1 IMPIANTO LUCI ESTERNO PER VELIVOLI DA TRASPORTO CIVILE

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1 IMPIANTO LUCI ESTERNO PER

VELIVOLI DA TRASPORTO CIVILE

1.1 Introduzione

L'insieme delle principali funzioni cui deve provvedere il sistema (1.4) lascia comprende quanto sia necessario per il corretto svolgimento delle procedure inerenti al piano di volo, evitando situazioni di potenziale pericolo per la missione e per il personale di terra, figura 1.1. La documentazione tecnica consultata durante l'attivita' di tirocinio fornisce una descrizione generale dell'attuale sistema per la flotta a singolo corridoio e, contemporaneamente, i nuovi requisiti di progetto da assicurare allo stesso durante la rivisitazione. In particolare si concentra l'attenzione sull'oggetto della relazione: le luci di atterraggio. A fine capitolo si discutono le funzioni dell'impianto, i requisiti delle principali normative e la certificazione.

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1.2 Architettura dell'impianto per velivoli a singolo

corridoio

La figura 1.2 fornisce la visione d'insieme dell'impianto luci esterno, chiarendo la disposizione dei sotto-sistemi per la flotta Single Aisle (SA). A fine capitolo le tabelle riassuntive 2.1 consentono un rapido confronto tra questi. Il sistema risulta definito dal seguente insieme:

• Navigation lights; • Landing Lights;

• Runway Turn-Off Lights; • Take Off/Taxi Lights; • Logo Lights;

• Anticollision Strobe Lights; • Anticollision Beacon Lights; • Wing and Engine Scan Lights;

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1.2.1 Overhead Instrumented Cockpit Panel (I.C.P.)

In figura 1.3 si presenta il tipico allestimento del ponte di volo. Il pannello principale alloggia le note unita' EFIS (electronic flight information system), PFD (primary flight display) ed ECAM (electronic centralized aircraft monitor). Invece il quadro di controllo oggetto di studio e' installato sul pannello che si trova nella sezione superiore della cabina di pilotaggio (come evidenziato nell'illustrazione). La figura 1.4 mostra il pannello di controllo dell'impianto luci esterno nel dettaglio. Alle leve presenti su questo quadro sono consentite differenti posizioni:

• l'interruttore delle luci d'ispezione per il bordo d'attacco delle ali e per le gondole, unitamente a quello della luce che illumina fuoribordo nella corta distanza (runway

turn-off lights, come viene chiarito in seguito) consente il settaggio su due stati, off ed

on;

• l'impianto di anticollisione, composto da due sotto-sistemi, e' comandato da due leve indipendenti che possono essere posizionate su tre stati, off, auto, on;

• l'interruttore delle lampade installate sul ruotino anteriore ha tre posizioni, off, taxi, take

off;

• la luce di navigazione e quella attinente l'illuminazione del piano di coda verticale sono azionate dal medesimo interruttore a tre posizioni, off, 1, 2;

• l'impianto d'illuminzione per la fase di decollo e atterraggio e' controllato tramite due interruttori, ognuno dei quali comanda un sotto-sistema. Anche questi hanno tre posizioni possibili, retract, off, on;

L'azionamento di ogni interruttore e il suo effetto in base al posizionamento selezionato verra' discusso durante la trattazione del relativo dispositivo comandato. In conclusione si fa notare che nella documentazione si richiede la modifica del quadro di controllo. Infatti si vuole ottenere un singolo interruttore per entrambe le luci di atterraggio col fine di disaccoppiare il comando della luce di navigazione da quello di illuminazione del piano di coda verticale. Tale problematica non viene affrontata in quanto prescinde dagli obiettivi del lavoro svolto.

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Figura 1.4 Quadro di controllo del sistema di illuminazione

1.2.2 Navigation lights

Lo scopo principale del sottosistema Navigation Light e' di rendere semplice l'avvistamento del velivolo e del suo moto durante l'intero volo, quindi fase a terra compresa. L'installazione prevede l'alloggiamento di un'unico dispositivo a ridosso dell'unita' APU (Auxiliar Power Unit) nella parte terminale del cono di coda, figura 1.5. Per assicurare un'affidabilita' conforme alle normative, si ricorre ad un sistema rindondante, soluzione frequente in applicazioni aeronautiche. L'impianto si compone di due lampade alogene al quarzo da 25 W ciascuna alimentata da un trasformatore indipendente che riduce il voltaggio di linea da 115 V AC (monofase a 400 Hz) a 12 V AC. Ingombro complessivo e peso, per ovvie ragioni, sono molto contenuti. E' possibile selezionare una delle due lampade dal quadro di controllo, come mostrato in figura 1.4. Oltre le normative generali per la certificazione e la manutenzione discusse nel precedente capitolo, bisogna considerare ulteriori disposizioni riguardanti l'impianto elettrico ( [11] ) e le prestazioni ottiche ( [10 ] , in particolare le norme da 25.1385 a 25.1397).

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Per queste si tiene conto di una perdita del flusso luminoso pari al 20% associata all'ottica della lente; inoltre la sostituzione si rende necessaria quando la luminosita' scende sotto un valore predefinito ed e' consentito un consumo massimo di 25 VA. L'informativa del costruttore consultata definisce inoltre il valore DAL, il rapporto OH/FH (Operating

Hours/Flight Hours), l'MTBF (Mean Time Between Mailure) attuale e quello atteso inerenti il

dispositivo senza luci, il valore OH per le nuove sorgenti luminose. Questi dati possono variare in funzione dal programma di manutenzione ideato per la nuova soluzione. Altre disposizioni specifiche sono:

• Temperatura: la vicinanza con l'APU causa temperature di circa di 100  C;

• Cambiamento di colore nel tempo dovuto al deterioramento della sorgente luminosa da scongiurare durante la vita operativa della sorgente;

• Aerodinamica: non si deve eccedere il valore di resistenza consentito;

• Compatibilita' tra i materiali della soluzione prevista con quelli della sede per evitare determinati fenomeni corrosivi (corrosione galvanica);

• Ermeticita' del dispositivo;

Questo impianto si interfaccia con quello di individuazione del velivolo in quanto la luce anticollisione stroboscopica posteriore e' installata nel medesimo alloggiamento del cono di coda.

1.2.3 Take Off/Taxi Lights

Come illustrato in figura 1.6 (a), questo sistema illumina la pista nella corta e media distanza durante le manovre a terra. Piu' precisamente la taxi light garantisce un'opportuna visibilita' nella direzione di movimento dell'aereo durante la procedura di taxing; la take off light fornisce ulteriore illuminazione per la fase di rullaggio, decollo ed atterraggio.In figura 1.6 (b) si riporta l'interruttore di controllo che comanda tutte e due le sorgenti.

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Figura 1.6 (a) Take Off/Taxi Lights (b) TO/Taxi Lights I.C.P. switch

Posizionando la leva su taxi e TO, nel primo caso si ha l'accensione della taxi light e nel secondo caso di entrambe. Ad estrazione del Nose Landing Gear (NLG) avvenuta un segnale rende operativo l'interruttore; quando il segnale non arriva piu' al pannello a causa della retrazione del ruotino le luci si spengono automaticamente. Il faro alloggia due sorgenti, da 450 Watt e da 600 Watt, ognuna delle quali con relativo trasformatore. L'allestimento e' teso a minimizzare peso ed ingombro. Durante la vita operativa del sistema la luminosita' (aviation

white) deve essere conforme alle direttive ( [10 ] , normativa numero 25.1397) ed e'

consentito un consumo massimo di 240 VA per lamapada. L'alimentazione elettrica deve essere conforme a [11] . Si ritiene soddisfacente il fascio luminoso del dispositivo attualmente operativo sui velivoli certificati, ma nel caso di un approccio tramite l'applicazione di nuove tecnologie, le simulazioni ottiche devono prevedere il requisito d'illuminazione laterale cui tale sistema deve provvedere, [9 ] , ed il contributo di altre sorgenti, come le

runway turn-off lights. Affinche' il faro non rappresenti un disturbo per i piloti in cabina (e degli

altri aerei) durante la fase a terra del volo, la maggior parte del flusso luminoso deve essere incidente alla superfice aeroportuale con modalita' da concordare col costruttore. Il sistema e' alloggiato al NLG quindi si devono considerare urti, vibrazioni e il contatto con acqua e detriti. La documentazione messa a disposizione dall'azienda fissa il rapporto OH/FH, il valore DAL, il numero di OH attuale ed atteso per la sorgente di taxing e decollo, il MTUR (Mean Time

between Unscheduled Removal) dell'impianto senza lampade. Il valore del MTBF, inerente il

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Questo e' pari a 50.000 che e' il numero di cicli, orientativamente, cui l'unita' e' soggetta se si ipotizza che un velivolo di questa flotta compia 3,4 voli al giorno (tratte brevi o medie). I valori riportati sono fortemente legati al programma manutentivo previsto. Altri requisiti sono:

• Aerodinamica: ingombro e forma dell'unita' non devono causare incremento di resistenza;

• Transitorio d'accensione nelle lampade HID: in 5s deve essere raggiunto il 75% dell'intensita' luminosa massima, in 10s il 100%;

1.2.4 Runway Turn-Off Lights

Incrementa l'illuminazione fornita dalla Take Off/Taxi Lights, ma a differenza di questa concentra la propria azione fuoribordo e nelle immediate vicinanze del velivolo durante le manovre a terra. L'unita', fissata al NLG come mostrato in figura 1.7, alloggia 2 lampade da 150 Watt ed il trasformatore. Analogamente a quanto visto, peso e ingombro complessivi sono ridotti. L'azionamento e' reso possibile tramite l'interruttore presente sul quadro di controllo in cabina di pilotaggio. L'impianto elettrico e la prestazione ottica devono rispettare alcuni requisiti (rispettivamente [11] e [10 ] , 25.1397). Quest'ultima sancisce la sostituzione se l'intensita' del flusso luminoso (aviation white) e' inferiore ad un valore prefissato. Nel caso in cui non ci si limiti a riprodurre il fascio luminoso dell'attuale impianto adottando nuove tecnologie, si deve assicurare un'illuminazione conforme a [9 ] , uniforme senza aloni, che non disturbi la visuale dei piloti in cabina e di altri velivoli. Data la zona di installazione della lampada vanno presi in considerazione urti, vibrazioni e la presenza di acqua e detriti. E' consentito un consumo massimo di 80 VA. Il documento precisa il rapporto OH/FH, il valore DAL, il valore del MTBF dell'unita', escluse le sorgenti, sempre espresso in FC data la zona d'installazione, il valore del MTBF del sottosistema (comprese le lampade) in FH, il valore OH per la sorgente attuale ed innovativa.

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Tali valori sono variabili in funzione del programma manutentivo ideato. Altri requisiti sono riportati di seguito:

• Aerodinamica: ingombro e forma dell'unita' non devono causare incremento di resistenza;

Figura 1.7 Runway Turn-Off lights

1.2.5 Recognition Lighting System

Al sistema di individuazione Recognition Lighting System (RLS) del velivolo appartengono due installazione indipendenti: i fari di fusoliera anticollisione e le luci stroboscopiche anticollisione. La funzione che tale sistema nel suo complesso deve assolvere e' di evitare la collisione tra velivoli durante le manovre a terra ed in volo, permettendo la localizzazione del velivolo e della sua direzione di marcia al variare delle condizioni ambientali, atmosferiche e delle condizioni di volo (quindi per tutti i punti dell'inviluppo di volo).

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L'impianto di individuazione si basa sull'applicazione di dispositivi stroboscopici dei quali si dara', per entrambi i sotto sistemi, una descrizione generale.

1.2.5.1 Anticollision Strobe Lights

Le luci anticollisione sono tre unita' (figura 1.8) installate nelle estremita' alari e nel cono di coda analogamente a quanto accade per la luce di navigazione. Il controllo delle luci avviene tramite l'interruttore dell'I.C.P. che consente l'azionamento manuale (on) o automatico (auto); posizionando la leva su auto, quando l'NLG non e' compresso, un segnale accende le luci. Se dovesse verificarsi un malfunzionamento dell'impianto, questo non coinvolgerebbe i fari di fusoliera in quanto i due sistemi sono indipendenti. Le stroboscopiche anteriore e quella posteriore emettono il flash con la stessa frequenza pari a 60 +/- 10 flash al minuto. Siccome una sorgente stroboscopica addizionale e' alloggiata insieme a quelle anteriori ed avente la stessa frequenza di funzionamento, frontalmente l'aereo presenta un'emissione complessiva stroboscopica di frequenza pari a 120 +/- 10 al minuto mentre sul retro l'emissione complessiva e' caratterizzata da una frequenza di 60 +/- 10 al minuto (figura 1.9 e 1.10). Nel cono di coda un tubo e' alloggiato all'interno di una gabbia di Faraday chiusa con una lente bianca mentre nelle estremita' alare i tubi cosi installati sono due. Entrambe le luci si compongono inoltre dei seguenti elementi: un trasformatore, uno starter (componente discusso nel precedente capitolo nella sezione delle sorgenti tubolari fluorescenti), l'alimentatore P.S.U. (Power Supply Unit) che fornisce la tensione ai capi del tubo (400 ÷ 500 V DC) e genera l'impulso di scarica sia per le luci anticollisione che per i fari di fusoliera. In realta' l'unita' PSU e' un dispositivo elettronico altamente complesso ed e' costituito da un'insieme di parti.

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Figura 1.8 Anticollision strobe lights

Queste vengono di seguito elencate:

• un timer per la frequenza di flash;

• un convertitore AC/DC varia il voltaggio di linea in ingresso (200 V AC a 400 Hz) per le utenze in DC presenti nell'alimentatore;

• un filtro EMI simmetrico LC-LC; • un rettificatore;

• un limitatore in voltaggio al valore massimo di 450 V DC per la fase in cui il circuito di alimentazione delle luci (output) risulta aperto;

• un limitatore in corrente che pilota la corrente d'arco e ne regola la completa soppressione;

• un clock generator che emette la pulsazione di sincronizzazione (come viene chiarito in seguito) tra le PSU;

• uno starter per il clock generator;

I requisiti particolari cui bisogna prestare attenzione per la corretta messa in esercizio di questo sottosistema non consentano di ottenere pesi ed ingombri particolarmente contenuti. L'installazione delle luci anticollisione si interfaccia con alcuni sotto-sistemi, infatti deve essere assicurata la sincronia tra queste e i fari di fusoliera mentre la luce posteriore condivide l'alloggiamento del cono di coda con la luce di navigazione.

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Anche le installazioni d'estremita' alare devono essere a prova di esplosione (questo concetto viene chiarito nel prossimo capitolo). Il consumo massimo consentito per le sorgenti anteriori dell'impianto e' di 115 VA mentre per la posteriore e' di 74 VA. La prestazione elettrica, [11] , ed ottica ( [10 ] ,25.1401, 25.1301, 25.1309, 25.1397, inoltre si ritiene soddisfacente la prestazione della tecnologia allo Xenon) deve essere conforme alle normative vigenti per le applicazioni stroboscopiche in termini di caratteristica di flash, non deve disturbare l'intensita' del flusso luminoso della luce di navigazione posteriore. La zona d'installazione porta a prevedere eventuali perdite di vapori infiammabili quindi l'unita' deve essere a prova d'esplosione ( [9 ] e [12] ). L'angolo totale di diffusione nel piano orizzontale e' di 360 gradi e l'intensita' minima deve essere di 2.000 cd, compresa la perdita stimata al 20% inerente l'ottica utilizzata. Anche per queste si indica il valore DAL, il rapporto OH/FH, l'attuale MTBF dell'intera installazione (comprendente la PSU) e quello richiesto, le OH per i tubi, la vita di servizio in FH attuale e richiesta. Nel presentare la pestazione minima da garantire mediante il MLU, il costruttore indica esplicitamente l'eventuale impiego dei LED (intermittenti flash, paragrafo 2.6) in sostituzione dei tubi. Le caratteristiche sin qui riportate da conferire al sottosistema possono essere concordate entro certi margini col costruttore, a seconda del programma manutentivo della soluzione innovativa.

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Altre disposizioni riguardano invece:

• Sincronizzazione: come detto in precedenza, le luci anticollisione lavorano simultaneamente ai fari di fusoliera; uno di questi e' il master come chiarito in figura 1.10 nel quale si riporta il segnale di sincronizzazione;

• Temperatura: la vicinanza con l'APU causa temperature di circa di 100  C;

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1.2.5.2 Anticollision Beacon Lights

I due fari del sistema sono installati rispettivamente sul ventre e sulla sommita' della fusoliera (per quest'ultima applicazione si noti che l'alloggiamento avviene in una zona pressurizzata della struttura). Il faro consiste in un un tubo installato all'interno di una gabbia di Faraday chiusa da un'opportuna ottica di color rosso. L'interruttore di controllo presente sull'I.C.P. ha 3 posizione, off, auto, on, ed il suo funzionamento e' del tutto analogo a quanto detto per il sotto-sistema anticollisione stroboscopico precedentemente discusso. Il voltaggio di linea e' di 115  200V AC a 400 Hz, la PSU invia il segnale di accensione del flash allo Xenon al trasformatore che genera un voltaggio di 10 KV, mentre ai capi del tubo si ha un voltaggio di 400 V quando l'arco e' gia scoccato. Peso ed ingombro sono rilevanti se paragonati alle installazioni che compongono il sistema nel suo insieme. La frequenza di emissione, come gia visto, e' di 60 +/- 10 flash per minuto. Entrambe le luci hanno una diffusione nel piano orizzontale e verticale di 360 e 75 gradi, come illustrato in figura 1.11. Una funzione di tipo

master-slave consente il collegamento tra le diverse PSU e quindi la sincronizzazione

d'emissione tra i due sotto-sistemi.

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Figura 1.12 Schema delle Anticollision Beaco Lights

La modalita' DIM (Digital Input Management) permette un soddisfacente funzionamento dell'intero impianto di individuazione dell'aereo. La PSU del sistema anticollisione di fusoliera, oltre a provvedere all'alimentazione del sistema funge anche da unita' di controllo per la sincronia di accensione delle varie sorgenti. Si deve garantire che l'impianto elettrico sia operativo con un voltaggio di linea di 115 ÷ 200 V AC, ed e' consentito un consumo massimo di 45 VA. La prestazione ottica deve essere conforme alle particolari normative vigenti per le applicazioni stroboscopiche in termini di caratteristica di flash ( [10 ] ,25.1401, 25.1301, 25.1309, 25.1397, inoltre si ritiene soddisfacente la prestazione della tecnologia allo Xenon). Il progetto della sezione ottica deve tenere conto dell'ostruzione del fascio luminoso dovuto alle numerose antenne installate in fusoliera, dell'azione di vento e sabbia specialmente sul faro inferiore, della degradazione delle ottiche adoperate e dello stress di natura elettrica dovuto alla continua apertura dei circuiti ( [11] ).

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La sede della soluzione proposta non puo' essere variata da quella attuale, la forma esterna deve mantenere l'attuale prestazione aerodinamica. Infine si richiede che la soluzione presentata sia valida anche per altri velivoli, in altre parole il dispositivo innovativo deve essere messe in esercizio trasversalmente alle differenti flotte (questa richiesta discende dalla nota generazione dell'architettura dei velivoli adibiti a trasporto civile, [16 ] ). Quindi i nuovi fari di fusoliera vengono installati, ad esempio, sia su una macchina quale L'A321 (SA) o A340-550 (LR) sia sull'A380-800. Il faro superiore si trova installato nella parte pressurizzata della fusoliera, mentre quello inferiore e' alloggiato nel C.F.K. (Central Fuselage

Kink) del velivolo. Data la comunanza funzionale e tecnologica dei due apparati che

compongono il sistema RLS, la prestazione attuale quanto quella richiesta sono le medesime di quelle esposte per le luci stroboscopiche anticollisione alle quali si rimanda. Altre voci della specifica impiegata sono invece:

• Sincronizzazione: le luci anticollisione lavorano simultaneamente ai fari di fusoliera; uno di questi e' il master. La figura 1.10 riporta il segnale di sincronizzazione;

• E' necessario provvedere a vie di scarico di eventuali fluidi a causa della costante presenza di umidita' e condensa;

• Manutenibilita': la rimozione e l'installazione della sorgente deve poter avvenire dall'esterno della struttura;

• Dimming: il ruolo svolto dalla P.S.U. del master deve essere mantenuto;

1.2.6 Wing and Engine Scan Light

L'esame del bordo d'attacco dell'ala e delle gondole lungo l'intera missione di volo e' necessario per monitorare la potenziale comparsa di ghiaccio. Come mostrato in figura 1.13, il sotto-sistema e' caratterizzato dall'installazione lungo i fianchi della fusoliera di una sorgente luminosa a 100 W, ognuna delle quali ha un trasformatore che porta il voltaggio di linea a 28 V AC. L'azionamento delle lampade e' possibile tramite l'interruttore dell'ICP. Data la zona d'installazione, peso, ma soprattutto le dimensioni sono ridotti.

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Figura 1.13 Wing and Engine Scan Light overview

L'impianto elettrico ( [11] ) della soluzione presentata deve avere un consumo massimo di 80 VA mentre la prestazione ottica ( [10 ] , 25.1403, SAE ARP 4087A, tabella 1.2) deve essere tale da garantire una soglia di illuminamento minima alle estremita' alari di 15 lux, e di 50 lux per le gondole motore per qualsiasi configurazione di carico (e quindi per differenti campi di spostamento della struttura alare ipersostentatori retratti/estratti, diverse quantita' di carburante imbarcato, etc etc, figura 1.14). Si osservi che l'installazione avviene in una zona pressurizzata della struttura.

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La specifica riporta il valore DAL, il rapporto OH/FH, il valore per l'unita' senza sorgenti del MTBF attuale ed atteso, la vita di servizio della sede e la prestazione corrente della sorgente e quella da realizzare (OH). La sostituzione si rende obbligatoria al di sotto di un'intensita' del flusso luminoso come da normativa. Ulteriori requisiti sono:

• Vie di scarico per l'eventuale ristagno di acqua; l'unita' deve essere anticorrosione nel caso dell'acqua si introduca nell'installazione;

• Operativita' garantita per ogni punto dell'inviluppo di volo;

1.2.7 Logo Lights

Le Logo Lights sono installate sullo stabilizzatore orizzontale, consentono l'identificazione della compagnia aerea, figura 1.15 e 1.16. La leva di controllo e' accoppiata con quella della luce di navigazione. A seconda delle versioni si ha l'interruttore a 2 posizioni (on, off) o 3 (off, 1, 2). Quando questo e' settato su on, 1, 2, si ha l'accensione delle lampade che devono essere operative per tutta la missione di volo. Il sotto-sistema si compone della lampada e del relativo trasformatore che consente un voltaggio d'alimentazione di 28 V AC, particolare cura e' stata rivolta nel dimensionamento complessivo del dispositivo. L'intera installazione deve essere a prova di esplosione ( [12] , [9 ] , il criterio che operativamente consente di soddisfare tale requisito viene esposto nel capitolo successivo) a causa della vicinanza con i serbatoi carburante. Quando il flusso luminoso deteriora (aviation white, [10 ] 25.1397) occorre effettuare la sostituzione. Come nei casi precedenti, impianto elettrico ( [11] ) e prestazione ottica sono oggetto di ulteriori indicazioni: la linea ha un voltaggio monofase di 115 V AC ed e' consentito un consumo massimo di 80 VA mentre l'illuminazione deve essere omogenea e distribuita lungo l'intera superfice verticale, deve essere garantita anche durante la movimentazione delle superfici di controllo di coda.

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Le hot spot (zone di concentrazione del fascio luminoso) devono trovarsi nella parte centrale del piano verticale. A differenza di quanto sin qui discusso, la prestazione ottica dell'attuale sistema non e' sufficiente e si richiede un funzionamento come quanto illustrato in figura 1.17 (a). Si noti che la flotta a singolo corridoio e' composta da differenti macchine; da qui la necessita che la prestazione venga garantita al variare delle dimensioni del timone di coda, figura 1.17 (b).

Figura 1.15 Logo Light overview

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Figura 1.17 (a) Prestazione ottica richiesta (b) Esempio di variazione del timone di coda all'interno di una flotta

Si conosce il rapporto OH/FH, il valore DAL, il valore del MTBF dell'unita' senza sorgenti e quello inerente l'intero dispositivo a seguito della revisione, la prestazione corrente e quella minima prevista per la sorgente (OH). In conclusione si hanno altri requisiti:

• Vie di scarico per l'eventuale ristagno di acqua; l'unita' deve essere anticorrosione nel caso dell'acqua si introduca nell'installazione;

• IRC minimo pari a 80;

• Operativita' garantita per ogni punto dell'inviluppo di volo;

1.2.8 Landing Lights

La qualita' delle tavole tecniche messe a disposizione dall'azienda non ha consentito di definire sin nel dettaglio costruttivo l'attuale architettura del sottosistema Landing Light, LL, (materiali impiegati, dimensioni dei vari elementi, etc) e della sua sede, ma si e' mostrata particolarmente utile per la descrizione, se pur concettuale, della sezione elettromeccanica d'attuazione e d'illuminazione, dei relativi cinematismi e delle interfaccie dell'impianto.

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Questo deve essere operativo durante la manovra di decollo e atterraggio, assicurando un sufficiente livello d'illuminazione della pista all'equipaggio durante la notte o cattive condizioni di luce. Il settaggio dell'interruttore da retract ad off nel pannello di figura 1.4 consente l'estrazione del gruppo ottico (sul pannello appare un'indicazione luminosa "LAND LT", quello da off ad on permette l'accensione delle sorgenti luminose. Percorrendo a ritroso questo ciclo si ottiene lo spegnimento delle luci e la retrazione sino a fine corsa della sezione rotante; la procedura prevede che cio' avvenga per un Flight Level (FL) pari a 100. Di seguito si riportano ulteriori condizioni d'impiego previste, [9 ] :

-Nel raggio di 10 miglia di qualsiasi aeroporto, di giorno o di notte; -In condizioni di ridotta visibilita', foschia, nuvole, polvere etc; -In condizioni di Visual Flight Rules (VFR);

-In caso di attesa presenza di stormi (aree costiere, paludi, corridoi di migrazione, etc);

Questo contesto implica la necessita' di utilizzo delle LL con flap, slat e carrello retratti. I due dispositivi sono indipendenti ed installati nel ventre delle due semiali ad una distanza di 4310 mm, figura 1.18. A seconda della macchina considerata all'interno della medesima flotta, l'angolo di estrazione minimo e' di 88 gradi fino un massimo di 91. Per consentire l'illuminazione nella direzione del moto, un motore elettrico monofase con freno elettromagnetico, tramite un gruppo riduttore, movimenta una vita senza fine che estrae e richiama la sezione rotante attraverso un'opportuno cinematismo. Oltre la lampada da 28 V, 600 W al quarzo, si trova il trasformatore ed un rettificatore. Il tipo di funzionamento e l'architettura del sottosistema LL non consentono di ottenere peso e dimensioni molto contenute. Analogamente alla luce per la navigazione, anche in questo caso oltre le normative generali inerenti la certificazione e la manutenibilita, specifiche regolamentazioni vanno prese in considerazione per l'impianto elettrico ( [11] ) e per le prestazioni ottiche,

[10 ] ,normativa 25.1383, e 25.1397. E' possibile assicurare un valore minimo all'intensita' del flusso luminoso oppure variare questo in base alle manovre che il velivolo si trova a compiere. Queste sono: approccio, manovra, rullaggio.

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Figura 1.18 Landing Lights

In questo caso durante le simulazioni ottiche si deve prendere in considerazione il possibile angolo di imbardata del velivolo e il suo angolo di incidenza durante lo svolgimento di queste manovre, oltre al contributo derivante dalle altre luci. La sostituzione si rende necessaria quando la luminosita' (aviation white, [10 ] 25.1397, 25.1383) scende al di sotto di un livello specificato nelle normative. Considerando la continua movimentazione della sezione rotante si devono prevedere ed eliminare fenomeni di sfregamento dei cavi. Anche per questo dispositivo l'informativa consultata definisce il livello DAL, il rapporto OH/FH, l'attuale MTBF dell'impianto senza lampada (che rappresenta anche il valore minimo da garantire al sistema rivisitato), l'MTBF, espresso in Operational Capability (OC), per il meccanisco di movimentazione, la prestazione, in OH, della sorgente attuale e quella da garantire mediante l'impiego delle odierne tecnologie. Anche in questa circostanza i valori attesi possono essere definiti, entro certi limiti, con il costruttore in funzione del programma manutentivo proposto. Si elencano le ulteriori prestazioni richieste:

• Orientabilita' della luce qualora il prifilo del fascio luminoso della nuova sorgente sia piu' ristretto del precedente;

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• Aerodinamica: si deve assicurare la piena operativita' alla velocita' di 360 Knots e la pressione aerodinamica non deve danneggiare il dispositivo. Quando la sezione rotante e' retratta, la resistenza deve essere conforme ai valori prestabiliti nella normativa TDD00A002D;

• Resistenza ai fluidi: causa la vicinanza con le pompe dell'impianto carburante, deve essere prevista la perdita di fluido;

Figura 1.19 Refuelling Light

1.3 Analisi comparativa delle varie parti dell'impianto

In generale e' possibile trovare ulteriori installazioni: luci d'emergenza, d'imbarco per passeggeri e merci (boarding lights, stair lights e cargo lights) e lampade installate nelle zone dell'aereo accessibili al personale di terra (service compartment lights). La configurazione presentata dell'impianto luci esterno per la flotta SA (tratta breve e media), la disposizione dei sottosistemi e i requisiti di progetto continuano a valere per velivoli con la medesima architettura. Se si considerano macchine ad ala alta, o con un numero maggiore di motori collocati diversamente da quanto visto alcune considerazioni esposte non sono piu' legittime.

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Anticollision Strobe Lights Anticollision Beacon Lights

Lamp 5 flash tubes 2

Main

Characteristics 400  500V DC 400  500V DC

Electrical

supply 115V AC 400Hzthree phases 115 _{three phase}200V AC 400Hz Maximum consumption 115 VA (forward strobes) 74 VA (rear strobe) 45 VA Weight and overall dimension (mm) 3,64 Kg; 217x90x51 (forward strobes) 2,12 Kg; 90x70x51 (rear strobe) 4,7 Kg 270x142x130 (only external optical head)

DAL C C

OH/FH 1 1,2

Current MTBF 40.000 FH

(including PSU, without lamp)

40.000 FH

(including PSU, without lamp)

Expected MTBF 65.000 FH 65.000 FH

Current Lamp SL 3.500 OH 3.500 OH

Tabella 1.1 (a) Confronto tra i due sottosistemi RLS

Per una differente organizzazione dei piani di coda (il timone verticale attraversato dal piano orizzontale) la luce di navigazione e quella stroboscopica posteriore presentano un diverso allestimento. In tal caso per l'installazione non si ricorre piu' ad un'unica sede e quindi i due sottosistemi risultano disaccoppiati. A titolo di esempio si accenna anche ad una caratteristica applicazione del settore militare nella quale ci si e' imbattuti durante l'attivita' di studio. La

refuelling lights consiste in una sorgente incorporata nella sagoma della fusoliera ed e'

utilizzata durante la procedura di rifornimento a terra ed in volo del velivolo; per il dispositivo illustrato in figura 1.19, [7] , e' previsto l'impiego per velocita' del flusso asintotico non superiori ai 400 Knots. Le tabelle riassuntive 1.1 concludono la descrizione dell'impianto luci esterno per velivoli da trasporto civile. Particolarmente critica e' la collocazione dei dispositivi nelle aree pressurizzate della fusoliera. Tale condizione riguarda il faro superiore anticollisione e le luci d'ispezione. In questo ultimo caso la sede che accoglie l'unita' e' assicurata a vita, infatti l'integrita' di questa e' garantita per 722.000 FH.

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Navigation

Light Taxi LightsTAke Off RunwayTurn-Off Wing & EngineScan Lights LightsLogo LandingLights

Lamp 2 quartz alogen

lights filament lights2 single filament lights2 single 2 sealed beamlamp sealed beam 2 halogen lights 2 sealed beam quartz lights Main Characteristics 25W, 12V AC 450W, 28V AC600W, 28V AC 150W, 28V AC 100W, 13 V AC 150W, 28V AC 600W, 28V AC Electrical supply 115V AC 400Hz single phase 115V AC 400Hz single phase 115V AC 400Hz single phase 115V AC 400Hz single phase 115V AC 400Hz single phase 115V AC 400Hz single phase Maximum

consumption 25VA 240VA 80VA 80VA 80VA 240 VA

Weight and overall dimension (mm) 1,65 Kg 255x118x122 1,76 Kg 1,2 Kg 148x148x101 0,8 Kg (each unit) 122x122x99 1,475 Kg (each unit) 192x 227x107,3 1,32 Kg (each unit) 150x150x132 7,5 Kg (each unit) 235x235x167 DAL C C D D D C OH/FH 1,2 0,1 0,1 0,2 0,5 0,075 Current MTBF 40.000 FH

(without lamp) 50.000 FC 50.000 FC (without lamp)50.000 FH (without lamp)70.000 FH (without lamp)50.000 FH 722.000 FH (housing) 30.000 OC(engine) Expected MTBF 55.000 FH 50.000 FH 50.000 FH 65.000 FH 50.000 FH 50.000 FH Current Lamp SL 1.500 OH 300 OH 500 OH 500 OH 300 OH 500 OH 100 OH Expected Lamp SL 4.000 OH 4.000 H 4000 OH 4000 OH 4000 OH 4000 OH MTUR X 30.000 FH

(without lamp) (without lamp)30.000 FH X X X

Tabella 1.1 (b) Confronto tra sottosistemi dell'impianto luci esterno

Tale valore indica l'impiego di un coefficiente di sicurezza superiore a 4 probabilmente dovuto alla presenza di oblo' e alla vicinanza, su un lato, anche del portellone d'imbarco; per alloggiare la sorgente d'ispezione si complica ulteriormente il noto stato tensionale ed i relativi fenomeni affaticanti cui la fusoliera e' soggetta. Tutte le installazioni realizzate nelle vicinanze del carburante devono essere certificate a prova di esplosione ( [9 ] , [11] ). Nel prossimo capitolo, durante lo studio di fattibilita' della sezione LL, si espone come ottemperare a tale requisito. Per la logo light, unitamente a tale criterio, prevedendo che venga colpita da un fulmine ed essendo installata su un pannello non-conduttore, deve essere realizzata una "via di fuga" ( [8] , normativa 25.581) per la corrente che verrebbe generata.

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Il paragone tra i pesi dei dispositivi rivela che il sistema RLS ed LL sono quelli piu' pesanti e contemporaneamente, per la descrizione fornita nei relativi paragrafi, anche i piu' sofisticati. In questo contesto il peso puo' denotare il grado di complessita' dell'impianto studiato. Il rapporto OH/FH tra le ore d'impiego di ciascun dispositivo e le ore di volo, evidenzia in che misura questo venga effettivamente utilizzato, in accordo con le procedure standard, durante lo svolgimento della missione di volo. Infine si noti come l'affidabilita' e' definita in numero di cicli per i sottosistemi sottoposti a sollecitazioni particolarmente gravose di tipo meccanico e ripetute nel tempo. La prestazione delle unita' installate al NLG e' espressa in FC, flight cycle, e per la sezione elettromeccanica d'attuazione in OC, operational capability. I valori del MTBF cosi espressi tengono conto di tutti i cicli che i dispositivi devono sopportare durante l'intera vita del velivolo. Nel caso delle take off/taxi lights e delle runway tur-off lights la documentazione consultata definisce, alla luce delle ultime osservazioni, anche il valore del MTUR.

1.4 Generalita' sul sistema esterno d'illuminazione dei

velivoli

In fig. 1.20 si riporta lo schema generale di un aeroporto col fine di rendere piu' semplice la comprensione delle diverse fasi che compongono l'intera missione di volo. Il sistema esterno di illuminazione dei velivoli e' necessario per il corretto svolgimento delle procedure inerenti al piano di volo evitando situazioni di potenziale pericolo. Le principali funzioni sono:

• facilitare l'identificazione della posizione del velivolo e della sua direzione di volo;

• consentire una opportuna illuminazione della pista aiutando l'equipaggio in condizione di luce insufficiente durante la manovra di decollo e atterraggio;

• fornire un'adeguata visibilita' anteriormente al velivolo, fuoribordo e nelle immediate vicinanze, durante lo svolgersi delle fasi a terra del volo;

• illuminare le diverse superfici aeroportuali nella direzione di marcia del velivolo nella corta e media distanza durante le fasi a terra del volo;

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• consentire una sufficiente illuminazione del piano di coda verticale;

• ridurre la possibilita' di collisione tramite un sistema di individuazione (recognition

lighting system) che offra un'indicazione visiva agli altri velivoli (ed al personale di

terra) mediante dispositivi stroboscopici. Cio' agevola la localizzazione della macchina e della direzione di marcia durante l'intera durata della missione al variare delle condizioni di volo, atmosferiche ed ambientali;

• fornire sufficiente luce per il costante monitoraggio del bordo d'attacco dell'ala e delle gondole motore identificando la potenziale formazione e il conseguente accumulo di ghiaccio;

Figura 1.20 Esempio di infrastruttura aeroportuale

1.5 Esigenze e principali requisiti di progetto

Come si evince da quanto esposto, per alcuni sotto-sistemi e' necessario garantire un funzionamento continuo, ovvero il dispositivo deve essere operativo durante l'intera missione, sia lungo la fase a terra che in volo. Si devono garantire opportune prestazioni ottiche al variare delle condizioni di volo, ambientali ed atmosferiche durante l'intera vita delle sorgenti.

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Tale contesto implica il soddisfacimento di una serie di requisiti e data la complessita' associata ad un'efficiente progetto di questo sistema, le Autorita' hanno emanato una serie di documenti che contengono normative ed indicazioni generali cui il sistema esterno di illuminazione dei velivoli deve essere conforme nel suo complesso. Tali disposizioni vanno prese in considerazione in sede di progetto insieme alle eventuali modifiche rese effettive. Inizialmente si introducono gli standard internazionali inerenti tutti i sistemi di bordo per poi esporre quelli propri del sistema esterno d'illuminazione. Nelle seguenti tabelle vengono sottolineati i documenti consultati durante lo svolgimento del lavoro. Le disposizioni impiegate operativamente vengono discusse nel dettaglio nel capitolo 3.

• Q.S.F., Qualitatssicherungsforderungen, quality assurance requirements. L'associazione dell'industria aerospaziale tedesca raccomanda che i suoi membri si attengano con i fornitori a tali disposizioni per garantire opportuni standard qualitativi. La classificazione nelle categorie A, B, C e D dei Q.S.F. dipende dal particolare ordinativo e dal livello qualitativo che il fornitore deve assicurare al prodotto;

• G.C.P., General Condition of Purchase;

• R.T.C.A., Radio Technical Committee Association. La sua commissione speciale sviluppa ed emana linee guida tecniche per gli organi di controllo governativi e per le industrie;

• A.E.C.M.A., Aircraft European Contractors Manufacturers Association;

• S.A.E. A.R.P., Society of Automotive Engineering -sezione aerospaziale- Aerospace

Recommended Practice. Tale organizzazione promuove lo sviluppo di standard nel

settore ingegneristico. Particolare importanza ha il documento 4754 che introduce e definisce il concetto per il quale, in sede di progetto, si deve classificare l'impatto sulla sicurezza dovuto al malfunzionamento dell'impianto oggetto di studio (Development

Assurance level, tabella 1.3);

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Tabella 1.2 System D.A.L. Assignment

International Standard Object

QSF-C Quality Assurance Requirement for Development and Manufacturing GCP 2000 General condition of Purchase for

aircraft equipment

RTCA/DO-160E Environmental Conditions and Test Procedures for Airborne Equipment AECMA EN 2282 Characteristic of Aircraft Electrical

Supplies

AECMA EN 3830 Electrical System Load Analysis SAE ARP 4754 Certification Consideration for Highly

integrated and Complex Aircraft Systems

SAE ARP 4761 Safety Assesment Guidelines for Civil Airborne Systems and Equipment

ABD0100.1.2E Environmental Conditions and Test Requirements associated to Qualification

ABD0100.1.3E Safety-Reliability ABD0100.1.6C Material Requirements

ABD0100.1.8E Electrical and Installation Requirements

ABD0100.1.9F Electronic Requirements

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Requirements Object

SAE ARP 5029 Measurement Procedures for Strobe Anti-Collision Lights SAE ARP 693C Landing and Taxiing Lights SAE ARP 991B Position and Anticollision Lights–

Turbine Powered Fixed-wing-aircraft

SAE AS 8037A Minimum Performance Standard for Aircraft Position Lights SAE AS 8017B Minimum Performance Standard

for Anticollision Light Systems SAE ARP 5647 High Intensity Discharge Light

Sources

SAE ARP 4087A Wing inspection lights. Design Criteria

Tabella 1.4 Requisiti del sistema esterno d'illuminazione dei velivoli

La documentazione tecnica impiegata invita a soddisfare ulteriori requisiti:

• Intercambiabilita': assicurare la massima comunanza tra elementi e componenti simili ogni qual volta sia possibile (anche trasvelsamente ovvero tra differenti flotte);

• HALT Test (Highly Accelerated Life Testing): nel caso di applicazione di una nuova tecnologia all'interno di una produzione aeronautica di serie deve essere effettuato tale test;

• Collegamenti elettrici: gli effetti diretti dei fulmini devono essere contemplati in accordo alla documentazione RTCA /DO-160E;

• Verifica compatibilita' geometrica: il fornitore si deve assicurare che l'ingombro dell'unita' sia compatibile con le dimensioni dell'alloggiamento;

• Simulazione termica: per soluzioni sensibili alla temperatura, come i LED, si devono prevedere ripercussioni ed eventuali danneggiamenti all'unita' dovute a sorgenti di calore limitrofe all'installazione mediante opportune simulazioni;

• Peso: analogamente a quanto succede per altri parametri, come ad esempio il MTBF, il peso non deve superare il valore attuale;

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• Inviluppo di volo: si deve assicurare la prestazione del sistema per ogni punto dell'inviluppo di volo, considerando un'escursione termica superiore ad i 100 

(−55  ;+85  ) e quote di volo superiori ai 50.000 ft;

• Simulazione ottica: queste devono garantire che la prestazione sia conforme alle normative e che, ad esempio, la vita di servizio della sorgente sia almeno uguale a quella richiesta e che non si verifichino fenomeni di degradazione di alcun genere; • Degradazione della sorgente: deve essere assicurata un'opportuna prestazione nel

tempo cosi come da requisito;

• Installazione sicura: qualora vi sia ambiguita' d'installazione (per esempio luci differenti dal punto di vista funzionale che possono essere installate sullo medesimo attacco) deve essere facilmente individuabile il corretto montaggio;

La tabella 1.5 mostra la complessita' progettuale del sistema esterno d'illuminazione affinche' risulti conforme alle normative quando si considerano, ad esempio, le sole condizioni ambientali. Alcune delle problematiche sono: variazione della quota di volo e conseguenti variazioni di temperatura (cicli termici) e pressione (pressurizzazione e depressurizzazione della struttura), resistenza all'umidita' (unita' ermetica), all'acqua, all'eventuale presenza di fluidi o alla formazione di funghi e ghiaccio, a polvere e sabbia (particolato atmosferico), alle vibrazioni, alla grandine, ad esplosioni dovute a fulmini od alla vicinanza col carburante ed a possibili effetti magnetici.

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1.6 La certificazione: aspetti generali

Lo sviluppo e la realizzazione del sistema devono essere in linea con i requisiti per la certificazione presenti nei documenti emanati dalle Autorita'. Nel presente paragrafo, analogamente a prima, si riporta l'elenco delle principali di queste. Nella tabella 1.6 si espongono le principali normative inerenti il sistema esterno d'illuminazione dei velivoli, evidenziando di volta in volta la documentazione consultata durante lo studio di fattibilita'.

• E.A.S.A. CS-25 , European Aviation Safety Agency, Certification Specification for

Large Aeroplanes, [8] ;

• EUROCAE, European Organization for Civil Aviation Equipment; • J.A.A., Joint Aviation Authorities;

• F.A.A., Federal Aviation Authority;

• F.A.R. Federal Aviation Regulations, Airworthiness Standards;

Si noti che la certificazione, in altri paesi, deve essere ottenuta in accordo con le normative basilari E.A.S.A. in aggiunta alle eventuali direttive delle autorita' locali. Per quanto sinora esposto si intuisce come sia necessario impiegare piu' normative nella medesima occasione. Cio' accade per la scelta dei materiali oppure, ad esempio, quando si considera l'azione degli agenti atmosferici (ABD0100.1.2E Environmental Conditions Test Requirements associated

to Qualification, RTCA/DO-160E Environmental Conditions and Test Procedures for Airborne Equipment). Tale contesto consente quindi lo sviluppo di un sistema affidabile e sicuro. Anche

queste importanti caratteristiche, insieme alla manutenibilita' del sistema (legata all'operativita' e quindi ai costi di gestione del velivolo), sono connesse all'ottenimento del certificato di aeronavigabilita' e verranno discusse nel seguente paragrafo.

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Airworthness

Requirements Object

EASA CS-25.581 Lightning Protection EASA CS-25.601 General

EASA CS-25.603 Materials

EASA CS-25.605 Fabrication Methods EASA CS-25.607 Fasteners

EASA CS-25.609 Protection of structure EASA CS-25.611 Accessibility Provisions EASA CS-25.1301 Function and Installation EASA CS-25.1309 Equipment, Systems and

Installations

EASA CS-25.1316 System Lightning Protection EASA CS-25.1350 Electrical systems and equipment EASA CS-25.1351 Electrical equipment & installations EASA CS-25.1381 Instrument lights

EASA CS-25.1383 Landing lights

EASA CS-25.1385 Position light system installation EASA CS-251387 Position light system dihedral angles EASA CS-25.1389 Position light distribution and

intensities

EASA CS-25.1391 Minimum intensities in the horizontal plane of forward and rear position lights

EASA CS-25.1393 Minimum intensities in any vertical plane of forward and rear position lights

EASA CS-25.1395 Maximum intensities in overlapping beams of forward and rear position lights

EASA CS-25.1397 Colour specifications EASA CS-25.1401 Anti collision light system EASA CS-25.1403 Wing icing detection lights

EASA CS-25.1431 Electronic equipment Enviromental FAR Part 23 Normal, Utility, and Acrobatic

Category Airplanes

FAR Part 25 Transport Category Airplanes

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1.7 Affidabilita', Manutenzione e Sicurezza

Col termine affidabilità la normativa corrente designa la misura della speranza che il sistema, funzionante in modo corretto al momento in cui viene messo in esercizio, lo sia ancora dopo un tempo prestabilito. Tale tempo prestabilito viene designato col termine tempo di missione, vita operativa o di sevizio. Durante il tempo di missione, le condizioni ambientali e il contributo delle varie parti al funzionamento corretto del sistema possono cambiare; tali diverse condizioni definiscono i cosiddetti profili di missione. Nel prossimo capitolo si definisce l'affidabilita' dell'impianto esplicitando per ogni sotto-sistema, oltre al valore DAL, il valore del MTBF (Mean Time Between Failure) attuale e di quello atteso dopo l'applicazione delle tecnologie per l'illuminazione oggi disponibili. La rivisitazione dell'impianto implica l'ideazione del programma manutentivo per la soluzione sviluppata; di conseguenza si intuisce come il concetto di manutenzione adottato condizioni fortemente i valori del MTBF. Per sottolineare il ruolo di rilievo del programma di manutenzione si introduce l'espressione che consente una stima di prima approssimazione dei costi operativi diretti (D.O.C.) di un generico velivolo adibito al trasporto civile:

DOC =AV M N V_BH

in cui:

• A è il costo annuo di proprietà;

• V è il costo annuo di volo, quindi: carburante, equipaggi, tasse, ecc.; • M è il costo annuo dovuto alla manutenzione;

• N è il numero di posti;

• H sono le ore annue di volo;

• VB è la velocità commerciale definita dalla lunghezza di tratta e dal tempo necessario per compiere la stessa;

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Ovviamente, i DOC risultano inversamente proporzionali alla velocita' di percorrenza della tratta, al numero di passeggeri imbarcabili ed alle ore di volo che annualmente il velivolo sostiene. Il numeratore dell'espressione analitica e' direttamente controllato dai costi inerenti la manutenzione, oltre ad i costi di proprieta' e di volo. Questo legame lineare evidenzia come il concetto di manutenzione ideato incida direttamente sulla competivita' della soluzione presentata. L'interesse nel prevedere cio' che accade in un sistema e quando ed a prendere preventivamente le adeguate decisioni perche' il sistema continui a comportarsi come da specifica e' fondamentale sia ai fini della sicurezza che per le prestazioni. In tal senso si procede operativamente sin dalla scelta del materiale ( [8] , 25.603) la cui adeguatezza dipende dall'impatto che ha sulla sicurezza il guasto o il danneggiamento del particolare compenente. Deve essere validata da dati tecnici pregressi o da prove mirate in officina, prevedendo l'azione delle tipiche condizioni ambientali sul componente durante la vita d'esercizio. Anche la scelta dei collegamenti meccanici ( [8] , 25.607) influisce sull'affidabilita' del sistema mentre per la protezione della struttura ( [8] , 25.609) si deve considerare l'insorgere di fenomeni abrasivi e corrosivi, oltre che la gia' citata azione degli agenti atmosferici. Nel caso in cui un fulmine colpisca il velivolo deve essere scongiurato il verificarsi di un'evento catastrofico ( [8] , 25.581 e 25.1316). Per i componenti metallici si deve dimensionare opportunamente il collegamento alla struttura del velivolo affinche' non venga pregiudicata la sicurezza della missione. I componenti non metallici devono minimizzare gli effetti dovuti a tale eventualita' assorbendo la corrente elettrica ed incanalandola tramite opportune "vie di smaltimento". Ai fini della manutenibilita' risulta decisivo garantire l'accessibilita' all'impianto ( [8] , 25.611) per consentire ispezione, sostituzione, calibrazione e lubrificazione laddove queste operazioni siano previste in osservanza dell'aeronavigabilita'. Quando non e' possibile consentire una visuale diretta sulla zona del sistema oggetto delle suddette operazione si deve comunque assicurare una modalita' non distruttiva d'ispezione. Infine nella documentazione tecnica Airbus sono espressamente indicate ulteriori disposizioni:

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• non rendere eccessivamente invasiva la sostituzione del componente (cavi, connettori, lenti, alimentatori, trasformatori, sorgenti luminose, etc etc) ovvero l'operazione di sostituzione dovrebbe coinvolgere la sola sezione che alloggia il/i componente/i evitando di interessare l'intero dispositivo;

• permettere ad un singolo tecnico una rapida operazione di sostituzione al di sotto di un prefissato numero di minuti;

• evitare la perdita/caduta di componenti durante la sostituzione; • non richiedere l'applicazione di sigillanti per la sostituzione;

• non richiedere a sostituzione avvenuta nessuna particolare calibrazione o modifica; • consentire il fissaggio o la rimozione del componente senza influenze di pittura sporco

e sigillanti;

• garantire l'accesso al dispositivo senza alcun rischio dovuto a sistemi di fissaggio corrosi;

• privilegiare l'utilizzo di connettori cavi e ganci tipo prigioniero per evitarne la perdita/caduta;

• permettere di connettere e sconnettere i connettori ed altri tipi di fissaggio con una mano e letteralmente ad occhi chiusi;

• evitare l'impiego di connettori uguali se il loro collegamento comporta malfunzionamenti o danni all'unita';

• prevedere avvisi di pericolo per il personale in caso di alti voltaggi, temperature o di qualsiasi caratteristica del dispositivo che potrebbe nuocere all'incolumita' del suddetto personale;

Lo studio di affidabilita' e manutenzione e' basato sul confronto di parametri quali MTBF, MTTR, MTTF tra la luce d'atterraggio corrente e quella alternativa sviluppata.