriore a quello di tutte le ruote du-rante l’atterraggio, è molto breve, dell’ordine del secondo. Inoltre non fa parte degli scopi del progetto una simulazione accurata della dinamica del velivolo nelle fasi di bassa velocità.

contatto delle ruote posteriori

M carrelli 2 F carrelli 1 km/h -K-T H-->B In1 Out1 T B-->H In1 Out1 Selector1 Scope3 Product3 Matrix Multiply Product2 Matrix Multiply Product [PQR] [Vb] [poscarrelli] [T_BH] [T_HB] [Fz_h] [Fcarrelli] From5 [poscarrelli] From4 [Fcarrelli] [T_HB] [Fz_h] [Fz_h] Fcn u[1]*u[9]+u[3]*u[7] Constant2 0 0:0 Constant1 0 0:0 Constant 0 0:0 Coefficiente d'attrito 0:0 Angle Conversion rad deg Abs |u| 0:0 Action Port if { } V 6 P, Q, R 5 phi,theta,psi 4 _{Xa,Ya, Za} Xp, Yp, Zp 3 Vb 2 F 1

Figura 3.12: Blocco per la gestione dei carrelli nel caso di contatto delle ruote posteriori

Moltiplicando la reazione trovata per il coefficiente di attrito delle ruote si ottiene la forza di attrito. Una volta note le forze nella terna Th, `e possibile

(39)

calcolare le componenti nella terna assi corpo e, nota la geometria dell’UAV, calcolare i momenti.

3.3.2 Contatto della ruota anteriore e di una ruota

posteriore

Poichè questo caso può verificarsi solo in caso di manovra di atterraggio eseguita in modo errato, si è scelto d’interrompere la simulazione se dovesse verificarsi tale evenienza.

3.4 Contatto di una sola ruota

Nella fase di atterragio si può verificare il contatto di un’unica ruota poste-riore, in questo caso l’areo passerà quasi istantaneamente ad una situazione in cui si ha il contatto di entrambe le ruote posteriori. Si è scelto perciò, al verificarsi di questa situazione, di passare automaticamente alla condizione di contatto delle due ruote posteriori.

3.5 Simulatore di pista

Per simulare in modo completo le fasi di bassa velocità è necessario un bloc-co che simuli la presenza della pista. Il blocbloc-co carrelli simula le forze agenti sul velivolo quando si ha contatto dei carrelli, ma non agisce sulle velocità. Poichè la manovra di atterraggio non viene sempre eseguita in modo perfetto, ovvero con velocità verticale nulla al momento del contatto col suolo, con la sola presenza del blocco carrelli si avrebbe l’annullarsi dell’accelerazione verti-cale, ma una velocità verticale costante. Il velivolo continuerebbe a muoversi di moto rettilineo uniforme almeno in direzione verticale, ciò comporterebbe una continua diminuizione della quota, anche al di sotto del suolo. Nella realtà il compito di assorbire l’urto con il terreno e far diminuire gradual-mente la componente verticale della velocità è dell’ammortizzatore presente

(40)

nel carrello, ma l’UAV non è dotato di carrelli con ammortizzatori. Per si-mulare al meglio la dinamica sarebbe necessario considerare l’elasticità della trave del carrello posteriore che indurrebbe una progressiva diminuizione del-la velocità verticale; questo però a scapito di un grosso appesantimento deldel-la procedura di calcolo, perciò si è deciso di approssimare il carrello come infini-tamente rigido. L’adozione di tale modello semplificato implica la necessità di aggiungere un controllo che azzeri la velocità verticale qualora il velivolo sia in fase di atterraggio.

Il simulatore di pista entra in funzione quando la quota del velivolo `e uguale a quella dell pista di atterraggio, in questo caso s’impone un controllo sulla velocit`a in modo da azzerarne la componente lungo Z nel sistema di riferi-mento assi verticali locali, nel caso questa fosse positiva (ovvero diretta verso il basso). 0 5 10 15 20 −0.5 0 0.5 a z [m/s 2 ] 0 5 10 15 20 −15 −10 −5 0 5 v z [m/s] 0 5 10 15 20 −100 0 100

h [m] Con simulatore di pista

Senza simulatore di pista

Figura 3.13: Effetto del simulatore di pista

La figura 3.13 mostra come agisce il simulatore di pista, per comodit`a si `e considerata l’asse Z diretta verso l’alto. Quando si ha contatto col suolo l’accelerazione verticale si azzera grazie alle reazioni introdotte dal blocco

(41)

carrelli, il simulatore di pista agisce invece sulla velocit`a, settandola a zero, di conseguenza anche la quota rimane costante.

La quota del velivolo è uguale a quella della pista ---> si ha contatto

Vb out 1 Merge u1 u2 if(u1 > u2) else if { } Vz Out1 else { } Vb in eulero Vb out Hla s 3 eulero 2 Vb in 1 Vb out 1 Determinazione Ve TBV Determinazione Vb Action Port else { } eulero 2 Vb in 1

Figura 3.14: Blocco simulatore di pista

La figura 3.14 mostra l’implementazione in Simulinkr _{del blocco di}

si-mulazione della pista. Nella parte superiore è presente la condizione sulla quota, se questa è inferiore o uguale a quella della pista di atterraggio si entra nel blocco inferiore, dove la velocità in assi corpo viene trasformata in assi verticali locali, la componente lungo Zvl viene azzerata nel caso sia

positiva. La velocit`a modificata viene poi riportata nel sistema assi corpo.

3.6 Implementazione nel simulatore

Al fine di validare i blocchi Simulink − Matlabr _{creati per la simulazione}

della dinamica dell’UAV durante le fasi di bassa velocit`a, si sono fatte diverse simulazioni sul rack. Inizialmente si `e scelto di escludere il joystick e settare i valori iniziali dei comandi utilizzando file *.mat, questi valori possono essere modificati all’interno del programma introducendo ingressi a gradino tempo-rizzati, ovvero in grado di agire all’istante voluto.

(42)

La manovra di decollo ha inizio con aereo fermo, flaps aperti al 50% e la manetta motore posta al 75%. L’aereo, sotto l’azione delle forze acceleratrici fornite dal sistema propulsivo, raggiunge una velocità pari a 1.2 volte la ve-locità di stallo, in questo istante viene introdotto un gradino di equilibratore di 5◦ _{a cabrare. Naturalmente non è possibile sapere a priori in che istante il}

velivolo raggiungerà la velocità di 1.2 · Vst, perciò, prima di tutto, si è fatto

girare il simulatore senza modificare il comando di equilibratore e si è stu-diato l’andamento della velocità al fine di ricavare l’istante preciso in cui è necessario intervenire. Per le condizioni sopra riportate si ha che il velivolo raggiunge 1.2 · Vst all’istante t = 7.3 s. 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 −20 0 20 Quota [m ] 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 0 20 40 Velocità [ m\s] 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 −50 0 50 γ [ °] 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 −0.1 −0.05 0 δ e [ra d] A B C D

Figura 3.15: Grandezze caratterizzanti la manovra di decollo automatizzata

La figura 3.15 mostra l’andanento delle principali caratteristiche carat-terizzanti il decollo in funzione dello spazio percorso. I punti rossi con le relative lettere indicano la fine e l’inzio delle diverse fasi in cui, seguendo la letteratura specifica (si veda [2]), `e divisa la manovra. La fase AB, de-nominata rullaggio, prevede il contatto a terra di tutte le ruote del velivolo

(43)

che accelera fino ad una velocit`a, detta velocit`a di rotazione Vr, pari a circa

1.2 · Vst. Nel punto B inizia la fase di Lift Off, durante la quale il pilota agisce

sull’equilibratore in modo da far ruotare l’aereo intorno al carrello principale. La fase CD, indicata come fase di manovra, si svolge in volo, senza il contatto di alcuna ruota e vede il velivolo raggiungere la quota di 35 f t, alla quale si ritiene conclusa la manovra di decollo.

Successivamente si è effettuata un manovra di decollo manuale, ovvero partendo da una condizione di velivolo fermo sulla pista e manovrandolo col joystick. La prima operazione eseguita è l’apertura dei flap, agendo sull’op-portuno tasto del joystick viene settata una deflessione di -20◦_{, dopodichè si}

aziona la manetta fino a portarla al 75%. Quando si raggiunge una velocit`a di circa 25 m/s si agisce sull’equilibratore in modo da far ruotare l’UAV at-torno al carrello principale e farlo staccare da terra, una volta terminata la manovra di decollo si sono riportati i flap in posizione di crociera. La varia-zione delle diverse grandezze caratterizzanti la manovra di decollo eeseguita in modalit`a manuale sono mostrate nella figura 3.16

0 5 10 15 20 25 30 35 40 0 500 1000 tempo [s] X [m] 0 5 10 15 20 25 30 35 40 −200 0 200 tempo [s] h [m] 0 5 10 15 20 25 30 35 40 0 20 40 tempo [s] V [m\s] 0 5 10 15 20 25 30 35 40 −0.2 −0.1 0 tempo [s] δ e [rad]

Figura 3.16: Grandezze caratterizzanti la manovra di decollo eseguita in modalit`a manuale

(44)

I dati iniziali per la veriica della fase di taxing sono una velocit`a di 8 m/s ed un comando della manetta motore del 10%. All’istante t=2 s si introduce un angolo di sterzo che passa progressivamente da zero a 30◦ _{per poi tornare}

a zero, l’andamento di tale variabile `e riportato nel grafico di figura 3.17, in cui vengono mostrati anche gli spostamenti lungo gli assi x ed y della terna assi veerticali locali. La traiettoria percorsa dal velivolo `e mostrata in figura 3.18. 0 5 10 15 20 0 100 200 t [s] X [m] 0 5 10 15 20 0 20 40 t [s] Y [m] 0 5 10 15 20 0 20 40 t [s] δ st [°]

(45)

0 50 100 150 0 5 10 15 20 25 30 35 40 X [m] Y [m]

(46)

Studio di un sistema di lancio

dell’UAV tramite catapulta

(47)

4

Sistema di lancio tramite catapulta

Oltre al caso di decollo convenzionale effettuato da pista si analizza la pos-sibilit`a di lanciare il velivolo mediante catapulta. L’analisi viene svolta sviluppando i punti di seguito elencati:

1. Descrizione di un possibile sistema di lancio

2. Definizione di diverse condizioni di rilascio e calcolo delle caratteristiche geometriche e funzionali della catapulta da esse dipendenti

3. Sviluppo di un modello Simulink − Matlabr _{sulla dinamica dell’UAV}

relativa al lancio e agli istanti successivi al distacco dalla catapulta

4. Individuazione delle principali caratteristiche della catapulta mediante l’analisi della dinamica del velivolo

4.1 Descrizione del sistema di lancio

La catapulta `e costituita dalla struttura portante, dalla rampa di lancio, dal carrello di sostegno dell’UAV e dal sistema di trasmissione del moto. In accordo con quanto riportato in [3], si sono prese in considerazione matasse elastiche del tipo usato nei centri ”Bunjee Jumping”, le cui caratteristiche di riferimento sono riportate nella tabella 4.1

(48)

Allungamento massimo 350%

Carico al massimo allungamento 2200 kg

Costante elastica 6.4 kg/% all.

Peso 1.25 kg/m

Tabella 4.1: Caratteristiche del cavo

Figura 4.1: Schema di funzionamento della catapulta

Prendendo come riferimento lo schema riportato in figura 4.1, le grandezze caratteristiche della matassa sono legate dalle seguenti relazioni:

CA = 2 · Lutile (4.1) AL = (LT OT − L0) L0 · 100 (4.2) LT OT = L0+ Lutile (4.3) dove:

(49)

• Lutile, lunghezza utile della matassa

• L0, lunghezza statica della matassa

• LT OT, lunghezza della matassa estesa

• AL, allungamento percentuale

Alla fine della corsa di accelerazione il velivolo si sgancia dal carrello e si immette su una traiettoria dipendente da Vrilascio e γrampa, rispettivamente

velocit`a di rilascio e angolo d’inclinazione della rampa.

Dallo schema si pu`o osservare che, quando il carrello ha raggiunto la distanza equivalente alla corsa di accelerazione, la matassa elastica svolge un’azione frenante.

4.2 Condizioni di rilascio

Si `e scelto di considerare varie condizioni di rilascio, per poter redigere una specifica per la costruzione del sistema di lancio. Si considerano tre velocit`a di rilascio:

1. Vrilascio1 = 0.9 · Vst 2. Vrilascio2 = Vst 3. Vrilascio3 = 1.1 · Vst

e tre angoli d’inclinazione della rampa di lancio:

• γrampa1 = 5

o

• γrampa2 = 10◦

• γrampa3 = 15

◦

(50)

Indicando con L la coordinata corrente della testa di attacco della ma-tassa, nell’ipotesi di andamento lineare della forza FE con L stessa e nel caso

sia operante una sola matassa, si ha:

FE = µ L − L0 L0 ¶ · 100 · Kel (4.4)

Indicando con x la distanza percorsa dal carrello durante la corsa di accele-razione: L = LT OT − x 2 (4.5) FE = · (LT OT − x₂) − L0 L0 ¸ · 100 · Kel (4.6)

L’accelerazione in corrispondenza del carrello `e funzione della corsa secondo la relazione: a = g WT OT · FE = g · 640 WT OT · (LT OT − x₂) − L0 L0 ¸ (4.7) con: • g, accelerazione di gravit`a

• WT OT, peso totale, dato dalla somma del peso dell’UAV e di quello del

carrello. Ipotizzando un carrello di 15 Kg e l’UAV col serbaoio pieno, si ha WT OT = 65 Kg

(51)

La velocità di rilascio è perciò funzione della corsa di accelerazione, che caratterizza la lunghezza della rampa. Durante la fase di decelerazione, per x > CA, si ha:

L = L0+

x − CA

2 (4.8)

La forza di decelerazione sul carrello risulta:

FEdec = − "¡ L0+ x−CA₂ ¢ − L0 L0 # · 100 · Kel (4.9) Da cui: adec = g Wcarr · FEdec = − g · 640 Wcarr · "¡ L0+x−CA₂ ¢ − L0 L0 # (4.10)

La tabella 5.1 mostra le diverse configurazioni di catapulta prese in esame e le relative velocit`a di rilascio

Condizione Vrilascio [m/s] γrampa Corsa di accelerazione [m]

09.05 19.46 (' 0.9 · Vst) 5o 4.5 09.10 19.26 (' 0.9 · Vst) 10o 4.5 09.15 19.07 (' 0.9 · Vst) 15o 4.5 10.05 21.49 (' Vst) 5o 5.5 10.10 21.27 (' Vst) 10o 5.5 10.15 21.06 (' Vst) 15o 5.5 11.05 24.20 (' 1.1 · Vst) 5o 7 11.10 23.96 (' 1.1 · Vst) 10o 7 11.15 23.72 (' 1.1 · Vst) 15o 7

(52)

Il programma simulink CatapultaXX XX.mdl 1 _{simula la corsa}

dell’in-sieme carrello e UAV fino ad una distanza percorsa pari alla corsa di acce-lerazione, mentre Simulazione lancioXX XX.mdl simula la dinamica del velivolo dall’istante in cui inizia il lancio fino ad un tempo fissato dall’utente, Calcolo lunghezza catapultaXX XX.mdl simula invece la dinamica del solo carrello durante la rimanente corsa di decelerazione. Tutti questi programmi sono necessari per ricavare i dati che costituiscono la base per l’analisi del sistema di decollo tramite lancio da catapulta e vengono esaminati uno ad uno nei paragrafi successivi.

4.2.1 Programma per la simulazione della dinamica

dell’UAV durante la corsa di accelerazione

Il file CatapultaXX XX.mdl ha due funzioni fondamentali: la prima è di salvare in appositi file *.mat tutte le grandezze che caratterizzano la dina-mica dell’UAV durante la corsa di accelerazione sulla rampa; la seconda è di ottenere le condizioni di rilascio che saranno poi sfruttate come dati d’in-gresso per ottenere una simulazione globale del decollo tramite catapulta, che parta dall’istante in cui il velivolo è fermo fino ad un istante, successivo al completamento della manovra di decollo, scelto dall’utente.

Al fine di far girare il file simulink CatapultaXX XX.mdl `e necessario de-finire alcune variabili in ingresso; per fare ci`o si utilizza un file Matlabr

che salva i dati necessari alla simulazione in un file *.mat. Il programma Caricamento condizioni di lancio.m è diviso in due parti: la prima salva nel file inizializzazione2.mat tutti i dati caratteristici di un’ipotetico luogo di decollo e le grandezze relative al velivolo, ovvero tutto ciò che è invariante rispetto al sistema di lancio; la seconda parte prende in considerazione tutte

1_{il simbolo XX XX sta ad indicare le condizioni di rilascio corrispondenti al sistema di}

lancio che si vuole considerare. Ad esempio il file Catapulta09 10 considera una catapulta in grado di accelerare l’UAV fino ad una velocit`a pari a 0.9 volte la velocit`a di stallo ed una rampa inclinata di 10 gradi

(53)

le possibili condizioni di lancio e crea i file catapultaXX XX.mat. Ciascuno di questi file viene caricato nelle mask di inizializzazione dei blocchi simulink che li utilizzano, le grandezze caratterizzanti la condizione di lancio sono:

• Wcarr, peso del carrello

• γ0, pendenza della traiettoria, coincidente con l’inclinazione della

ram-pa

• θ0, angolo di eulero, coincidente con l’inclinazione della rampa

• H0, altezza della rampa in corrispondenza del punto in cui termina la

corsa di accelerazione

• CA, corsa di accelerazione

• Kel, costante elastica del cavo impiegato

• Ltot, lunghezza totale del cavo

• Lutile, lunghezza utile del cavo

• L0, lunghezza iniziale del cavo

Una volta creati i file *.mat `e possibile far girare il programma simulink per la simulazione della corsa di accelerazione del gruppo carrello-UAV associato alla condizione che si vuole analizzare.

Il programma si presenta come mostrato in figura 4.2. A sinistra si tro-vano gli ingressi, mentre a destra si ha il comando di creazione del file *.mat. All’interno del blocco centrale verde si ha il blocco dinamica del velivolo sulla rampa che implementa il modello illustrato nel paragrafo 4.1. Questo inter-agisce con i blocchi che caratterizzano il comportamento dell’UAV e che sono stati ripresi da precedenti lavori di tesi: per il blocco d’implementazione del motore si veda [4], mentre i blocchi per il calcolo dei coefficienti aerodinamici e della pressione dinamica sono trattati in [5].

(54)

DF Deflessione flaps DE Deflessione equilibratore DA Deflessione alettoni DRU Deflessione timone cat10_10 To File comandi motore Comandi long Comandi lat-dir Quota

Forze (assi corpo)

Momenti (assi corpo)

UB,VB,WB

Vnord,Vest,Vdown

Fattore di carico

AXB,AYB,AZB

posizioni (assi verticali locali)

Dinamica dell'insieme carrello-UAV durante la corsa di accelerazione

0 0:0

delta_th0:0

delta_e0:0

D_flaps0:0

(55)

La figura 4.3 mostra la parte centrale del programma, dove vengono implementate le equazioni della dinamica.

C ors a di a ccelera zione

a V s porre 1 per ferma rela s im a fine rampa

8 V elocità a ngola ri 7

Momenti (as s i corpo) ₆

F orze (as s i corpo) 5

C omponenti dell' a ccelera zione in

a s s i corpo 4 Angoli di E ulero 3 S pos ta menti in as s i vertica li locali 2 C omponenti della velocità in as s i vertica li locali 1 C omponenti della velocità in as s i corpo 10:0 W tot0:0

mas s a UAV + carrello

F elas tica10_10.ma t T o F ile S witch S T OP S top S imulation P roduct5 P roduct4 u[1]*u[4]*u[2] L 1 s 1s 00:0 0 0:0 00:0 0 0:0 00:0 P S I0 0:0 00:0 0 0:0 -Hground0:0 00:0 00:0 T HE T A0 0:0

clina zione della ra mpa

[D] [ga mma] [s pinta ] [W ] G oto6 [L] [s inps i] [cos ps i] [forze] [accelerazione] [F ela s tica ] [F a ttr] [s ingamma ] [cos gamma ] -1 G ain [L] [gamma ] [s inps i] F rom7 [cos ps i] F rom6 [forze] [cos gamma ] [s inga mma] [cos ga mma] [forze] [a ccelera zione] [F elas tica] [F attr] [D] [s pinta ] [s inga mma] [W ] [s ingamma ] [cos gamma ] u[1]*(u[2]*G *u[3]-u[4]) F orza di a ttrito [N] s F elas tica F ela s tica s in(u[1]) s in(u[1]) cos (u[1]) cos (u[1]) u[1]/W tot u[1]*G u[1]/W tot u[1]*u[4]*u[3] D S0:0 1 0:0 0 0:0 00:0 00:0 0 0:0 0 0:0 u[2]*G *u[5] C omponente del pes o [N] 0.020:0

C oefficiente di a ttrito del carrello

C G attuale in % cma C L C D C M C Y C L2 C N V 22 C G gamma L W s pinta D F attrito F elas tica accelerazione C alcolo rea zioni Add2 Add1 Add 8 C G 7 V 22 6 C Y C L2 C N 5 C L C D C M 4 C G attuale in % cma 3 q , C L , C D 2 mas s a 1 s pinta [N]

Figura 4.3: Blocco d’implementazione della dinamica dell’UAV sulla rampa

Nella parte inferiore sinistra vengono calcolate le forze dovute al peso, alla resistenza aerodinamica, alla portanza e alla spinta motore, che vanno a sommarsi alla forza elastica. Nella parte centrale si hanno i due blocchi d’integrazione per passare dall’accelerazione alla velocit`a ed infine allo spazio percorso.

Il blocco Calcolo reazioni, in basso a destra nella figura 4.3, calcola le reazioni verticali sui carrelli dell’UAV e la reazione orizzontale che si eser-cita tra il velivolo e il carrello. Si riporta di seguito il modello di calcolo implementato dal blocco (le equazioni sono tutte scritte in assi corpo):

(56)

  

My(a+p)+ Rzant · Xa+ Rzpost· Xp = 0

Rzant + Rzpost = WU AV · cos γ

(4.11)    F1+ Rx = mU AV · a F2− Rx = mcarr· a (4.12) dove:

• My, momento attorno all’asse y dovuto alle forze propulsiva e

aerodi-namiche

• Rzant, reazione verticale del carrello anteriore • Rzpost, reazione verticale del carrello posteriore

• Xa, distanza lungo l’asse Xbody tra il baricentro ed il carrello anteriore

• Xp, distanza lungo l’asse Xbody tra il baricentro ed il carrello posteriore

• WU AV, peso dell’ UAV

• F1 = T − D − WU AV · sinγ, somma delle forze propulsiva, aerodinamica

e della componente lungo Xbody del peso dell’UAV

• F2 = Fel − Fa− WU AV · sinγ, somma della forza elastica, della forza di

attrito e della componente lungo Xbody del peso del carrello

• mU AV, massa dell’UAV

(57)

s pazio percors o 1 S witch S T OP S top S imulation 1 s 0

Figura 4.4: Sistema di arresto della simulazione

Il programma si ferma nell’istante in cui il carrello finisce la sua corsa di accelerazione; il sistema di arresto `e mostrato in figura 4.4: quando la distanza percorsa coincide con la corsa di accelerazione, la simulazione viene arrestata. In uscita si hanno i seguenti file *.mat:

• CATXX XX.mat, contenente le componenti della velocit`a, sia rispetto

alla terna verticale locale, sia rispetto alla terna assi corpo e la posizione dell’UAV.

• FelasticaXX XX.mat, contenente il valore della forza elastica agente sul

carrello

• reazioneXX XX.mat, contenente le forze verticali agenti sulle ruote

dell’UAV e la reazione orizzontale che si esercita tra il carrello e il velivolo durante l’accelerazione

Tutte queste grandezze possono essere visualizzate lanciando il file Grafici rilascio.m che carica i file *.mat precedentemente creati, ne estrae i dati e li grafica.

(58)

4.2.2 Programma per la simulazione della dinamica del

carrello durante la corsa di decelerazione

Il programma Calcolo lunghezza catapultaXX XX.mdl simula la dinamica del carrello durante la corsa di decelerazione: questo `e fondamentale per il calcolo della lunghezza della rampa. I dati d’ingresso caricati nella mask del blocco sono contenuti nei due file catapultaXX XX.mat e rilascio.mat, entrambi creati dal programma Condizioni per catapulta.m

a v _s

Non s i cons idera la res is tenza aerodinamica del carrello

C ALC O LO DE LLA C O R S A DI AR R E S T O DE L C AR R E LLO

u[1]*u[2]*9.81*u[3] componente dl pes o 0.02

coefficiente di attrito del carrello

decelerazione_10_10.mat S witch1 S T O P S top S imulation W carr P es o del carrello 1 s 1 s T HE T A0

Inclinazione della rampa

u[1]*9.81

F orza elas tica in N

u[2]*9.81*u[4] F orza di attrito s F elas tica F elas tica in K g s in(u[1]) cos (u[1]) u[1]/W carr u[1]/W carr u[1]/W carr 0 1 Add

Figura 4.5: Programma per la simulazione della corsa di decelerazione del carrello

La figura 4.5 mostra l’implementazione del modello, gi`a illustrato nel paragrafo 4.1.

4.2.3 Programma per la simulazione della dinamica

dell’UAV in seguito al decollo da catapulta

Per la simulazione completa della dinamica dell’UAV, dal momento in cui in-izia la corsa di accelerazione sulla rampa, fino al suo volo libero, si `e creato un modello del Simulatore chiamato Simulatore Stand Alone, opportunamente modificato nel blocco riguardante la dinamica (si veda figura 4.7).

(59)

I Us ci te Bl oc co E Bl oc co pe ri lc on tr ol lo Bl oc co D co ma nd im ot or e Co ma nd il on g Co ma nd il at -d ir VA RM Qu ot a Al fa ,B et a CL ,C D, CM CY ,C L2 ,C N Sp in ta to ta le in Kg Fo rz e( ass ico rp o) Mo me nt i( as si co rp o) P, Q, R UB ,V B, WB ph it he ta ps i Ma ss ad el ve liv ol o Ca rb ur an te re si du o Vn or d, Ve st ,V do wn Pe nd en za de lla tr ai et to ri a Fa tt or ed ic ar ic o CA S, IA S, GS PL at ,L on RP M AX B, AY B, AZ B T, ps ,p t po si zi on i( as si ve rt ic al il oc a li) Bl oc co C Bl oc co pe ri lc on tr ol lo Bl oc co B En tr at e Bl oc co A