Presentazione Università 090605dma.ing.uniroma1.it/users/lsa_ma/MATERIALE/Seminario Pratica...

Caratteristiche EJ200

Cap. LATELA Ing. MarcoReparto Sperimentale Volo

Flight testing

EUROFIGHTER

BAESBAES EADS(DASA)EADS

(DASA)ALENIAALENIA EADS

(CASA)EADS

(CASA)

EUROJET

RRRR MTUMTU AVIOAVIO ITPITP

NETMA

EJ200 OverviewOVERALL LENGTH 4.0m (157in)

INLET DIAMETER 0.74m (29in)

TYPICAL WEIGHT 990-1035kg (2180-2280lb)

THRUST MAX DRY 60KN (13,500 lbf)

THRUST AFTERBURNER 90KN (20,000 lbf)

Nominal 100% NL 12800 rpmNominal 100% NH 18000 rpm

BY-PASS RATIO 0,4 : 1

EJ200 PRESSURE RATIO 26 :1

TYPICAL AIR MASS FLOW 75-77kg/s (165-170lb/s)

AVERAGE FUEL CONSUMPTIONMax . DRY 22 g/KNs 0.77 lb/lb/hr)REHEAT 48 g/KNs (1.69 lb/lb/hr)

LP COMPRESSOR 3 STAGE BLISK AXIAL FLOWSTAGE 2 AIR OFF-TAKECLOCKWISE RoT

HP COMPRESSOR 5 STAGE AXIAL FLOW3 STAGE BLISKANTICLOCKWISE Rot, WITH VIGV’s

COMBUSTION ANNULAR COMBUSTOR, Z RING COOLINGSYSTEM 20 AIRSPRAY BURNERS (2 PREFENTIAL BURNERS)

2 IGNITORS, 1 HOT SHOT INJECTOR

HP TURBINE SINGLE STAGE AXIAL FLOWSINGLE CRYSTAL BLADESUDIMET 720 DISKAIR COOLED NGVsTHERMALLY ADJUSTED AIR COOLED LINERS

LP TURBINE SINGLE STAGE AXIAL FLOWSINGLE CRYSTAL BLADESAIR COOLED NGVs

GEARBOX ‘WRAP AROUND’ TYPEDRIVEN BY HPCMOUNTING FOR ACCESSORIESDRIVE TO AIRCRAFT GEARBOX

ENGINE FADEC - DECUCONTROL ENGINE MONITORING

FAULT DIAGNOSIS

REHEAT BURN AND MIX SYSTEMSYSTEM HOT SHOT INJECTION

VARIABLE CON-DI NOZZLE

OIL SYSTEM SELF CONTAINED, FULLY AEROBATICSQUEEZE FILM BEARINGSODM FA (GASTOPS)

Compito

Scopo

Comprendere le principali caratteristiche tecniche del motore EJ200 dell’EF Typhoone le tecniche di flight testing impiegate nel corso del suo sviluppo.

Apprendere gli standard (costruttivi e di performance) degli attuali “state of the art engines” che equipaggiano i moderni fighter jets, e le modalità di prova con cui essivengono testati in volo.

Sommario

• EJ200• Flight testing

EJ200- M01 LOW PRESSURE COMPRESSOR (LPC)- M02 BEARING SUPPORT- M03 INTERMEDIATE CASE- M04 VARIABLE INLET GUIDE VANES (VIGV)- M05 HP COMPRESSOR (HPC)- M06 & 07 COMBUSTION ASSEMBLY- M08 HP TURBINE ROTOR (HPTR)- M09 GEARBOX- M10 BYPASS DUCT - M11 LP TURBINE STATIC (LPTS) - M12 LP TURBINE (LPT)- M13 TURBINE EXIT CASE (TEC)- M14 AFTERBURNER (AB) JET PIPE- M15 VARIABLE EXHAUST NOZZLE (EVN)- DECU

M01 LPCMTU GERMANY

EJ200

Peso: ca 150Kg; Lunghezza: ca 700mm;

Diametro: ca 850mm. Rotazione oraria visto da dietro.

PR di 5:1

3 Stadi in Titanio mossi da una turbina a singolo stadio

3 Schiere Rotoriche “Blisk”:

•Schiere 1 e 2 Linear Friction Welds

•Schiera 3 Electro Chemical Machining

3 Schiere Statoriche parte integrale del casing diviso in 3

sezioni:

•Sezione 1 con Milled Isogrid Pattern (resistenza e

leggerezza)

•Sezione 2 Air bleed per pressurizzazione di fuel tank

LPC Bypass Air per alimentare ACAC, per raffreddamento

TEC e cono scarico. DECU montato sul Case esterno ant.

M02 BEARING SUPPORTRR UK

EJ200

Provvede da supporto per la sezione rotante del LPC

Trasmette la spinta generata dal LPC al M03

Dotato di Ruota Fonica che, con il sensore di velocità LP,

genera un segnale proporzionale a NL.

M03 INTERMEDIATE CASERR UK

EJ200

Trasmette i carichi della spinta motore alla struttura

del velivolo attraverso il Thrust Spigot.

Titanio/vanadio/molibdeno/cromo/alluminio

La parte esterna è parte del BYPASS DUCT e separa il

flusso LPC in CORE e BYPASS

Punti d’attacco su cui viene montata la gearbox

Ospita il sensore di velocità LP

M04 VIGVMTU GERMANY

EJ200

Incrementa l’Operating Range del HPC

Singolo Stadio di 38 vanes, connessi ad un Unison Ring

mosso da due attuatori idraulici (Master e Slave).

Componente principale (insieme al VEN) del AFCS

Sotto controllo del DECU

M05 HPCMTU GERMANY

EJ200

Rotazione antioraria visto da dietro.PR di 6:1HPC Outlet Temperature ca 500 C HPC Outlet Pressure ca 2700Kpa

5 Stadi mossi da una turbina a singolo stadio

•3 Schiere Rotoriche “Blisk” (Rotary Friction Welds)

•2 Schiere Rotoriche attaccate ai dischi per mezzo di

“Circumferential slot”

Dal 3 Stadio aria (390 C) per raffreddamento del LP NGV del LPTS

Dal 5 Stadio aria per raffreddamento del Sistema Combustione (Air

Film Cooling), LPTR, condizionamento cabina, tuta anti g.

M06&7 Combustion AssemblyRR UK

EJ200

M06 Sistema di CombustioneControlla il flusso d’aria intorno al combustoreComprende:114 HPC OGVsValvola di alimentazione principale20 vaporizzatori (di cui 2 preferenziali)P3/T3 sondaACAC per raffreddamento casing esterno con aria dal 5 stadio HPCIniettore HOT SHOT per AB

M07 Camera di combustione anularePosto dove avviene la combustione (ca 2000°C)Indirizza i gas caldi sulla HPTLow smoke operationsZ Rings forati per raffreddamento per convezione (Air Film Cooling)44 HPT NGV raffreddati ad aria

M08 HPTRRR UK

EJ200

Converte l’energia chimica dei gas di combustione in

meccanica per trascinare il HPC

64 palette (Nickel Titanio), Single crystal, Powdered

Metallurgy

Temperature dell’ordine di 1900 K, con Multipass Air Cooling

e Thermal Barrier Coating

Pirometro ottico montato sul case della turbina

Pirometro OtticoAvio ITALY

EJ200

M09 GEARBOXAvio ITALY

EJ200

Montata nella parte inferiore del motore e attaccata al M03

Casing in lega di magnesio

Trascinata dal HPC

Fornisce potenza meccanica agli accessori:

MAIN ENGINE FUEL PUMP (MEFP)

COMBINED OIL PUMP (COP)

AFTERBURNER FUEL CONTROL UNIT (ABFCU)

HYDRAULIC POWER GENERATING UNIT (HPGU)

OIL TANK and OIL FILTER

OIL TEMPERATURE PROBE

OIL LOW LEVEL WARNING SWITCH

POT SHAFT (alimenta il SPS)

M10 BYPASS DUCTITP Spain

EJ200

Posizionato tra l’Intermediate Case (M03) e il AB Jet Pipe (M014)

Struttura ISOGRID in lega di Titanio per leggerezza e resistenza

Incanala il flusso d’aria dal LPC per:

Post combustione

Raffreddamento motore

Raffreddamento cono di scarico

Raffreddamento TEC

Provvede punti di montaggio per:

MAIN FUEL METERING UNIT, Iniettori

FCOC, ACAC, Tubi Olio, Sensore P3/T3, Iniettore HOT SHOT

M11 LPTSAvio ITALY

EJ200

Indirizza i gas dal HPT alla LPT e sostenta le parti posteriori

degli alberi LP e HP

Casing in lega di Nickel

20 LPT NGV’S raffreddati ad aria (3° stadio HPC)

M12 LPTAvio ITALY

EJ200

Trascina il LPC

Disco in lega di Nickel

90 palette, Single Crystal con Radial Air Cooling

M13 TECITP Spain

EJ200

30 vanes per raddrizzare i gas provenienti

dal core engine (riduzione di flussi distorti)

Il Cono aumenta la Ps del flusso nel cono di

scarico, riducendone la velocità.

Parte posteriore del Cono forata per

permettere il passaggio di aria di

raffreddamento proveniente dal HPC-BYPASS

M14 AB JET PIPEAvio ITALY

EJ200

65 Kg, 1340mm lunghezza, 720mm diametro

Casing a struttura ISOGRID PATTERN in lega di

Titanio

Al suo interno:

Smorzatori di Screech Multiforati

15 CORE vaporizzatori e Stabilizzatori di fiamma

15 PRIMARY vaporizzatori

15 BYPASS Fuel SPRAYERS (ognuno con 4

spruzzatori)

Al suo esterno:

Condotti e valvole di distribuzione combustibile

Sensori di vibrazioni

M15 VENITP SPAIN

EJ200

Confina ed indirizza i gas di scarico e controlla la pressione nel cono di scarico

4 Attuatori idraulici sincronizzati comandano I petali attraverso un Actuator Ring (AR).

12 Petali convergenti MASTER e 12 SLAVES

12 Petali divergenti MASTER e 12 SLAVES.

LVDT traduce la posizione AR e manda il segnale al DECU, che viene tradotto in una specifica Nozzle Area

Sensore di Pressione (P7 PROBE)

Digital Engine Control Unit

• Parte del FADEC• Montato sul LPC• Fuel cooled• 2 linee indipendenti

EJ200

Digital Engine Control UnitEJ200

• Prove di accensione al suolo

• Prove di riaccensione in volo

• Prove di carefree handling

• Valutazione interfaccia uomo-

macchina

• Prove pilot-in-the-loop

Flight Testing

APU

STARTER 5% NH: INIEZIONE DEL COMBUSTIBILE

SECONDO MOTORE

POTENZA ESTERNA

ACCENSIONE CANDELETTE

CONTROLLO INIZIALE

DRY

A/B

SHUT

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY

IDLE

RAGGIUNTONH MINIMO

TERMINE SEQUENZA

NH DOT TBT MAXTEMPO

FONTE DI ENERGIA

Prove di accensione al suoloFlight Testing

Prove di accensione al suoloParametri di prova

• Fonte di energia– APU– External power– Live engine

• Stato del sistema– Cold start– Hot start

• Condizioni ambiente– Quota pressione– Temperatura

• Vento– Tailwind

Flight Testing

Prove di accensione al suoloParametri rilevati

• Condizioni di prova

• Temperatura olio e motore

• Tempi– Inizio rotazione

– Light-up

– IDLE

• Temperatura massima TBT

• Accelerazione giri NH

Flight Testing

LTHROT [MM]PLDL [MM]

NHL [PCT]NHIDDL [PCT]

2200003 [DGC]

IGNCOMAL [EV]IGNCOMBL [EV]

32180 32200 32220 32240 32260 32280 32300 32320

FFMDL [KG/S]

TIME [S]

Prove di accensione al suolo

OAT QNH OIL T T511 IGN TPLD TROT T5% T62% TIDLE TSTART TIGN T511 Powerat start at start max source

[°C] [mbar] [°C] [°C] [sec] [sec] [sec] [sec] [sec] [sec] [sec] [°C]14 1029 18 15 A 3.4 1.8 1.6 28.1 31.9 37.1 3.3 338.0 APU

LTHROT

PLDL

NHL

NHL / NHR

5%

62%

IDLE - 2%

T5%TROTTPLD

T62%

TIDLE

TSTART (single eng)

NHR

TSTART (double eng)

Flight Testing

Prove di accensione al suolo

-40

-30

-20

-10

0

10

20

30

40

50

20 25 30 35 40 45 50 55 60

TIDLE [sec]

OA

T [°C]

APU DOUBLE COLD

APU DOUBLE

APU SINGLE COLD

XBLEED COLD

XBLEED

XBLEED HOT

EXTERNAL DOUBLE COLD

START TYPE:

Flight Testing

Flight Testing





macchina


Flight Testing

0

5

10

15

20

25

30

35

40

0 20 40 60 80 100

CLP [lbm/s atm^1.8 ft^3]

rapp

orto

aria

/ co

mbu

stib

ile

STABILE

INSTABILE

limite povero

limite riccoINSTABILE

.CLP =

Pn Vcomb

m

n = 1.8

Prove di riaccensione in voloFlight Testing

FLAMEOUT

HOT RELIGHT

COLD RELIGHT

WINDMILLING


P2 P3PAMBIENTE molto più bassa ad alta quota

poca compressionenella presa d’aria(Mach subsonico)

il compressore estrae energia dal flusso

espandendolo anzichècomprimerlo ( P3 < P2 )

P3 è più bassa anche della pressione statica al

livello del mare

Prove di riaccensione in volo

Campo di stabilità della combustione ulteriormente ristretto

Flight Testing

Prove di riaccensione in voloParametri di prova

• Inviluppo Quota/Mach• Energia di accensione

– Assisted (bleed air dal motore vivo)– Unassisted

• Carico Motore (estrazione di potenza dall’albero di alta pressione) – Unloaded– Loaded

• Stato del motore– Hot– Cold

Flight Testing

Prove di riaccensione in volo

Assisted relight

Unassisted relight(0 kW)

30kW17kW10kW

Mach

Pres

sure

alti

tude

Flight Testing

Flight Testing





macchina


Flight Testing

θ = tSSL

T2

θNcorr = N

δ = pSSL

P2

Wcorr =Wδθ

Prove di carefree handling

PORTATA ARIA CORRETTA

RA

PPO

RTO

DI C

OM

PRES

SIO

NE

linea di stallo

linea di funzionamento

stabilizzato

curve iso-giri

A

B

Margine di stallo = A / B

Flight Testing

Condizioni operative critiche per il margine di stallo

• Variazioni rapide di regime

• Alta incidenza e/o derapata

• Ingestione della scia dei missili o dei gas di sparo del cannone

• Funzionamento ai bassi regimi corretti

• Funzionamento ad alta quota

• Accensione e modulazione A/B

Prove di carefree handlingFlight Testing

portata

rapp

orto

di c

ompr

essi

one

accelerazione

decelerazione

combustibile

temperatura

rapporto dicompressione

portata

giri

inerzia

Variazioni rapide di regimeProve di carefree handling

Flight Testing

accelerazione

decelerazione

Variazioni rapide di regime

portata

rapp

orto

di c

ompr

essi

one

giri NL

inerzia FAN

rapporto dicompressione FAN

rapporto dicompressione HPC

portata

inerzia HPC

temperaturacombustibile

giri NH

FAN


distribuzione di pressione non uniforme

Alta incidenza e/o derapataProve di carefree handling

regione dialta pressione

regione dibassa pressione

vista frontale del compressore

Flight Testing

la regione di bassa pressioneopera in questo punto

la regione di alta pressioneopera in questo punto

portata

rapp

orto

di c

ompr

essi

one stallo

pressione nominale(pressione media)

regione di bassa pressione

regione di alta pressione riduzione del

margine di stallo

Alta incidenza e/o derapataProve di carefree handling

Flight Testing

portata

rapp

orto

di c

ompr

essi

one

• Temperature localmente molto elevate (100-200°C)

• Variazioni di temperatura estremamente rapide

• Distribuzione di temperatura non uniforme

rapidoaumento di θ

Ingestione della scia di missili o dei gas di sparo cannoneProve di carefree handling

Flight Testing

portata

rapp

orto

di

com

pres

sion

e

V3

ρ3

V2

ρ2

Funzionamento ai bassi regimi corretti

V3

ρ3

V2

ρ2

Conservazione della portata:ρ2 V2 A2 = ρ3 V3 A3

ρ2 V2 A2 ρ3 V3 A3 VX

UW

i V

riduzione del margine di stalloB

A


Funzionamento ai bassi regimi corretti

V3

ρ3

V2

ρ2

NHNL

V3

ρ3

V2

ρ2 verso ilbloccaggio

verso lostallo

N


riduzione della efficienza del compressore

innalzamento della linea di funzionamento

distacco prematuro del flusso

abbassamento della linea di stallo

RIDUZIONE DEL MARGINEDI STALLO

portata

rapp

orto

di c

ompr

essi

one

linea di stallo

linea di funzio

namento

possibile stallo

Funzionamento in alta quotaProve di carefree handling

Flight Testing

IL DISTURBO SI PROPAGANEL CONDOTTO DI BYPASS

STALLODEL FAN

INCORRETTAMODULAZIONE

UGELLO

ACCENSIONEA/B

SI GENERA UNDISTURBO DIPRESSIONE

Accensione e modulazione A/BProve di carefree handling

Flight Testing

Metodologie di provaProve di carefree handling

• Fast throttle manoeuvres:

• Wind Up Turns (WUT)

• Steady Heading Sideslip (SHSS)

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY

SLAM CHOP RESLAM

Flight Testing

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY

Esempio di SLAM: da IDLE a MAX A/BProve di carefree handling

NLDEMLNLL

TBTLTBTMAXL

NHMAXLNHIDDLNHL

VGVPLLA8PCT

-5 0 5 10 15 20 25

DLIMCPLNH IDLE

NH DOT

NL MAXTBT MAX

Flight Testing

Flight Testing




• Valutazione interfaccia uomo-macchina– campo DRY– campo A/B

Prove pilot-in-the-loop

Flight Testing

MB 339 CD

Valutazione interfaccia uomo-macchina

Il pilota regola la richiesta esclusivamente tramite la manetta

DRY

A/B

SHUT

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY

TORNADO

Flight Testing


LP COCKSINISTRA

MANETTE

LP COCKDESTRA

Flight Testing


INDICATOREGIRI NL

AJ

NL

AJ

NL

TBT TBTL1L2

NLNH

HYD

WPN TAXINOZZ

FUEL WP

ENG

L1L2

L OIL TL DECUL FIREL VIBR

L RHTL FUEL T

R OIL P

R OIL TR DECUR FIRER VIBR

R RHTR FUEL T

L OIL P

W

MHDDPAGINAMOTORE

Flight Testing

DRY

A/B

SHUT

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY

POSIZIONE MANETTA

SPIN

TA

OBIETTIVO:ottenere una relazione lineare tra la posizione manetta e la spinta

Flight Testing


Campo DRY: modulazione della spinta

POSIZIONE MANETTA

NH

RIC

HIE

STI

POSIZIONE MANETTA

NL

RIC

HIE

STI


Campo DRY: modulazione della spinta

DRY

A/B

SHUT

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY

2 filosofie principali: la posizione della manetta

comanda i giri NH o i giri NL

CONTROLLORICHIESTA

COMBUSTIBILE

CONDIZIONIDI VOLO

Flight Testing

Flight Testing• Prove di accensione al suolo• Prove di riaccensione in volo• Prove di carefree handling• Valutazione interfaccia uomo-

macchina– campo DRY– campo A/B


Flight Testing


Accensione A/B: controllo sequenza

DRY

A/B

SHUT

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY

CONTROLLOCRITERI DI SELEZIONE

PRIMING DEL COMBUSTIBILE

PRE-APERTURA UGELLO

HOTSHOT

ACCENSIONE

Flight Testing


Campo A/B: modulazione della spinta

DRY

A/B

SHUT

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY

In A/B la posizione della manetta comanda l’apertura dell’ugello

POSIZIONE MANETTA

SEZI

ON

EU

GEL

LO R

ICH

IEST

A

RICHIESTA COMBUSTIBILE

PRIMARY

CORE

BYPASS

CONDIZIONIDI VOLO

Flight Testing

DRY

A/B

SHUT

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRYPRIMARY

BYPASS

CORE

SEZIONEUGELLO

ACCENSIONE MODULAZIONE


Campo A/B: modulazione della spinta

Flight Testing

Valutazione interfaccia uomo-macchinaCampo A/B: controllo dei limiti

DRY

A/B

SHUT

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY • il regime di funzionamento del motore parte DRY deve rimanere quanto più possibile inalterato per non complicare il controllo

• il controllo dei limiti del motore parte DRY resta comunque attivo

• Il valore di TBT MAX viene di solito incrementato in regime A/B

Flight Testing

Flight Testing




• Valutazione interfaccia uomo-macchina


Flight Testing


• Definizione task– Contesto operativo– Alto guadagno

• Definizione tolleranze– Desiderabili– Adeguate

Flight Testing

Fasi di volo in formazione e rifornimento in volo

Esempio di prove pilot-in-the-loop

Flight Testing

• Problemi riscontrati– Ritardo nella risposta– Risposta lenta del motore/velivolo– PIO

• Area– Quote medio alte e/o bassa velocità– Regime intermedio di giri NH

Prove pilot-in-the-loopFlight Testing

Is it controllable?

Pilot decisions

Is it satisfactory

without improvement?

Yes

Is adequate performance

attainable with tolerable pilot

workload?

Yes

Improvement mandatory

No 10Major deficiencies Control will be lost during some portion of required operation

Deficiencies require

improvement

No

Major deficienciesAdequate performance not attainable with maximum tolerable pilot compensation, controllability not in question

789

Major deficiencies Considerable pilot compensation is required for control

Major deficiencies Intense pilot compensation is required to retain control

Deficiencies warrant

improvement

No

Minor but annoying deficiencies

Desired performance requires moderate pilot compensation 4

Moderately objectionable deficiencies

Adequate performance requires considerable pilot compensation 5

Very objectionable but tolerable deficiencies

Adequate performance requires extensive pilot compensation 6

Yes

Excellent, highly desirable

Pilot compensation not a factor for desired performance 1

Good, negligible deficiencies

Pilot compensation not a factor for desired performance 2

Fair, some mildly unpleasant deficiencies

Minimal pilot compensation required for desired performance 3

DEMANDS ON THE PILOT IN SELECTEDTASK OR REQUIRED OPERATION

AIRCRAFTCHARACTERISTICS HQR

Cooper-Harper Ref. NASA TND-5153


• Risposta immediata (short term response)Parametri quantitativi

• Risposta a lungo termine (long term response)

– Limiti di accelerazione/decelerazione motore– Deadband


– Ritardo iniziale (TC) e Onset (TD) per Reslams– Ritardo iniziale (TA) e Onset (TB) per Slams

–T95%

TA

TB

T95%

NHDOT

TC

TD

PLD

Flight Testing

Parametri quantitativi: TA e TB


Spec requirement

0.00

0.10

0.20

0.30

0.40

0.50

0.60

0.70

0.80

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180

Total pressure, Po [kPa]

T A [

sec]

Spec requirement

0.000.100.200.300.400.500.600.700.800.901.001.101.20

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180


T B [

sec]

Flight Testing

Parametri quantitativi: TC e TD


Spec requirement

0.00.10.20.30.40.50.60.70.80.91.01.11.2

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180


T C [

sec]

Spec requirement

0.00.10.20.30.40.50.60.70.80.91.01.11.21.31.41.51.61.71.8

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180


T D [

sec]

Flight Testing

Analisi: esempio di slam e reslamProve pilot-in-the-loop

44330.0 44340.0 44350.0 44360.0 44370.0 44380.0 44390.0 44400.0 44410.0

PLDL [mm]

120

0

44330.0 44340.0 44350.0 44360.0 44370.0 44380.0 44390.0 44400.0 44410.0

NHL [%]

120

0

Flight Testing

Prove pilot-in-the-loopCampo DRY: effetto dei limiti sull’autorità manetta

Posizione manetta (PLD)

NL

NH IDLE

LIMITE MAX DRYMAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY MAX DRY deadband

IDLE deadband

Flight Testing

Prove pilot-in-the-loopCampo DRY: ottimizzazione deadband a MAX DRY

DRY

A/B

SHUT

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY


NL

NH IDLE

LIMITE MAX DRY

IDLE deadband

Svantaggio: l’ottimizzazione della deadband a MAX DRY va a scapito della deadband ad IDLE

Flight Testing

Prove pilot-in-the-loopCampo DRY: ottimizzazione deadband ad IDLE

DRY

A/B

SHUT

MAX A/B

MIN A/B

SHUTIDLE

MAX DRY


NL

NH IDLE

LIMITE MAX DRY

Svantaggio: variazione della caratteristica di controllo (si riduce la sensibilità della manetta)

d NL

d PLD

Flight Testing

• PROBLEMI– Deadband manetta (Incremento NHIDLE in quota

maggiore deadband)– Limitata capacità di accelerazione/decelerazione

(margini ridotti di accelerazione a decelerazione all’incrementare della quota)

– Ritardi della risposta

• SOLUZIONE– Adozione di nuove schedules implementate nel

software DECU


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