Nel presente capitolo verrà analizzata la coerenza e la bontà dell’output degli FBG con un volo tipo legato alla sperimentazione delle pale R/P con baricentro arretrato.

Capitolo 4

Analisi dei Dati Registrati

4.1 – Introduzione

Nel presente capitolo verrà analizzata la coerenza e la bontà dell’output degli FBG con un volo tipo legato alla sperimentazione delle pale R/P con baricentro arretrato.

La missione è costituita da due fasi come di seguito descritte:

accensione, volo su campo a Cascina Costa, hovering, volo livellato, qualche virata di max 40° di bank ed atterraggio, standby senza spegnimento dei motori e nuovo volo analogo al precedente.

Si evidenzieranno problemi, difetti ed eventuali migliorie da apportare al sistema.

Nel post-processing sono stati plottati i seguenti risultati:

1) La variazione della lunghezza d’onda degli FBG nel dominio del tempo, 2) La deformazione risultante nel dominio del tempo e

3) L’ampiezza della deformazione nel dominio delle frequenze.

4.2 – Analisi dei Dati di Volo

Iniziamo, innanzitutto, con l’analizzare i voli effettuati, plottando le variazioni di Quota (Fig.4.1), Angolo di virata (Fig.4.2), Velocità (Fig.4.3).

Figura 4.1 – Altitudine.

Figura 4.2 – Angolo di Virata.

Figura 4.3 – Velocità.

Dalla variazione di quota, angolo di virata e velocità si evince, come già accennato, che entrambi i voli sono stati costituiti da una fase di hovering, seppur più marcata durante il primo volo, una salita in quota, le virate necessarie per riportarsi sull’elisuperficie con un angolo massimo di bank di 40° e un atterraggio. Si noti, inoltre, che i motori non sono stati spenti tra il primo ed il secondo volo.

4.3 – Analisi Dati dei Sensori

Ad una prima analisi, semplicemente osservando il grafico plottato dai dati registrati dai sensori OS1 e OS11 (Fig.4.4) in termini di deformazioni (µε) nel dominio del tempo, si osserva che le strutture in esame reagiscono ai due voli esattamente nella stessa maniera.

Nella Fig.4.4, sono stati riportati i dati del volo (quota, velocità e angolo di virata) sull’asse Y=0, il che significa che la quota, che all’inizio della registrazione era di 961 FT , va letta punto per punto incrementandola di tale quantità. Questi stessi dati sono stati traslati lungo l’asse delle ascisse della quantità necessaria a sincronizzare l’inizio della registrazione dei sensori, che è ancora manuale, con l’inizio della registrazione dei dati di volo che è già implementata e automatizzata nel prototipo.

L’attività svolta per il presente lavoro di tesi è stata inserita nell’attività di

sperimentazione delle nuove pale R/P con baricentro arretrato, è stato quindi

molto difficile riuscire a “sincronizzare” pilota/sperimentatore/operatore i quali si

sono trovati ad accendere contemporaneamente sistemi diversi. In questo

contesto, non essendo stati annotati i tempi esatti dell’accensione manuale del

sistema di registrazione degli FBG e della messa in moto dell’A/M, la traslazione

dei grafici è stata effettuata semplicemente comparando i plottaggi del volo

rispetto a quelli degli FBG, in particolare di OS11, posizionato sul pannello della trave di coda, e di OS1, uno dei sensori sul frame interno al vano bagagliaio.

L'angolo di virata risulta essere il parametro meno influenzato dalle condizioni atmosferiche e pertanto è stato quello più utilizzato per il riconoscimento delle varie fasi di volo.

Come si evince dai plottaggi della quota e della velocità, invece, variazioni relative alle condizioni atmosferiche esterne, (es. raffiche), possono far variare la lettura derivante dalle prese statiche e dinamiche (pitot) dell’A/M falsando il riconoscimento di effettiva messa in moto dell’A/M stesso.

Nella Fig. 4.4 si riconoscono agevolmente le seguenti fasi di volo:

1) 400÷600 s – messa in moto 2) 600÷800 s – hovering

3) 800÷1000 s – salita e manovre in quota

4) 1000÷1200 s – riavvicinamento, discesa e atterraggio

L’andamento delle deformazioni rilevate da sensori OS1 e OS11 risulta perfettamente coerente con l’andamento della missione.

Si evidenziano variazioni significative registrate dagli FBG esattamente ai 900s dove viene raggiunta la quota massima di circa 2000 FT , l’A/M rallenta e comincia l’avvicinamento e la discesa verso l’elisuperficie per l’atterraggio.

La bontà della sincronizzazione manuale effettuata in Fig.4.4 si evidenzia anche nel secondo volo (Fig.4.5) in cui si rileva, nuovamente, la perfetta coincidenza dei picchi sopra descritti e si evidenzia la similitudine delle missioni e dei dati registrati dagli FBG.

In Fig. 4.6 si riporta l’intero tracciato da 0 s a 3400 s .

Figura 4.4 – Allineamento delle letture degli FBG e del volato (1° Volo).

Figura 4.5 – Allineamento delle letture degli FBG e del volato (2° volo).

Figura 4.6 – Plot completo delle missioni prova.

Onde evitare l’incertezza derivante dal fatto che non si conoscono i tempi effettivi di sincronizzazione, si può pensare, in uno studio successivo, di sincronizzare l’inizio e il termine della registrazione in due diverse maniere:

1) Avviare tutte le fasi di registrazione al momento stesso della messa in moto qualora interessi anche lo studio della fase di raggiungimento del “Ground Idle” (70% RPM)

2) Oppure avviare le fasi di registrazione nel momento in cui il microswitch posizionato sulla gamba sinistra del MLG (“Main Landing Gear”) rilevi il distacco dal suolo e terminare nel momento in cui venga rilevata la posizione On Ground.

Si eviteranno, così, le incertezze rilevatesi in questa prima fase di sperimentazione sull’individuazione precisa delle fasi di missione.

Osservando la Fig.4.6, inoltre, si può notare la presenza di una componente statica ascendente che tende lentamente a rientrare solo dopo l’atterraggio del velivolo.

A riguardo, sono state fatte varie ipotesi tutte da verificare in sperimentazioni successive.

In primo luogo andrà ripristinata la compensazione della temperatura. In questa fase, dopo la perdita del sensore compensatore di temperatura, si è ricorsi ai valori registrati dai Pt100 posizionati vicino alle zone di interesse e di cui si riporta un grafico in Fig.4.7.

Figura 4.7 – Valori rilevati dai PT100.

0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 2200 2400 2600 2800 3000

13 14 15 16 17 18 19 20 21 22

Tempo (s)

Temperatura (°C)

pos6 pos7 pos8 pos9

Dalla Fig. 4.7 si evidenzia come nessuno dei sensori posizionati vicino al frame interno al bagagliaio (pos 6, 7 e 8) rilevi una variazione di temperatura tale da giustificare i circa 400 µε di deformazione che si hanno al tempo t=1200 s

quando i carrelli dell’A/M toccano di nuovo il suolo.

Dai datasheet forniti al momento della vendita, le variazioni che subiscono gli FBG forniti da HBM ITALIA rispetto alla temperatura sono pari a 7 µε per grado di temperatura.

Pur volendo andare a prendere la variazione di temperatura più significativa, cioè quella evidenziata dal sensore in posizione 6, dove si rileva tra 0 s e 1200 s , cioè durante il primo volo, un ΔT di circa 2 °C , si otterrebbe un discostamento dalla deformazione reale di 14 µε ben lontano dai 400 µε che ritroviamo all’atterraggio dell’A/M a 1200 s .

Si è, quindi, ipotizzata la necessità di dover compensare gli FBG che potrebbero risentire di uno stress latente dovuto alla struttura o al mezzo di collegamento con la struttura stessa a cui sono vincolati e, quindi, potrebbero impiegare un tempo maggiore per ritornare alla configurazione indeformata e, di conseguenza, ad una lettura di 0µε all’atterraggio dell’A/M.

Si è ipotizzato anche che la non sufficiente protezione o il non sufficiente isolamento delle fibre di vetro (dovuto anche alla natura prettamente sperimentale dell’installazione) potrebbe portare ad una non corretta lettura dei sensori durante le fasi del volo, il che giustificherebbe la deformazione residua che si osserva dopo il 1° volo.

Di conseguenza, il 2° volo parte da un livello di deformazione che conteggia anche la residua derivante dal 1°.

La compensazione degli FBG, che sia dovuta al materiale della struttura o dal

non corretto isolamento/protezione dei sensori, necessita la sincronizzazione dei

dati di volo con i dati provenienti dagli FBG per andare a verificare le modalità e

le quantità da compensare, il che esula dal fine ultimo di questo studio (che,

rammentiamo, è volto esclusivamente a dimostrare la possibilità di poter

utilizzare i dati provenienti da questo tipo di sensori quando montati su una struttura soggetta a sollecitazioni continue e variabili durante il volo).

Si riportano, a seguire, le variazioni nel tempo delle lunghezze d’onda (Figg. 4.8 – 4.17) per ogni sensore nel dominio del tempo da cui verranno ricavati i grafici in termini di deformazione, andando a leggerne la variazione rispetto al valore iniziale in condizione indeformata.

Le apparentemente brusche variazioni di lunghezza d’onda che si rilevano dai grafici sono da attribuirsi esclusivamente al livello vibratorio più marcato in alcune fasi di volo rispetto ad altre e non rappresentano, quindi, variazioni repentine dello stato di stress sul componente.

Figura 4.8– Variazione della lunghezza d’onda del sensore OS1.

Figura 4.9– Variazione della lunghezza d’onda del sensore OS2.

Figura 4.10– Variazione della lunghezza d’onda del sensore OS3.

Figura 4.11– Variazione della lunghezza d’onda del sensore OS5.

Figura 4.12– Variazione della lunghezza d’onda del sensore OS6.

Figura 4.13– Variazione della lunghezza d’onda del sensore OS7.

Figura 4.14– Variazione della lunghezza d’onda del sensore OS8.

Figura 4.15– Variazione della lunghezza d’onda del sensore OS9.

Figura 4.16– Variazione della lunghezza d’onda del sensore OS10.

Figura 4.17– Variazione della lunghezza d’onda del sensore OS11.

Si riporta, per maggiore chiarezza, una tabella (Tabella 4.1) con le variazioni di lunghezza d’onda ( Δλ ) registrate dai sensori durante il 1° e il 2° volo prova.

Da notare che la variazione di lunghezza d’onda del 2° volo viene calcolata considerando come valore iniziale quello che si legge intorno ai 1700 s, tempo in cui l’aeromobile è atterrato lasciando i motori accesi per il secondo volo.

SENSORE Δλ – 1° VOLO Δλ – 2° VOLO

OS1 0.4 µm 0.3 µm

OS2 0.3 µm 0.2 µm

OS3 0.3 µm 0.2 µm

OS5 0.3 µm 0.2 µm

OS6 0.3 µm 0.2 µm

OS7 0.3 µm 0.2 µm

OS8 0.3 µm 0.2 µm

OS9 0.2 µm 0.1 µm

OS10 0.2 µm 0.1 µm

OS11 1.4 µm 0.5 µm

Da notare come tutti i sensori, ad esclusione dell’OS11 posto sul pannello laterale, presentino variazioni di lunghezza d’onda molto simili (Tabella 4.1).

Dai grafici proposti, e secondo la relazione:

∆𝜆𝜆

𝜆𝜆 ₀ = 𝑘𝑘 ∙ 𝜀𝜀 ^(4.1)

a cui è stata volutamente eliminata la parte di compensazione della temperatura che non è stata effettuata a causa della perdita del sensore KOC, si ricavano i grafici di Figg.4.19, 4.20, 4.21 e 4.22 dei sensori OS1, OS2, OS3, OS5 rispetto ai dati di volo indicandone la posizione sulla struttura (Fig.4.18).

Figura 4.18 – Posizione dei sensori OS1, OS2, OS3, OS4, OS5 e OT1.

Figura 4.19 – Andamento OS1 rispetto ai dati di volo (Altitude, Roll Angle e Indicated Airpeed).

Figura 4.20 – Andamento OS2 rispetto ai dati di volo (Altitude, Roll Angle e Indicated Airpeed).

Figura 4.21 – Andamento OS3 rispetto ai dati di volo (Altitude, Roll Angle e Indicated Airpeed).

Figura 4.22 – Andamento OS5 rispetto ai dati di volo (Altitude, Roll Angle e Indicated Airpeed).

Si fa notare che non sono stati plottati i sensori OS4 e OT1, poiché sono i due sensori in avaria, dai quali non sono stati ricevuti segnali.

Da notare anche che, secondo la Fig. 4.18, i sensori OS4 e OT1 sono contigui e posizionati in maniera tale che potrebbe essere plausibile un danneggiamento dovuto a lavorazioni effettuate sull’A/M tra le fasi di posizionamento dei sensori e il volo prova vero proprio. Tra queste due fasi, infatti, sono passati circa 2 mesi durante i quali il prototipo è stato comunque utilizzato per sperimentazioni con varie finalità. Poiché il sistema di sensori a fibra ottica è stato inserito nel disegno di strumentazione solo a posteriori ed essendo la prima vera e propria analisi applicata alla struttura di un A/M, andranno, in uno studio successivo, previste maggiori protezioni per la fibra che, sottoposta ad eccessiva piegatura, tiraggio o simile sollecitazione, potrebbe portare all’assenza completa di lettura (come in questo caso) o alla lettura di dati falsati. Questo aspetto di “fragilità della fibra” andrà opportunamente previsto e prevenuto - insieme alla già più volte citata sincronizzazione della registrazione dei dati con quelli di volo - nei futuri disegni di strumentazione qualora si voglia implementare questo nuovo sistema di misurazione.

Dai plottaggi risulta evidente come il sensore OS1, posizionato al centro di due

longheroni di rinforzo, si discosti dalla deformazione media molto meno

marcatamente degli altri sensori posti, invece, su una parte della struttura con

una lunghezza libera maggiore.

Si riportano nella Tabella 4.2 a seguire, i valori di deformazione rilevati a 1200 s

quando l’elicottero atterra dopo il primo volo.

Nella stessa tabella si è calcolato, inoltre, il valore di sollecitazione necessario a produrre tale deformazione per verificare che si trovi sufficientemente al di sotto non solo del limite di rottura statica ma anche del limite di snervamento del materiale.

Al fine di ottenere valori indicativi (ma attendibili), si sono presi in considerazione i dati relativi ad una lega di Alluminio serie 7xxx:

modulo di Young = 71,7 GPa

carico di snervamento = 145 MPa

carico di rottura a trazione = 276 MPa

e si utilizza la seguente formula per ricavare le corrispondenti sollecitazioni:

𝜎𝜎 = 𝐸𝐸 ∗ 𝜀𝜀 (4.2)

SENSORE µε – 1° VOLO SOLLECITAZIONE MPa

OS1 300 ≈ 21,5

OS2 220 ≈ 15,8

OS3 200 ≈ 14,3

OS5 210 ≈ 15

Tabella 4.2– Lettura di deformazione a fine del 1° volo e rispettiva sollecitazione per i sensori OS1, OS2, OS3 e OS5.

I risultati sono di un ordine di grandezza più bassi non solo del limite a rottura della lega di alluminio ma anche di quello di snervamento.

Analogamente, si riportano i plottaggi dei sensori OS6, OS7, OS8, OS9 e OS10

posizionati su una struttura irrigidita in più punti (Figg.4.24, 4.25, 4.26, 4.27 e

Figura 4.23 – Posizione dei sensori OS6, OS7, OS8, OS9 e OS10.

Figura 4.24 – Andamento OS6 rispetto ai dati di volo (Altitude, Roll Angle e Indicated Airpeed).

Figura 4.25 – Andamento OS7 rispetto ai dati di volo (Altitude, Roll Angle e Indicated Airpeed).

Figura 4.26 – Andamento OS8 rispetto ai dato di volo (Altitude, Roll Angle e Indicated Airpeed).

Figura 4.27 – Andamento OS9 rispetto ai dati di volo (Altitude, Roll Angle e Indicated Airpeed).

Figura 4.28 – Andamento OS10 rispetto ai dati di volo (Altitude, Roll Angle e Indicated Airspeed).

Si nota facilmente come tutti i sensori si discostino relativamente poco dal valore medio di deformazione. Ciò è dovuto, come già sottolineato in precedenza, alla rigidezza della struttura sulla quale sono stati applicati.

Anche in questo caso, nella Tabella 4.3 a seguire, si riportano i valori di deformazione rilevati a 1200 s quando l’a/m atterra dopo il primo volo e le rispettive sollecitazioni che le determinano.

SENSORE µε – 1° VOLO SOLLECITAZIONE MPa

OS6 220 ≈ 15,8

OS7 300 ≈ 21,5

OS8 200 ≈ 14,3

OS9 200 ≈ 14,3

OS10 200 ≈ 14,3

Tabella 4.3– Lettura di deformazione a fine del 1° volo e rispettiva sollecitazione per i sensori OS6, OS7, OS8, OS9 e OS10.

L’unico sensore che, ovviamente, risente in maniera molto più spiccata delle

varie fasi di volo, è OS11 (Fig.4.30) montato sul pannello laterale della trave di

coda (Fig.4.29).

Figura 4.29 – Posizione del sensore OS11.

Figura 4.30 – Andamento OS11 rispetto ai dati di volo (Altitude, Roll Angle e Indicated Airpeed).

Questo è dovuto alla maggiore elasticità del pannello rispetto alle strutture con gli altri sensori prese in esame.

OS11, in quella che è stata identificata come la fase di hovering, risente della maggiore deformazione, pari a 1100 µε.

La sollecitazione che causa tale deformazione risulta essere di circa 78,9 MPa

anch’essa ben al di sotto del limite di rottura o snervamento del materiale.

Da notare, inoltre, che l’OS11 risulta molto meno soggetto alla componente statica ascendente rilevata dai dati registrati dagli altri sensori.

Considerando che la variazione di temperatura registrata dal PT100 in posizione 9 di Fig. 4.31 risulta essere circa la stessa, anche se con segno opposto rispetto alle altre poiché posizionato su un pannello in grado di scambiare calore con l’esterno, la minore componente statica potrebbe essere dovuta alla capacità della struttura di riportare il sensore in condizione indeformata. Questo potrebbe portare a pensare che il fattore di compensazione per gli FBG potrebbe dipendere anche dalla rigidezza del materiale sul quale sono incollati.

Figura 4.31 – Valori rilevati dai PT100.

A questo punto, si riportano le ampiezze delle deformazioni nel dominio delle

frequenze (Figg. 4.32 – 4.42).

Figura 4.32 – Frequenza della componente di ampiezza significativa per OS1 1° volo (rosso) e 2° volo (blu). Particolare del picco a 25,5 Hz.

Figura 4.33 – Frequenza della componente di ampiezza significativa per OS2 1° volo (rosso) e

Figura 4.34 – Frequenza della componente di ampiezza significativa per OS3 1° volo (rosso) e 2° volo (blu). Particolare del picco a 25,5 Hz.

Figura 4.35 – Frequenza della componente di ampiezza significativa per OS5 1° volo (rosso) e

2° volo (blu). Particolare del picco a 25,5 Hz.

Figura 4.36 – Frequenza della componente di ampiezza significativa per OS6 1° volo (rosso) e 2° volo (blu). Particolare dei picchi a 12 Hz e 25,5 Hz.

Figura 4.37 – Frequenza della componente di ampiezza significativa per OS7 1° volo (rosso) e

Figura 4.38 – Frequenza della componente di ampiezza significativa per OS8 1° volo (rosso) e 2° volo (blu). Particolare del picco a 25,5 Hz.

Figura 4.39 – Frequenza della componente di ampiezza significativa per OS9 1° volo (rosso) e

2° volo (blu). Particolare del picco a 25,5 Hz.

Figura 4.40 – Frequenza della componente di ampiezza significativa per OS10 1° volo (rosso) e 2° volo (blu). Particolare del picco a 25,5 Hz.

Figura 4.41 – Frequenza della componente di ampiezza significativa per OS11 1° volo (rosso) e

Figura 4.42 – OS11, Particolare del picco a 70 Hz, 1° volo (rosso) e 2° volo (blu).

4.4 – Conclusioni

4.4.1 – Obbiettivi dell’analisi

Come più volte esposto, lo scopo ultimo del presente elaborato è di mostrare la bontà dei dati rilevati dagli FBG, in coerenza con le aspettative, motivo per il quale occorre concentrarsi sui seguenti aspetti:

• Coerenza temporale dei dati rilevati

• Coerenza dei risultati in termini di frequenza ed ampiezza dei segnali

• Ripetibilità della sperimentazione

• Affidabilità del sistema di analisi

4.4.2 - Coerenza temporale dei dati rilevati

Dalla sovrapposizione dei grafici di Figg. 4.19 fino a 4.30, riportati in una visione d’insieme (senza OS11 nella Fig. 4.43 e con OS11 nella Fig. 4.44), come già evidenziato in alcune precedenti considerazioni, si evince che i dati registrati dal sistema FBG, una volta che si siano opportunamente sincronizzati con le fasi del volo, sono perfettamente in linea con le aspettative.

Ad ulteriore riprova di questa tesi, si evidenzia come l’andamento temporale delle deformazioni sia perfettamente sovrapponibile ai grafici inerenti i dati di volo, confermandone quindi la coerenza.

Risulta pertanto evidente che l’unica problematica che necessita di risoluzione è

la citata mancata sincronizzazione dati di volo – dati dei sensori.

Figura 4.43 – Deformazioni registrate nei voli prova da tutti i sensori escluso OS11.

Figura 4.44 – Deformazioni registrate nei voli prova da tutti i sensori.

4.4.3 - Coerenza dei risultati in termini di frequenza ed ampiezza dei segnali

L’analisi in frequenza dimostra come, per quasi tutti i sensori, la sollecitazione principale corrisponda a frequenze nell’intorno dei 25,5 Hz a prescindere dalla fase di volo analizzata. Si sono messi, inoltre, a confronto i risultati ottenuti dal 1° e dal 2° volo evidenziandone la coerenza, risultato, peraltro, plausibile considerando che i due voli, come già analizzato all’inizio del presente capitolo, sono pressoché identici.

Gli unici sensori a presentare una leggera distonia rispetto allo schema generale risultano essere OS6, OS7 e OS11.

Ciò è giustificabile osservando che, per quanto concerne i sensori OS6 e OS7, essendo solidali alla porzione di frame che risulta rigidamente connessa alla struttura superiore, si trovano a registrare deformazioni anche in corrispondenza dei 12 Hz e dei 70 Hz oltre che in corrispondenza dei ben noti 25,5 Hz, frequenza tipica di tutti i sensori. Ciò potrebbe essere dovuto all’influenza delle sollecitazioni derivanti dal rotore di coda. Per quanto riguarda il sensore OS11 occorre evidenziare che è proprio la sua installazione su una struttura recante caratteristiche meccaniche sensibilmente diverse da quelle possedute dai frame su cui sono installati tutti gli altri sensori, a giustificare le risultanze ottenute.

In questo caso non è possibile esprimere un parere di coerenza e bontà dei segnali registrati in quanto manca qualsiasi altra forma di riscontro cui paragonare i risultati ottenuti.

Allo stato attuale è possibile solamente affermare che i segnali provenienti dal suddetto sensore OS11 sono coerenti in quanto gli andamenti delle deformazioni nel tempo sono ragionevolmente sovrapponibili nell’effettuazione delle due prove di volo.

I valori d’intensità del livello vibratorio riportati dai singoli sensori risultano, ad

bontà della registrazione effettuata. Risulta comunque evidente la necessità di risolvere la problematica comune a tutti i sensori di presentare un generale trend a crescere delle misurazioni, magari ricorrendo ad una ulteriore mirata sperimentazione.

Le ragioni che portano a questa necessità possono essere rappresentate sia nella mancanza del segnale di compensazione derivante dal sensore di temperatura, sia da un possibile “rumore di fondo” generato da entrambi i motori a frequenze elevatissime.

E’, in altre parole evidente che la peculiare installazione di ogni singolo sensore genera un output diverso in funzione della risposta della porzione della struttura su cui è installato.

A conforto di quanto sopra esposto, si è analizzato anche un diagramma di fonte Agusta (Fig. 4.45) nel quale si riporta lo spettro delle frequenze registrato alla STA 3350 durante i voli prova effettuati.

Trattasi della registrazione dei livelli vibrazionali rilevati da sensori di tipo SG installati in altra posizione prossima a quella finora presa in considerazione.

E’ evidente anche da questo grafico come il picco delle vibrazioni si abbia in

corrispondenza dei 25 Hz il che convalida i risultati ottenuti con l’analisi in

frequenza che, come già sottolineato, mostrano che la componente principale di

deformazione si ha proprio in corrispondenza dei 25,5 Hz .

Figura 4.45 – Spettro delle frequenze registrato alla STA 3350 durante i voli prova effettuati

4.4.4 - Ripetibilità della sperimentazione

Seppure la sperimentazione sia stata effettuata nell’arco di due soli voli, si è già dimostrata la perfetta sovrapponibilità degli andamenti dei vari grafici.

Appare infatti dai (pochi) dati rilevati che prove ripetute diano ragionevolmente gli stessi risultati qualitativi. E’ altresì evidente che per validare l’affidabilità di questa architettura occorre ripetere analoga sperimentazione in altri punti della struttura dell’elicottero, mediante l’impiego di altri sensori opportunamente distribuiti, al fine di effettuare un’analisi dei dati rilevati al pari di quella qui svolta.

La già dimostrata coerenza dell’output porta quindi a concludere che questo tipo

4.4.5 - Affidabilità del sistema di analisi

Pur ribadendo la già citata necessità di validazione della funzionalità dell’intero sistema per il tramite di ulteriori sperimentazioni, considerando la novità dell’oggetto di studio, valutando il rapporto costo-risultato dell’intero apparato e tenendo conto delle necessarie implementazioni e migliorie da apportare, si può concludere che, alla luce delle prove esperite, l’impiego dei sensori FBG per l’HUMS (“Healt and Usage Monitoring System”) pare ragionevole.

Resta comunque sottinteso che, nelle prove finora effettuate, si è ragionato solo in termini di “Usage Monitoring”.

Non essendo stati rilevati dati in concomitanza della nucleazione di una cricca, non è possibile prevedere cosa possano leggere i sensori del sistema proposto in termini di deformazioni in tale circostanza.

L’applicazione di “Usage Monitoring”, comunque, risulta suffragata da una serie

di considerazioni di natura tecnica ed economica che spingono ad affermare che,

una volta risolte le problematiche evidenziate nel presente elaborato e valutate

le risultanze di ulteriori prove sperimentali, il sistema possa essere considerato

affidabile al punto d’essere impiegato stabilmente a bordo degli elicotteri.