L’obbiettivo dello studio è stato quello di ottimizzare e convalidare una tecnica di decollo generale all’interno di un dato inviluppo di quote, temperature e peso e determinare una curva generalizzata di prestazione.

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L’argomento di tesi affrontato riguarda l’ottimizzazione della procedura di decollo in categoria A con tecnica di back-up per eliporti per il modello di elicottero A109 Agusta- Westland. La tesi è stata svolta presso la sede Agusta-Westland di Cascina Costa sotto la supervisione dell’ing. Maurizio Simoni dell’ufficio Prestazioni.

L’obbiettivo dello studio è stato quello di ottimizzare e convalidare una tecnica di decollo generale all’interno di un dato inviluppo di quote, temperature e peso e determinare una curva generalizzata di prestazione.

Categoria A significa che un elicottero multi-motore progettato con sistemi e motori isolati ed indipendenti come specificato nelle normative CS27 / CS29 è capace di operare eseguendo particolari procedure di decollo ed atterraggio tali da garantire, nel caso di guasto di un motore durante tali fasi, di poter continuare o interrompere le procedure in tutta sicurezza.

L’azienda Agusta ha messo ha disposizione del tesista il codice di simulazione EUROPA che ha rappresentato la base necessaria per affrontare il problema. Il codice EUROPA è un codice di simulazione non lineare capace di predire le prestazioni statiche e dinamiche di un elicottero. Per poter utilizzare il programma è stato però necessario affrontare le seguenti fasi preliminari: preparazione del modello specifico, convalidazione dei risultati delle analisi delle condizioni di trim, convalidazione dei risultati delle simualzioni delle manovre dinamiche.

Durante la primissima fase si e’ proceduto ad accumulare le conoscenze e le informazioni necessarie per poter comprendere il codice EUROPA, scritto in FORTRAN.

Successivamente sono state ricercate in ambito aziendale informazioni circa le caratteristiche geometriche, meccaniche ed aerodinamiche del 109 e di tutte le sue componenti, prendendo contatto con il personale dei diversi uffici e prendendo visione della macchina stessa.

EUROPA permette di inserire dati tramite file in formato testo che contengono le

informazioni suddette. Detti file raggruppano le caratteristiche di un determinato

componente, quali ad esempio, rotore principale, fusoliera, motori,etc. Per molti dati è

stato possibile inserirli direttamente senza modifica, altri hanno necessitato successive

ottimizzazioni, altri ancora sono stati calcolati o desunti da quelli di altre macchine.

Una volta che tutti i dati sono stati raccolti si è proceduto con lo studio delle varie condizioni di Trim. Prima di tutto sono stati acquisiti i dati sperimentali delle prove di volo dal database Agusta che si ritenevano necessarie per un confronto con gli output del codice EUROPA. Le condizioni di Trim studiate sono state le seguenti: volo a punto fisso (hover), volo laterale, volo livellato, salita. In base alle prove di volo disponibili per ognuna di queste condizioni, si è provveduto a replicarla grazie ad EUROPA. Dati quali: quota, temperatura, peso, posizione del centro di gravità, velocità orizzontale e verticale, direzione e velocità del vento, sono stati inseriti come input. Ottenuto poi l’output dal codice EUROPA si è fatto il confronto tra i dati delle prove di volo e la simulazione. C’è da aggiungere che ogni singola prova di volo viene replicata da parte dell’azienda diverse volte con diversi parametri quali il peso e la posizione del centro di gravità grazie all’uso di zavorra, oppure a diverse quote, temperature, velocità, ecc., per avere una mole di dati il più rappresentativa possibile delle condizioni in cui può essere utilizzata la macchina. C’è inoltre da sottolineare che il pilota viene istruito a mantenere ogni condizione il più possibile stabile per un determinato tempo, dell’ordine di alcuni secondi.

Il confronto dei dati è stato fatto tra: momento torcente all’albero del motore, posizione dei comandi quali ciclico, collettivo e pedaliera, nonché gli assetti della fusoliera al variare di uno specifico parametro per la condizione iniziale come per esempio: peso nel caso dell’hover, velocità e direzione di spostamento nel volo laterale, velocità nel volo livellato, rateo di salita nella salita. Per poter ottenere dati il più simili possibili con al più un errore del 3%, si è provveduto a fare un notevole lavoro di ottimizzazione del modello dell’elicottero e cioè dei dati di input; le caratteristiche meccaniche e aerodinamiche sopra citate. Pur discostandosi in molti casi dai valori teorici, esse hanno permesso una simulazione accurata delle varie condizioni di Trim.

Dallo studio delle forze e dei momenti applicati sulle varie componenti della macchina si è notato una non accurata simulazione da parte del modello del rotore di coda. Quindi si è provveduto a modificarlo e migliorarlo arrivando ad ottenere dei risultati soddisfacenti.

Ottenuta una prima ottimizzazione del modello dell’elicottero, si è passati ad analizzare le

manovre dinamiche. Questa fase si è rivelata importante per la messa a punto della

simulazione del motore e del “comportamento” del pilota.

Per ogni manovra che viene simulata, vengono chiamate differenti istruzioni di controllo in cui viene specificata l’evoluzione della manovra stessa e gli obbiettivi: per esempio quando e dove è richiesta una virata, l’incremento di velocità da raggiungere, ecc. L’utente seleziona quale file di controllo deve essere richiamato in base alla manovra richiesta. La logica di pilotaggio viene poi richiamata da EUROPA per ogni passo temporale per calcolare le posizioni dei comandi durante l’evolversi della stessa a seconda di cosa è richiesto. La simulazione del pilota assume che il compito di pilotaggio possa essere separato in quattro sotto-compiti: collettivo, ciclico longitudinale, ciclico laterale, pedaliera.

Il pilota mirerà a raggiungere un determinato target per ogni sotto-compito. Specifiche subroutines vengono chiamate per simulare l’attività che il pilota compie per raggiungere un determinato obbiettivo per ognuno dei sotto-compiti.

Come prima cosa, si è provveduto alla messa a punto della risposta dei motori. EUROPA presenta un file di manovra, detto di “match”, in cui, invece di venire simulate le manovre, si obbliga la simulazione a seguire i dati sperimentali per ogni passo temporale. I dati misurati nelle prove di volo sono immessi come target per il modello del pilota. Quando eseguita, la logica di pilotaggio calcola gli input di controllo richiesti per replicare la manovra. Raccolte dal database le prove di volo in cui veniva simulata la perdita di un motore a diverse quote, temperature e peso, si sono ottimizzate le risposte dei motori, sia di quello guasto che di quello a cui veniva richiesto l’intero carico di lavoro.

Successivamente, sempre grazie al file di manovra “match” e ai dati sperimentali delle prove di volo, si sono analizzate diverse manovre complesse e non, per verificare la bontà della messa appunto del modello fino ad ora ottimizzato dando prova di una buona simulazione.

Nel passo successivo ci si è slegati dai dati sperimentali come input per la simulazione, ma

ci si è limitati ad usarli solo come riferimento. In base alle prove di volo disponibili si

sono simulate un certo numero di manovre per poter ottimizzare i vari guadagni della

logica di pilotaggio. Alcuni semplici file di manovra erano già presenti nel codice

EUROPA e permettevano di simulare manovre non troppo complesse. Molte delle prove di

volo però presentavano vari “disturbi” dovuti a raffiche di vento o a condizioni di volo non

perfettamente rispettate dal pilota durante la prova. Quindi, per tenere conto anche di

queste variabili e permettere un confronto tra i dati sperimentali e l’output della

simulazione, i file di manovra sono stati modificati, anche pesantemente, per creare nuove

“manovre” analoghe a quelle realizzate durante le prove di volo.

Le manovre simulate sono state: virata a destra e sinistra, tre flare, una salita seguita da volo livellato ed infine un hover in condizioni di forte disturbo da parte del vento. Per flare si intende una manovra di richiamata che ha lo scopo di annullare la velocità verticale ed orizzontale in previsione di un atterraggio.

Confrontando la simulazione con i dati sperimentali si è potuto procedere all’ottimizzazione dei guadagni, tenendo conto dell’obbiettivo della tesi e della manovra che si sarebbe poi dovuta simulare ed ottimizzare. L’operazione di valutare i guadagni ideali per ogni manovra e che potessero soddisfare anche le esigenze di altre manovre dove possibile, si è rivelato alquanto difficoltoso per via della forte interconnessione tra i vari canali di controllo. Molte volte si è dovuto affrontare il problema di determinare la causa di ampie oscillazioni non smorzate in un dato canale. Essendo il modello dell’elicottero un sistema caratterizzato da un forte accoppiamento tra le equazioni relative ai diversi piani, questi problemi sono stati spesso risolti correggendo i guadagni di un canale di input che a prima vista non presentava problemi di instabilità.

Da manovra a manovra il codice non è in grado modificare i guadagni automaticamente, cosa che può fare invece un pilota reale, il quale ha un comportamento autoadattivo a seconda di ciò che gli viene richiesto. C’è da aggiungere infatti che in alcuni casi non è stato possibile usare gli stessi guadagni per via dell’intrinseca differenza tra una manovra e l’altra. In particolar modo tra la flare e le altre manovre si sono dovuti usare differenti guadagni, specie sul comando longitudinale, in quanto il rateo di comando delle manovre era notevolmente differente.

Il passo successivo è stata la creazione del file della manovra da simulare ed ottimizzare: la manovra di decollo con tecnica di back-up.

L’elicottero, partendo da un hover di circa 1 m sopra un eliporto, inizia una salita

indietreggiando, mantenendo sempre in vista la piazzola. Questo è importante per il pilota

per avere sempre un riferimento preciso in caso di guasti. L’elicottero sale fino al punto

decisionale dove viene arrestata la salita e l’indietreggiamento e senza discontinuità il

pilota accelera, picchiando, fino a completare la manovra di decollo o, nel caso di aborto,

ritorna sulla piazzola di partenza. La simulazione prevedeva indifferentemente la rottura di

uno dei due motori nel momento più critico e cioè al punto decisionale. L’elicottero doveva essere in grado di poter continuare il decollo o ritornare al punto d’origine tenendo conto di specifiche limitazioni e richieste normative.

Si è programmato in FORTRAN all’interno di EUROPA, un file di manovra che rispecchiasse la manovra suddetta, sia nel caso di decollo continuato che abortito. Per poter far ciò si è dovuto valutare attentamente la manovra e suddividerla in diverse fasi. Per ognuna di queste fasi poi, si è dovuta fare una scelta della più appropriata logica di controllo per ogni canale: collettivo, ciclico longitudinale, ciclico laterale, pedaliera.

Inoltre, in alcuni casi si è dovuto disporre diversi interruttori di logica a seconda di cosa stesse accadendo ad un determinato parametro all’interno della stessa fase; per esempio, per il canale collettivo, limitare la caduta del numero dei giri del rotore principale dopo il guasto al motore nel caso fosse sceso al di sotto di un valore specifico invece di mantenere un determinato momento torcente. Altri piccoli accorgimenti, poi sono stati introdotti per simulare al meglio il comportamento del pilota, quali ad esempio, un ulteriore controllo per raggiungere il punto di partenza o il cercare di portare a zero l’assetto dell’elicottero poco prima dell’arrivo a terra.

La manovra ideata ha una prima fase di salita, preceduta da un hover, uguale sia per il decollo continuato che per il decollo abortito, poi nel caso di continuato si richiede una fase di picchiata per acquisire velocità, una volta che il pilota si è accorto del guasto.

Successivamente, mentre acquisisce velocità, si cerca di limitare il rateo di discesa fino ad annullarlo, avendo l’accortezza di non scendere mai al di sotto dei 15 piedi di quota. La manovra si ritiene conclusa quando viene raggiunta una velocità di 30 nodi, un gradiente positivo di salita ed una altezza minima di 35 piedi. Oltre a queste limitazioni da normativa sono stati controllati anche la potenza e il numero dei giri del rotore principale affinché rimanessero sempre all’interno di campi di valori ben precisi.

Nel caso di decollo abortito, anche qui la prima fase consiste in una picchiata anche se

meno accentuata, sempre per acquisire velocità. La fase successiva consiste nel cercare di

mantenere la giusta traiettoria per raggiungere la piazzola, durante la quale il pilota cerca

di riportare il numero dei giri del rotore principale al 102% (rispetto al valore di crociera

del 100%) valore standard da tenere per il decollo. Raggiunta una certa quota si entra nella

fase di flare, durante la quale il pilota agisce in modo da annullare la velocità verticale ed

orizzontale, richiamando e operando mediante il collettivo, fino a trovarsi ad una velocità

quasi nulla a pochi piedi di altezza dal suolo e permettendo così un atterraggio in completa sicurezza. Nel far questo si sfrutta al massimo la potenza disponibile del solo motore rimasto e l’energia cinetica delle pale del rotore.

La manovra si ritiene conclusa quando le ruote toccano terra. Nel ritenere valida la simulazione dell’atterraggio si è tenuto conto di varie limitazioni quali l’assetto al momento del contatto, la velocità, l’accelerazione, il numero dei giri, la potenza e la distanza dal centro della piazzola.

Una volta costruita la manovra con EUROPA, si è proceduto all’ottimizzazione della stessa. Interfacciando EUROPA con Matlab© è stato possibile una manovra generale valida per varie quote, temperature e peso.

Prima di tutto si sono individuate le variabili significative all’interno del file di manovra ed il loro effetto sulla manovra. Poi si è scelto un ordine logico di ottimizzazione necessario per il corretto svolgimento della stessa. Quindi, si è proceduto alla stesura di un codice di calcolo Matlab© che, lanciando quando necessario EUROPA, ha ottimizzato le suddette variabili e quindi la manovra stessa. Gli obbiettivi, diversi se decollo continuato o abortito, sono stati la discriminante per le ottimizzazione. Per il continuato si è cercata la migliore combinazione tra la quota minima dopo il punto decisionale e la distanza in cui la manovra poteva definirsi conclusa. Per il decollo abortito invece i parametri da considerare erano più numerosi: un eventuale ostacolo al di sotto della traiettoria e quindi una minima perdita di quota e angolo di traiettoria, una opportuna quota cui iniziare la manovra di flare, il raggiungimento della piazzola con velocità verticale e orizzontale bassa, la distanza dalla piazzola stessa, gli angoli di assetto al momento dell’atterraggio.

L’ottimizzazione della manovra è stata fatta per una quota media dell’inviluppo che si voleva studiare, a temperatura ISA e a massimo peso con centro di gravità neutro.

Per completare il lavoro, si è verificato, per un inviluppo di quota, temperatura e peso della macchina che la manovra ottimizzata fosse fattibile per ogni condizione.

Si è appurato cioè, per una quota da 0 a 12000 piedi, per una temperatura massima fino a

ISA+35, e per il massimo peso che consentisse la manovra, che il decollo, sia abortito che

continuato, soddisfacesse tutti i requisiti richiesti oltre che, naturalmente, al

completamento con successo dello stesso. Facendo ciò si è ottenuta una tabella di valori in

cui ad una data quota, temperatura, e quindi potenza disponibile del motore, si ottenesse il massimo valore del peso dell’elicottero con cui il decollo poteva essere completato con la manovra ottimizzata ottenuta precedentemente. Ottenuti i dati si è proceduto a esaminare graficamente i risultati della potenza generalizzata in funzione del peso generalizzato come consuetudine nell’ambito elicotteristico, dove per potenza generalizzata si intende la potenza divisa per il rapporto tra la densità (a quella data quota e temperatura) e la densità in condizioni standard, e per il cubo del numero dei giri normalizzati, mentre per peso generalizzato si intende il peso diviso per il suddetto rapporto e per il quadrato del numero dei giri. Una volta ottenuto il grafico e appurato che fosse caratterizzato da un andamento abbastanza regolare, si è proceduto ad una interpolazione dei dati mediante un polinomio di secondo grado. Poi, come controprova, seguendo la metodologia sperimentale, il risultato precedentemente ottenuto è stato verificato con dei nuovi punti esterni all’inviluppo considerato.

I risultati ottenuti sono stati giudicati positivamente dal supervisore ed hanno soddisfatto

gli obbiettivi della tesi e le aspettative dell’azienda in merito.