Fly-by-wire

Da Wikipedia, l'enciclopedia libera.
Particolare di un Vought F-8C Crusader sperimentale, viene mostrato parte del sistema fly-by-wire. La colorazione dei collegamenti è stata artificialmente messa in evidenza.

Il sistema di controllo Fly-by-Wire, a volte chiamato Digital-Fly-by-Wire[1] o abbreviato in FBW[1][2], letteralmente volare tramite cavo, è un sistema che sostituisce i tradizionali comandi direttamente connessi, meccanicamente o tramite un sistema idraulico con un sistema elettronico digitale. Le connessioni meccaniche tra barra di comando e superfici alari sono così sostituite con una catena di trasduttori e sensori ( potenziometri ed encoder ) che dalla cloche inviano, tramite segnali elettrici, la posizione della stessa a uno o più computer e dopo opportune elaborazioni, trasmettono i segnali ad appositi attuatori[3][4]. Questi ultimi muovono le superfici attraverso il sistema idraulico o attraverso attuatori elettromeccanici[nota 1].

Similmente le manette non sono meccanicamente connesse ai motori, ma inviano segnali elettrici al FADEC (Full Authority Digital Engine Control)[5].

Sviluppo[modifica | modifica wikitesto]

Il sistema di controllo reversibile era installato su tutti gli apparecchi come comando diretto e si trova generalmente sui velivoli più semplici. In questo sistema esiste una connessione di tipo meccanico tra organo di comando (la barra) e superficie di governo aerodinamico (l'equilibratore): questo fa sì che se si esercita una certa forza sull'equilibratore si ottiene uno spostamento della barra di controllo (da qui la reversibilità). I sistemi di controllo reversibili sono andati benissimo finché gli aerei non hanno raggiunto dimensioni e velocità di volo elevate non è stato più risolvibile con questi sistemi; malgrado si utilizzaro sistemi di compensazione aerodinamici (ad esempio opportune alette di compensazione), non risolveva il problema di limitare gli sforzi da applicare sulla barra . Si è quindi passati a sistemi di controllo irreversibili nei quali viene a mancare proprio il collegamento meccanico tra organo di comando e superficie di controllo. Su un velivolo di dimensioni maggiori, un sistema di controllo può essere realizzato attraverso un sistema di cavi e pulegge, ma è ancora presente una connessione meccanica diretta tra organo di comando e superficie di governo; tale sistema è detto idraulico-meccanico.

Esistono anche sistemi di controllo irreversibili: lo sforzo esercitato dal pilota si traduce opportunamente, attraverso cavi e pulegge, in un comando a delle servovalvole, le quali azionano gli organi di potenza che sono in genere costituiti da attuatori idraulici; quindi non si può più agire sull'equilibratore e osservare di conseguenza una rotazione della barra di controllo. Il sistema certamente non ne guadagna in semplicità: esso ha bisogno di un circuito di olio in pressione e di un organo di sensibilità artificiale; bisogna tener presente che il pilota percepisce l'azione che sta effettuando sul velivolo solo attraverso gli sforzi che esercita sugli organi di comando, perciò egli non si accorge del fatto che l'equilibratore ruoti (ad alte velocità di volo le rotazioni sono minime: qualche grado o addirittura di frazioni di grado); interrompendo la connessione meccanica fra organi di comando e superficie di governo è necessario avere sistemi che ricostruiscano per il pilota gli sforzi che deriverebbero dalle superfici aerodinamiche.

Un altro motivo che ha portato all'utilizzo di questi sistemi di controllo è che il numero di Mach in regime transonico modifica tutti i coefficienti aerodinamici del velivolo.

Di fronte a questo tipo di problemi, garantire il corretto andamento degli sforzi di barra in funzione della velocità di volo con sistemi di comando reversibili sarebbe diventato di fatto impossibile.

Dai sistemi di controllo reversibili (come quello sopracitato, nel quale era mantenuto un collegamento meccanico tra barra di comando ed organi di attuazione, in particolare servovalvole) si è passati in tempi più recenti ai sistemi detti fly-by-wire nei quali il collegamento fra barra di comando ed attuatore non è più realizzato mediante una connessione meccanica, ma mediante una connessione di tipo informatico. In un sistema di questo tipo, un trasduttore di posizione invia un segnale ad una servovalvola che aprirà o chiuderà il circuito idraulico ad alta pressione in modo che faccia ruotare l'equilibratore finché questo non avrà raggiunto la posizione comandata.

Storia[modifica | modifica wikitesto]

Il primo velivolo (in campo militare) che adottò questo sistema fu il General Dynamics F-16 Fighting Falcon. L'applicazione successiva è quella dei sistemi detti fly-by-light che dal punto di vista concettuale differiscono da quelli precedenti in quanto il collegamento elettrico è sostituito da un collegamento a fibre ottiche. In questo tipo di sistemi il segnale elettrico che viene dal trasduttore di posizione viene convertito in un segnale ottico e poi in prossimità della servovalvola viene riconvertito in un segnale elettrico. I motivi per i quali si utilizzano questi sistemi sono diversi: il peso ridotto, la quantità di informazioni trasmesse, ma il più importante è la minor sensibilità di questi sistemi alle interferenze elettromagnetiche.

L'F-16 è stato il primo velivolo ad avere un sistema di controllo fly-by-wire: questo velivolo è pilotato non con una barra di comando classica, ma con una barra detta sidestick (barra laterale) la quale, nella versione originale, non rispondeva con un ritorno di forza. Con questo sistema non si guadagna in peso o in semplicità (perché bisogna garantire il funzionamento anche in caso di certe avarie e quindi è richiesta una triplice o quadrupla ridondanza), ma l'innegabile vantaggio è che questo si interfaccia molto bene con tutto ciò che a bordo proviene dal calcolatore. Rispetto ad un sistema meccanico o parzialmente meccanico, il sistema che fu installato sull'F-16 permette di interfacciare i comandi che provengono dal pilota con quelli che provengono dai calcolatori di bordo nel modo più efficiente, in quanto tutto il sistema era di tipo elettrico, almeno fino ad arrivare ai sottosistemi di potenza posti in prossimità delle superfici aerodinamiche. Il motivo per cui nell'F-16 ci sia una parte consistente di sicurezza del volo gestita dai calcolatori elettronici è che questo è stato il primo velivolo realizzato con stabilità statica rilassata, cioè senza stabilità statica positiva nelle condizioni di volo al di sotto di Mach 1, quindi è un velivolo che richiede un sistema di aumento di stabilità il quale ha in uscita dei segnali elettrici che si interfacciano perfettamente con il sistema fly-by-wire. Questo velivolo fu realizzato volutamente con stabilità statica longitudinale negativa: prescindendo da momenti vari, in una configurazione convenzionale il baricentro si trova davanti al centro aerodinamico o punto neutro del profilo alare (supponiamo per semplicità di confondere il centro aerodinamico dell'ala con quello del velivolo completo) e in questa condizione la coda è deportante.

In una configurazione statica rilassata il baricentro si colloca a valle del centro aerodinamico: in questo caso la coda ha portanza positiva e quindi contribuisce alla portanza totale del velivolo. In regime subsonico l'F-16 è stabilizzato longitudinalmente mediante opportuni sistemi di aumento di stabilità.

L'F-8C Crusader utilizzato dalla NASA come prototipo per gli studi sul fly-by-wire

Il 25 maggio 1972 Gary Krier decollò dalla base aerea di Edwards, in California, a bordo di un Vought F-8 Crusader sul quale spiccava sulla coda la scritta "NASA 802". Krier fu il primo uomo a sperimentare il volo mediante un sistema di controllo fly-by-wire: qualsiasi comando impartito mediante un joystick veniva elaborato da un calcolatore prima di essere inviato ad un sistema idraulico che controllava alettoni, equilibratori, timone, spinta e così via.

Applicazioni[modifica | modifica wikitesto]

Un Dassault Falcon 7X, il primo aereo d'affari con comandi di volo fly-by-wire
  • Lo Space Shuttle aveva un sistema di comandi di volo completamente digitale e fly-by-wire. Il sistema venne utilizzato per la prima volta come unico sistema di pilotaggio della navetta, durante i voli planati "Approach and Landing Tests" effettuati all'inizio del programma con lo Space Shuttle Enterprise nel 1977.
  • Nel 1984, l'Airbus A320 divenne il primo aereo di linea equipaggiato con un sistema di comandi di volo fly-by-wire completamente digitale.
  • Nel 2005, il Dassault Falcon 7X è divenuto il primo aereo d'affari con comandi fly-by-wire.

Airbus[modifica | modifica wikitesto]

Un Airbus A320, il primo aereo di linea equipaggiato con comandi Fly-by-wire

I velivoli Airbus hanno un sistema di controllo computerizzato per rimanere all'interno dell'inviluppo di volo consentito da progetto; questo sistema mantiene sempre il controllo dell'aereo non permettendo ai piloti di volare eccedendo i limiti di prestazioni stabiliti dai progettisti. Il sistema computerizzato Airbus può funzionare in diverse modalità operative dette leggi (law)[6]:

  • Normal law. È il normale modo di funzionamento con un controllo sui tre assi e inviluppo di volo; la normal law è attiva anche se uno solo dei sistemi computerizzati non funziona. In questa modalità il pilota non può stallare (mandare in stallo) il velivolo.
  • Alternate law. Entra in funzione quando si verificano dei guasti multipli ai sistemi ridondanti di controllo. L' ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitor) mostra il messaggio ALTN LAW: PROT LOST. Tutte le protezioni sono disabilitate, tranne quella che impedisce al pilota di stressare eccessivamente la struttura del velivolo. In questa modalità il pilota può stallare il velivolo.
  • Abnormal alternate law. Attivata quando il velivolo ha un'attitudine inusuale. Questa legge consente al pilota di correggere l'attitudine e riportarla entro parametri più accettabili. Anche in questa modalità l'unica protezione è quella sul carico del velivolo.
  • Direct law. È il livello più basso del fly by wire. I comandi sono inviati direttamente alle superfici di controllo. Se i controlli si trovano in Alternate law e il pilota automatico non è attivo, la Direct law viene attivata automaticamente se viene abbassato il carrello. Questa modalità non offre alcuna protezione.
  • Mechanical backup. Attivo nel caso in cui i sistemi di controllo computerizzato non siano operativi. L'A320 ha un sistema meccanico di riserva per la regolazione sull'asse di beccheggio (pitch trim) e per il controllo del timone. L'A340-600 ha un sistema di controllo di riserva elettrico (non elettronico) del timone e, a partire dal Airbus A380, tutti i sistemi di controllo del volo hanno un sistema di riserva di tipo puramente elettrico che fa uso di un sistema denominato "three-axis Backup Control Module" (BCM)[7]

Boeing[modifica | modifica wikitesto]

A partire dal Boeing 777, nei progetti Boeing i piloti possono escludere completamente il sistema computerizzato di controllo del volo e possono superare le delimitazioni dell'inviluppo di volo teorico durante le emergenze.[8][9]

Note[modifica | modifica wikitesto]

  1. ^ a b Aeronautics Glossary (PDF), NASA, 2002. URL consultato il maggio 2016.
  2. ^ Glossary of civil aviation and air travel terminology, airodyssey.net. URL consultato il maggio 2016.
  3. ^ Paolo “JT8D”, IL SISTEMA FLY BY WIRE (PDF), MD80.it, 2008. URL consultato il maggio 2016.
  4. ^ R. P. G. Collinson BScEng., CEng., FIEE., FRAeS, Introduction to Avionics Systems, Springer, ISBN 978-1-4757-5584-8.
  5. ^ Flying Magazine, vol. 117, nº 2, 1990, ISSN 0015-4806.
  6. ^ Airbus Flight Control Laws A380 Airbus Flight Control Laws.
  7. ^ Le Tron, X. (2007) A380 Flight Control Overview Presentation at Hamburg University of Applied Sciences, 27 settembre 2007.
  8. ^ Briere D. and Traverse, P. (1993) “Airbus A320/A330/A340 Electrical Flight Controls: A Family of Fault-Tolerant Systems” Proc. FTCS, pp. 616-623.
  9. ^ North, David. (2000) "Finding Common Ground in Envelope Protection Systems". Aviation Week & Space Technology, 28 agosto , pp. 66–68.

Precisazioni[modifica | modifica wikitesto]

  1. ^ Al 2016 gli attuatori elettromeccanici sono ancora in fase di sviluppo a causa delle loro problematica di affidabilità e reazione ai guasti. J. A. Rosero, J. A. Ortega ; E. Aldabas ; L. Romeral, Moving towards a more electric aircraft, IEEE, ISSN 0885-8985.

Altri progetti[modifica | modifica wikitesto]