ITUA20164302A1 - Metodo per controllare la separazione del flusso aerodinamico su un aeromobile tramite correzione diretta dell'assetto. - Google Patents

Description

Metodo per contro llare la separazione del flusso aemditnamico su un aeromobile tramite correzione diretta dell'assetto

Campo di applicazione

La presente invenzione consiste di un metodo per controllare la separazione del flusso aerodinamico su un aeromobile, il quale in particolare prevede la generazione di macro-getti atti a creare forze continue, e quindi momenti rispetto al baricentro, portando l'aeromobile in un assetto di volo corretto che permette il naturale recupero della separazione del flusso sulla superficie dell'aeromobile.

Descrizione dello stato dell'arte noto

Uno dei problemi più importanti nel campo della sicurezza in aeronautica è lo stallo, che può essere simmetrico o asimmetrico, determinando in quest'ultimo caso la caduta in vite del velivolo.

Lo stallo è una riduzione del coefficiente di portanm dovuto ad un aumento dell'angolo d'attacco oppure alla diminuzione della velocità incidente su di un profilo aerodinamico; il valore minimo dell'angolo d'attacco per il quale si manifesta il fenomeno è chiamato angolo di stallo e tale valore, che corrisponde al massimo del coefficiente di portanza, varia significativamente a seconda del particolare profilo o del numero di Reynolds che si prenda in esame. Lo stallo aerodinamico si ha quando il punto di separazione del flusso sul dorso, (cioè dove la corrente si stacca dalla parte dorsale del profilo alare per un aumento dell'incidenza), sia avanzato rispetto alla direzione della corrente, al punto che il flusso sia separato sulla quasi totalità del dorso dell'ala.

Lo stallo si può verificare a velocità non solo limitate, ma anche elevate (stallo ad alta velocità, nel gergo dei piloti detto anche "stallo di potenza"). Nel caso di manovre molto brusche, la variazione di angolo d'attacco del profilo alare può variare in modo troppo rapido perché permetta l'aderenza dello strato limite, superando quindi l'incidenza critica. Al contrario dello stallo a basse velocità, lo stallo ad alte velocità è più pericoloso a causa della rapidità con cui si possono superare i fattori di carico limite consentiti dalla struttura del velivolo.

Di particolare interesse e criticità è quando lo stallo si verifica alle estremità dell'ala in quanto coinvolge le superfici mobili quali gli alettoni; a tal proposito è opportuno far notare che lo stallo non si verifica mai in maniera simmetrica nelle due semiali e quindi la differenza di portanza generatasi tra la semiala già stallata e l'altra ancora portante produce un momento di rollio che conduce alla cosiddetta caduta in vite, la quale talvolta viene accentuata da particolari configurazioni della deriva: quando ad uno stallo asimmetrico si aggiunge una rotazione lungo l'asse verticale del velivolo (imbardata) l'aereo sviluppa una rotazione autosostenuta con conseguente perdita di quota.

I1 problema è stato affrontato nel passato in diversi modi.

In particolare nel documento brevettuale statunitense US2584298 viene descritto un meccanismo elettro-meccanico che, una volta verificato il sopraggiungere delle condizioni di stallo, agisce direttamente sul17equilibratore per ristabilire una corretta velocità di volo tale da permettere all'aeromobile di uscire dallo stallo.

Nel documento brevettuale statunitense US2923499 viene descritto un meccanismo elettro-meccanico che agisce in modo attivo sui comandi del pilota, tipicamente la barra, in modo tale da regolare l'escursione dell'equilibratore impedendo contestualmente l'insorgere di situazioni di stallo.

Oltre ai documenti già citati che si riferiscono a risoluzioni del problema mediante intervento diretto sulle superfici mobili di controllo dell'aeromobile, ne vengono messi in luce altri che descrivono mcccanismi di risoluzione agenti direttamente sul flusso.

I1 documento brevettuale statunitense US3149804 prevede infatti l'utilizzo di uno strumento che, una volta che la condizione di stallo è sopraggiunta, provvede ad espellere aria sul dorso dell'ala attraverso fori distribuiti, in corrispondenza dei quali vengono posizionati effusori realizzati come ugelli. Ciò consente di prolungare la percentuale di corda in cui il flusso di aria risulta attaccato all'ala stessa.

Analogamente al precedente, anche nel documento brevettuale statunitense US3237889 si provvede a soffiare aria sull'ala tramite un effusore continuo che corre in prossimità del bordo di attacco e di uscita dell'ala.

Poiché le manovre correttive sono associate all'efficienza delle superfici mobili di controllo, le soluzioni sopra riportate potrebbero non risultare soddisfacenti in quanto l'efficacia delle superfici di controllo nelle condizioni di stallo<è>fortemente compromessa.

I1 documento brevettuale russo RU2368541 fa riferimento ad un sistema<comprendente motori pulsogetto (i quali sono degli esoreattori) posizionati>sulla fusoliera. Tale soluzione comporta problemi di affidabilità, di controllo,di rumorosità e di elevato consumo di carburante.

I1 documento brevettuale statunitense US2009/0261206 può essere<considerato lo stato dell'arte per quanto riguarda la problematica in esame,>esso riguarda un metodo per controllare una separazione di flusso indesiderata. Questo metodo prevede l'adozione di micro-getti che emettono un flusso di gas che interagisce con il flusso separato, permettendo il recupero artificiale della separazione stessa. Rispetto al metodo proposto, la metodologia esposta nel documento US2009/026 1206 presenta diverse differenze sostanziali e rilevanti svantaggi. Nel caso specifico, i macro-getti del metodo proposto non interagiscono con il flusso separato sia perché non necessariamente essi sono posti nella zona di probabile separazione del flusso sia perché i macro-getti emettono portate di gas le cui caratteristiche non sono comunque influenzabili sostanzialmente dall'ambiente esterno, nel caso esposto dal documento statunitense tali getti sono invece pensati per interagire con l'ambiente esterno e correggere sotto l'aspetto fluidodinamico la separazione. Pertanto il metodo proposto, prevede forze che agiscono direttamente rispetto al baricentro determinando momenti che riportano l'assetto dell'aeromobile in una condizione in cui la separazione viene naturalmente recuperata, il documento statunitense delinea invece una metodologia che permette la generazione di forze aerodinamiche indirette atte a riportare artificialmente il flusso separato di nuovo a contatto con la superficie. Inoltre si sottolinea come il complesso delle forze dei micro-getti di tale metodo non producono forze che sono cornpa-ra-bili a quelle delle superfici mobili convenzionali (il cui azionarnento è generalmente compromesso dalla separazione del flusso), mentre il metodo proposto prevede l'adozione di macro-getti che producono forze del tutto simili a quelle di dette superfici mobili, costituendo un vero e proprio sostituto tecnico alle superfici stesse nel momento in cui esse non sono utilizzabili, questa non è una caratteristica rawisabile nel documento US200Q / 026 1206. I1 documento brevettuale statunitense si configura quindi per essere u n sistema intrinsecamente più complesso ed impreciso, il cui azionamento dipende dalla buona riuscita di un'iterazione fluidodinamica di difficile previsione e controllo; il metodo proposto si affida e macro-getti le cui prestazioni ed influenze su117assetto del velivolo sono facilmente prevedibili e controllabili, questo costituisce un vantaggio non solodaun punto di vista tecnico, ma anche economico, viste le evidenti implicazioni della maggiore semplicità.

Scopo e breve descrizione de~ ' iave~ ionr?

Scopo della presente invenzione è di proporre un rnetod-o che sia in grado di owiare agli inconvenienti sopra descritti e ciò viene raggiunto mediante un metodo in accordo con la rivendicazione l .

Breve descrizione dei disegni

Per meglio comprendere l'invenzione vengono di seguito descritte tre sue realizzazioni esemplificative non limitative, illustrate nei disegni allegati in cui:

le figure 1, 2 e<3>mostrano rispettivamente uno schema secondo la prima forma di realizzazione, uno schema secondo la seconda forma di realizzazione ed uno schema secondo la terza foma di realizzazione;

le figure 4, 5 e 6 sono viste in pianta di un aeromobile secondo la prima foma di realizzazione, la seconda foma di realizzazione e la terza forma di realizzazione;

le figure 7, 8 e 9 mostrano dei particolari dell'aeromobile secondo la prima forma di realizzazione, la seconda forma di realix7;izione e la terza forma di realizzazione;

le figure 10, 11 e 12 sono viste laterali di un aeromobile secondo la prima forma di realizzazione, la seconda forma di realjz7sazione e la terza forma di realizzazione;

Sono tre le forme citate che illustrano la realizzazione tecnica di un metodo per il controllo della separazione del flusso aerodinamico su di un aeromobile 1.

<I1 metodo proposto prevede di generare spinte continue correttive,>tramite macro-getti di tipo a gas compresso, di tipo monopropellente o di tipo ibrido; tali forze propulsive continue 115,21 5 315 permettono di imporre un assetto di volo il quale consente il recupero del flusso aerodinamico separato presente in corrispondenza di una o più porzioni di superficie 117,217,317 dell'aeromobile stesso, impedendo che tale situazione altamente critica conduca a esiti catastrofici.

Indipendentemente dal tipo di aziona-mento considerato, il metodo prevede l'azionarsi in modo automatico di macro-getti 101,20 1,301 quando l'aeromobile 1 entra in una condizione di volo critica, che consiste di una imminente o già sopraggiunta condizione di separazione del flusso. Tale evento coincide molto spesso con la condizione di "stallo" (stallo simmetrico) o di "caduta vite" (perdita di quota con avvitamento a seguito di stallo asimmetrico) .

Se una delle due suddette situazioni critiche (o altre condizione di volo critiche) si è appena instaurata, o sta per instaurarsi, i macro-getti vengono attivati, imponendo all' aeromobile 1 un assetto di volo che permette il naturale recupero del flusso stallato.

I1 metodo proposto prevede l'adozione dei mezzi sensori 106,107,108,206,207,208,306,307,30i5 dislocati sull'aeromohile l (per es. temperatura, pressione, Mach, ecc.) che controllano l'assetto generale dell'aeromobile, con particolare attenzione a-ll'orientamento dell'aeromobile rispetto all'orizzonte ed alla direzione di moto, ed individuano condizioni di stallo e/o altre condizioni di volo critiche che sono imminenti o che sono già sopraggiunte.

Il comando automatico dei rnacro-getti avviene tramite un'unità elettronica di controllo 113,213,313, che può essere indipendente rispetto ad altre già installate a bordo dell'aerornobile I . Tale unità elettronica di controllo

è collegata ai mezzi sensori per rilevare le imminenti e / o sopraggiunte condizioni di stallo e/o altre condizioni di volo critiche precedentemente accennate.

La metodologia per il controllo d'assetto a sqguito della separazione del flusso aerodinamico prevede i già menzionati rnacro-getti dislocati sull'aeromobile 1 in punti che in generale non coincidono con le porzioni di superficie 117,217,317 dell'aerornobile 1 interessate dalla separazione del flusso; in tali punti i macro-getti sono in grado di generare una o più forze continue che, considerato il braccio non nullo che hanno rispetto al baricentro creano momenti 116,216,316 diretti rispetto al baricentro, secondo una o più direzioni 114,214,314, che corrispondono a quelle direzioni di cambiamento di assetto che permetterebbero i1 recupero del flusso aerodinamico separato.

L'unità di controllo aziona quindi i mezzi di propulsione nei casi sopra citati per generare una spinta continua per tutto il tempo che necessita per permettere il recupero del flusso separato su una o più porzioni di superficie dell'aeromobile 1. Tali mezzi di propulsione sono distinti, e del tutto indipendenti dai mezzi di propulsione principali dell'aeromobile 1 (ad esempio eliche, turboreattori, ecc.).

Come detto, il metodo proposto può essere realiz7~to adottando diverse tipologie di macro-getti tra le quali, un macro-getto ad azionamento a gas compresso, a gas monopropellente ed ibrido.

Quindi, il metodo proposto ha una prima forma di realizzazione che consiste di uno o più macro-getti che si aziona automaticamente quando l'aeromobile 1 su cui è installato vola in una condizione riconosciuta come critica e tale implementazione i. mostrata nelle figure 1,<4,>7 e 10.

Questa tipologia di realizzazione è composta principalmente da un gas altamente compresso contenuto in una coppia di serbatoi 102, da un insieme di tubi di collegamento pneumatici 105, da una coppia di ugelli 104, ciascuno collegato ad un rispettivo serbatoio 102 e dall'unità elettronica di controllo 113.

Nel caso il gas adottato sia l'aria, il serbatoio 102 può contenere al suo interno, fin da prima dell'azionamento, la quantità d'aria compressa necessaria per l'azionarnento continuo, oppure può essere tenuto in pressione da un compressore 112 che si aziona per comprimere altra aria spillata dall'estemo attraverso apposite prese.

Qualora l'aria in un serbatoio 102 sia quasi esaurita, delle valvole 103 permettono al serbatoio 102 di essere riportato in pressione. Durante il funzionamento del compressore 112 la valvola 103 di destra in fig. 1 è chiusa per impedire riflusso d'aria verso il compressore I.12, mentre la valvola 103 di sinistra è aperta per mettere in comunicazione il compressore 112 con il serbatoio 102. Quando il compressore 112 non è in funzione le valvole 103 sono chiuse per isolare il serbatoio. Se il macro-getto a gas compresso deve essere attivato, la valvola 103 di destra viene aperta.<Tutto ciò è gestito>dall'unita elettronica di controllo 113 che agisce in base alle informazioni fornite da dedicati sensori e comanda le valvole 103 tramite cablaggi elettrici 110.

Come detto, quando viene rilevata una condizione di volo pericolosa (determinando una o più porzioni di superfici I t7 dove il flusso t5 separato), i macro-getti a gas compresso vengono attivati per portare l'aeromobile 1 in una condizione di volo sicura che implichi il recupero del flusso separato. L'unità elettronica di controllo 113 opera in modo da rilasciare una parte o la totalità del gas compresso contenuto nei serbatoi 102; esso, fluendo attraverso i tubi di collegamento pneumatici 105, giunge agli ugelli L04 dove si espande.

L'espansione del gas ne incrementa la velocità: l'accelerazione che si crea a sua volta genera una o più forze propulsive 1.15, tali forze hanno braccio non nullo rispetto al baricentro dell'aeromobile 1 (per via del punto in cui si trova l'ugello del macro-getto stesso) e quindi inducono direttamente uno o più momenti 116 in modo tale da permettere il recupero della separazione del flusso (nella direzione di uno o piu assi 114).

Una seconda forma di azionamento consiste di un macro-getto di tipo monopropellente, come visibile nelle figure 2, 5, 8 e 11, il gas compresso (gas dalle proprietà monopropellenti) è contenuto in una coppia di serbatoi 202 in pressione. Quando l'unità elettronica. di controllo<2>13 aziona i macro-getti, i mezzi di controllo, tipicamente valvole 203, vengono azionati per permettere al gas di fluire fino ad una cop<. .>p<..>ia di camere di combustione 2 12. L'unità elettronica di controllo 213econnessa alle valvole 203 tramite cablaggielettrici 2 10 delle valvole.

<All'interno di ciascuna camera di combustione 212 e presente un>elemento catalizzatore (la cui scelta dipende essenzialmente dal tipo di gas utilizzato) che a contatto con il gas rnonopropellente scinde auest'ultimo in una miscela di gas combustibile e gas comburente. Questi ultimi reagiscono tra loro producendo una miscela d i gas ad alta temperatura ed alta pressione che fluendo attraverso i tubi di collegamento pneumatici 205 giunge agli ugelli 204 dove si espande e viene accelerata permettendo la generazione della spinta correttiva desiderata.

L'espansione della miscela di gas ne incrementa la velocità, consentendo la generazione di forze 2 15 e momenti 2 16 correttivi secondo la stessa logica descritta per il primo tipo di azionamento.

Una terza forma di realizzazione consiste di un macro-getto ad azionarnento ibrido come visibile dalle figure 3, 6, 9 e 12. In questo caso un liquido o gas compresso (dalle proprietà comburenti) è contenuto in una coppia di serbatoi 302 in pressione. Quando l'unità elettronica di controllo 3 13 aziona i macro-getti, i mezzi di controllo, tipicamente valvole 303, vengono azionati per permettere al liquido 0 gas di fluire fino ad una coppia di camere di combustione 312A. L'unità elettronica di controllo 313 è connessa alle valvole 303 tramite cablaggi elettrici 3 10 delle valvole.

All'interno di ciascuna camera di combustione 3 12A presente un grano solido combustibile 312B (la cui scelta dipende principalmente dal tipo di gas ossidante utilizzato) che a contatto con il gas ossidante reagisce con quest'ultimo (la reazione in questione è iniziata da un opportuno accenditore 312C, producendo una miscela di gas ad alta temperatura ed alta pressione che fluendo attraverso i tubi di collegamento pneumatici 305 giunge agli ugelli 304 dove si espande e viene accelerata permettendo la generazione della spinta correttiva desiderata.

L'espansione della miscela di gas ne incrementa la velocità, consentendo la generazione di forze 315 e momenti 3 16 correttivi secondo la stessa logica descritta per il primo tipo di azionamento.

Si sottolinea come l'unità elettronica di controllo 113,213,313 può awalersi, per determinare se sono imminenti o già sopraggiunte le condizioni di separazione del flusso, non solo delle informazioni ricevute dai sistemi di bordo 111,211,311 dell'aeromobile 1 come il FCS (Flight Contro1 System) ma anche awalersi di dati provenienti da sensori aggiuntivi 108,208,308 di vario genere (per es. pressione, temperatura) posizionati in zone opportune e comunicanti con la centralina attraverso cablaggi elettrici appositi 109,209,309.

A questo genere di sensori si affiancano ulteriori sensori 106,107,206,207,306,307 che danno conto del corretto funzionamento del sistema, monitorando ad esempio il funzionamento di alcuni elementi del sistema stesso come gli organi di controllo (le valvole 103,203,303) o i serbatoi 102,202,302.

Nel momento di imminente o avvenuta separazione del flusso su una o più porzioni di superficie dell'aerornobile, la rnetodoloqia proposta prevede l'azionamento di macro-getti le cui associate forze propulsive sono di valore comparabili a quelle che genererebbero le superfici mobili di controllo 118,218,318 dell'aeromobile 1. Nella condizione di flusso separato le superfici mobili non sono in grado di riportare il velivolo in un assetto sicuro. Nel suo azionarnento il metodo proposto presenta caratteristiche che lo differenziano dai comuni sistemi di controllo dell'aeromobile quali i comandi di volo (alettoni, equilibratore, timone): tali dispositivi sono infatti dipendenti dalle condizioni di volo ed in particolare dalle condizioni aerodinamiche presenti sulle superfici mobili.

In condizioni normali di volo il flusso<è>"attaccato" alle superfici mobili mentre in condizione di stallo ("stallo simmetrico" o "caduta in vite") il flusso

è "staccato" e pertanto l'efficacia delle superfici mobili è fortemente ridotta o addirittura nulla. In tali condizioni, il controllo dell'aeromobile è fortemente compromesso, con effetti spesso catastrofici.

In questa condizione critica, la rnetodologia e i macro-getti 101,201,301 costituiscono una soluzione tecnica che in ogni caso permette di variare l'assetto dell'aeromobile 1, indipendentemente dalle condizioni aerodinamiche presenti sulla superficie del detto aeromobile, e quindi anche dalla separazione del flusso; infatti i macro-getti sono posti in punti della superficie dell'aeromobile 1 che verosimilmente non corrispondono ai punti di probabile separazione del flusso; anche qualora i punti di posizionamento dei macrogetti coincidessero con quelli della separazione del flusso, il metodo proposto dipende invece nella sua efficacia essenzialmente dal rapporto di pressioni tra quella presente nel serbatoio (nella camera di combustione, se si considera l'azionamento mediante macro-getto rnonopropellente o ibrido) e quella esterna all'uscita dell'ugello.

La pressione esterna all'uscita dell'ugello è determinata dalla quota di volo e dalle condizioni locali del flusso che lambisce l'uscita dell'ugello stessa. Tuttavia non si può affermare che il metodo dipenda, nel suo funzionamento, dalle condizioni di volo. Infatti, per qualsiasi quota e condizione del flusso che lambisce l'uscita dell'ugello, la pressione del serbatoio è molto superiore a quella esterna. Ciò comporta che le caratteristiche di funzionamento del metodo dipendano dalla pressione del serbatoio (o della camera di combustione nel caso di azionamento a rnonopropellente o ibrido) e dalle caratteristiche dell'ugello dove awiene l'espansione e quindi l'accelerazione del gas.

I macro-getti quindi<si>sostituiscono -nelle situazioni critiche prima menzionate- alle superfici di controllo nominali, essendo inoltre caratterizzati dalla capacità di produrre forze propulsive simili in valore a quelle delle superfici mobili, ottenendo così una correzione in tempi molto rapidi (alcuni secondi).

<Le>realizzazioni del metodo proposto possono essere collocate a bordo di un qualsiasi tipo di aeromobile e possono essere prese in considerazione modalità di azionamento differenti, per es. endoreattori bipropellenti o solidi ma si sottolinea come la collocazione dei macro-getti (e di tutta la componentistica precedentemente citata) a bordo di qualsiasi aeromobile sia variabile a seconda delle esigenze di efficacia di azione del metodo proposto stesso (per es. posizionamento vantaggioso in termini di "bracci" delle forze correttive). I1 posizionamento segue inoltre considerazioni sistemistiche (per es. relazione con altri apparati presenti sull'aeromobile, disponibilità di spazio per l'alloggiamento) che dipendono dal particolare aeromobile considerato.

Pertanto le immagini allegate suggeriscono soluzioni di alloggiamento che non costituiscono altro che esempi di soluzione del problema di alloggiamento, e non costituiscono pertanto soluzioni definitive e/o vincolanti per ogni aeromobile.

Le realizzazioni tecniche del metodo proposto sono automatiche ed indipendenti, nel suo funzionamento, dal controllo del pilota, la manovra correttiva (breve, che si sviluppa nell'arco di pochi secondi) permette di recuperare il corretto assetto di volo senza che vi siano ritardi dovuti all'inerzia decisionale del pilota.

Si può anche prevedere un intervento manuale da parte del pilota.

Claims (4)

1. DESCRIZIONE dell'invenzione avente per TITOLO: "Metodo per ontrollare la separazione deflusso aerodinamico<un aeromobile>tramite correzione diretta dell'assetto In un aeromobile (1) in condizione di volo, un metodo per controllare la separazione del flusso aerodinamico che lambisce tale aeromobile tramite correzione diretta dell'assetto, caratterizzato da: a) verificare che su una o più porzioni di superficie (117,217,317) di detto aeromobile è awenuta, o è imminente, una separazione del flusso tale da compromettere il corretto funzionamento di una o più superfici mobili di controllo ( 118,218,318) dell'assetto dell'aeromobile, e condurre quindi l'aeromobile in una condizione di volo non sicura; b) individuare uno o più assi di rotazione (114,214,314) intorno a detto aeromobile ( l ) , corrispondenti a direzioni di rotazione dell'assetto, che permetterebbero di recuperare la separazione del flusso avvenuta sulla porzione o porzioni di superficie citate al punto a) ; <C)>azionare uno o più macro-getti ( 1 Q 1,201,301) caratterizzati da l'essere posti in corrispondenza di uno o più punti sulla superficie di detto aeromobile non necessariamente corrispondenti alla porzione o porzioni di superficie probabilmente associabili alla separazione del flusso aerodinamico come menzionate al punto a), i quali punti hanno uno o più bracci non nulli rispetto all'asse o assi citati al punto b) ; d) dove quindi tali uno o più macro-getti sono in grado di fornire una o più forze propulsive continue (115,215,315) orientate in maniera generica rispetto alla direzione del flusso che lambisce una o più porzioni di superficie come citate al punto a); e) dove quindi tali una o più forze propulsive continue come al punto d) sono totalmente indipendenti dalla condizione aerodinamica sulla porzione o porzioni di superficie citate al punto b), e la cui intensità, nel lasso di tempo in cui sono azionate, è circa dello stesso ordine di grandezza delle forze generate dalle superfici mobili di controllo del punto a), la cui efficacia<è>compromessa dal distacco del flusso; f) generare pertanto uno o più momenti correttivi ( 116,216,316) come conseguenza diretta dell'azione della forza o forze propulsive continue, citate ai punti d) ed e), per il braccio o bracci rispetto al baricentro menzionati nel punto b), inducendo una o più rotazioni come citate al punto b); g) imporre a detto aeromobile, a<seguito dell'azione del momento o>momenti correttivi citati al punto e), un assetto di volo che permette<di recuperare naturalmente la separazione del flusso citata al punto a), riportando il velivolo in un assetto di volo corretto e sicuro; h) verificare che la separazione del flusso al punto a) è stata>effettivamente recuperata, e conseguentemente imporre la fine dell'azionamento di uno o più macro-getti come citati al punto d).
2. 2. Un metodo per controllare la separazione del flusso aerodinamico che lambisce u n aeromobile secondo la rivendicazione 1, in cui detti uno o più macro-getti creano dette una o più spinte continue mediante espansione di gas in uno o più ugelli (104,204,304).
3. 3. Un metodo per controllare la separazione del flusso aerodinamico che lambisce u n aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni 1, 2, in cui la generazione di detti uno o più macro-getti consiste in un azionamento a gas compresso.
4. 4. Un metodo per controllare la separazione del flusso aerodinamico che lambisce un aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni 1, 2, in cui la generazione di detti uno o più macro-getti consiste in u n azionamento a gas monopropellente. <5.>Un metodo per controllare la separazione del flusso aerodinamico che lambisce u n aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni 1, 2, in cui detti uno o più macro-getti consistono di un azionamento ibrido. 6. Un metodo per controllare la separazione del flusso aerodinamico che lambisce u n aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni 1, 2, 3, in cui l'azionamento, il controllo, e lo spegnimento dei detti uno o più macro-getti a gas compresso è gestito da una o più valvole (103) di controllo, comandate da detta unità elettronica di controllo (113), per condurre i gas da uno o più serbatoi (102) verso uno o più ugelli (104) per l'espansione di detti gas, e comprende inoltre mezzi sensori (106,107,108) e sistemi di bordo (111) per rilevare vari parametri fisici e di volo e fornirne i valori a detta unità elettronica di controllo (113). 7. Un metodo per controllare la separazione del flusso aerodinamico che lambisce u n aeromobile secondo una qualsiasi delle rjvendicazioni 1, 2, 4, in cui l'azionamento, il controllo, e lo spegnimento dei detti uno o più macro-getti a gas monopropellente è gestito da una o più valvole (203) di controllo, comandati da detta unità elettronica di controllo (213), per condurre i gas da uno o più serbatoi (202) verso una o più camere di combustione (212) e quindi verso uno o più ugelli (2O4), e comprende inoltre mezzi sensori (206,207,208) e sistemi di bordo (211) per rilevare vari parametri fisici e di volo e fornirne i valori a detta unità elettronica di controllo (213). 8. Un metodo per controllare la separazione del flusso aerodinamico che lambisce u n aeromobile secondo una qualsiasi delle rivendicazioni 1, 2, 5, in cui l'azionamento, il controllo, e lo spegnimento dei detti uno o più macro-getti ad azionamento ibrido è gestito da una o più valvole (303) di controllo, comandati da detta unità elettronica di controllo (313), per condurre i gas da uno o più serbatoi (302) verso una o più camere di combustione (312A) in cui all'interno di ciascuna camera di combustione è presente u n grano solido combustibile (312B) cheacontatto con il gas ossidante, attraverso un opportuno accenditore (312C), reagisce con quest'ultimo producendo una miscela di gas che fluiscono quindi verso uno o più ugelli (304), e comprende inoltre mezzi sensori (306,307,308) e sistemi di bordo (311) per rilevare vari parametri fisici e di volo e fornirne i valori a detta unità elettronica di controllo (313). 9. Un metodo per controllare la separazione del flusso aerodinamico che lambisce un aeromobile secondo le rivendicazioni 3 e 6, in cui detti uno o più macro-getti a gas compresso comprendono inoltre uno o più compressori (112) per mantenere in pressione detti uno o più serbatoi (102), detti mezzi valvolari (103) chiudendo il collegamento tra i compressori (112) ed i serbatoi (102) quando i compressori (112) non sono in funzione. 10. Aeromobile (1) comprendente mezzi per la generazione di uno o più macro-getti (101,201,301) secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti