1. Sistemi di controllo Fly-By-Wire per velivoli ad ala rotante: stato dell’arte

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1.

Sistemi di controllo Fly-By-Wire per velivoli

ad ala rotante: stato dell’arte

In questo capitolo, dopo un breve excursus storico che descrive come si è arrivati all’introduzione del sistema di controllo Flight Control System Fly-By-Wire (FCS-FBW), verranno analizzati i benefici apportati dalla sua introduzione e lo schema generale di funzionamento.

Avvalendosi di materiale reperibile in letteratura sarà inoltre eseguito un confronto tra il sistema di controllo FBW per velivoli ad ala fissa e velivoli ad ala rotante: lo scopo di questo confronto è quello di evidenziare le principali differenze tra le due architetture mettendo in risalto i problemi principali dell’applicazione del FBW ai velivoli ad ala rotante.

Infine saranno evidenziate alcune architetture di sistemi FBW sia in termini di realizzazione del controllo che dell’implementazione delle ridondanze.

1.1

Cenni storici

La prima applicazione del sistema di controllo FBW si ha alla fine degli anni ’70, quando il primo velivolo ad ala fissa, dotato di questo tipo di sistema, ottiene la certificazione di aeronavigabilità [1,2].

Tuttavia il concetto su cui si basa il principio di funzionamento del FBW non era rivoluzionario, ma affondava le radici sulla base dell’esperienza maturata nel campo della guida a distanza dei missili, che risaliva a qualche decennio prima.

Il motivo del ritardo tra il concepimento del concetto del FBW e la sua introduzione nell’industria aeronautica è essenzialmente dovuto agli elevati standard di sicurezza ed affidabilità richiesti ad un qualsiasi sistema aeronautico affinché possa essere certificabile. Prima dell’introduzione del sistema FBW il velivolo veniva governato, attraverso la movimentazione delle superfici mobili1, tramite i comandi impartiti direttamente dal pilota. Tali comandi erano impartiti tramite un collegamento meccanico per piccoli velivoli oppure erano servoassistiti in velivoli di grandi di dimensioni.

1: con il termine superficie si intende la generica parte della macchina che ne consente il controllo; nello specifico si parlerà di equilibratore, alettoni e rudder per un velivolo ad ala fissa e di rotore principale e rotore di coda per un velivolo ad ala rotante.

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La grande rivoluzione del FBW consiste nel fatto che la movimentazione delle superfici di controllo non è più soggetta al comando diretto del pilota ma è “gestita” da un computer: il cosiddetto Flight Control Computer (FCC). I comandi quindi non sono più impartiti per via meccanica o servoassistita, come accadeva nei controlli reversibili ancora in uso su piccoli velivoli, ma attraverso cavi elettrici: da questo deriva infatti la dicitura Fly By Wire che letteralmente si traduce come “volo tramite cavi elettrici”.

1.2

Schema generale di funzionamento del FCS - FBW

Il principio di funzionamento del controllo FBW è schematicamente riportato in figura 1.1

Figura 1.1: schema semplificato del funzionamento del controllo FBW.

Osservando lo schema di figura 1.1 è possibile vedere che tutti i segnali elettrici sono accentrati dal FCC, che diventa sostanzialmente il fulcro attorno a cui si fonda tutta la concezione del FCS - FBW.

In particolare i segnali elettrici che arrivano al FCC sono: ¾ I segnali elettrici derivanti dai comandi del pilota.

¾ Le informazioni relative alla dinamica del velivolo, quali accelerazioni e velocità attraverso accelerometri e giroscopi.

¾ La posizione dei pistoni del sistema di attuazione attraverso i trasduttori di posizione LVDT (Linear Variable Differential Transformer).

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Sulla base di questi segnali il FCC elabora i comandi del pilota e invia le correnti di comando alle servovalvole (in particolare alle cosiddette DDV, Direct Drive Valve) che, interfacciandosi con l’impianto idraulico, movimentano gli attuatori.

L’elaborazione dei comandi da parte del FCC comporta diversi benefici, che sono sostanzialmente i motivi dell’introduzione del sistema di controllo FBW; tali benefici sono i seguenti:

¾ La protezione dell’inviluppo di volo del velivolo, tramite la determinazione del fattore di carico che è un indice delle sollecitazioni che agiscono sulla struttura.

¾ La protezione da manovre errate durante la particolare condizione di volo considerata. ¾ La variazione automatica dei guadagni dei loop di controllo al variare della condizione

di volo.

I benefici elencati in precedenza, assieme al minor livello di task di pilotaggio1 _{richiesto al} pilota, sono in estrema sintesi i motivi dell’introduzione del FBW in campo aeronautico. Come sarà chiarito in seguito, il minor livello di task di pilotaggio richiesto è una caratteristica molto apprezzata in campo elicotteristico e che ha spinto verso l’introduzione di questa tecnologia.

Come tutti i sistemi utilizzati in campo aeronautico il FBW deve rispondere ai requisisti di sicurezza ed affidabilità imposti dalla normativa. In particolare l’ente che rilascia il certificato di aeronavigabilità richiede che un guasto (failure) di un sistema o componente, che comporta conseguenze catastrofiche sul velivolo, si verifichi con una probabilità inferiore a 10-9 per ora di volo [3].

Il soddisfacimento del suddetto requisito implica la necessità di implementare un cosiddetto sistema ridondante, cioè dotato di più componenti elementari dello stesso tipo che rimpiazzino quelli principali nel caso di un’avaria. Nel sistema di controllo FBW possono verificarsi sia avarie di tipo elettrico che di tipo idraulico, è quindi necessario prevedere sia ridondanze di tipo elettrico che di tipo idraulico.

1: con la dizione task di pilotaggio si intende il minor carico di lavoro sul pilota grazie a particolari leggi di controllo che disaccoppiano la dinamica sui diversi assi del moto.

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1.3

Sistemi di controllo FBW per velivoli ad ala rotante

Benché la concezione di base del sistema FBW rimanga inalterata quando si passa dall’applicazione ad un velivolo ad ala fissa rispetto ad uno ad ala rotante, vi sono alcune diversità fondamentali connesse al tipo di ambiente operativo nel quale il sistema di controllo si trova ad operare.

A livello di ripercussione sulle modifiche da apportare al sistema FBW, le differenze tra un velivolo ad ala fissa ed uno ad ala rotante sono:

¾ La presenza di notevoli vibrazioni che si propagano lungo tutta la struttura della macchina.

¾ L’accoppiamento della dinamica.

¾ Le diverse modalità di avaria dei vari sistemi e sottosistemi.

1.3.1 Problematiche vibrazionali

Le forze sviluppate dal rotore principale e da quello di coda, in una generica condizione di volo, sono caratterizzabili da matematicamente attraverso delle funzioni sinusoidali della posizione angolare della pala.

La posizione angolare della pala è stabilita attraverso l’angolo ψ, che è l’angolo che la pala forma con l’asse fusoliera (vedi figura 1.2).

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Da quanto detto in precedenza è evidente che la forza esplicitata dal rotore può essere espressa attraverso la seguente relazione [4]:

( )

( )

( )

( )

1 1 1

ψ l _isin ψ n _jsin ψ .. m _ksin ψ

i j k

F F l F n F α m

= = =

=

∑

∑

∑

Mediando l’espressione della forza sul giro è evidente come alcuni termini sinusoidali siano nulli mentre altri forniscano un valore costante: in particolare le sinusoidi caratterizzate da avere esponenti α pari hanno valore medio nullo, le altre no. Questa osservazione porta a concludere che la forza sviluppata dal rotore può essere vista come una componente media a cui sono sovrapposte delle componenti di fluttuazione.

La componente media è importante per i calcoli di prestazione dell’elicottero, mentre le componenti di fluttuazione sono importanti nell’analisi del problema delle vibrazioni.

Come già detto la presenza di queste vibrazioni sul rotore viene trasmessa lungo tutta la struttura dell’elicottero causando complicazioni da un punto di vista strutturale, del comfort dei passeggeri, ecc.

Il problema delle vibrazioni comporta una modifica del sistema FBW, che può essere definita di tipo “tecnico”: in sostanza si tratta di sostituire un componente del sistema con uno che svolge la stessa funzione ma che non risente della vibrazioni.

1.3.2 Accoppiamento della dinamica

Il raggiungimento della condizione di equilibrio (o trim) di un elicottero è operativamente molto più complesso di quello di un velivolo ad ala fissa: la causa di questo fatto è un forte accoppiamento della dinamica, che non è presente o comunque lo è in minima parte (per esempio per la condizione di volo con un motore in avaria) per i velivoli ad ala fissa.

L’accoppiamento delle dinamiche nel piano longitudinale e nel piano laterodirezionale comporta la necessità da parte del pilota di compensare la dinamica sui diversi assi del moto attraverso un opportuno dosaggio dei comandi. In altre parole se il pilota impartisce un comando questo, a causa dell’accoppiamento della dinamica, influenzerà il moto su un altro asse, moto che dovrà essere compensato attraverso un opportuno comando.

Il pilota di un elicottero dispone dei seguenti comandi:

¾ Il passo collettivo del rotore principale (fornito attraverso una leva), mediante il quale si varia l’incidenza di tutte le pale del rotore principale (vedi figura 1.3a).

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¾ Il passo ciclico del rotore principale (fornito attraverso la cloche), mediante il quale si varia l’incidenza della pala in maniera ciclica durante un giro (vedi figura 1.3b). ¾ Il passo collettivo del rotore di coda (fornito attraverso la pedaliera), mediante il quale

si varia l’incidenza di tutte le pale del rotore di coda (vedi figura 1.3c).

(a) (b) (c)

Figura 1.3: visualizzazione schematica dei comandi di un elicottero: passo collettivo rotore

principale (a), passo ciclico rotore principale (b), passo collettivo rotore di coda (c).

Dosando opportunamente i suddetti comandi il pilota riesce a trimmare l’elicottero.

In figura 1.4 sono evidenziati i principali componenti meccanici del rotore principale (figura 1.4a) ed, in maniera schematica, il suo principio di funzionamento (figura 1.4b).

(a) (b)

Figura 1.4: elementi principali del rotore principale (a) [4] e schema del principio di

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L’accoppiamento dei comandi comporta la necessità di dover ripensare la logica di funzionamento del sistema FBW ed in particolare del FCC: la miscela di comandi che arriva al FCC deve essere opportunamente elaborata in modo da inviare i comandi opportuni alle servovalvole tenendo conto di come la variazione di ogni parametro ne influenzi un altro.

1.3.3 Modalità di avaria

Come è già stato detto (vedi paragrafo 1.3) il sistema FBW deve sottostare a specifici livelli di affidabilità stabiliti dall’ente certificante. Il livello di affidabilità richiesto è specificato attraverso il cosiddetto Mean Time Between Flight Critical Failure (MTBFCF) che deve verificarsi con una probabilità inferiore a 10-9 per ora di volo [3]. In sostanza la normativa richiede che un eventuale avaria del sistema che comporti come conseguenza un guasto di tipo catastrofico a livello rotorcraft si verifichi con una probabilità minore di 10-9 per ogni ora di volo effettuata.

Il soddisfacimento di un requisito così stringente comporta la necessità di analizzare tutte le possibili avarie che si possono verificare nel sistema e valutarne le conseguenze a livello rotorcraft.

Sia per velivoli ad ala fissa che per quelli ad ala rotante l’avaria catastrofica a livello rotorcraft o aircraft è la perdita del controllo del velivolo; è quindi necessario analizzare le avarie o combinazioni di avarie che hanno impatto sulla funzione perdita del controllo della macchina ed implementare opportuni sistemi di ridondanza.

Nei velivoli ad ala fissa la situazione è risolta “splittando” le superfici aerodinamiche di controllo in più parti in modo che, se una superficie di controllo è in avaria, può essere lasciata libera di muoversi sotto l’azione delle forze aerodinamiche mentre è presente un’altra superficie che consente il controllo del velivolo. Concettualmente quindi la ridondanza, salvo casi estremamente particolari, consiste nel creare più entità analoghe tra di loro (vedi figura 1.5) [3].

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Figura 1.5: schema semplificativo della ridondanza delle superfici di controllo di un sistema FBW per

un velivolo ad ala fissa [3].

Nei velivoli ad ala rotante non è possibile applicare lo stesso concetto per ragioni costruttive, per cui la ridondanza può essere ottenuta, ad esempio, utilizzando un attuatore con due cilindri alimentato da due impianti idraulici differenti attraverso una switching valve e la ridondanza dei FCC su ogni cilindro (vedi figura 1.6) [3].

Figura 1.6: schema semplificativo della ridondanza delle superfici di controllo di un sistema FBW per

un velivolo ad ala rotante [3].

Da quanto detto in precedenza risulta evidente che il problema delle avarie comporta la necessità di ripensare la logica di gestione delle ridondanze, sulla base della tipologia di avaria riscontrata.

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1.4

Evoluzione dei sistemi di controllo FBW nei velivoli ad ala

rotante.

Negli ultimi decenni, il miglioramento del progetto aerodinamico dell’elicottero ha consentito sia un aumento della velocità di volo sia la possibilità di una maggiore manovrabilità [5]; in conseguenza di questo fatto è aumentato il task di pilotaggio ed è divenuto necessario dotarsi di sistemi di stabilità artificiale.

Lo scopo di questi sistemi di stabilità artificiale non è solo quello di fornire stabilità alla macchina ma anche quello migliorare le performance in termini di risposta ad un comando

[5]; in tal senso i sistemi di stabilità artificiale possono essere considerati dei precursori dei

moderni sistemi FBW.

1.4.1 Autopiloti elettronici ad autorità limitata

La prima generazione di sistemi di aumento stabilità è costituita degli autopiloti di tipo elettronico come ad esempio quello progettato da Sikorsky per l’S-56 costituito da un rate gyro e da un feedback sull’asseto dell’elicottero in modo da aumentare la controllabilità e la stabilità del velivolo alla raffica.

A seguito dell’introduzione del primo autopilota elettronico negli anni successivi l’utilizzo di tali tipi di sistema per la stabilità artificiale dell’elicottero divenne di uso comune. Tuttavia le avarie di questi sistemi erano molto frequenti per cui l’affidabilità necessaria per la certificazione richiedeva che il sistema di controllo fosse ad autorità limitata (Authority Limits) e di conseguenza il task di pilotaggio richiesto continuava ad essere elevato. Il pilota poteva quindi escludere in ogni momento il sistema di controllo e governare l’elicottero direttamente.

Il raggiungimento dell’affidabilità necessaria per ottenere la certificazione di aeronavigabilità portò alla realizzazione di due tipologie di architetture in contrapposizione tra di loro [5]:

• Un sistema di controllo in serie dove i comandi del pilota e gli input del Sistema di Aumento Stabilità (SAS) venivano combinati meccanicamente per generare l’input da trasmettere alla superficie di controllo senza la presenza di un feedback sulla cloche. Il pilota quindi non si accorge della presenza del SAS e non ha sensibilità all’input da esso generato; si dice che l’input del SAS è “invisibile” al pilota. L’avaria del sistema è quindi maggiormente complicata da gestire, per questo il controllo ha un’autorità molto limitata.

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• Un sistema di controllo in serie in cui l’input del SAS viene ancora integrato al comando del pilota ma con la presenza di un feedback sulla cloche. In questo caso il pilota ha sensibilità sull’input impartito dal SAS; si dice che l’input del SAS è “totalmente visibile” al pilota. L’avaria del sistema è quindi più facilmente recuperabile e quindi il controllo ha un’autorità molto maggiore. È però importante precisare che la maggiore autorità del sistema la si ottiene a discapito di un aumento di peso notevole rispetto al sistema di controllo in serie.

Un ulteriore problema riscontrato nell’implementazione dei sistemi SAS è quello della saturazione del comando di feedback. La saturazione del comando sul ramo di feedback

comporta che il sistema passa dal funzionamento in ciclo chiuso a ciclo aperto (to “go open loop”) causando una degrado della stabilità e della controllabilità dell’elicottero.

Per ovviare a questo fatto è talvolta necessario ridurre i limiti dell’inviluppo di volo [5].

1.4.2 Aumento dell’affidabilità del sistema di controllo attraverso l’implementazione di sistemi ridondati

All’inizio degli anni ’70 i sistemi di controllo vengono ulteriormente migliorati dall’avvento dell’era digitale, il cui sviluppo avrà un profondo impatto sui sistemi di controllo FBW. Tuttavia lo sviluppo dei sistemi SAS, anche con l’implementazione di sofisticate funzioni di autopilota, è ancora soggetto al vincolo della limitata autorità. È evidente che i pieni vantaggi di un sistema di controllo FBW si possono ottenere soltanto quando esso gode della piena autorità (Full-Authority).

È in questo periodo che l’ U.S. AMRDL (United States Army Air Mobility Research and Development Laboratory) ed il Canadian Department of Industry avviano il progetto TAGS (Tactical Aircraft Guidance System), il cui scopo è quello di dimostrare la possibilità di

realizzare un sistema FBW Full-Authority attraverso l’implementazione di sistemi ridondanti [5].

La cabina di pilotaggio dell’elicottero di test, il CH-47B (elicottero con rotore tandem), viene modificata per permettere la valutazione della prestazione del sistema TAGS: l’elicottero è controllato direttamente dal sistema TAGS ma è anche presente un sistema di controllo di tipo convenzionale, il cosiddetto Safety System [5].

Il sistema di controllo TAGS è basato sugli input derivanti da tre leveraggi che governano il moto lungo i tre assi (longitudinale, laterale, direzionale) e da una leva per il controllo del passo collettivo (velocità verticale), ciascuno con un feedback integrato.

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La capacità del sistema TAGS di essere Full-Authority è ottenuta attraverso l’implementazione di algoritmi di in-line e cross-channel monitoring, in modo da identificare ed isolare eventuali avarie [5]. Ovviamente questo richiede l’implementazione di sistemi a molteplice ridondanza.

1.4.3 Sistemi di controllo FBW Full-Authority

Il successo del programma TAGS aveva dimostrato la possibilità di riuscire ad implementare un sistema di controllo FBW Full-Authority attraverso l’implementazione di sistemi ridondanti e di algoritmi di in-line a cross-channel monitoring per l’identificazione e l’isolamento delle avarie stesse.

Sulla base degli sviluppi del programma TAGS negli anni dal 1971 al 1974 la Boeing avvia il programma HLH (Heavy Lift Helicopter), utilizzando l’elicottero Boeing 347.

Le modifiche apportate al Boeing 347 a seguito del progetto HLH sono [5]: • La disconnessione dei normali controlli meccanici.

• I controlli primari di volo sono gestiti attraverso un DELS (Direct Electrical Linkage System) analogico, la cui funzione è quella di prevedere alla movimentazione della Swash-plate, il controllo in ciclo chiuso dell’attuatore ed ad interfacciarsi con l’AFCS (Automatic Flight Control System).

• L’AFCS è basata su un’architettura a triplice ridondanza simile a quella implementata nel sistema TAGS.

I risultati ottenuti dai programmi TAGS e HLH hanno dimostrato che è possibile implementare sistemi di controllo FBW Full-Authority, tuttavia sono ancora necessarie ulteriori sviluppi tecnologici e ricerche prima che i sistemi FBW Full-Authority per elicotteri entrino realmente in produzione. Infatti ad oggi l’unico elicottero dotato di sistema di controllo FBW Full-Authority è l’NH 90 costruito da Agusta, Eurocopter e Fokker.

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1.5

Architettura dell’elicottero H.E.A.T. EH 101

Il programma H.E.A.T. (Helicopter Electro-mechanical Actuation Technology) è un programma di ricerca avviato agli inizi degli anni ’80 da AgustaWestland, con lo scopo di progettare un elicottero totalmente FBW sfruttando attuatori elettromeccanici in sostituzione di quelli idraulici. L’elicottero utilizzato per lo sviluppo del programma H.E.A.T era l’EH101. Il programma è stato successivamente abbandonato a causa del fatto che il sistema non garantiva la necessaria affidabilità richiesta per la certificazione.

In tabella 1.1 è presentato il confronto tra le architetture dell’elicottero EH 101 prima e dopo le modifiche introdotte dal programma HEAT [6].

EH 101 HEAT EH 101

Hydraulic rotor actuation Electric rotor actuation

3 hydraulic system 1 hydraulic system

Accessory gear box required Accessory gear box removed

Mechanical flight control Fly By Wire

Conventional pilot interceptor Active pilot interceptor Limited authority digital flight control system Full authority digital flight control system

2 AC generator and stand by APU 3 AC generator and stand by APU Tabella 1.1: confronto tra le architetture dell’elicottero EH 101 e HEAT EH 101 [6].

Come è possibile osservare dalla tabella precedente le modifiche apportate riguardano sia il modo con cui si garantisce potenza a bordo dell’elicottero sia il modo con cui si controlla l’elicottero.

L’aumento della richiesta di potenza elettrica implica che l’affidabilità del sistema di generazione di corrente continua deve essere necessariamente maggiore: la perdita della capacità di generare corrente alternata passa da essere classificata come azzardosa a catastrofica (vedi tabella 1.2) [6]. D’altra parte la rimozione della Gear Box consente di eliminare i problemi connessi con l’affidabilità meccanica degli ingranaggi ed un notevole risparmio in termini di peso.

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EH 101 HEAT EH 101

4 AC busses and 5 DC busses 4 AC busses and 3 DC busses 205 kVA total capacity 270 kVA total capacity 2 AC generator and stand by APU 3 AC generator and stand by APU

Aircraft level failure effect - loss of AC: Hazardous - loss of DC: Catastrophic

Aircraft level failure effect - loss of AC: Catastrophic - loss of DC: Catastrophic

Tabella 1.2: confronto tra la distribuzione e generazione di potenza elettrica dell’elicottero EH 101 e

HEAT EH 101 [6].

Per quanto rigurda il sistema di controllo dell’elicottero si passa da un sistema ad autorità limitata (Limited Authority) ad un sistema a piena autorità (Full Authority) che è fondamentalmente caratterizzato da [6]:

• La capacità di sopportare due avarie.

• La presenza di un algoritmo di voting e di equalizzazione per minimizzare fenomeni di Force Fighting.

• La presenza di tre processori di tipi diversi al fine di eliminare gli errori “generici” di software.

• Un solo codice sorgente con tre differenti compilatori. • Compatibilità con Active pilot interceptor.

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1.6

Architettura del sistema idraulico e dell’implementazione

delle ridondanze nel BA 609

Il BA 609 è un convertiplano sviluppato in collaborazione tra Agusta e Bell. Benché le caratteristiche di un convertiplano non siano totalmente analoghe a quelle di un elicottero questo è, a tutti gli effetti, classificabile come velivolo ad ala rotante per cui l’analisi del sistema idraulico del BA 609 è comunque utile al fine di avere un’architettura di riferimento che consenta di analizzare le differenze tra i velivoli ad ala fissa e quelli ad ala rotante.

1.6.1 Generazione di potenza e distribuzione del sistema idraulico

Il soddisfacimento dei requisiti si sicurezza imposti dalle normative prevede la presenza di tre impianti idraulici centralizzati. Tali impianti sono inoltre progettati in modo da garantire la sicurezza di volo del velivolo ma, allo stesso tempo, in modo da non ridurre l’inviluppo di volo anche con un solo impianto in funzione [3].

In campo elicotteristico il sistema delle pompe che forniscono potenza all’impianto idraulico sono alimentate, attraverso un’opportuna catena di trasmissione, dal rotore principale. Il motivo di questa scelta è quello di poter continuare a fornire potenza all’impianto idraulico anche in caso di avaria del motore: la connessione al rotore principale consente l’alimentazione delle pompe anche nel caso di avaria del motore in quanto il rotore viene posto nella condizione di autorotazione dove è in grado sia di alimentare le pompe dell’impianto idraulico sia di sostenere in volo l’elicottero.

1.6.2 Architettura del sistema di attuazione e implementazione delle ridondanze

Come già detto in precedenza il sistema di attuazione è costituito da tre impianti idraulici, necessari per garantire i livelli di affidabilità e sicurezza richiesti.

L’architettura del sistema di attuazione del BA 609 è basata su tre impianti idraulici paralleli ed indipendenti ed un attuatore con tre cilindri, ognuno dei quali è alimentato dal relativo impianto idraulico e controllato da un relativo hardware (vedi figura 1.7). L’architettura è fondamentalmente una sorta di struttura “a grappolo” [3].

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Figura 1.7: schema dell’architettura del sistema di attuazione del BA 609 [3].

Se si considerano le architetture tipiche di altri velivoli di riferimento (ad esempio XV-15, V-22) si nota che queste sono basate su due impianti idraulici indipendenti che alimentano l’attuatore con due cilindri. Il terzo attuatore è in modalità di back-up e viene impiegato solo a seguito dell’avaria di uno degli altri due impianti attraverso una valvola di switch (vedi figura 1.6).

Il vantaggio fondamentale dell’architettura del BA 609 è l’eliminazione della valvola di switch e della ridondanza dell’hardware di controllo sull’unità di trasferimento di potenza.

L’architettura del controllo del sistema idraulico del BA 609 è costituita da [3]: • Una servovalvola elettro-idraulica (Electrohydraulic Servovalve, EHSV)

• Una valvola solenoide (Solenoid Valve) che controlla una valvola di by pass (by pass valve), il cui scopo è di by-passare il cilindro in caso di avaria. Sostanzialmente quando si registra un’avaria viene inviato un segnale alla valvola solenoide che, a sua volta, invia un segnale alla valvola di by pass che cortocircuita le camere del cilindro. • Un sensore di pressione differenziale (Differential Pressure Sensor), il cui scopo è rendere uguale la pressione sui tre cilindri minimizzando il forzamento dovuto ai carichi.

• Una valvola di pressione bidirezionale (Bidirectional Pressure Relif Valve) che limiti la pressione all’interno del cilindro in caso di avaria.

• Quattro LVDT che controllano lo spool della EHSV, la posizione della valvola di by pass, la posizione del pistone del cilindro e lo spostamento del sensore di pressione differenziale.

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In figura 1.8 è riportato uno schema dell’architettura del controllo del sistema idraulico del BA 609.

Figura 1.8: schema dell’architettura del controllo del sistema idraulico del BA 609 [3].