Particolare attenzione è stata rivolta allo studio dell’output del sistema, definendo delle procedure per poterlo rendere confrontabile con gli spettri d’impiego.

(1)

Prefazione

(2)

Prefazione

Il presente lavoro di tesi è stato sviluppato presso l’ Ufficio Fatica della ditta AgustaWestland di Cascina Costa, con lo scopo di creare delle procedure per l’interpretazione dei dati registrati in volo da sistemi di monitoraggio HUMS installati su elicotteri EH 101, per capire quanto gli spettri di impiego utilizzati per le valutazioni a fatica siano rappresentativi del reale impiego della macchina.

Dopo una panoramica della metodologia adottata da AgustaWestland per la valutazione della vita a fatica dei componenti degli elicotteri con particolare attenzione verso gli spettri d’impiego scelti per l’ EH 101, nel lavoro è stata riportata una descrizione generale del sistema HUM e del suo funzionamento: esso non registra carichi di volo bensì riconosce le condizioni di volo e memorizza il tempo in cui l’elicottero si trova a volare in ognuna di esse.

Particolare attenzione è stata rivolta allo studio dell’output del sistema, definendo delle procedure per poterlo rendere confrontabile con gli spettri d’impiego.

La scelta dei componenti dell’ EH 101 da utilizzare nel presente studio è stata realizzata in modo da considerare tutte le parti principali dell’elicottero.

Si è cercato di descrivere le procedure di calcolo nella maniera più sistematica possibile, sebbene per alcuni componenti sia stato necessario effettuare delle analisi più dettagliate.

Per rispettare la riservatezza di AgustaWestland i risultati del lavoro sono stati illustrati in maniera del tutto qualitativa non divulgando informazioni coperte da segreto industriale, ma presentando comunque tutte le informazioni necessarie e sufficienti ad avere una visione chiara del problema.

Nella parte finale del presente lavoro, alla luce dei risultati ottenuti, sono stati riportati

alcuni suggerimenti per il miglioramento dei sistemi di monitoraggio e per un loro impiego

nella gestione della vita a fatica dei componenti degli elicotteri sempre più indirizzato

(3)

all’aumento della sicurezza del volo, ponendo inoltre l’accento sui vantaggi economici che lo sviluppo di tale sistema potrà dare nel prossimo futuro.

Si desidera ringraziare l’ Ufficio fatica di AgustaWestland per il supporto fornito e per i

puntuali suggerimenti offerti per riuscire a gestire, senza esserne travolti, una tale mole di

dati.

(4)

Capitolo 1

Metodologia AgustaWestland per il calcolo della vita a fatica dei

componenti degli elicotteri

(5)

1. Metodologia AgustaWestland per il calcolo della vita a fatica dei componenti degli elicotteri

1.1. t

Introduzione

Uno degli aspetti riguardanti l’integrità strutturale dei componenti dell’elicottero è rappresentato dalla loro resistenza a fatica, nel caso questi siano soggetti a carichi dinamici. In campo elicotteristico il criterio FAIL SAFE, molto utilizzato nell’ala fissa, si sta sviluppando con un certo ritardo, a causa dei cortissimi tempi di propagazione delle cricche dovuti all’alta frequenza di applicazione dei carichi di volo. Ecco perché l’approccio seguito da AgustaWestland per il calcolo della vita a fatica dei componenti degli elicotteri è essenzialmente di tipo SAFE LIFE, nell’ambito del quale l’obiettivo del progettista è quello di dimensionare il pezzo in modo che non si formino cricche di fatica per tutta la sua durata operativa o almeno fino alla scadenza del periodo di sostituzione (re irement life) assegnato a ciascun componente; in quest’ottica si assume come vita a fatica del componente provato il primo apparire della cricca.

La valutazione a fatica viene eseguita su tutti i componenti critici la cui rottura in volo può risultare catastrofica ed ha come scopo il calcolo della “vita d’impiego”. Procedimenti analitici e/o sperimentali permettono di dimostrare la vita infinita del pezzo senza ricorrere a programmi di calcolo; molto spesso è necessario calcolare una vita d’impiego effettiva che rappresenti il limite massimo di ore di funzionamento e risponda ai requisiti di sicurezza richiesti dai regolamenti.

Per calcolare la vita di un componente è necessario acquisire una serie d’informazioni e dati che si possono così suddividere:

9 spettro d’impiego;

9 rilievo dei carichi in volo su ogni componente (attività di load survey );

9 determinazione delle caratteristiche di resistenza a fatica di ogni componente;

(6)

1.2. 9 utilizzo della regola di accumulo lineare del danno di Palmgren-Miner: il componente perde la sua integrità strutturale quando il danno è uguale ad 1.

Spettro di carico

1.2.1. Introduzione

Per ottenere lo spettro di carico è necessario strumentare con ponti estensimetrici (strain gauges) il componente di cui si vuole calcolare la vita a fatica per misurare e registrare i carichi cui esso risulta soggetto durante il volo. Tali carichi sono fortemente influenzati dal tipo di evento che l’elicottero sta eseguendo (ad esempio un’asta vede carichi più alti durante una virata ad alta velocità piuttosto che in volo livellato a bassa velocità). È anche importante ricordare che la percentuale di occorrenza dell’evento nella vita dell’elicottero influenza la vita a fatica del componente (ad esempio l’asta di cui sopra risulterà più o meno danneggiata a seconda del numero di virate effettuate).

Nello spettro d’impiego si indicano perciò gli eventi che si pensa l’elicottero possa compiere sulla base di 100 ore di volo.

1.2.2. Spettro d’impiego dell’EH 101 ed attività di load survey

Lo spettro d’impiego sintetizza le missioni più severe che l’elicottero può compiere e rappresenta una previsione dell’uso a cui è destinato.

Le condizioni di volo in cui l’elicottero si può trovare durante una sua missione tipica, utilizzate per la definizione dello spettro d’impiego sono riportate di seguito (Tabella 1-1):

N° FASE

¹

S/M DESCRIZIONE DELLA CONDIZIONE

101 1.1 - GROUND M ENG. 1 ACC. MODE G.I –MAIN

102 1.1 - GROUND M RAPID ROTOR ACCELERATION (BRAKE AGAINST ENG. 2)

103 1.1 - GROUND S ENGINE 1 2 3 NORMAL MPOG

104 1.1 - GROUND S TAXIING ON CONCRETE 0 TO 35 [KTS]

105 1.1 - GROUND S TAXIING ON CONCRETE 35 TO 0 [KTS] (BRAKING)

106 1.1 - GROUND S TAXIING ON CONCRETE 35 [KTS]

107 1.1 - GROUND S TAXIING ON CONCRETE LEFT TURN 180°, 15 [KTS]

108 1.1 - GROUND S TAXIING ON CONCRETE RIGHT TURN 180°, 15 [KTS]

1 Per una descrizione qualitativa delle singole fasi di volo e per una spiegazione dettagliata degli acronimi

(7)

N° FASE S/M DESCRIZIONE DELLA CONDIZIONE

109 1.1 - GROUND S TAXIING ON GRASS 0 TO 20 [KTS]

110 1.1 - GROUND S TAXIING ON GRASS 0 TO 20 [KTS] (BRAKING)

111 1.1 - GROUND S TAXIING ON GRASS 20 [KTS]

112 1.1 - GROUND S TAXIING ON GRASS LEFT TURN 180°, 15 [KTS]

113 1.1 - GROUND S TAXIING ON GRASS RIGHT TURN 180°, 15 [KTS]

114 1.1 - GROUND M ROTOR BRAKE APPLICATION 80% NR ENG. OFF

115 1.1 - GROUND M ROTOR BRAKE APPLICATION 60% NR ENG. 2 G.I.

201 2.1 - TAKE OFF M VERTICAL TAKE OFF TO HOVER IGE (20 FT) 202 2.1 - TAKE OFF M VERTICAL TAKE OFF TO HOVER IGE (100 FT)

301 3.1 - HOVERING IGE S HOVERING IGE (20 FT)

302 3.2 - HOVERING OGE S HOVERING OGE (100 FT)

303 3.3 - SPOT TURN HOV. M SPOT TURN HOVER OGE 30°/SEC LEFT 304 3.3 - SPOT TURN HOV. M SPOT TURN HOVER OGE 30°/SEC RIGHT 305 3.4 - REVERSAL HOV. M LATERAL REVERSAL 1" HOVER OGE 306 3.4 - REVERSAL HOV. M LONGITUDINAL REVERSAL 1" HOVER OGE 307 3.4 - REVERSAL HOV. M PEDAL REVERSAL 1" HOVER OGE

308 3.5 - TRANSITION HOV. M TRANSITION VY TO HOVER OGE (NORMAL) 309 3.5 - TRANSITION HOV. M NORMAL APPROACH VY TO HOVER IGE (NORMAL) 310 3.5 - TRANSITION HOV. M STEEP APPROACH VY TO HOVER IGE

311 3.5 - TRANSITION HOV. M HOVER IGE TO VY T.O.P.

312 3.5 - TRANSITION HOV. M HOVER IGE TO VY M.C.P.

313 3.6 – QUARTERING FLIGHT MANOEUVRE M 60° AZ. OGE 20 [KTS] ENTRY 314 3.7 – QUARTERING FLIGHT STEADY S 60° AZ. OGE 20 [KTS] STEADY 315 3.6 – QUARTERING FLIGHT MANOEUVRE M 60° AZ. OGE 20 [KTS] RECOVERY 316 3.7 – QUARTERING FLIGHT STEADY S 60° AZ. OGE 40 [KTS] STEADY 317 3.6 – QUARTERING FLIGHT MANOEUVRE M 90° AZ. OGE 20 [KTS] ENTRY 318 3.7 – QUARTERING FLIGHT STEADY S 90° AZ. OGE 20 [KTS] STEADY 319 3.6 – QUARTERING FLIGHT MANOEUVRE M 90° AZ. OGE 20 [KTS] RECOVERY 320 3.7 – QUARTERING FLIGHT STEADY S 90° AZ. OGE 40 [KTS] STEADY 321 3.6 – QUARTERING FLIGHT MANOEUVRE M 180° AZ. OGE 20 [KTS] ENTRY 322 3.7 – QUARTERING FLIGHT STEADY S 180° AZ. OGE 20 [KTS] STEADY 323 3.6 – QUARTERING FLIGHT MANOEUVRE M 180° AZ. OGE 20 [KTS] RECOVERY 324 3.7 – QUARTERING FLIGHT STEADY S 180° AZ. OGE 40 [KTS] STEADY 325 3.6 – QUARTERING FLIGHT MANOEUVRE M 270° AZ. OGE 20 [KTS] ENTRY 326 3.7 – QUARTERING FLIGHT STEADY S 270° AZ. OGE 20 [KTS] STEADY 327 3.6 – QUARTERING FLIGHT MANOEUVRE M 270° AZ. OGE 20 [KTS] RECOVERY 328 3.7 – QUARTERING FLIGHT STEADY S 270° AZ. OGE 40 [KTS] STEADY 329 3.6 – QUARTERING FLIGHT MANOEUVRE M 00° AZ. OGE 35 [KTS] ENTRY 330 3.7 – QUARTERING FLIGHT STEADY S 00° AZ. OGE 35 [KTS] STEADY 331 3.6 – QUARTERING FLIGHT MANOEUVRE M 00° AZ. OGE 35 [KTS] RECOVERY 332 3.7 – QUARTERING FLIGHT STEADY S 00° AZ. OGE 50 [KTS] STEADY

401 4.1 - CLIMB MCP TRANSITION M TRANSITION VY TO LEVEL TO VY CLIMB MCP

402 4.2 - CLIMB MCP S VY CLIMB MCP

403 4.3 - CLIMB TOP S VY CLIMB TOP

404 4.1 - CLIMB MCP TRANSITION M TRANSITION VY CLIMB MCP TO VY LEVEL 501 5.1 - LEV. FLIGHT 50% VNE S LEVEL FLIGHT 40 [KTS] CAS

502 5.1 - LEV. FLIGHT 50% VNE S LEVEL FLIGHT .4 VNE

503 5.1 - LEV. FLIGHT 50% VNE S LEVEL FLIGHT .5 VNE

504 5.2 - LEV. FLIGHT 70% VNE S LEVEL FLIGHT .6 VNE

505 5.2 - LEV. FLIGHT 70% VNE S LEVEL FLIGHT .7 VNE

506 5.3 - LEV. FLIGHT 80% VNE S LEVEL FLIGHT .8 VNE

507 5.4 - LEV. FLIGHT 90% VNE S LEVEL FLIGHT .9 VNE

(8)

N° FASE S/M DESCRIZIONE DELLA CONDIZIONE 508 5.5 - LEV. FLIGHT VNE S LEVEL FLIGHT 1.0 VNE

509 5.6 - LEV. FLIGHT 110 % VNE S LEVEL FLIGHT 1.1 VNE

510 6.1 - TURN <1.0 VNE M 40° [KCAS] 30° BANK RIGHT TURN 511 6.1 - TURN <1.0 VNE M 41° [KCAS] 30° BANK LEFT TURN 512 6.1 - TURN <1.0 VNE M .6 VNE 30° BANK RIGHT TURN 513 6.1 - TURN <1.0 VNE M .6 VNE 30° BANK LEFT TURN 514 6.1 - TURN <1.0 VNE M VNE-50 [KTS] 45°BANK RIGHT TURN 515 6.1 - TURN <1.0 VNE M VNE-50 [KTS] 45°BANK LEFT TURN 516 6.2 - TURN 1.0 VNE M 1. VNE 30° BANK RIGHT TURN 517 6.2 - TURN 1.0 VNE M 1. VNE 30° BANK LEFT TURN

518 6.3 - PULL UP 0.6 VNE M .6 VNE CYCLIC AND COLL. PULL UP 1.3 G 519 6.4 - PULL UP 1.0 VNE M 1. VNE CYCLIC AND COLL. PULL UP 1.3 G 520 6.4 - PULL UP 1.0 VNE M 1. VNE CYCLIC AND COLL. PULL UP 1.7 G 521 6.5 - REVERSAL 0.6 VNE M .6 VNE LONG. REVERSAL 1"

522 6.6 - REVERSAL 1.0 VNE M 1.0 VNE LONG. REVERSAL 1"

523 6.5 - REVERSAL 0.6 VNE M .6 VNE LAT. REVERSAL 1"

524 6.6 - REVERSAL 1.0 VNE M 1.0 VNE LAT. REVERSAL 1"

525 6.5 - REVERSAL 0.6 VNE M .6 VNE PEDAL REVERSAL 1"

526 6.6 - REVERSAL 1.0 VNE M 1. VNE PEDAL REVERSAL 1"

527 6.7 - ACCELERATION AND DECELERATION M ACCELERATION VY TO 1.0 VNE LEVEL FLIGHT 528 6.7 - ACCELERATION AND DECELERATION M NORMAL DEC. 1.0 VNE TO VY LEVEL FLIGHT

601 7.1 - AUTOROTATION S .6 VNE AUTOROTATION ENTRY

602 7.1 - AUTOROTATION S .6 VNE AUTOROTATION STEADY

603 7.1 - AUTOROTATION S .6 VNE AUTOROTATION RECOVERY

604 7.1 - AUTOROTATION S .9 VNE AUTOROTATION ENTRY

605 7.1 - AUTOROTATION S .9 VNE AUTOROTATION STEADY

606 7.1 - AUTOROTATION S .9 VNE AUTOROTATION RECOVERY

607 7.1 - AUTOROTATION S 1.1 VNE AUTOROTATION STEADY

608 7.1 - AUTOROTATION S .6 VNE AUTOROTATION 30° BANK LEFT TURN 609 7.1 - AUTOROTATION S .6 VNE AUTOROTATION 30° BANK RIGHT TURN 610 7.1 - AUTOROTATION S .9 VNE AUTOROTATION 30° BANK LEFT TURN 611 7.1 - AUTOROTATION S .9 VNE AUTOROTATION 30° BANK RIGHT TURN 701 8.1 - DESCENT 0.6 VNE MANOEUVRE M .6 VNE LEVEL TO DESCENT 500 [FPM]

702 8.2 - DESCENT 0.6 VNE STEADY S .6 VNE DESCENT 500 [FPM]

703 8.2 - DESCENT 0.6 VNE STEADY S .6 VNE DESCENT 1500 [FPM]

704 8.1 - DESCENT 0.6 VNE MANOEUVRE M .6 VNE DESCENT 500 [FPM] TO LEVEL 705 8.3 - DESCENT 1.0 VNE MANOEUVRE M 1. VNE LEVEL TO DESCENT 500 [FPM]

706 8.4 - DESCENT 1.0 VNE STEADY S 1. VNE DESCENT 500 [FPM]

707 8.4 - DESCENT 1.0 VNE STEADY S 1. VNE DESCENT 1500 [FPM]

708 8.3 - DESCENT 1.0 VNE MANOEUVRE M 1. VNE DESCENT 500 FPM TO LEVEL

801 9.1 – LANDING M NORMAL LANDING VY TO GROUND

802 9.1 – LANDING M HOVERING IGE TO GROUND

803 9.1 – LANDING M SLOPE LANDING NOSE UP (8°)

804 9.1 – LANDING M SLOPE LANDING NOSE DOWN (2°)

805 9.1 – LANDING M SLOPE LANDING NOSE ACROSS (8°)

Tabella 1-1 Descrizione delle condizioni di volo dello spettro d’impiego dell’EH 101.

Ogni fase comprende più condizioni di volo e viene identificata in maniera univoca da un

(9)

chiaro nel seguito (1.2.3), una condizione risulta stabilizzata se il segnale registrato in volo ha un andamento sostanzialmente periodico, è invece considerata una manovra se il segnale ha un andamento aperiodico.

A ciascuna condizione stabilizzata dello spettro d’impiego viene assegnata una percentuale di occorrenza, mentre per ogni condizione caratterizzata da manovre vengono indicati sia la durata (anche in questo caso come percentuale delle 100 ore), sia il numero di eventi previsti. Di seguito (Tabella 1-2) si riportano nel dettaglio la percentuale di occorrenza di ciascuna condizione di volo ed il numero di manovre:

FASE S/M TIME % N° EVENTS

1.1 - GROUND S 4.5

2.1 - TAKE OFF M 0.45 100

3.1 - HOVERING IGE S 1.5

3.2 - HOVERING OGE S 0.5

3.3 - SPOT TURN HOV. M 1 250

3.4 - REVERSAL HOV. M 0.5 900

3.5 - TRANSITION HOV. M 0.81 200

3.6 - QUARTERING FLIGHT MANOEUVRE M 3.69 1428 3.7 - QUARTERING FLIGHT STEADY S 16

4.1 - CLIMB MCP TRANSITION M 0.62 222

4.2 - CLIMB MCP S 3.55

4.3 - CLIMB TOP S 0.42

5.1 - LEV. FLIGHT 50% VNE S 6 5.2 - LEV. FLIGHT 70% VNE S 10 5.3 - LEV. FLIGHT 80% VNE S 10 5.4 - LEV. FLIGHT 90% VNE S 18

5.5 - LEV. FLIGHT VNE S 3

5.6 - LEV. FLIGHT 110 % VNE S 2

6.1 - TURN <1.0 VNE M 0.97 324

6.2 - TURN 1.0 VNE M 2.03 676

6.3 - PULL UP 0.6 VNE M 0.27 110

6.4 - PULL UP 1.0 VNE M 0.38 154

6.5 - REVERSAL 0.6 VNE M 0.54 432

6.6 - REVERSAL 1.0 VNE M 0.81 648

6.7 - ACCELERATION AND DECELERATION M 6 400

7.1 - AUTOROTATION S 0.5

8.1 - DESCENT 0.6 VNE MANOEUVRE M 0.3 153 8.2 - DESCENT 0.6 VNE STEADY S 3.45

8.3 - DESCENT 1.0 VNE MANOEUVRE M 0.13 68 8.4 - DESCENT 1.0 VNE STEADY S 1.53

9.1 - LANDING M 0.55 100

TOT. 100.00 6165

Tabella 1-2 Spettro d’impiego dell’EH 101.

(10)

A titolo di esempio si osservi che il numero di decolli e d’atterraggi in 100 ore è 100; ciò significa che la durata media di ciascuna missione risulta pari ad 1 ora.

L’elicottero può trovarsi ad operare in ciascuna condizione dello spettro d’impiego riportata precedentemente in diverse configurazioni di volo in termini di centramento longitudinale (C), peso (P), numero di giri del rotore principale (N) e quota (Z). Poiché è impraticabile registrare i carichi in corrispondenza di tutte le combinazioni possibili dei parametri precedenti all’interno dell’inviluppo di volo, l’attività di load survey viene effettuata nei punti estremi, perché considerati più critici, e in alcuni interni dell’inviluppo di volo, un cui esempio del tutto qualitativo è riportato di seguito (Figura 1-1):

Figura 1-1 Inviluppo di volo longitudinale (nei punti evidenziati viene effettuata l’attività di load survey).

A questo punto si divide l’intervallo di variazione dei parametri CPNZ in fasce, indicando con un numero intero il limite superiore di ciascuna fascia, secondo quanto riportato di seguito (Tabella 1-3):

C= CENTRAMENTO P= PESO N=N° DI GIRI DEL ROTORE PRINCIPALE Z= QUOTA 1= MAX FWD 1= 11500 [Kg] 3= POWER ON (102%) 1= 0 [ft] (FIELD) 2= NEUTRAL 2= 13000 [Kg] 4= POWER OFF (90%) 2= 4000 [ft]

3= MAX AFT 8= 14600 [Kg] 5= POWER OFF (110%) 4= 8000 [ft] (AUTOROTATION)

6= POWER OFF (100%) 5= 10000 [ft]

7= POWER OFF (105%)

8= POWER OFF (102%)

(11)

I parametri sopra indicati sono fondamentali per poter effettuare l’attività di load survey:

in particolare dire che si esplorano le quote 4000 [ft] ed 8000 [ft] significa dire che i carichi da 0 [ft] a 4000 [ft] sono quelli rilevati a 4000 [ft] e che i carichi rilevati da 4000 [ft] ad 8000 [ft] sono quelli rilevati ad 8000 [ft]; un discorso analogo può essere fatto per i pesi. Gli elicotteri oggetto dello studio svolgono due profili di missione, d’ora in poi indicati come SpettroA e SpettroB, ciascuno caratterizzato da percentuali di occorrenza alle diverse configurazioni di peso, centramento longitudinale e quota riassunte di seguito ² (Tabella 1-4, Tabella 1-5):

SpettroA C

1= MAX FWD 2= NEUTRAL 3= MAX AFT TOT. PARZ.

1= 11500 [Kg] a% b% c% Tot1%

2= 13000 [Kg] d% e% f% Tot2%

P

8= 14600 [Kg] g% h% i% Tot3%

N.B.: solo per 10000 [ft] 8= 14600 [Kg] l% m% n% Tot4%

TOT. 100%

Z

1= 0 [ft] 2= 4000 [ft] 4= 8000 [ft] 5 =10000 [ft] TOT.

p% r% 100%

q% 100%

o% 100%

Tabella 1-4 Percentuali di occorrenza dello SpettroA.

SpettroB C

1= MAX FWD 2= NEUTRAL 3= MAX AFT TOT. PARZ.

1= 11500 [Kg] a% b% c% Tot1%

2= 13000 [Kg] d% e% f% Tot2%

P

8= 14600 [Kg] g% h% i% Tot3%

N.B.: solo per 10000 [ft] 8= 14600 [Kg] l% m% n% Tot4%

TOT. 100%

Z

1= 0 [ft] 2= 4000 [ft] 4= 8000 [ft] 5 =10000 [ft] TOT.

s% t% 100%

q% 100%

o% 100%

Tabella 1-5 Percentuali di occorrenza dello SpettroB.

2 Si osservi che il parametro N consente di differenziare le condizioni di autorotazione dalle normali

condizioni di volo come il decollo, l’hovering, ecc..; tale parametro prescinde dallo studio di missione ed è

stato quindi tralasciato.

(12)

Le percentuali di occorrenza vengono calcolate attraverso uno studio di missione che, sulla base dei consumi di carburante, permette di valutare l’effettivo tempo di permanenza nelle diverse fasce centramento-peso in cui è stato suddiviso l’inviluppo longitudinale.

Per capire come utilizzare gli strumenti fino a questo momento descritti si consideri ad esempio la configurazione CPZ= 181 nella condizione 1.1 – GROUND. Per ottenere il tempo percentuale di permanenza in operazioni a terra dell’elicottero in tale configurazione, ad esempio nello SpettroA, è necessario moltiplicare 4.5 (TIME % dello spettro d’impiego) per g% (percentuale corrispondente al codice CP =18) e poi ancora per o% (corrispondente al codice Z =1).

Come è possibile osservare dai dati riportati precedentemente, i due profili di missione differiscono esclusivamente per il fatto che nello SpettroB si prevede una diversa permanenza dell’elicottero in alta quota ( Z= 5 cioè 10000 [ft]) rispetto a quanto avviene nello SpettroA.

L’attività di load survey fornisce l’andamento temporale dei carichi nelle diverse condizioni esplorate come schematicamente riportato di seguito (Figura 1-2) per alcune di esse:

Figura 1-2 Storia temporale dei carichi in corrispondenza di alcune condizioni di volo.

1.2.3. Metodi di analisi “Picco-Picco” e metodo di conteggio “Rain-Flow”

AgustaWestland utilizza il metodo “Picco-Picco” nell’elaborazione dei segnali per il calcolo

del danno: la storia di carichi random , che viene fornita dall’attività di load survey, viene

(13)

1.3. f i

suddivisa in condizioni, ciascuna delle quali assimilata ad un carico di ampiezza costante.

Come già accennato precedentemente, le condizioni possono essere di due tipi:

9 stabilizzate;

9 manovre.

Nel primo caso la condizione ha una durata di n volte T, essendo T il tempo che il rotore principale impiega per compiere un giro completo. In tal modo la condizione stabilizzata risulta divisa in una serie di sottocondizioni ciascuna di durata T. I valori di carico archiviati ed utilizzati per la condizione stabilizzata sono: per lo statico, la media aritmetica dello statico delle n sottocondizioni, e per l’alternato il massimo alternato delle n sottocondizioni.

Nel caso di manovra, invece, essa si divide secondo il metodo precedentemente visto e per ogni sottocondizione viene salvato il valore di statico massimo e di alternato massimo;

infine si aggiunge il ciclo dal minimo al massimo carico dell’intera condizione denominato

“ciclo di manovra”.

Il numero di cicli per condizione si ottiene infine attribuendo una frequenza di ripetizione dei cicli fissa, scelta tra le frequenze fondamentali della macchina.

Il metodo “Picco-Picco” può risultare a volte eccessivamente conservativo e per questo sostituito con il metodo di conteggio “Rain-Flow” . Tale metodologia opera su una storia di carico elaborandola in termini di “picchi” e “valli” allo scopo di ottenere una storia di carico ridotta composta da una serie di cicli e semicicli.

Definizione degli ammissibili di atica per i mater ali metallici ³

1.3.1. Fatica ad alti numeri di cicli

La metodologia utilizzata da AgustaWestland per definire gli ammissibili a fatica dei componenti si basa sull’utilizzazione di curve forma che vengono descritte da una delle due relazioni riportate di seguito:

3 La determinazione degli ammissibili a fatica per i componenti dinamici in materiale composito segue le linee

generali della metodologia per i materiali metallici, tenendo inoltre conto delle specifiche proprietà del

materiale in relazione agli effetti ambientali (umidità e temperatura), al danneggiamento accidentale da

impatto e a difetti di fabbricazione.

(14)

( ^H ^A ^N ^B )

S

S = _∞ ⋅ + ⋅ (a 3 parametri);

( )

{ ^H ^A ^N ^C ^B }

S

S = _∞ ⋅ + ⋅ + (a 4 parametri);

dove:

9 S è il carico alternato;

9 è il carico di vita infinita, cioè il carico alternato massimo che, per una data sollecitazione media, può essere applicato per un numero infinito di cicli senza provocare rottura. Considerando la curva a 4 parametri, i valori a per l’acciaio e

per l’alluminio prendono il nome Endurance Limit.

S ∞

N ∞

10 8

10 9

9 sono costanti caratteristiche del materiale, del tipo di sollecitazione e del

; H C B A , , ,

K t

9 N è il numero di cicli.

Le curve a 3 parametri sono in grado di rappresentare il legame carico numero di cicli in modo accurato solo per mentre le curve a 4 parametri riescono a descrivere la resistenza a fatica fino a bassi numero di cicli.

S

N N > 10 ⁴

Attualmente si preferisce utilizzare esclusivamente curve forma a 4 parametri distinte per materiali (ad es. Al 2024, Al 7475, ecc…) e per tipologie di rottura (notched, fretting).

Le curve forma sono ricavate da prove a fatica ad ampiezza costante condotte su provini:

esse vengono costruite sulla base dei risultati di prova e tracciate come media dei risultati tramite tecniche di “best-fit”.

In laboratorio vengono effettuate delle prove a fatica con carico statico costante su un certo numero di componenti (ad esempio 4); si riporta sul piano carichi-cicli il risultato di tali prove, ottenendo delle coppie ( , ) per ciascuna delle quali viene fatta passare la curva forma tipica del materiale considerato; infine si calcola il valore di per ciascuna curva come indicato di seguito (Figura 1-3, Figura 1-4):

S M

S N

S ∞

(15)

Figura 1-3 Risultato delle prove di fatica su 4 componenti.

Figura 1-4 Curve forma.

Assumendo che i valori così ottenuti siano distribuiti normalmente, si calcolano la deviazione standard

S ∞

σ ed il valore medio M , per il quale viene fatta passare la curva

forma, ottenendo così una curva di Wholer col 50% di probabilità di sopravvivenza (Figura

1-5):

(16)

Figura 1-5 Curva di Wholer al 50% di probabilità di sopravvivenza.

Tale curva media viene ridotta in due modi (Figura 1-6) calcolando i seguenti valori:

σ

⋅

− K M

h M dove:

9 K ⋅ σ è funzione della dispersione dei dati di prova;

9 h è un parametro caratteristico del materiale e del numero di prove;

associati ad una probabilità di sopravvivenza del 99.9% con livello di confidenza del 95%.

Figura 1-6 Definizione della curva di Wholer operativa.

La curva più bassa diventerà la curva operativa utilizzata per il calcolo della vita del

componente mediante la regola di Miner.

(17)

A questo punto si osservi che le prove sui componenti, per ovvi motivi di tempo e costi, vengono condotte con un unico valore del carico statico ottenendo così un unico valore del carico di vita infinita . Se lo statico di volo risulta diverso, è quindi necessario calcolare il nuovo valore del carico di vita infinita, cioè , utilizzando il diagramma di Goodman lineare, meglio noto come diagramma di Soderberg (Figura 1-7, Figura 1-8):

S ∞

'

S ∞

Figura 1-7 Diagramma di Goodman lineare aperto.

Figura 1-8 Diagramma di Goodman lineare chiuso.

Tale diagramma, rappresentato nel piano carico alternato-carico statico, può essere di due tipi:

9 aperto se le sollecitazioni nella sezione critica sono tutte dello stesso segno; il fatto

che il diagramma sia crescente per carichi di compressione indica che un carico

statico di compressione, applicato nella sezione di rottura, produce meno danno di

un uguale carico statico di trazione;

(18)

9 chiuso se non tutte le sollecitazioni nella sezione di rottura hanno lo stesso segno, per cui nello stesso punto si possono avere, a seconda dell’istante considerato sia tensioni di trazione che di compressione.

1.3.2. Fatica a bassi numeri di cicli

La metodologia utilizzata da AgustaWestland per lo studio dei fenomeni di fatica dovuti ai cicli a bassa frequenza (GAG/START-STOP), prevede una valutazione specifica del danneggiamento con apposite prove di fatica. Gli ammissibili vengono ottenuti riducendo il numero di cicli medio a rottura mediante coefficienti fissi in funzione delle prove effettuate ed applicati alla media aritmetica delle durate dimostrate in prova.

1.4. Valutazione del danno e calcolo della v a it

La valutazione del danno sui componenti viene realizzata con la legge dell’accumulo lineare del danno di Palmgren-Miner che, come noto, assume che ogni livello di carico introduce una frazione di danno indipendente da quella determinata dai carichi precedenti e che, pertanto, si raggiunge la rottura per fatica quando:

∑ ^{= 1}

i i

N n

dove:

9 n _i sono i cicli effettivamente applicati a quel livello di carico;

9 sono gli ammissibili in termini di cicli ad ampiezza costante al livello di carico ( , ).

N i

S i M

i

S

Poiché il calcolo del danno viene effettuato su un’unità di tempo pari a 100 ore, la vita (in ore) del componente viene calcolata con la relazione seguente:

∑

∑ ⁺

=

i i

LF LF HF

HF

N x N

Life x 100

dove:

9 ∑

i i

HF HF

N

x è il danno dovuto ai cicli ad alta frequenza;

9 ∑ ^x ^LF

ⁱ

è il danno dovuto ai cicli a bassa frequenza.

(19)

Capitolo 2

Health and Usage Monitoring System (HUMS)

(20)

2. Health and Usage Monitoring System (HUMS)

2.1.

2.2. Introduzione

L’ Health and Usage Monitoring System (HUMS) è un sistema in grado di riconoscere e registrare il reale inviluppo di volo di un elicottero durante la missione.

Tale sistema di monitoraggio è costituito da un insieme di sensori a bordo della macchina in grado di acquisire determinati parametri, che vengono poi processati in modo che il sistema possa riconoscere le differenti condizioni di volo. I dati immagazzinati nella memoria del sistema a bordo dell’elicottero vengono poi scaricati dopo ogni volo o dopo diversi voli in una stazione di elaborazione a terra dove è possibile analizzare l’effettivo spettro d’impiego della macchina.

Caratteristiche dell’HUMS di AgustaWestland

2.2.1. Introduzione

L’attività di ricerca intrapresa da AgustaWestland ha lo scopo di validare il sistema ESUM (Enhanced Structural Usage Monitoring) che insieme al sistema TUM (Transmission Usage Monitoring) costituisce il sistema HUM. Nei paragrafi seguenti si mettono in evidenza le caratteristiche fondamentali di funzionamento del sistema ESUM al quale comunque, nel corso di questo lavoro, ci si riferirà col generico nome di HUMS.

2.2.2. Parametri di input e frequenza di campionatura

Il software del sistema è in grado di acquisire i parametri riportati di seguito (Tabella 2-1):

PARAMETER SIGNAL MEASURING UNIT

Group A:

1 roll attitude degrees

2 pitch attitude degrees

3 yaw attitude degrees

4 true airspeed (resultant) Knots

(21)

PARAMETER SIGNAL MEASURING UNIT

Group B:

6 engine 1 torque percentage

7 engine 2 torque percentage

8 engine 3 torque percentage

9 barometric altitude feet

10 radar altitude feet

Group C:

11 vertical speed feet/second

Group D:

12 weight on wheels "yes"/"no" (bynary parameter)

Group F:

13 outside air temperature °C

Tabella 2-1 Parametri acquisiti dall’HUMS.

Il sistema inizia a registrare i dati di volo quando almeno un motore è in ground idle e termina quando tutti i motori sono spenti ed il segnale weight on wheels è “yes”.

I parametri dei gruppi A, B e C vengono campionati tutti nello stesso istante e con una frequenza di 12.5 [Hz]; quelli dei gruppi D ed F non hanno invece bisogno di una particolare metodologia di acquisizione. I segnali acquisiti vengono sottoposti a questo punto ad alcuni controlli di validazione. Il riconoscimento della condizione di volo è basato su un intervallo di tempo di 2.96 secondi in cui il segnale viene campionato 37 volte.

2.2.3. Riconoscimento delle condizioni di volo

Gli strumenti che consentono al software dell’ HUMS di riconoscere la condizione di volo dell’elicottero sono sostanzialmente due:

9 valore medio ⁴ dei parametri dei gruppi A, B e C nell’intervallo di tempo precedentemente specificato;

9 valore medio della derivata prima ⁵ dell’andamento di ciascun parametro del gruppo A e dell’altitudine.

A questo punto il sistema, seguendo opportuni algoritmi, è in grado di stabilire a quale condizione appartiene l’intervallo di tempo considerato. Ad esempio se il valore medio

4 Il valore medio viene calcolato sommando tutti i valori campionati di ogni segnale nell’intervallo di tempo scelto e dividendo il risultato per 37.

5 La derivata prima rappresenta il coefficiente angolare della retta che approssima ai minimi quadrati i valori

campionati di ciascun segnale.

(22)

della true air speed (TAS) è compreso tra 5 e 40 [Kts] e il valore medio di pitch attitude è superiore a 10°, allora quell’intervallo di tempo rappresenta una condizione di low speed flare ed il sistema passa ad esaminare l’intervallo di tempo successivo.

Una volta riconosciuta la condizione di volo tutte le informazioni utili vengono immagazzinate nella memoria dell’ HUMS; tuttavia per rendere l’output in qualche modo confrontabile con le condizioni di volo dello spettro d’impiego utilizzato per il calcolo della vita a fatica del componente considerato è necessario specificare, per ogni condizione di volo, la seguente lista aggiuntiva di parametri significativi:

9 posizione del baricentro (CG) (dato inserito dal pilota);

9 peso dell’elicottero (dato inserito dal pilota);

9 altitudine di densità ⁶ ;

9 stato dell’ ACSR ⁷ (dato inserito dal pilota);

9 carico al gancio baricentrico (hook load).

In altri termini l’output del sistema è costituito da un insieme di vettori, uno per ogni intervallo di tempo considerato. Ciascun vettore ha un numero di campi pari al numero di parametri necessari per caratterizzare completamente la condizione di volo in quell’intervallo di tempo. Ad esempio se in un certo intervallo di tempo uno degli algoritmi del sistema stabilisce che l’elicottero si trova in condizione di volo livellato, essa sarà univocamente caratterizzata dalla posizione del baricentro, dal peso, dalla velocità e dallo stato dell’ ACSR.

6 L’altitudine di densità è l’altitudine in aria standard corrispondente alla particolare densità dell’aria;

l’altitudine di pressione invece è l’altitudine in aria standard, corrispondente ad una particolare pressione: in pratica è quella fornita dall’altimetro barometrico regolato in aria standard (29.92 pollici di mercurio); dato che l’altitudine di pressione indicata può non corrispondere all’effettiva altitudine dell’elicottero sul livello del mare a causa delle variazioni della pressione atmosferica reale, della temperatura, dell’isteresi e di altri errori dello strumento, si fa in genere riferimento all’altitudine di densità.

7 L’ACSR (Active Control of Structural Response) è un sistema in grado di ridurre i livelli di vibrazione sulla

(23)

Può succedere che in un certo intervallo di tempo il segnale di input non sia disponibile (ad esempio nel caso in cui il pilota dimentichi di inserire peso e centramento dell’elicottero) oppure non abbia superato il controllo di validazione; in questi casi viene aggiornato il vettore che registra una condizione di volo non riconosciuta o anomala.

Di seguito (Tabella 2-2) si riportano i vettori output del sistema che rappresentano le condizioni di volo che possono essere identificate dall’ HUMS ed i parametri necessari ad individuare ciascuna di esse.

FLIGHT CONDITION ACSR

STATUS HOOK

LOAD CG

POSITION ACTUAL

WEIGHT DENSITY

ALTITUDE TAS LOAD

FACTOR BANK ANGLE LONG.

ACC.

ASC./

DESC.

RATE

low speed flare ● ● ● ● ● ●

vertical take off ● ● ● ● ●

vertical landing ● ● ● ● ● ●

rolling take off ● ● ● ● ● ● (Low)

⁸

rolling landing ● ● ● ● ● ● (Low)

ground operations ● ● ● ● ● ●

taxiing on ground ● ● ● ● ● ● (Low)

hovering IGE ● ● ● ● ●

hovering OGE ● ● ● ● ●

IGE operations ● ● ● ● ● ● (Low)

autorotation ● ● ● ● ● ● (High)

⁹

● level flight ● ● ● ● ● ● (High)

longitudinal reversal ● ● ● ● ● ● (High)

lateral reversal ● ● ● ● ● ● (High)

pedal reversal ● ● ● ● ● ● (High)

uniform banked turn ● ● ● ● ● ● (High) ●

accelerated banked turn ● ● ● ● ● ● (High) ● ●

ascending/descending banked turn ● ● ● ● ● ● (High) ● ●

asc./desc. accelerated banked turn ● ● ● ● ● ● (High) ● ● ●

collective pull up or push over ● ● ● ● ● ● (High) ●

level accelerated flight ● ● ● ● ● ● (High)

asc./desc. accelerated flight ● ● ● ● ● ● (High) ●

uniform asc./desc. Flight ● ● ●

●

● ● (High) ●

unrecognized/anomalous ● ● ● ● ●

Tabella 2-2 Condizioni di volo identificabili dall’HUMS.

2.2.4. Bande di variazione dei parametri di volo

I parametri registrati in volo non possono essere tutti immagazzinati nella memoria del sistema, ma vengono assegnati ad alcune bande di variazione identificate da un numero

8 Vedi 2.2.4

9 Vedi 2.2.4

(24)

intero. Di seguito (Tabella 2-3) si riportano le bande di variazione dei parametri che sono stati utilizzati nello studio degli elicotteri in questione:

Band Low speed [Kts] High speed [% Vne] CG position [mm] Weight [Kg] Density altitude [ft]

1 x<20 x<0.35 Vne x<8003 x<11700 x<3000

2 x≥20 0.35 Vne≤x<0.45 Vne 8003≤x≤8257 11700≤x≤13000 3000≤x≤10000 3 0.45 Vne≤x<0.65 Vne x>8257 x>13000 x>10000

4 0.65 Vne≤x<0.8 Vne

5 0.8 Vne≤x<0.9 Vne

6 0.9 Vne≤x<1.0 Vne

7 x≥1.0 Vne

Tabella 2-3 Bande di variazione dei parametri: velocità, posizione del baricentro, peso,

altitudine.

(25)

Capitolo 3

Scelta dei componenti dell’elicottero EH 101 e calcolo delle vite

a fatica

(26)

3. Scelta dei componenti dell’elicottero EH 101 e calcolo delle vite a fatica

3.1. Introduzione

Il tipo di elicottero sul quale è stato montato il sistema HUM oggetto del presente studio è, come già accennato, l’ EH 101 di AgustaWestland, di cui di seguito (Figura 3-1) si riporta la rappresentazione del trittico:

Figura 3-1 Trittico dell’EH 101.

(27)

3.2. Esso è capace di coprire una tratta di 750 [nm], è propulso da tre motori a turbina ed ha un peso massimo al decollo di 14600 [Kg].

Scelta dei componenti dell’EH 101.

3.2.1. Introduzione

La valutazione della vita a fatica dei componenti è stata realizzata utilizzando la metodologia AgustaWestland descritta precedentemente (1) riferendosi all’impiego della degli elicotteri secondo i due profili di missione previsti: SpettroA e SpettroB .

I seguenti 11 componenti dell’ EH 101 (Tabella 3-1) identificano le principali zone dell’elicottero:

PARTE COMPONENTE MAIN ROTOR PITCH CHANGE ARM ASSY

MAIN ROTOR TRACK ROD MAIN ROTOR AND MAIN ROTOR CONTROLS

SUPPORT CONE MAIN ROTOR MAST LOWER CASE ATTACHMENT

MAIN GEAR BOX SUPPORT ASSY AFT RH TRANSMISSION AND TRANSMISSION SUPPORT

TAIL ROTOR GEAR BOX CASTING (MOUNT 4) TAIL ROTOR BLADE

TAIL ROTOR PLATE ASSY TAIL ROTOR AND TAIL ROTOR CONTROLS

TAIL ROTOR FLANGE

STRUCTURE TAIL PLANE BOLT

Tabella 3-1 Componenti scelti per lo studio del danno effettivo dell’EH 101.

Nei paragrafi seguenti viene fornita una descrizione generale dei carichi agenti su ogni componente, che sono stati considerati per le prove a fatica e per la valutazione della vita.

Per ciascun componente la valutazione della vita a fatica è stata effettuata considerando entrambe gli spettri (SpettroA e SpettroB) e scegliendo poi la vita calcolata più bassa.

3.2.2. Scelta dei componenti del rotore principale

I componenti del rotore principale scelti per il presente studio sono schematicamente

rappresentati di seguito (Figura 3-2, Figura 3-3, Figura 3-4):

(28)

Figura 3-2 Rotore principale.

Figura 3-3 Rotore principale: main rotor pitch change arm assy e support cone.

(29)

Figura 3-4 Rotore principale: track rod.

3.2.2.1. Braccio comando passo del rotore principale (main rotor pitch change arm assy)

Il braccio comando passo, azionato dalla biella comando passo (track rod), serve per cambiare il passo del collettivo variando l’incidenza delle pale del rotore principale. Esso è realizzato in lega d’alluminio Al-Aly 7010. I carichi con cui tale componente è stato valutato a fatica sono schematicamente rappresentati di seguito (Figura 3-5):

Figura 3-5 Braccio comando passo del rotore principale.

(30)

Dove:

9 H.F. è il carico orizzontale;

9 V.F. è il carico verticale;

9 C.F. è la forza centrifuga;

9 R.F. è il carico applicato dall’asta comando passo.

3.2.2.2. Cono di sostegno (support cone)

Il cono di sostegno, realizzato in Ti-6Al-4V, è il componente sul quale viene calettato il braccio comando passo. I carichi con cui tale componente è stato valutato a fatica sono schematicamente rappresentati di seguito (Figura 3-6):

Figura 3-6 Cono di sostegno.

Dove:

9 H.F. è il carico orizzontale;

9 V.F. è il carico verticale.

3.2.2.3. Biella comando passo del rotore principale (main rotor track rod)

La biella comando passo, in acciaio Stl-Aly 4340, serve a trasmettere la variazione del

passo alla pala collegando il piatto rotante al braccio comando passo. Essa è caricata come

schematicamente riportato di seguito (Figura 3-7):

(31)

Figura 3-7 Biella comando passo del rotore principale.

Dove:

9 L è il carico assiale.

3.2.3. Scelta dei componenti della trasmissione

I componenti della trasmissione scelti per il presente studio sono schematicamente rappresentati di seguito (Figura 3-8, Figura 3-9):

Figura 3-8 Trasmissione.

(32)

Figura 3-9 Trasmissione: main rotor mast, lower case attachment e main gear box support assy.

3.2.3.1. Albero del rotore principale (main rotor mast)

L’albero in esame, realizzato in acciaio AISI 9310, trasmette il moto di rotazione al rotore principale. I carichi con cui tale componente è stato valutato a fatica sono schematicamente rappresentati di seguito (Figura 3-10):

Figura 3-10 Albero del rotore principale.

Dove:

9 Fz è il carico assiale;

9 Fx è il carico di taglio;

9 Mz è il momento torcente;

9 My è il momento flettente.

(33)

3.2.3.2. Attacco inferiore del carter (lower case attachment)

L’attacco inferiore del carter è realizzato in acciaio 17-4PH AMS 5343. Esso è caricato come schematicamente riportato di seguito (Figura 3-11):

Figura 3-11 Attacco inferiore del carter.

Dove:

9 L è il carico applicato.

3.2.3.3. Supporto sostegno trasmissione (main gear box support assy)

Il supporto per il sostegno della trasmissione è realizzato in acciaio 17-4PH AMS 5343. I carichi con cui tale componente è stato valutato a fatica sono schematicamente rappresentati di seguito (Figura 3-12):

Figura 3-12 Supporto sostegno trasmissione.

Dove:

9 F1 ed F2 sono i carichi applicati.

(34)

3.2.4. Scelta dei componenti del rotore di coda

I componenti del rotore di coda scelti per il presente studio sono schematicamente rappresentati di seguito (Figura 3-13, Figura 3-14, Figura 3-15, Figura 3-16, Figura 3-17):

Figura 3-13 Rotore di coda: blade.

Figura 3-14 Rotore di coda (trasmissione): gear box casting (mount).

(35)

Figura 3-15 Rotore di coda.

Figura 3-16 Rotore di coda: plate assy.

Figura 3-17 Rotore di coda: flange.

(36)

3.2.4.1. Pala del rotore di coda (tail rotor blade)

La pala del rotore di coda è realizzata in materiale composito con fibre di vetro e di carbonio. I carichi con cui tale componente è stato valutato a fatica (nella sezione degli attacchi) sono schematicamente rappresentati di seguito (Figura 3-18):

Figura 3-18 Pala del rotore di coda.

Dove:

9 C.F. è la forza centrifuga;

9 Mbb è il momento flettente in apertura;

9 Mcb è il momento flettente in corda;

9 Tq è il momento torcente.

3.2.4.2. Gear box della trasmissione del rotore di coda (tail rotor gear box casting mount 4)

La gear box della trasmissione del rotore di coda è realizzata in lega d’alluminio Al-Aly

A357 T61. I carichi con cui tale componente è stato valutato a fatica (in particolare in

corrispondenza di uno degli attacchi) sono schematicamente rappresentati di seguito

(Figura 3-19):

(37)

Figura 3-19 Gear box della trasmissione del rotore di coda.

Dove:

9 Fz è il carico assiale;

9 My è il momento flettente;

9 Mz è il momento torcente.

3.2.4.3. Piastra del rotore di coda (tail rotor plate assy)

La piastra del rotore di coda è realizzata in acciaio Stl-Aly 17-4PH H1025 AMS 5622. I carichi con cui tale componente è stato valutato a fatica sono schematicamente rappresentati di seguito (Figura 3-20):

Figura 3-20 Piastra del rotore di coda.

(38)

Dove:

9 TC1 e TC2 sono i carichi nel piano della piastra;

9 TB1 e TB2 sono i carichi fuori dal piano della piastra.

3.2.4.4. Flangia del rotore di coda (tail rotor flange)

La flangia del rotore di coda è realizzata in acciaio Stl-Aly 17-4PH H1025 AMS 5622. I carichi con cui tale componente è stato valutato a fatica sono schematicamente rappresentati di seguito (Figura 3-21):

Figura 3-21 Flangia del rotore di coda.

Dove:

9 TC1, TC2, TC3 e TC4 sono i carichi nel piano della flangia;

9 TB1, TB2, TB3 e TB4 sono i carichi fuori dal piano della piastra.

(39)

3.2.5. Scelta del componente del pianetto di coda

Il componente del pianetto di coda scelto per il presente studio è schematicamente rappresentato di seguito (Figura 3-22):

Figura 3-22 Pianetto di coda: bolt.

3.2.5.1. Bullone del pianetto di coda (tail plane bolt)

Il bullone del pianetto di coda è realizzato in acciaio Steel 1250 MPa. I carichi con cui tale componente è stato valutato a fatica sono schematicamente rappresentati di seguito (Figura 3-23):

Figura 3-23 Bullone del pianetto di coda (vista d’assieme del pianetto di coda).

(40)

Dove:

9 LIFT è la portanza;

9 DRAG è la resistenza.

3.3. Calcolo della vita a fatica dei componenti

Alcuni componenti, oltre a carichi ad alta frequenza, sono soggetti anche a carichi a bassa frequenza (cicli GAG/START-STOP ) e a carichi dovuti ad un cattivo funzionamento del sistema ACSR per lo smorzamento delle vibrazioni.

Di seguito (Tabella 3-2) si riporta il riepilogo dei carichi agenti sugli 11 componenti:

PARTE COMPONENTE H.F. L.F.

ACSR anti- phase MAIN ROTOR PITCH CHANGE ARM ASSY X X (S/S)

MAIN ROTOR TRACK ROD X

MAIN ROTOR AND MAIN ROTOR CONTROLS

SUPPORT CONE X

MAIN ROTOR MAST X

LOWER CASE ATTACHMENT X X (GAG)

MAIN GEAR BOX SUPPORT ASSY AFT RH X X (GAG) X TRANSMISSION AND TRANSMISSION

SUPPORT

TAIL ROTOR GEAR BOX CASTING (MOUNT 4) X X

TAIL ROTOR BLADE X X (S/S)

TAIL ROTOR PLATE ASSY X

TAIL ROTOR AND TAIL ROTOR CONTROLS

TAIL ROTOR FLANGE X

STRUCTURE TAIL PLANE BOLT X X

Tabella 3-2 Carichi a cui sono soggetti gli 11 componenti considerati.

Con riferimento a quanto riportato in 1.3.2 e 1.4 e tenendo conto di tutti i carichi di cui sopra, la vita calcolata in ore di ciascun componente è stata valutata con la relazione seguente:

. . .

.

100 F L F

H

AP damage damage damage

Life = ⋅ +

dove:

9 è il fattore che indica di quanto deve essere ridotta la vita del componente in presenza di un cattivo funzionamento dell’ ACSR;

phase anti AP damage damage = 1 − ₋

9 damage _H _:F _. è il danno dovuto ai carichi ad alta frequenza in 100 ore;

9 damage _L _.F _. è il danno dovuto ai carichi a bassa frequenza in 100 ore;

(41)

Si osservi che il numero di cicli GAG/START-STOP considerati nello spettro d’impiego

utilizzato per il calcolo della vita a fatica dei componenti (d’ora in poi denominato spettro

di calcolo) è pari ad 1 all’ora, mentre si suppone che i carichi dovuti all’ ACSR anti-phase

intervengano 1 volta nell’arco dell’intera vita operativa della macchina.

(42)

Capitolo 4

Confronto tra lo spettro di calcolo e lo spettro effettivo (HUMS)

(43)

4. Confronto tra lo spettro di calcolo e lo spettro effettivo (HUMS)

4.1.

4.2. Introduzione

Nel presente capitolo viene data una descrizione generale delle tabelle Pivot nelle quali sono stati raccolti i risultati della valutazione della vita a fatica di ciascun componente considerato (3) per carichi ad alta frequenza; inoltre vengono illustrati i file di output del sistema HUM montato su ciascun elicottero EH 101 in esame.

Successivamente viene decritta la procedura utilizzata per mettere a confronto lo spettro di calcolo della macchina, SpettroA o SpettroB a seconda dei casi (3.2.1), con lo spettro effettivo registrato in volo dall’ HUMS.

Tabelle Pivot relative alla valutazione della vita a fatica dei componenti per carichi ad alta frequenza

Per ciascun componente esaminato è stata realizzata una tabella Pivot che riassume, organizzandole in un formato adatto a poter eseguire rivalutazioni della vita calcolata per carichi ad alta frequenza, le seguenti informazioni:

9 condizione di volo (come da spettro di calcolo);

9 tipo di condizione (stabilizzata o manovra);

9 combinazioni CPZ previste nello spettro di calcolo;

9 percentuale di occorrenza, danno e N° di manovre in 100 ore di volo per ciascuna condizione e per ogni combinazione CPZ;

9 valore della vita a fatica del componente per carichi ad alta frequenza.

Di seguito (Tabella 4-1) si riporta una parte di una delle suddette tabelle Pivot da cui si

evince il tipo di organizzazione scelta per la gestione dei dati:

(44)

12 13000 KG CG= FWD

… 38 14600 KG CG= AFT

TOTAL

DESCRIPTION S/M ALTITUDE 1 - FIELD 2 - 4000 FT 4- 8000 FT

AUTOR. 5- 10000 FT … 1 - FIELD 2 - 4000 FT 4- 8000 FT

AUTOR. 5- 10000 FT

1.1 - GROUND S % TIME 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 4.50000000E-02 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 4.50000000E+00 DAMAGE 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 N° MANOEUVRES 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 2.1 - TAKE OFF M % TIME 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 4.50000000E-03 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 4.50000000E-01 DAMAGE 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 N° MANOEUVRES 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 1.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 1.00000000E+02 3.1 - HOVERING IGE S % TIME 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 1.50000000E-02 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 1.50000000E+00 DAMAGE 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 N° MANOEUVRES 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 3.2 - HOVERING OGE S % TIME 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 5.00000000E-03 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 5.00000000E-01 DAMAGE 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 N° MANOEUVRES 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 3.3 - SPOT TURN HOV. M % TIME 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 1.00000000E-02 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 1.00000000E+00 DAMAGE 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 N° MANOEUVRES 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 2.50000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 2.50000000E+02 3.4 - REVERSAL HOV. M % TIME 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 5.00000000E-03 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 5.00000000E-01 DAMAGE 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 N° MANOEUVRES 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 9.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 9.00000000E+02 3.5 - TRANSITION HOV. M % TIME 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 8.10000000E-03 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 8.10000000E-01 DAMAGE 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 6.49934643E-08 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 3.96969797E-06 N° MANOEUVRES 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 2.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 2.00000000E+02 3.6 - QUARTERING FLIGHT MANOEUVRE M % TIME 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 3.69000000E-02 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 3.69000000E+00 DAMAGE 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 1.22054944E-08 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 1.95574331E-06 N° MANOEUVRES 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 1.42800000E+01 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 1.42800000E+03 3.7 - QUARTERING FLIGHT STEADY S % TIME 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 1.60000000E-01 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 1.60000000E+01 DAMAGE 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 2.54852571E-07 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 2.54852571E-07 N° MANOEUVRES 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00

… … … …

9.1 - LANDING M % TIME 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 5.50000000E-01 DAMAGE 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 1.00535728E-08 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 1.86201558E-07 N° MANOEUVRES 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 … 1.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 0.00000000E+00 1.00000000E+02

TOTAL % TIME …

TOTAL DAMAGE …

TOTAL MANOEUVRES …

LIFE H.F.

(Hrs)

Colonna delle condizioni di volo come da spettro d'impiego (per esigenze di spazio ne

sono state riportate solo alcune).

Riga dei CP (per esigenze di spazio non sono state riportate le seguenti

combinazioni: 18, 28, 31 e 32).

Tabella 4-1 Esempio di tabella Pivot per l’organizzazione dei risultati del calcolo della vita a fatica per carichi ad alta frequenza di un

componente.

(45)

4.3. Output dei dati forniti dall’HUMS

Lo studio è stato effettuato su alcune macchine, ciascuna delle quali identificata da una sigla (H1, H2…) e monitorata dall’ HUMS per un certo periodo di tempo.

I dati provenienti dalla memoria del sistema HUM che monitora il volo di ogni elicottero sono stati raccolti in tabelle che riportano:

9 condizione di volo (come riconosciuta dall’ HUMS );

9 tipo di condizione (stabilizzata o manovra);

9 banda di variazione della velocità (TAS);

9 banda di variazione del baricentro;

9 banda di variazione del peso;

9 percentuale di occorrenza (sul tempo di registrazione), tempo di registrazione e N°

di eventi, per ciascuna condizione e per ogni banda di variazione precedentemente indicata;

Di seguito (Tabella 4-2) si riporta una parte di una delle tabelle che riassumono i dati

registrati in volo dal sistema HUM:

(46)

HUMS Condition S/M Computed Time [%]

Computed Occurrence Time

Computed Total nr.

Events

Grouped Speed BandHUMS CG Band

HUMS Weight Band

Nr. events referred to 100 Hrs

ground operations

M 0 0 0 TAS Band Undefined CG Band 1 Weight Band 1 0

M 0 0 0 TAS Band Undefined CG Band 1 Weight Band 2 0

M 0 0 0 TAS Band Undefined CG Band 1 Weight Band 3 0

M 0.09 192 43 TAS Band Undefined CG Band 2 Weight Band 1 26

M 3.99 8085 217 TAS Band Undefined CG Band 2 Weight Band 2 130

M 8.7 17608 523 TAS Band Undefined CG Band 2 Weight Band 3 314

M 2.12 4289 146 TAS Band Undefined CG Band 3 Weight Band 1 88

M 3.14 6358 176 TAS Band Undefined CG Band 3 Weight Band 2 106

M 1.34 2704 122 TAS Band Undefined CG Band 3 Weight Band 3 73

taxiing on-ground

M 0 0 0 TAS Band 1 (Low) CG Band 1 Weight Band 1 0

M 0 0 0 TAS Band 1 (Low) CG Band 1 Weight Band 2 0

M 0 0 0 TAS Band 1 (Low) CG Band 1 Weight Band 3 0

M 0.06 116 49 TAS Band 1 (Low) CG Band 2 Weight Band 1 29

M 0.26 526 185 TAS Band 1 (Low) CG Band 2 Weight Band 2 111

M 0.95 1922 672 TAS Band 1 (Low) CG Band 2 Weight Band 3 404

M 0.2 397 142 TAS Band 1 (Low) CG Band 3 Weight Band 1 85

M 0.22 445 114 TAS Band 1 (Low) CG Band 3 Weight Band 2 68

M 0.21 420 100 TAS Band 1 (Low) CG Band 3 Weight Band 3 60

M 0 0 0 TAS Band 2 (Low) CG Band 1 Weight Band 1 0

M 0 0 0 TAS Band 2 (Low) CG Band 1 Weight Band 2 0

M 0 0 0 TAS Band 2 (Low) CG Band 1 Weight Band 3 0

M 0.05 104 19 TAS Band 2 (Low) CG Band 2 Weight Band 1 11

M 0.11 219 73 TAS Band 2 (Low) CG Band 2 Weight Band 2 44

M 0.96 1947 348 TAS Band 2 (Low) CG Band 2 Weight Band 3 209

M 0.16 329 61 TAS Band 2 (Low) CG Band 3 Weight Band 1 37

M 0.07 139 30 TAS Band 2 (Low) CG Band 3 Weight Band 2 18

M 0.16 324 20 TAS Band 2 (Low) CG Band 3 Weight Band 3 12

vertical take-off

M 0 0 0 TAS Band Undefined CG Band 1 Weight Band 1 0

M 0 0 0 TAS Band Undefined CG Band 1 Weight Band 2 0

M 0 0 0 TAS Band Undefined CG Band 1 Weight Band 3 0

M 0 2 2 TAS Band Undefined CG Band 2 Weight Band 1 1

M 0.02 38 38 TAS Band Undefined CG Band 2 Weight Band 2 23

M 0.03 59 59 TAS Band Undefined CG Band 2 Weight Band 3 35

M 0.01 17 17 TAS Band Undefined CG Band 3 Weight Band 1 10

M 0.02 39 39 TAS Band Undefined CG Band 3 Weight Band 2 23

M 0 6 6 TAS Band Undefined CG Band 3 Weight Band 3 4

… … … … … … … … …

unrecognized/anomalous

3.3 6685 1734 1042

Colonna delle condizioni di volo come riconosciute dall'HUMS (per esigenze di spazio ne sono state riportate solo alcune).

Colonna in cui si riporta il N° di eventi, computati nel tempo di registrazione dell'HUMS, al N° di eventi in 100 ore.

Tabella 4-2 Esempio di tabella che riporta i dati registrati in volo dall’HUMS.

Si osservi come sia stato necessario aggiungere una colonna (l’ultima a destra

nell’esempio precedente) per rendere i dati registrati dall’ HUMS confrontabili direttamente

con quelli dello spettro di calcolo.

(47)

4.4. -

Procedura per il confronto dei dati di calcolo con quelli registrati dall’HUMS

4.4.1. Introduzione

Per riuscire a confrontare i dati ricavati dallo spettro di calcolo con quelli provenienti dalle memorie dei sistemi HUM montati sugli elicotteri, è stato necessario creare le relazioni riportate di seguito:

9 corrispondenza tra le bande di velocità;

9 corrispondenza tra le condizioni di volo;

9 corrispondenza tra i CPZ.

Nei paragrafi seguenti vengono descritte in maniera dettagliata tali corrispondenze e le eventuali ipotesi formulate per poterle giustificare.

4.4.2. Corrispondenza tra le bande di velocità dello spettro di calcolo e quelle riconosciute dall’HUMS

Come precedentemente descritto (2.2.4) le bande di variazione della velocità in cui vengono archiviati i dati registrati in volo sono sostanzialmente due:

9 bassa velocità: TAS band 1 e 2 (low);

9 alta velocità che prevede a sua volta due fasce di variazione: TAS band 1-4 (high) e TAS band 5 7 (high).

Per realizzare la corrispondenza tra le bande di velocità è stato sufficiente fare riferimento alla descrizione delle condizioni presenti in ciascuna fase di volo riportata nello spettro di calcolo (1.2.2), in cui viene specificato il valore della velocità impostata per eseguire la condizione.

4.4.3. Corrispondenza tra le condizioni di volo dello spettro di calcolo e quelle riconosciute dall’HUMS

Per realizzare tale corrispondenza è stato necessario tenere conto delle seguenti problematiche:

9 alcune condizioni di volo, che nello spettro di calcolo vengono incluse in una certa

fase, nell’output dell’ HUMS rientrano invece in una fase diversa: a volte, è stato

quindi necessario effettuare un’operazione di estrazione di alcune condizioni di volo