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
• 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
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
Prove di riaccensione in voloFlight Testing
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
Prove di riaccensione in voloFlight Testing
Flight Testing
• 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
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
Prove di carefree handlingFlight Testing
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
Prove di carefree handlingFlight Testing
Funzionamento ai bassi regimi corretti
V3
ρ3
V2
ρ2
NHNL
V3
ρ3
V2
ρ2 verso ilbloccaggio
verso lostallo
N
Prove di carefree handlingFlight Testing
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
• Prove di accensione al suolo
• Prove di riaccensione in volo
• Prove di carefree handling
• 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
Valutazione interfaccia uomo-macchina
LP COCKSINISTRA
MANETTE
LP COCKDESTRA
Flight Testing
Valutazione interfaccia uomo-macchina
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
Valutazione interfaccia uomo-macchina
Campo DRY: modulazione della spinta
POSIZIONE MANETTA
NH
RIC
HIE
STI
POSIZIONE MANETTA
NL
RIC
HIE
STI
Valutazione interfaccia uomo-macchina
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
• Prove pilot-in-the-loop
Flight Testing
Valutazione interfaccia uomo-macchina
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
Valutazione interfaccia uomo-macchina
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
Valutazione interfaccia uomo-macchina
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
• 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
Prove pilot-in-the-loop
• 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
Prove pilot-in-the-loopFlight Testing
• Risposta immediata (short term response)Parametri quantitativi
• Risposta a lungo termine (long term response)
– Limiti di accelerazione/decelerazione motore– Deadband
Prove pilot-in-the-loop
– 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
Prove pilot-in-the-loop
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
Total pressure, Po [kPa]
T B [
sec]
Flight Testing
Parametri quantitativi: TC e TD
Prove pilot-in-the-loop
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
Total pressure, Po [kPa]
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
Total pressure, Po [kPa]
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
Posizione manetta (PLD)
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
Posizione manetta (PLD)
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
Prove pilot-in-the-loopFlight Testing
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