ITTO20080923A1 - Procedimento di stima dell'angolo di incidenza e dell'angolo di derapata di un aeromobile - Google Patents

Description

DESCRIZIONE dell'invenzione industriale dal titolo: "Procedimento di stima dell’angolo di incidenza e dell’angolo di derapata di un aeromobile"

La presente invenzione riguarda un procedimento di stima dell’angolo di incidenza e dell’angolo di derapata di un aeromobile.

Più specificamente, l'invenzione riguarda un procedimento di stima dell'angolo di incidenza o attacco e dell'angolo di derapata di un aeromobile.

L'angolo di incidenza o di attacco e l'angolo di derapata sono due grandezze che definiscono parametri del moto di un aeromobile che devono essere costantemente monitorati e controllati per assicurare la sicurezza del velivolo.

In figura 1 à ̈ mostrata una vista in sezione di un velivolo 2 che procede lungo una direzione di moto rappresentata da un primo vettore 4. Un secondo vettore 6 rappresenta la direzione di un flusso d'aria che colpisce longitudinalmente il velivolo 2 e α à ̈ l'angolo di incidenza o attacco formato dall'intersezione di detti primo 4 e secondo 6 vettore.

In figura 2 à ̈ mostrata una vista dall'alto del velivolo 2 che procede lungo la direzione di moto rappresentata dal primo vettore 4. Un terzo vettore 8 rappresenta la direzione di un flusso d'aria che colpisce lateralmente il velivolo 2 e β à ̈ l'angolo di derapata formato dall'intersezione di detti primo 4 e terzo 8 vettore.

L'angolo di incidenza α e l'angolo di derapata β devono avere valori sempre inferiore a rispettivi valori massimi, ad esempio 10° per l’angolo di incidenza e 5° per l’angolo di derapata per un velivolo da trasporto civile, poiché se superano tale valore provocano un'instabilità del velivolo 2, condizione praticamente irrecuperabile.

I valori dell'angolo di incidenza α e dell'angolo di derapata β sono tradizionalmente calcolati con tecniche per sé note a partire da misure di pressione dell'aria all'esterno del velivolo 2. Tali misure di pressione vengono effettuate tramite sensori posti sulla superficie esterna del velivolo 2. I sensori di pressione classici sono comunemente chiamati “tubo di Pitot†.

In alternativa, i valori dell'angolo di incidenza α e dell'angolo di derapata β vengono misurati tramite "alette" mobili, poste sulla superficie esterna del velivolo 2, che si orientano lungo la direzione in cui soffia il vento.

Nei sensori basati sul “tubo di Pitot†un eventuale surriscaldamento o otturazione del sensore viene rilevato tramite segnali di controllo; nel caso di sensori di tipo "alette" à ̈ invece molto più difficile rilevare i guasti poiché, ad esempio, se un'"aletta" viene deformata o inclinata non vi sono sistemi di misura e di feedback in grado di rilevare la deformazione o lo spostamento.

Per superare i problemi sopra descritti, vengono posizionati più sensori di pressione di quelli strettamente necessari per effettuare le misure, tipicamente dell'ordine di 4 o 5 unità, poiché à ̈ necessaria una certa ridondanza in modo tale da effettuare un'operazione di media delle misure di pressione rilevate dai singoli sensori e/o compensare eventuali guasti ad un sensore. Questo porta ad un incremento dei costi complessivi del velivolo 2.

Inoltre tali sensori, a causa del loro elevato numero e del fatto che sono posti in rilievo sulla superficie del velivolo 2, risultano facilmente visibili da parte di radar di rilevamento e non sono dunque adatti ad essere utilizzati su velivoli militari.

Scopo della presente invenzione à ̈ dunque quello di proporre un procedimento di stima dell'angolo di incidenza e dell'angolo di derapata che non necessiti dell'impiego di misure di pressione e dunque di sensori di pressione posti sulla superficie esterna del velivolo.

Questo ed altri scopi vengono raggiunti con un procedimento di stima le cui caratteristiche sono definite nella rivendicazione 1.

Modi particolari di realizzazione formano oggetto delle rivendicazioni dipendenti, il cui contenuto à ̈ da intendersi come parte integrale e integrante della presente descrizione.

Ulteriori caratteristiche e vantaggi dell'invenzione appariranno dalla descrizione dettagliata che segue, effettuata a puro titolo di esempio non limitativo, con riferimento ai disegni allegati, nei quali:

- la figura 1, già descritta, illustra una vista in sezione di un velivolo e l'angolo di incidenza α;

- la figura 2, già descritta, illustra una vista in sezione di un velivolo e l'angolo di derapata β;

- la figura 3 illustra un diagramma di flusso delle operazioni del procedimento secondo l'invenzione; e

- la figura 4 illustra uno schema a blocchi di un sistema atto ad eseguire il procedimento secondo l’invenzione.

In sintesi, il procedimento consiste nel calcolare un modello del velivolo 2 alimentato da comandi di volo misurati, il modello essendo utilizzato per compiere una stima ad anello aperto dello stato del sistema.

Le prestazioni di uno stimatore o osservatore di stato ad anello aperto non sono tuttavia sufficienti per ricavare dati attendibili a causa di disturbi, di incertezze parametriche e di variabili non modellate, come la velocità del vento.

Lo stimatore ad anello aperto viene quindi corretto inserendo un anello di controllo, in particolare un filtro numerico di controllo, che garantisce la convergenza delle variabili del modello a valori reali misurati da sensori del velivolo 2, rigettando i disturbi esterni.

La convergenza dei valori delle variabili del modello ai valori misurati a bordo del velivolo 2 à ̈ garantita in quanto il filtro di controllo à ̈ sintetizzato in modo da rendere il sistema globalmente stabile.

Le equazioni dell’osservatore di stato ad anello aperto vengono dunque corrette, tramite l’anello di controllo, con una quantità proporzionale e inversa all’errore dato dalla differenza tra i valori delle variabili del modello e i valori misurati a bordo del velivolo 2.

Si dimostra che, se l'insieme di misure reali disponibili à ̈ sufficientemente rappresentativo, anche le grandezze per cui non vi à ̈ una misura diretta convergono ai valori veri. In particolare, la misura delle velocità angolari di un velivolo à ̈ sufficiente per ricostruire gli angoli di incidenza e derapata, non misurati con sensori tradizionali.

In figura 3 Ã ̈ illustrato un diagramma di flusso delle operazioni del procedimento secondo l'invenzione.

Il velivolo 2 comprende una pluralità di superfici di comando, quali ad esempio gli equilibratori 10 posti sulle ali del velivolo 2 (vedere figure 1 e 2), gli elevatori 12 posti sulla coda e il timone 14. Tali superfici, in condizioni di riposo, sono allineate a rispettive superfici di riferimento, in particolare l’equilibratore all’ala, gli elevatori al piano di coda orizzontale e il timone al piano di coda verticale. Gli angoli formati da ciascuna superficie di comando rispetto all’associata superficie di riferimento sono nel seguito indicati con il termine generico deflessioni.

Al passo 50 vengono misurate grandezze indicative della deflessione di ciascuna superficie di comando, ovvero la deflessione d1degli equilibratori, la deflessione d2degli elevatori e la deflessione d3del timone. Vantaggiosamente viene rilevata anche la deflessione degli ipersostentatori posti sulle ali. Le deflessioni sono ad esempio misurate da sensori posti in prossimità di ciascuna superficie di comando, i quali inviano segnali rappresentativi dei valori di tali angoli.

Al passo 52 vengono misurate, in modo per sé noto, le velocità inerziali, i.e. la velocità di rollio effettiva pE, la velocità di beccheggio effettiva qEe la velocità di imbardata effettiva rE. Tali velocità rappresentano la rotazione del velivolo 2 intorno ai propri assi principali x, y e z (vedere figure 1 e 2).

Al passo 54 viene creato, in modo per sé noto, un modello dinamico del velivolo 2 in moto nello spazio (modello a sei gradi di libertà), a partire da dati sperimentali (galleria del vento) e ricavando altri valori noti tramite stime, sulla base di criteri per sé noti.

Al passo 56 viene ricavato in modo per sé noto, a partire da detto modello dinamico, un modello linearizzato che viene utilizzato come stimatore ad anello aperto.

Il modello linearizzato ad anello aperto dell’osservatore di stato comprende le equazioni seguenti:

ìx<&>=Ax+Bu

Ã(1)

îy=Cx Du

dove A, B, C e D sono matrici rappresentative del comportamento del velivolo 2 in moto imperturbato, e variano in funzione della quota e della velocità del velivolo 2. Dette matrici A, B, C e D sono ottenute sperimentalmente (galleria del vento) o in base a calcoli basati sul modello dinamico.

Per un modello linearizzato semplificato di corto periodo, u à ̈ un vettore contenente i valori di deflessione di ciascuna superficie di comando, x à ̈ un vettore contenente le variabili di stato stimate del sistema (1), in particolare l'angolo di incidenza stimato αs, l'angolo di derapata stimato βs, la velocità di rollio stimata pS, la velocità di beccheggio stimata qSe la velocità di imbardata stimata rS, Î ́y à ̈ un vettore degli errori contenente gli errori tra le velocità stimate e le rispettive velocità stimate, calcolato come descritto in seguito, e y à ̈ un vettore delle misure contenente i valori delle velocità misurate.

La matrice A lega il vettore x con la propria derivata, e rappresenta l’evoluzione libera delle dinamiche del velivolo nel tempo.

Un esempio di tale matrice A per un velivolo da turismo, che si trova ad una quota di 2000m e che viaggia ad una velocità 350km/h, à ̈ presentato nella seguente equazione:

æ α &

ç S ö

÷ æ −2.629 0 0 0.9514 0 ö æ α S ö

& ç ÷ç ÷

ç β S÷ç0 0.4154 0.03543 0 −0.999÷çβ S÷

ç ÷

ç p & S÷ =ç 0 −1.578 −6.497 0 2.258÷ç

ç ÷çp ÷

S÷(2)çq & S÷ç−8.106 0 0 −2.23 0 ÷ç q ÷

ç ÷ S

ç

à ̈ &÷ ç ÷ ç ÷r S à ̧ à ̈ 0 6.548 −0.4943 −0.8744 0 à ̧ à ̈ r S à ̧

avendo considerato il vettore x seguente:

æ α

ç S ö

÷

çβ S÷

x = ç p ÷

çS÷(3)

ç q S ÷

ç ÷

à ̈ r S à ̧

La matrice B rappresenta l’influenza delle deflessioni delle superfici di comando sullo stato del velivolo 2.

Un esempio di tale matrice B per un velivolo da turismo, che si trova ad una quota di 2000m e che viaggia ad una velocità 350km/h, à ̈ presentato nella seguente equazione:

æ α &

ç S ö

÷ æ 0 −0.1176 0 ö

ç ÷

ç β & S÷ç0.05399 0 0.0986÷æ d 1 ö

ç ÷p & S ç 36.47 0 0.196÷ç ÷

ç ÷ =ç ÷ç d 2÷ (4)

çq & S÷ç 0 −10.18 0 ÷çd÷

ç ÷ à ̈ 3 à ̧

ç

à ̈ r & S÷ ç ÷

à ̧ à ̈0.7896 0 0.7896 à ̧

La matrice C effettua una distinzione tra le variabili delle quali à ̈ disponibile una misura fisica e quelle che vengono effettivamente stimate dall’osservatore. In particolare, à ̈ una matrice avente degli zeri posti in modo tale da annullare il contributo dell'angolo di incidenza stimato αse dell'angolo di derapata stimato βscontenuti nel vettore x con cui detta matrice C viene moltiplicata.

Un esempio di tale matrice C per un velivolo da turismo, che si trova ad una quota di 2000m e che viaggia ad una velocità 350km/h à ̈ presentato nella seguente equazione:

æ α ö

ç S÷

æ p M ö æ1 0 0 0 0 öçβ÷ç ÷ ç ÷ S

ç q ÷

M÷ =ç0 1 0 0 0ç

÷ pçS÷(5)

çr÷ ç0 0÷

à ̈ M à ̧ à ̈0 0 1 à ̧ç q S÷

ç ÷

à ̈ r S à ̧

La matrice D Ã ̈ sempre nulla.

Al passo 58 vengono effettuate delle differenze tra le velocità stimate e le corrispondenti velocità misurata per calcolare il vettore degli errori Î ́y in cui, ad esempio, la prima componente à ̈ data dalla differenza tra la velocità di rollio effettiva pEe la velocità di rollio stimata pS, la seconda componente à ̈ data dalla differenza tra la velocità di beccheggio effettiva qEe la velocità di beccheggio stimata qS, la terza componente à ̈ data dalla differenza tra la velocità di imbardata effettiva rEe la velocità di imbardata stimata rS.

Al passo 60 viene corretto il modello linearizzato ad anello aperto, utilizzando detto vettore degli errori Î ́y, in base alle equazioni seguenti:

ìx<&>=Ax+Bu+L Î ́ y

Ã(6)

îy=Cx Du

dove la matrice L Ã ̈ una matrice di retroazione contenente i guadagni del filtro di controllo descritto in seguito.

In figura 4 à ̈ illustrato uno schema a blocchi di un sistema atto ad eseguire il procedimento secondo l’invenzione.

Il sistema comprende il velivolo 2 che viene azionato tramite le deflessioni d1, d2e d3delle rispettive superfici di comando e di cui vengono misurate le velocità di rollio effettiva pE, di beccheggio effettiva qEe di imbardata effettiva rE.

I segnali rappresentativi dei valori delle deflessioni d1, d2e d3vengono inviati ad un modulo di anello aperto 100 di un’unità di elaborazione 102, detto modulo di anello aperto 100 essendo predisposto per calcolare il modello linearizzato ad anello aperto del sistema e fornire in uscita, in un ramo diretto 101, i valori delle velocità di rollio stimata pS, di beccheggio stimata qSe di imbardata stimata rS.

L’unità di elaborazione 102 comprende inoltre un modulo di sottrazione 104 atto ad eseguire la differenza tra le velocità effettive e le rispettive velocità stimate in modo da produrre il vettore degli errori Î ́y.

L’unità di elaborazione 102 comprende infine un modulo di retroazione 106, posto in un ramo di retroazione 108 del sistema atto a formare un anello chiuso, detto modulo di retroazione 106 essendo predisposto per realizzare in modo per sé noto un filtro di controllo numerico. In particolare, viene realizzato un filtro utilizzando le tecniche di ottimizzazione di Kalman su una struttura di un filtro di Luenberger.

I valori dei guadagni del filtro sono contenuti nella matrice di retroazione L. In particolare, ogni riga della matrice rappresenta la correzione di una variabile di stato del sistema (6) rappresentativo del modello linearizzato corretto. Nelle colonne sono presenti i coefficienti di correzione, in particolare tre, uno per ogni velocità angolare.

I valori di detti guadagni vengono inviati al modulo di anello aperto 100 il quale à ̈ predisposto per modificare il modello linearizzato ad anello aperto del sistema inserendo detto filtro di controllo, in modo da ottenere una convergenza tra le velocità stimate e le rispettive velocità effettive del velivolo 2.

Quando si raggiunge detta convergenza delle velocità, anche l’angolo di incidenza stimato αSe l’angolo di derapata stimato βSconvergono rispettivamente all’angolo di incidenza effettivo αEe all’angolo di derapata effettivo βE.

In questo modo à ̈ possibile ottenere detti valori di angoli effettivi senza doverli misurare tramite sensori.

Naturalmente, fermo restando il principio dell'invenzione, le forme di attuazione ed i particolari di realizzazione potranno essere ampiamente variati rispetto a quanto à ̈ stato descritto ed illustrato a puro titolo di esempio non limitativo, senza per questo uscire dall'ambito di protezione della presente invenzione definito dalle rivendicazioni allegate.

Claims (6)

1. RIVENDICAZIONI 1. Procedimento di stima dell’angolo di incidenza (α) e dell’angolo di derapata (β) di un velivolo (2) avente una pluralità di superfici di comando (10, 12, 14) ciascuna orientabile rispetto ad un’associata superficie di riferimento, il procedimento comprendendo le operazioni di: - misurare grandezze (d1, d2, d3) rappresentative dell’angolo formato da ciascuna superficie di comando (10, 12, 14) rispetto all’associata superficie di riferimento; - misurare la velocità di rollio effettiva (pE), la velocità di beccheggio effettiva (qE) e la velocità di imbardata effettiva (rE) del velivolo (2); - definire un modello linearizzato di un osservatore di stato secondo il sistema di equazioni seguente: ìx<&>= Ax+Bu L Î ́ y à îy=Cx Du dove u à ̈ un vettore contenente i valori di dette grandezze (d1, d2, d3) di ciascuna superficie di comando (10, 12, 14), x à ̈ un vettore comprendente un angolo di incidenza stimato (αs), un angolo di derapata stimato (βs), una velocità di rollio stimata (pS), una velocità di beccheggio stimata (qS) e una velocità di imbardata stimata (rS), Î ́y à ̈ un vettore degli errori contente gli errori tra le velocità misurate e le rispettive velocità stimate, y à ̈ un vettore delle misure contenente i valori delle velocità misurate, A, B, C, D sono matrici rappresentative del comportamento del velivolo (2) in moto imperturbato e L à ̈ una matrice di retroazione contenente i guadagni di un predeterminato filtro di controllo numerico; - ricavare dal modello i valori dell’angolo di incidenza stimato (αs) e dell’angolo di derapata stimato (βs) da utilizzare rispettivamente come angolo di incidenza (α) e angolo di derapata (β) del velivolo (2).
2. 2. Procedimento secondo la rivendicazione 1, in cui detto filtro di controllo numerico à ̈ realizzato utilizzando tecniche di ottimizzazione di Kalman su una struttura di un filtro di Luenberger.
3. 3. Procedimento secondo la rivendicazione 1 o 2, in cui le superfici di comando comprendono equilibratori (10) posti sulle ali del velivolo (2), elevatori (12) posti sulla coda del velivolo (2) e un timone (14).
4. 4. Procedimento secondo una qualsiasi delle rivendicazioni da 1 a 3, in cui il vettore degli errori Î ́y comprende una prima componente data dalla differenza tra la velocità di rollio effettiva (pE) e la velocità di rollio stimata (pS), la seconda componente à ̈ data dalla differenza tra la velocità di beccheggio effettiva (qE) e la velocità di beccheggio stimata (qS), la terza componente à ̈ data dalla differenza tra la velocità di imbardata effettiva (rE) e la velocità di imbardata stimata (rS).
5. 5. Sistema per stimare l’angolo di incidenza (α) e dell’angolo di derapata (β) di un velivolo (2) avente una pluralità di superfici di comando (10, 12, 14) ciascuna orientabile rispetto ad un’associata superficie di riferimento, il sistema comprendendo: - mezzi per misurare grandezze (d1, d2, d3) rappresentative di un angolo formato da ciascuna superficie di comando (10, 12, 14) rispetto all’associata superficie di riferimento; - mezzi per misurare la velocità di rollio effettiva (pE), la velocità di beccheggio effettiva (qE) e la velocità di imbardata effettiva (rE) del velivolo (2); - un’unità di elaborazione (102) predisposta per definire un modello linearizzato di un osservatore di stato secondo il sistema di equazioni seguente: ìx<&>= Ax+Bu L Î ́ y à îy=Cx Du dove u à ̈ un vettore contenente i valori delle grandezze (d1, d2, d3) di ciascun dispositivo di comando (10, 12, 14), x à ̈ un vettore contenente un angolo di incidenza stimato (αs), un angolo di derapata stimato (βs), una velocità di rollio stimata (pS), una velocità di beccheggio stimata (qS) e una velocità di imbardata stimata (rS), Î ́y à ̈ un vettore degli errori contente gli errori tra le velocità misurate e le rispettive velocità stimate, y à ̈ un vettore delle misure contenente i valori delle velocità misurate e A, B, C, D sono matrici rappresentative del comportamento del velivolo (2) in moto imperturbato e L à ̈ una matrice di retroazione contenente i guadagni di un predeterminato filtro di controllo numerico; detta unità di elaborazione (102) essendo inoltre predisposta per ricavare dal modello linearizzato i valori dell’angolo di incidenza stimato (αs) e dell’angolo di derapata stimato (βs) da utilizzare rispettivamente come angolo di incidenza (α) e angolo di derapata (β) del velivolo (2).
6. 6. Sistema secondo la rivendicazione 5, in cui detta unità di elaborazione (102) comprende: - un modulo di anello aperto (100) atto a ricevere dette grandezze (d1, d2, d3) e a fornire in uscita in un ramo diretto (101) la velocità di rollio stimata (pS), la velocità di beccheggio stimata (qS) e la velocità di imbardata stimata (rS); - un modulo di sottrazione (104) atto a produrre il vettore degli errori (Î ́y); - un modulo di retroazione (106), posto in un ramo di retroazione (108) e atto a formare un anello chiuso, detto modulo di retroazione (106) essendo predisposto per realizzare un filtro di controllo numerico.