sistemi di supporto alla navigazione alla navigazione_rid1.pdfdi "h” e la forma del volume è...

IMPIANTI AERONAUTICI GIORGIO GIORGI – FABRIZIO PIERGENTILI

Bozza preliminare SUPPORTO ALLA NAVIGAZIONE 2012/13 Pagina 1 di 41

Sistemi di Supporto alla Navigazione In questa lezione vengono presentati,in termini di missione/logica di funzionamento una serie di impianti di supporto alla navigazione, che sono stati,in gran parte, la risposta a problemi di sicurezza. Le descrizioni saranno necessariamente schematiche, dal momento che una trattazione approfondita richiederebbe tempi e conoscenze specifiche. Sistemi Radar Il Radar (Radio Detection And Ranging) è un sistema che consente di determinare la presenza e la posizione dell’obbiettivo. Tipi di radar

- Radar primario identifica un target, non distingue ne identifica l’obiettivo illuminato - Radar secondario è basato su un trasponder che riceve il segnale del radar e risponde ocn

un segnale codificato contenente l’identificazione del velivolo ed eventualmente la quota con una capsula aneroide integrata nel trasponder

- Radar meteorologico, identificano la riflessione delle onde radio a ause delle gocce d’acqua presenti in atmosfera. Frequenze tra 5 e 10 GHz (compromesso tra capacità di riflessione delle gocce d’acqua e capacità di propagazione in atmosfera)

- Radar altimetri, forniscono altezza di solito basse potenze, usati a quote inferiori di 5000 ft. Equazione radar Data una configurazione classica di radar bistatico come quello riportato in figura

essendo Ss è la densità di potenza al target si ha:

! dove Pt è la potenza trasmessa dall’antenna con guadagno Gt, le perdite di spazio libero sono date da:



E rappresentano la riduzione di densità di potenza associata alla distribuzione della potenza su una sfera di raggio R che circonda l’antenna. Per calcolare la potenza totale intercettata dal target la densità di potenza deve essere moltiplicata per l’effettiva area ricevente del target

Parte della potenza ricevuta dal target è assorbita nelle perdite del target. Il resto è re-irradiato in varie direzioni. La frazione assorbita è fa, dunque la frazione reirradiata è pari a (1-fa) e la potenza totale re-irradiata è

Il pattern di reirradiazione dipende dalle caratteristiche del target e potrebbe mostrare un guadagno diverso in direzione del ricevitore rispetto al guadagno nella direzione del trasmettitore

dove Pts è la potenza totale re-irradiata e Gts è il guadagno in direzione target-ricevitore

Rappresenta ancora le perdite di spazio libero con Rr distanza tra target e ricevitore La potenza che raggiunge il ricevitore è data da tale densità moltiplicata per l’area effettiva del ricevitore Ar. Si ottiene dunque:

I fattori dipendenti dal target sono chiusi nella parentesi quadra. Questi fattori sono difficili da valutare separatamente, ed il loro contributo relativo non interessa al fine di conoscere il valore del segnale radio ricevuto, pertanto sono spesso combinati in un unico fattore chiamato radar cross section:



! da cui:

Usualmente l’antenna ricevente e quella trasmittente coincidono dunque le distanze tra target e ricevitore e tra target e trasmettitore coincidono. Anche il guadagno e l’apertura effettiva sono le stesse e poiché l’area efficace dell’antenna è correlata al guadagno dalla:

L’equazione del radar si può riscrivere come

Espressa in termini di guadagno di antenna o in termini di superficie dell’antenna. Radar meteo Convenzioni in Aviazione Nel descrivere i segnali di ritorno dei radar meteo, i piloti ed i controllori del traffico aereo in genere fanno riferimento a tre differenti livelli: livello 1 - corrisponde ad un ritorno radar verde, indica leggere precipitazioni e poca o nessuna turbolenza, comporta la possibilità di visibilità ridotta. livello 2 - corrisponde ad un ritorno radar giallo, indica precipitazione moderata, comporta la possibilità di visibilità molto ridotta, turbolenza moderata e usualmente condizioni di volo poco confortevoli per i passeggeri. livello 3 - corrisponde a un ritorno radar rosso, indica forti precipitazioni, comportala possibilità di temporali e turbolenze gravi capaci di creare seri danni strutturali all'aeromobile. L’aereo cercherà di evitare il livello 2 quando possibile, e sempre il livello 3



A differenza dei radar meteo di terra, che sono orientati con un angolo fisso, il radar meteorologico a bordo di un aereo è installato nel naso o nell’ala di un aeromobile e dunque segue le sue manovre. Per compensare questi movimenti l’antenna radar di bordo è collegata l giroscopio dell’aereo !

I radar meteorologici moderni sono per lo più radar Doppler, in grado di rilevare il movimento delle gocce di pioggia in aggiunta all’ intensità della precipitazione. Entrambi i tipi di dati possono essere analizzati per determinare la struttura delle tempeste

ll fascio radar si allarga allontanandosi dalla stazione radar, coprendo un volume sempre più grande.



I radar meteorologici inviano impulsi direzionali di radiazione a microonde, lunghi circa un microsecondo, tramite un’antenna parabolica. Le lunghezze d'onda utilizzate variano tra 1 e 10 cm (4 pollici) e sono grandi circa dieci volte il diametro delle goccioline o delle particelle di ghiaccio di interesse, perché la diffusione di Rayleigh si verifica a queste frequenze. Ciò significa che parte dell'energia di ogni impulso rimbalza su queste piccole particelle, nella direzione della stazione radar. Lunghezze d'onda minori sono utili per le particelle più piccole, ma il segnale viene più rapidamente attenuato. Così lunghezze d’onda di 10 cm (4 in) (banda S) sono preferibili per i radar metereologici, ma sono più costosi dei sistemi a 5 cm (2 in) in banda-C. I radar da 3 cm in banda X sono utilizzati solo a distanze molto brevi, e radar metereologici da 1 cm (0.4 in) in banda Ka sono utilizzati solo per le piccole particelle di fenomeni come la pioggia e la nebbia. Gli impulsi radar si allargano allontanandosi dalla stazione radar. Ciò significa che la regione di spazio monitorata dal radar è maggiore per le zone più lontano dalla stazione, e minore per le zone vicine, ciò comporta una riduzione della risoluzione alle lunghe distanze. Ad una distanza di circa 150-200 km, il volume scansionato da un singolo impulso potrebbe essere dell'ordine di un chilometro cubo. Questa dimensione è detta volume di impulso. Il volume di un impulso può essere approssimativamente calcolato dalla formula:

! dove v è il volume racchiuso dall’impulso, h è la larghezza dell’impulso (viene calcolato dalla durata in secondi del tempo di impulso per la velocità della luce), r è la distanza dal radar, e Θ è la larghezza del fascio (in radianti). Questa formula presuppone che il fascio è simmetricamente circolare, "r" è molto maggiore di "h” e la forma del volume è un tronco di cono di profondità "h". Tra un impulso e l’altro, la stazione radar opera da ricevitore e ascolta i segnali di ritorno. La durata dei cicli di ricezione è dell'ordine di un millisecondo, ovvero mille volte maggiore della durata dell'impulso. La durata di questa fase è determinata dal tempo che impiegano le microonde irradiate (che viaggiano alla velocità della luce) dal trasmettitore a raggiungere il bersaglio, e viceversa, considerando una distanza che potrebbe essere di alcune centinaia di chilometri. La distanza tra stazione e target è calcolata semplicemente dalla quantità di tempo che intercorre tra l'inizio dell'impulso e il rilevamento del segnale di ritorno (Il tempo viene convertito in distanza moltiplicandolo per la velocità della luce in aria). Se gli impulsi vengono emessi troppo spesso, il ritorno di un impulso potrebbe essere confuso con il ritorno di impulsi precedenti, con conseguente calcolo di distanza non corrette.



! Inertial Navigation System (INS) Nel periodo della Guerra Fredda la necessità di disporre sulle lunghe distanze di sistemi di navigazione non dipendenti dalla assistenza a terra fece sviluppare grandi progressi sulle tecniche di navigazione. In seguito la espansione del trasporto aereo, a partire dagli anni 60, ha avuto un grande sviluppo in termini di volumi, e di rotte anche su collegamenti intercontinentali. Da questo è scaturita la esigenza di un sistema di assistenza alla navigazione indipendente da rilevamenti astronomici o da assistenze a terra, non sensibile a disturbi esterni, disponile a qualunque latitudine e longitudine e , soprattutto, capace di fornire in ogni istante con buona precisione la posizione del velivolo rispetto al suolo, ed una serie di parametri utili alla navigazione Le forme di assistenza da stazioni di terra e da rilevatori di bordo sono rimaste importanti, ma una alternativa agli alti costi di un sistema globalmente distribuito e costoso doveva essere trovato. La risposta a questa esigenza è stata fornita dal Inertial Navigation System (INS) che nel tempo ha poi avuto come competitor il GPS. I primi esperimenti significativi di questo dispositivo si ebbero sul sistema di guida delle V2 durante la Seconda Guerra Mondiale in quanto era alla base del sistema di guida automatico del missile. Il principio, concettualmente semplice, su cui si basa un sistema INS è quello di avere la capacità di rilevare nel tempo le Accelerazioni che un velivolo subisce lungo gli assi Nord e Sud. Se al sistema dispone di una capacità di calcolo ( integrazioni successive) e conosce le coordinate di partenza, con un processo successivo di due “integrazioni” potrà risalire alla Velocità ed allo Spostamento nel tempo rispetto al punto di partenza. Da questa semplice schematizzazione ne consegue che vanno realizzate le condizioni per cui degli accelerometri di adeguata precisione possano costantemente essere disposti su un piano ortogonale alla verticale locale.



* Per rilevare con certezza le accelerazioni lungo gli assi Nord e Sud sarà necessario garantire che i rilevatori siano posizionati su una Piattaforma livellata perfettamente , onde evitare che gli accelerometri risentano della gravità terrestre, indipendentemente dal movimento del velivolo su cui è installata. Questo obiettivo si ottiene installando i due accelerometri su una piattaforma che dispone di tre sospensioni cardaniche. Sulla stessa piattaforma sono installati Tre Giroscopi che rilevano ciascuno i movimenti intorno ai tre assi della piattaforma ( vedi figura).

* Ognuna delle sospensioni cardaniche dispone di un servomotore che sull’asse di rotazione esegue le correzioni per garantire l’assetto costantemente livellato e questo avviene grazie ai segnali inviati dal rispettivo giroscopio. Ogni giroscopio, che rilevi una rotazione, trasmette un segnale che, amplificato , farà ruotare il servomotore a lui asservito, garantendo il corretto assetto intorno al asse di rotazione.



Nella realtà la piattaforma descritta per mantenersi perfettamente livellata ha bisogno di alcune correzioni,altrimenti nel tempo “punterebbe” sempre la stessa direzione e quindi non sarebbe livellata sia per la rotazione della Terra che per il movimento del Velivolo, e di questo la figura che segue fornisce una indicazione del fenomeno. * Dal processo di “doppia integrazione” è possibile conoscere nel tempo la posizione assunta dal velivolo a partire dal punto di partenza memorizzato a velivolo fermo. Il grande svantaggio di questo schema è quello di impiegare molte parti meccaniche costose di precisione. Questo schema è dotato di parti in movimento che possono usurarsi o incepparsi, ed è vulnerabile alla perdita di un grado di libertà. Il sistema PGCS (Primary Guidance Sistem) del veicolo spaziale Apollo faceva uso di una piattaforma a tre assi stabilizzata a giroscopio, che forniva dati al calcolatore di guida dell'Apollo.



Sistemi strap-down Il sistema Strap-down ha un campo di misurazioni dinamiche parecchie centinaia di volte maggiore di quello richiesto da un sistema in configurazione cardanica. La ragione è che esso deve integrare le variazioni di assetto del velivolo attorno agli assi di cabrata, beccheggio e rollio, nonché significativi movimenti. I sistemi cardanici normalmente possono funzionare correttamente con una frequenza di 50/60 aggiornamenti al secondo. Comunque sia, i sistemi Strap-down si aggiornano di norma circa 2000 volte al secondo. Una più elevata frequenza risulta necessaria per mantenere le misurazioni angolari massime all'interno di un campo pratico per i giroscopi esistenti: circa 4 milliradianti. La maggior parte dei giroscopi sono ora interferometri a laser. Gli algoritmi di aggiornamento dei dati ("coseni direttori" o "Quaternioni") che sono coinvolti sono troppo complessi per essere accuratamente eseguiti se non da elaboratori digitali. Tuttavia, i calcolatori digitali sono ora così economici e veloci che i sistemi a girometri possono ora essere ovunque usati e prodotti in massa. Il modulo lunare Apollo usava un sistema Strapdown nel suo allestimento di riserva. I sistemi Strapdown sono oggigiorno comunemente impiegati nelle applicazioni commerciali e tattiche (velivoli, missili, etc.). Non sono tuttavia ancora utilizzati su vasta scala nelle applicazioni dove sia richiesta una elevata accuratezza (come nella navigazione sottomarina o nei sistemi di guida strategici). Nei sistemi strap-down gli accelerometri misurano l'accelerazione totale, che sarà dovuta alla gravità (gli accelerometri non sono stabilizzati per Terra orizzontale), alle manovre degli aeromobili e al movimento dell'aeromobile sulla superficie della Terra. Di queste accelerazioni solo la terza è quella utile per la ricostruzione della traiettoria, le altre due componenti di uscita devono essere isolate. A tal fine il computer INS deve determinare la differenza tra il piano orizzontale della piattaforma strap-down (velivolo) e l’orizzonte terrestre, e anche l'angolo tra l’asse di rollio dell'aeromobile e il nord vero. Una volta nella modalità di navigazione il processore ad elevata capacità e rapidità all'interno del computer INS utilizza le uscite dei sensori montati sulla piattaforma per isolare le uscite degli accelerometri che sono dovute unicamente al movimento dell'aeromobile rispetto alla superficie terrestre e per collegare queste uscite agli assi nord/ sud, est / ovest e verticale terrestre. Correzioni per la rotazione della Terra e per il trasporto si ottengono regolando gli angoli percepiti tra l’orizzontale dell’aeromobile e l’orizzontale della Terra orizzontale e tra il nord geografico e l’asse di rollio del velivolo. Il vantaggio principale dei sistemi strap-down è che non ci sono parti mobili, rendendo il sistema molto più affidabile, e molto più leggero. Se un componente della piattaforma strap-down diventa inservibile, la sostituzione dell'unità di navigazione è una procedura molto più semplice che nel caso di una piattaforma stabilizzata. I tempi di allineamento iniziali sono più veloci con un sistema strap-down poiché non esiste una piattaforma fisica da allineare e i giroscopi laser ad anello raggiungono la temperatura di funzionamento stabile molto più velocemente rispetto alle loro controparti meccaniche. Tutti i sistemi strap-down funzionano sugli stessi principi sopra descritti. Mentre molti utilizzano il ring laser gyro triangolare altri usano il modello quadrato.



Il maggior sforzo in termini di carico computazionale richiesto al computer, è per la risoluzione dell’assetto. In presenza di movimento ad alta frequenza, lo svolgimento di tali compiti in tempo reale crea un notevole onere di calcolo per i computer del sistema strap-down. Il compito di elaborazione della navigazione, che è comune a tutti i tipi di sistemi di navigazione inerziale, sia con piattaforma vincolata che meccanizzata, è computazionalmente meno impegnativo rispetto alla determinazione dell’assetto. Prima della partenza del velivolo il pilota inserirà nella memoria del sistema INS le coordinate del punto di partenza e darà il via alla fase di allineamento dei giroscopi e quindi del sistema INS. Il sistema INS nelle sue parti essenziali si compone di alcuni sotto insiemi:

• Un pannello per l’avviamento, l’allineamento, lo spegnimento sistema INS (Mode Selector Unit MSU)

• La piattaforma stabilizzata mediante giroscopi meccanici sulla quale gli accelerometri svolgeranno il loro compito nel tempo.

• Un computer nel quale sia contenuta la capacità di calcolo, i programmi necessari e il Data Base delle informazioni.

• Un gruppo di alimentazione elettrica autonomo da quello di bordo per evitare la perdita delle informazioni in caso di avaria elettrica.

• Un pannello di selezione delle informazioni che si vuole ricevere, ed una tastiera per dialogare con il sistema ( Control Display Unit CDU)

• Un sistema di interfaccia con Autopilota, sistemi di registrazione ecc



Mode selector panel

* - Standby. In questo modo viene fornita alimentazione a tutte le parti del sistema. E ’utilizzato per inserire la posizione di partenza (posizione rampa del velivolo in latitudine / longitudine fino al decimo di minuto d'arco). Ricordate che una latitudine accurata è fondamentale per l'allineamento della piattaforma. - Allinea. Dopo aver inserito la posizione di partenza, con l'aereo fermo e con una fonte di alimentazione stabile, la modalità di allineamento può essere selezionata per abilitare il livellamento del giroscopio. La sorgente di alimentazione deve rimanere costante durante questa fase, il passaggio da sorgente di potenza esterna per alimentare gli aeromobili ad interna durante questa fase può spingere l'INS a riavviare il processo di livellamento / allineamento. - Ready Nav. Quando il processo di livellamento / allineamento è completo si accende la spia verde ReadyNav per indicare che il sistema è pronto per l'uso in modalità di navigazione. - Nav. Selezione della modalità di navigazione. Significa che l'INS è in funzione e l'aereo può essere spostato. La posizione di navigazione sul pannello di controllo viene fissata a molla per evitare si possa deselezionare inavvertitamente durante il volo. - Ref. Att. Questa posizione è normalmente utilizzata dopo un guasto. Tutti i calcoli di navigazione vengono rimossi, ma la piattaforma può ancora essere utilizzata per fornire beccheggio, rollio e direzione. - Batt. Nel caso in cui l'alimentazioneall’INS è interrotta, il sistema continuerà a funzionare grazie ad una sua batteria interna per circa 15 minuti. La luce rossa Batt sul pannello selettore si illumina quando l'alimentazione della batteria è in esaurimento.



Control e Display unit

* Le operazioni del computer INS sono controllate dal “control and display unit” (CDU), su aeromobili moderni quest’unità può essere chiamata anche “Inertial System Display Unit (ISDU)”. Le capacità elaborative del sistema INS vengono in genere combinate con altre informazioni: ad esempio se rispetto al punto di partenza noto anche al INS inserisco le informazioni su una rotta desiderata espresse come una serie di “punti” otterrò la rotta come una ideale spezzata e nel tempo le integrazioni degli spostamenti mi permetteranno di confrontare la situazione reale con quella desiderata, e rilevare scostamenti in termini di coordinate, distanze ecc. Sempre per via analitica la rotta desiderata intermini di riferimento al Nord potrà essere messa in relazione alla direzione reale del vettore velocità e quindi dedurre gli scostamenti bussola, ecc Selezionando la tipologia di elaborazione che serve il pannello di presentazione fornirà al pilota le indicazioni di rotte o gli scostamenti in atto. La rotta prevista viene inserita mediante le coordinate di una “spezzata” costituita da una serie di Way Point con le loro coordinate di cui l’ultimo è il punto di arrivo. Il computer INS è in grado di determinare l’heading (HDG) degli aeromobili. In un sistema con piattaforma allineata a nord il “true heading” è semplicemente l'angolo tra il nord / sud della piattaforma e l’asse di rollio dell’aeromobile. La memoria del computer INS può contenere una 'tabella di look up' delle variazioni magnetiche in tutto il mondo. Utilizzando questa memoria e la posizione inerziale, l’ INS consente di visualizzare la rotta in gradi magnetici. Per le operazioni di trasporto commerciale è normale che l'INS esprima l’Heading sia rispetto al nord geografico che al nord magnetico. Le altre uscite principali del sistema sono la traccia della rotta, l’angolo di deriva, la velocità rispetto al suolo e la posizione dell’aeromobile espressa in latitudine e longitudine.



Con un ingresso di TAS dal computer dati aria, il computer INS inoltre può risolvere il triangolo delle velocità e fornire un'uscita di velocità del vento. Al computer INS vengono forniti i dati di percorso, ovvero i waypoints (latitudine e longitudine di tutti i punti sul percorso in cui è pianificato un cambio di rotta), il computer determina la rotta e le distanze tra una tappa e l'altra. Se viene cancellato un waypoint in qualsiasi momento o viene sostituito, il computer deve ricalcolare la rotta verso il waypoint successivo. I waypoint sono identificati dai numeri (l’aeroporto di partenza come waypoint 1, il primo punto di cambio rotta come waypoint 2 e così via) e, per convenzione, waypoint 0 è un punto di che rappresenta la posizione attuale del velivolo. Piuttosto che la posizione dell'aeromobile espressa in termini di latitudine e longitudine, il computer normalmente esprime la posizione relativa del velivolo rispetto alla traccia desiderata tra le tappe che definiscono il percorso. Dopo questa fase di preparazione se il Velivolo si mette in movimento e la piattaforma è stabilizzata sarà compito del Computer prelevare i segnali degli accelerometri, eseguire le varie integrazioni e fornire nel tempo la latitudine e longitudine del velivolo. Dal momento che il velivolo è monitorato intorno a tutti i suoi assi e si conosce la posizione nel tempo sarà possibile chiedere al Computer una serie di informazioni come ad esempio:

• posizione attuale • scostamento dalla rotta prestabilita • distanza dal Way Point successivo • il tempo di arrivo • velocità rispetto al suolo • deviazione angolare rispetto all’angolo desiderato • la prua magnetica, • ecc

La figura che segue presenta sinteticamente la situazione quando il velivolo si trova tra due WP:



dove:

- HDG. Aircraft heading, in questo caso “040° true”, è visibile nel display in alto al centro. - TK. Actual track angle è rappresentato dal diamante, in questo caso “025° true”. - DA. Drift angle (l’angolo tra il diamante e la linea di HDG, in questo caso 15° left. - DSR TK. Desired track è indicato daal barra di rotta o dalla freccia, in questo caso è

065°T. - XTK. cross track distance, La barra di deviazione orizzontale indica la distanza tra

l'aeromobile e la traccia desiderata (la distanza dalla rotta) con riferimento ai cinque punti sul display. Ogni punto rappresenta 3,75 nm, e quindi il display mostrato indica che l'aeromobile è a sinistra della traccia desiderata di circa 7 nm.

- TKE. track error è l’angolo tra il diamante di track e l’angolo desiderato rappresentato dalla freccia. In questo caso l’errore è di 40° verso sinistra (tracking 025°T, DSR TK 065°T).



- L'interruttore per la selezione dei waypoint indica il numero waypoint appropriato

(visualizzato nella finestra a sinistra della rotellina), durante il caricamento delle coordinate latitudine / longitudine prima del volo o per il ricarico di nuovi waypoint in volo, o per la verifica dei waypoint caricati.

- Il form/to waypoint display mostra i due waypoint tra i quali l'INS assume che si stia volando. Tutti i display digitali e i comandi dell’autopilota si baseranno su queste informazioni.

- Il pulsante di cambio di traccia (Track Change) consente all'operatore di indicare al sistema fra quali waypoint è richiesto al velivolo di volare (nel caso in cui il sistema non sia configurato per svolgere le operazioni in sequenza attraverso i waypoint caricati). Questo viene normalmente utilizzato per indicare all'INS di volare dalla posizione attuale (waypoint 0) ad un waypoint che non è il waypoint successivo, a seguito ad esempio di un instradamento diretto da ATC.

- Il controllo dim regola la luminosità dei display a LED e l'illuminazione del pannello. - L'indicatore allarme lampeggia per avvisare l'operatore che l'aereo si avvicina al waypoint

successivo. In genere, la luce di avviso si accende con 2 minuti prima di raggiungere il waypoint e lampeggia quando il waypoint viene attraversato. Se per qualche motivo l'INS non è in modalità automatica, il segnalatore di allarme continua a lampeggiare fino a quando annullato dal pilota

- La spia rossa sul pannello selettore si accende quando il back up di alimentazione si esaurisce. Lo scopo del segnalatore batteria sul CDU è per avvisare l'operatore che l'INS è alimentato a batteria. Quando l'INS è inizialmente acceso prima delle operazioni di livellamento / allineamento le fonti di alimentazione interna e i relativi sistemi sono autocontrollati e durante questo test il segnalatore della batteria si accende. Nel caso in cui il test non sia soddisfacente, il segnalatore batteria rimane acceso.

- L'indicatore di allarme si accende quando si verifica un malfunzionamento del sistema, in questo caso ci si riferisce alla visualizzazione del display che mostrerà un numero che identifica la natura del guasto.

- L’interuttore auto / manuale / remoto determina il livello di interventodel pilota necessario per far volare l'aereo. Nella modalità automatica l'INS automaticamente passa da una traccia all'altra, appena un waypoint viene sorvolato. Nella modalità manuale il pilota deve passare alla traccia successiva dopo che il waypoint è sorvolato. La posizione remota consente al pilota di passare informazioni di rotta da un INS all’altro per evitare di dover caricare l'INS secondario manualmente. Se viene utilizzato tale metodo si rischia di perderela ridondanza in quanto informazioni errate vengono caricate da un INS all’altro infatti il vantaggio principale di avere due INS è che uno agisce da monitor dell’altro. Se entrambi sono caricati con i dati di percorso errati, non esisterà discrepanza tra i sistemi nonostante il fatto che l'aereo ad un certo punto si diriga verso una posizione geografica non corretta.

- Il pulsante “insert” viene utilizzato in combinazione con la tastiera di immissione dei dati per immettere informazioni nel sistema.

- Infine, il pulsante “hold” viene principalmente utilizzato per aggiornare manualmente la posizione INS con una correzione affidabile, ad esempio una correzione radio o posizione GPS. Quando il pulsante di attesa viene premuto ed il selettore di funzione si trova nella modalità POS, l'esatta latitudine / longitudine della correzione radio può essere inserita nel sistema.



- TK / GS (Track e velocità rispetto al suolo). L’angolo di track dell’aereomobile rispetto ad un riferimento nord specificato inizialmente (in genere nord magnetico) è presentato al decimo di grado nella finestra di LH. La velocità rispetto al suolo viene mostrata in nodi nella finestra RH. - HDG/DA (Heading and drift angle). L’Heading è mostrato arrotondato al decimo di grado nella finestra LH. L’angolo di drift è mostrato arrotondato al decimo di grado nella finestra Rhed è preceduto da una L o una R per indicare il verso. - XTK / TKE (distanza fuori rotta e l'errore angolare). La distanza trasversale (lo spostamento del velivolo perpendicolarmente alla traccia ortodromica fra due waypoint selezionati) viene mostrato al decimo di miglia nautiche nella finestra LH. Questa informazione è preceduta da una L o R per indicare che l'aeromobile è a sinistra o a destra della traccia. L'errore di angolo (l'angolo tra la rotta ortodromica tra due waypoint e rotta attuale) è arrotondato al decimo di grado nella finestra RH. L o R che precede tale valore indica che la rotta attuale è a sinistra o a destra della rotta desiderata. - POS (Present position). La posizione dell’aereo attuale è mostrata in termini di latitudine e longitudine, arrotondate al decimo di minuto d’arco. I valori sono seguiti da N/S o E/W. - WPT (posizione dei waypoint). Le posizioni dei waypoint sono visualizzate in latitudine (finestra LH) e longitudine (finestra RH) arrotondate al decimo di minuto d'arco. Nel sistema che stiamo considerando ci sono 10 selezioni di waypoint possibili (da 0 a 9). I Waypoint da 1 a 9 sono semplicemente punti di cambio di rotta, e sono normalmente inseriti nel sistema dall’operatore prima del volo. Il Waypoint 0 rappresenta la posizione dell'aeromobile. - DIS / TIME (distanza e tempo per il prossimo waypoint). La distanza per arrivare dalla posizione attuale del velivolo al prossimo waypoint selezionato viene visualizzata arrotondata al miglio nautico nella finestra di LH. Il tempo previsto dalla posizione attuale del velivolo al waypoint successivo viene mostrato arrotondato al decimo di minuto d’arco nella finestra RH.



- WIND (velocità del vento).La Direzione del vento INS è mostrata nella finestra LH. La velocità del vento viene mostrata in nodi nella finestra RH. - DSR TK / STS (rotta desiderata e stato). Supponiamo per il momento che l'aeromobile sia sulla rotta ortodromica tra due waypoint specificati. La rotta desiderata è la rotta necessaria per passare da un waypoint all'altro e viene mostrata arrotondata al decimo di grado nella finestra di LH. Il valore della traccia desiderata cambierà quando il velivolo si sposta da un waypoint all'altro. Accuratezza del sistema INS Tutti i sistemi di navigazione inerziale soffrono di deriva di integrazione: piccoli errori nelle misurazioni dell'accelerazione e nella velocità angolare vengono integrati in errori progressivamente maggiori nella velocità, che vengono aggravati in errori ancora maggiori nella posizione. Questo è un problema inerente ad ogni sistema di controllo ad anello aperto. La teoria dei controlli in generale ed il filtraggio Kalman in particolare forniscono la struttura teorica per la combinazione di informazioni provenienti da differenti sensori. Uno dei più comuni sensori alternativi è la radionavigazione satellitare GPS, Combinando opportunamente le informazioni dal sistema inerziale e dal sistema GPS, gli errori nella posizione e nella velocità sono valori GPS/INS numericamente stabili.

I requisiti minimi di precisione che sono specificati per i sistemi di navigazione inerziale richiedono un massimo tasso di errore in posizione di 2 nm / h (sul 95% delle occasioni) sui voli di durata fino a 10 ore. Per i voli di oltre 10 ore di durata è consentito un errore di fuori rotta di ± 20 nm e di lungo rotta di ± 25 nm (il 95% dei casi). I Sistemi moderni raggiungono precisioni che sono ben entro questi limiti e sono comuni errori terminali inferiori a 1 nm dopo 10 ore di volo sono comuni, utilizzando sistemi di navigazione integrati. Grandi errori possono verificarsi in singoli sistemi inerziali conseguenti a guasto dei componenti, tuttavia gli aeromobili attrezzati con sistemi INS impiegano normalmente due (737) o tre (747, 757 e 767) sistemi inerziali indipendenti, le cui uscite sono continuamente confrontate per identificare malfunzionamenti del sistema. al termine di ogni volo la posizione di rampa effettiva dovrebbe essere controllata rispetto alla posizione di rampa indicata dal sistema INS. Il tasso di errore radiale può essere calcolata utilizzando la formula: Tasso di errore radiale [nm/hr]= Errore di posizione della rampa rispetto alla posizione del sistema INS [nm]/Tempo di navigazione (h)



Air Data Inertial Reference Unit (ADIRU)

Con questo acronimo si intende un nuovo tipo di apparato nel quale vengono accentrate una serie importantissime di elaborazioni che un tempo non solo erano svolte da apparati indipendenti,ma che vengono eseguite facendo uso di potentissime capacità di calcolo di nuovi microprocessori, e con la totale eliminazione dei Giroscopi Meccanici grazie ad all’utilizzo Laser Gyro. Nei moderni velivoli che utilizzano tale apparato le informazioni ai piloti vengono presentate sul sistema EFIS da un sistema chiamato Air Data Inertial Reference System ( ADIRS) costituito da tre unità ADIRU indipendenti e dalla presentazione EFIS. La logica di progetto prevede ogni pilota riceva il segnale dal suo ADIRU, che non sia possibile incrociare le informazioni del ADIRU 1 sul EFIS copilota e viceversa, e che in caso di avaria si possa smistare l’ADIRU 3 sul sistema 1 o 2. Il singolo ADIRU è costituito al suo interno di due unità indipendenti:

• Air Data Reference ( ADR ): fornisce le indicazioni classiche di un Air Data Computer • Inertial Reference Unit ( IRU ): questa è la parte più rivoluzionaria in quanto sostituisce

tutti i giroscopi meccanici dei vari vecchi sistemi (bussola, assetto, INS, ecc) e fornisce una serie di output di cui riportiamo la lista tratta da un testo di cui si rimanda ai Complementi Impianti di Bordo delle dispense.

**

Per completare la comprensione richiamiamo anche gli impianti che riceveranno le informazioni dall’IRU ( sempre dallo stesso testo di cui ai Complementi):



* Come si può dedurre dalla Tabella il sistema , con la sua centrale IRU, fornisce tutte le informazioni che storicamente erano fornite da sistemi indipendenti e basati su giroscopi meccanici ( bussola, assetto ) o piattaforme meccaniche stabilizzate mediante giroscopi meccanici ( INS). La rivoluzione tecnologica che ha portato ai sistemi IRU è stata la disponibilità di una alternativa ai Giroscopi Meccanici, e l’alternativa è stata il Ring Laser Gyro . Con questo dispositivo è stato possibile eliminare totalmente i giroscopi meccanici, le loro sospensioni cardaniche, tutta la piattaforma meccanica stabilizzata, ridurre l’assorbimento di energia, aumentare la affidabilità, ridurre il peso, ecc. Vista la importanza di questo componente ne diamo una semplificata descrizione. Il Laser Gyro è un sensore totalmente statico, che possiamo pensare come un percorso chiuso (ring) costituito da tre segmenti di tubazione nel quale sono contenuti elio e neon, un anodo ed un catodo ,ed una serie di dispositivi ottici.( vedi figura).

* Al suo interno , dal Catodo, si realizzano le condizioni per cui venga generata una emissione Laser che, sdoppiata in due fasci indipendenti, percorre il tunnel triangolare in senso opposto.



I due fasci quando si incontrano, vengono fatti interferire su uno speciale schermo ed un sensore (fotocellula) esegue una misura di interferenza. Il tunnel triangolare giace su un piano e la retta ortogonale a tale piano rappresenta l’Asse di rotazione del Laser Gyro. Se il Laser Gyro ruota intorno al suo asse di rotazione l’interferometro è in grado di rilevare il verso e la velocità angolare. Il sistema IRU dispone di tre Laser Gyro, ciascuno dei quali è installato solidale alla struttura del velivolo e ciascuno ha il suo asse ortogonale coincidente con uno degli assi X Y Z del velivolo stesso. Dalla conoscenza delle tre velocità angolari rilevate lai singoli Ring Laser Gyro si può risalire tramite un computer alla rotazione o alla accelerazione angolari del velivolo, ed inoltre per via puramente matematica definire un Piano Virtuale Stabilizzato (l’equivalente della piattaforma stabilizzata. I tre accelerometri, anche loro solidali alla struttura del velivolo ( e non alla piattaforma meccanica stabilizzata) rilevano delle accelerazioni che il Computer per via matematica rapporterà al piano virtuale. Per poter svolgere il suo ruolo l’IRU utilizza quindi:

• Tre Laser Gyro interni • Tre accelerometri • Riceve dall’esterno la posizione iniziale ( come le INS), la quota barometrica e la velocità

vera TAS A questo punto possiamo pensare che note le Condizioni Iniziali di Orientamento/Assetto e di coordinate di partenza si possa calcolare per via puramente matematica ogni movimento che il velivolo ha fatto sia come orientamento ( bussola) assetto che spostamento nello spazio ( rotta). Il Laser Gyro, misurando la sua velocità angolare rispetto ai tre assi, permette virtualmente di ricostruire per via matematica le variazioni di assetto e spostamenti nello spazio, e quindi di calcolare per via di calcolo rotta, prua magnetica, assetto ecc L’uso dei Laser Gyro ha portato a risultai di affidabilità, precisione, robustezza, affidabilità, vita media,consumi di energia , dispersione di calore ecc impossibili con i giroscopi meccanici e per le piattaforme stabilizzate dei sistemi INS.



Ground Proximity Warning System ( GPWS) L’impianto ha la missione di prevenire incidenti che possono essere conseguenti ad errori o distrazione dei piloti, avarie della strumentazione, cattiva interpretazione , ecc. Dal punto di vista operativo l’impianto fornisce avvisi di allerta sia sonori che luminosi ai quando la vicinanza del velivolo al terreno presenta un potenziale rischio per la sicurezza. Nella immagine che segue è riportato in modo sintetico lo schema a blocchi nel quale si possono riconoscere le sorgenti di informazione, gli avvisi e il GPWS UNIT, inteso come unità che gestisce il processo.

* Il principio di funzionamento del GPWS si basa su una serie di “Scenari di Rischio” o Modi di Funzionamento che la GPWS UNIT riconosce tramite le informazioni che riceve e che vengono elaborate rispetto ad “ inviluppi dei parametri “ definiti accettabili o meno dalla normativa di riferimento. In termini sintetici riportiamo una lista :

1. Eccessiva velocità di discesa ("SINK RATE" "PULL UP")

2. Eccessiva velocità di avvicinamento del terreno ("TERRAIN" "PULL UP")

3. Perdita di quota dopo il decollo ("DON'T SINK")

4. Poco margine dal terreno ("TOO LOW – TERRAIN" "TOO LOW – GEAR" "TOO LOW – FLAPS")

5. Troppo bassi rispetto al sentiero di discesa ILS ("GLIDESLOPE")

6. Eccessivo angolo di inclinazione laterale ("BANK ANGLE") La informazione primaria è in genere quella del Radioaltimetro che il Computer elabora ricavando informazioni su potenziali condizioni di rischio e che fornisce al pilota con termini standard.



* Come si vede nella tabella esistono 6 Modalità (Mode) di intervento del GWPS, tutte basate sulla correlazione di coppie di parametri confrontati in un inviluppo di rischio. Si noterà che viene presidiato anche il caso di velivolo in atterraggio con ILS o di velivolo in decollo, oppure si mette in relazione la configurazione di Carrelli & Flap non concordi come configurazione rispetto alla manovra. Riportiamo, solo a titolo di esercizio , alcuni “inviluppi” che correlano input diversi ed attivano gli avvisi luminosi o sonori quando il velivolo risultasse “dentro”l’area di rischio. Il MODE 1, ad esempio, se la GPWS Unit riscontra una eccessiva velocità di discesa barometrica, ed il Radio Altimetro segnala che il velivolo si trova al di sotto di una certa quota (vedi inviluppo della figura) si attivano dei segnali sonori che chiedono al pilota di riprendere quota (Pull Up).

* Il MODE 2 si attiva quando il velivolo sta volando troppo vicino al terreno in base alla informazione del radio altimetro.



Se i Flap non sono in configurazione di atterraggio si attiva la modalità 2° se la velocità di discesa fosse superiore ai 6000 ft/min, se invece i flap sono in configurazione di atterraggio la attivazione sarà diversa ( vedi figura)

Il MODE 3 si attiva se, dopo il decollo, ci dovesse essere una eccessiva perdita di quota ed il velivolo si trovi tra 50 e 700 piedi (vedi figura)

* Le altre condizioni, ai fini del nostro corso, le omettiamo. Le procedure/addestramento dei piloti prevede che in caso di avvisi attivati dal GPWS le reazioni debbano essere immediate e coerenti all’avviso, e solo in un secondo momento si dovranno cercare le cause che hanno determinato l’allarme. La regolamentazione internazionale prevede che i velivoli con peso massimo al decollo superiore ad un certo valore o con un numero di passeggeri superiore ad un certo numero non possono operare se non dispongono del GPWS operativo.

Il sistema GPWS tradizionale ha , come conseguenza della sua logica, un grave limite:elabora degli scenari di rischio sulla base di quanto vede il radioaltimetro in quell’istante, ma nulla riesce ad immaginare sullo scenario futuro e quindi potrebbe allertare i piloti troppo tardi,come nel caso di un cambiamento improvviso del terreno.



Tale scenario ha portato ad studiare e proporre forme più sofisticate: Enhanced Ground Proximity Warning System" (EGPWS)

Tale sistema opera associato al Global Positioning System ed una Data Base digitale del terreno a livello globale. In questo caso il Computer del EGPWS mette in relazione lo scenario futuro della rotta con la posizione attuale del velivolo e la sua velocità, e potrebbe anche fornire una presentazione su un Display del terreno.

Un altro caso, più sofisticato, è quello dei velivoli da caccia che debbono volare verso un obiettivo a bassissima quota ed alta velocità per non essere individuati. In questo caso oltre al Radioaltimetro intervengono GPS, INS, il sistema di gestione dei comandi di volo (Flight Control System) ed il Trust Vectoring System ed il Data Base digitalizzato del terreno.

Il sistema riesce ad informare il pilota e comandare correzioni compatibili con il set di accelerazioni compatibili con il fisico del pilota e la struttura del velivolo Traffic Collision Avoidance System (TCAS) Le condizioni normali di volo prevedono che i piloti , con il supporto degli strumenti di bordo, seguano il piano di volo assegnato e siano in contatto con il sistema di assistenza al traffico che da terra segue tutti i voli in atto nello spazio aereo assegnato (Air Traffic Control :ATC). Questa modalità di rapporto segue il singolo velivolo per tutta la durata del volo, da quando viene autorizzato a lasciare il parcheggio di partenza a quando arriva a quello dell’aeroporto di destinazione, e garantisce sia la sicurezza dei voli che una serie di ottimizzazioni dello spazio aereo, e quindi dovrebbe, in particolare, essere garantita una separazione standard sia in termini di quota che di distanza dai singoli velivoli in volo. Tale sistema ha permesso la crescita smisurata del traffico aereo e la ottimizzazione delle infrastrutture di terra e dello spazio aereo garantendo elevati livelli di sicurezza. Tutto questo, in alcuni casi, non è stato sufficiente e ci sono stati drammatici casi di collisione tra velivoli , con perdita di vite umane o altri di mancate collisioni. Riportiamo una breve lista di casi avvenuti:

• 1956: Grand Canyon: collisione tra due velivoli di linea • 1960: New York: idem • 1967: Asheville: idem • 1976: Zagabria: idem • 1978: collisione tra un B727 ed un Cessna • 1979: collisione tra due TU134 • 1986 collisione tra un volo Aeromexico ed una PSA • 1996 collisione tra due velivoli presso New Delhi • 1997: collisione tra un TU144 ed un USAF C141

Questa lista, anche incompleta, può dare una idea della necessità di fare ulteriori sforzi per la sicurezza, e questo è stato alla base di iniziative nel tempo della FAA, della ICAO e di EUROCONTROL.



Partendo da una proposta del 1955 di J.S.Morrel si pensato di dotare i velivoli di un nuovo impianto specificamente dedicato ad evitare collisioni in volo, denominato a volte in vari modi, ma sempre finalizzato allo stesso obiettivo:

• TCAS ( FAA) Traffic alert and Collision Avoidance System • ACAS ( ICAO) : Airborne Collision Avoidance System

I concetti base di tale impianto sono riassumibili come segue:

• Il sistema deve essere indipendente dalla assistenza a terra (ATC) e dagli altri strumenti di bordo del velivolo.

• Il sistema deve essere installato su tutti i velivoli che debbono tra loro “vedersi e proteggersi” e quindi funziona solo in questi casi.

• Il singolo velivolo dovrà disporre di indicazioni che lo informino circa della presenza di un “Intruder” nel suo spazio di volo e deve dare al pilota delle informazioni di livello progressivo.

• Il sistema mette sotto controllo un certo “volume di spazio” sia in termini di distanza sia intermini di quota.

• Le informazioni al pilota, elaborate tramite una serie di algoritmi specifici dell’apparato TCAS, sono basati sulla logica del tempo che il pilota ha per reagire piuttosto che sulla distanza alla quale si trova l’altro velivolo.

• Le informazioni fornite sono standard e su tre livelli: a) si segnala la presenza di un Intruder ma non ci sono rischi b) l’Intruder si trova ad una distanza relativa per cui si deve stare attenti c) l’Intruder è vicino ed è indispensabile una azione per evitare la collisione

• L’impianto nel tempo è diventato progressivamente obbligatorio nelle varie nazioni ed oggi possiamo ritenerlo disponibile su velivoli oltre i 5700Kg peso al decollo o con più di 19 passeggeri.

La immagine che segue fornisce una idea di questo rapporto tra il velivolo di riferimento e l’Intruder:



*

In termini molto sintetici diamo una descrizione dei componenti e del funzionamento del TCAS: • Il sistema funziona solo se il velivolo di riferimento e l’Intruder sono dotati dello stesso

impianto. • Il velivolo dotato di TCAS interroga costantemente gli altri possibili velivoli con messaggi

(che lo identificano) sulla frequenza 1,030Mhz inviati in tutte le direzioni. • Ogni Intruder risponde sulla frequenza 1,090Mhz al messaggio ricevuto e lo restituisce

aggiungendo la propria identificazione. • Mentre la prima interrogazione era diretta a chiunque, la risposta mette in relazione due

specifici velivoli. • Il tipo di TCAS più avanzato ( ne esistono di vari tipi, ma nella nostra lezione non entriamo in

questa analisi) prevede che il singolo velivolo trasmetta anche la propria quota. • Lo scambio di messaggi avviene più volte al secondo quindi permette di avere un Data Base

temporale • Ogni velivolo dotato di TCAS dispone di due antenne: una per trasmettere in tutte le direzioni

ed una direzionale per riconoscere la direzione dalla quale viene la risposta. • L’apparato TCAS a questo punto può individuare l’Intruder e collocarlo ad una certa

distanza, direzione e quota relativa ed effettuare una serie di elaborazioni per informare il pilota della presenza dell’Intruder.

• L’informazione viene data sia sullo strumento che tramite avvisi sonori

• Il computer TCAS è in grado di gestire contemporaneamente più Intruders



Descrizione dell’impianto TCAS L’impianto TCAS, in termini semplificati, si compone dei seguenti componenti:

• Un pannello di comando posto in cabina piloti con le varie funzionalità • Due antenne di cui una trasmittente che irradia in tutte le direzioni ed una ricevente

direzionale. • Un Computer che riceve le informazioni relative al traffico circostante ed elabora le

informazioni circa la distanza, la direzione relativa, elabora le presentazioni da fornire sullo strumento e gli avvisi sonori da dare ai piloti.

• Delle connessioni con l’altimetro o ADC per trasmettere la propria quota , ed il radio altimetro per evitare interferenze con velivoli a terra.

• Uno strumento ove viene data in modo standard la “presentazione “ della situazione ( vedi figure che seguono)

• Un altoparlante per le informazioni a “voce”

+

Presentazione sullo strumento



Sullo strumento il velivolo è rappresentato al centro dello strumento come una sagoma rispetto alla quale si presenta lo spazio controllato, diviso in zone concentriche di distanze crescenti. L’Intruder viene presentato con delle “sagome colorate di vario tipo”.

• Quando l’Intruder viene rilevato ,ma non preoccupa ,compare una sagoma tipo “cerchio di colore standard”

• Se l’Intruder trasmette la sua quota compare sullo strumento il posizionamento relativo con la indicazione algebrica (+ o - ) per ogni 100 piedi di differenza.

• Quando l’Intruder è entrato in una zona che richiede una attenzione specifica da parte dei piloti compare un “rombo di colore standard” ed al pilota viene dato una informazione di Traffic Advisories: TA

• Quando l’Intruder è troppo vicino ed è necessaria una manovra di disimpegno compare sullo strumento un “quadrato rosso” ed il pilota riceve una Resolution Advisories :RA

• Le indicazioni che il computer fornisce al pilota sono quelle di manovre da fare sulla quota: si raccomanda una velocità di salita/discesa indicate nella banda verde, e si indicano quelle da evitare in banda rossa ( vedi figura).

• Sullo strumento una barra bianca (vedi figura) indica la velocità di salita ( Vertical Speed) attuale del velivolo.

• Le modalità di presentazione possono essere di vario tipo, quella riportata nella lezione ha solo finalità didattica.

Nota finale per lo studente Nella realtà il sistema TCAS è molto più sofisticato sia in termini di impianto che di scambio di informazioni tra di due velivoli, prevede un coerente comportamento dei piloti conseguente al training ricevuto e delle regole per dirimere casi di conflitto tra TCAS ed informazioni inviate dall’ATC. La breve lezione tenuta nel corso e la sintetica dispensa hanno solo l’obiettivo di sensibilizzare lo studente sulla grande articolazione degli strumenti che permettono la navigazione e sul fatto che nella storia della aviazione molti impianti o caratteristiche degli impianti sono stati frutto delle riflessioni fatte a seguito di gravi incidenti ai quali ha fatto seguito una ricerca di alternative e regole che sono state la base della crescente sicurezza relativa raggiunta nel tempo, pur di fronte ad una traffico crescente in assoluto nel tempo. Flight Data Recorder (FDR) I velivoli da trasporto commerciali debbono disporre di un Registratore di Volo nel quale vengono registrati una serie di parametri per tutta la durata del volo. La missione principale del FDR è quella di permettere,tramite i parametri registrati, di poter ricostruire le cause di un incidente, ma oltre a questo ha acquistato una grande utilità per avere una Trend Analysis degli impianti ed eseguire un Trouble Shooting dei sistemi del velivolo. L’impianto FDR risulta obbligatorio quando il velivolo supera un certo peso massimo al decollo/numero di passeggeri e la durata delle registrazioni deve coprire minimo 10 ore o 25 ore a seconda degli stessi parametri.



I parametri che debbono essere obbligatoriamente registrati sono definiti dalla normativa (vedi tabella) e le registrazioni debbono essere digitali. L’apparato deve essere dotato di particolare resistenza agli urti, al fuoco, alla immersione in acqua, avere una verniciatura particolare ed avere un dispositivo di localizzazione che si attiva automaticamente in caso di immersione in acqua. Deve essere collegato all’impianto elettrico su una barra che garantisca l’alimentazione anche in casi estremi, ed essere installato in una posizione del velivolo meno a rischio in caso di incidente, ecc Il sistema FDR ,in base alle normative relative al tipo di velivolo, deve permettere la raccolta e la conservazione di una serie di dati, ma nel velivolo vengono rilevati e conservati molti più dati che vengono raccolti in un Flight Maintenance Recorder per poter essere scaricati a terra e per alcuni velivoli dotati di Airborne Communication and Reporting System essere trasmessi durante il volo per monitorare prima dell’atterraggio il comportamento degli impianti L’elenco che segue riporta i parametri registrati:

* *

* Cockpit Voice Recorder (CVR) Il Cockpit Voice Recorder è un dispositivo di registrazione che ,in caso di investigazione dopo un incidente, deve permettere di ricostruire comunicazioni,conversazioni o suoni in cabina piloti relativamente ad una durata stabilita dalle norme internazionali. La normativa nel tempo ha definito molti aspetti :

• durata crescente della registrazione fino a 120 minuti



• registrazione un tempo analogica è diventata digitale • la registrazione un tempo su nastro ora deve essere eseguita su Solid State Memory, ecc

Le registrazioni riguardano le comunicazioni radio in uscita/entrata, le conversazioni tra piloti, le comunicazioni con gli assistenti di volo, i suoni generati dalla strumentazione in cabina piloti ecc. La alimentazione deve essere sempre garantita e con l’introduzione di Sold State Memory a basso consumo alcuni CVR hanno una batteria autonoma. Il CVR è realizzato , come il FDR, con struttura ad alta resistenza, a prova di fuoco ed acqua, dotato di localizzatore radio o sonar ecc proprio perché il suo recupero è fondamentale dopo un incidente. La sua installazione è in una posizione particolare ( zona di coda, impennaggi di coda ecc) I dati conservati si possono cancellare solo quando si verificano le seguenti condizioni: aereo a terra, motori spenti e freno di parcheggio inserito. Flight Management System Il Flight Management System (FMS) è una integrazione dei sottosistemi dell’ aeromobile, il cui scopo è assistere l'equipaggio di volo nel controllare e gestire la traiettoria di volo dell'aeromobile. La traiettoria di volo è divisa in profili laterali e verticali, comunemente noti come LNAV e VNAV. Il sistema permette ai piloti di scegliere il grado di automazione richiesto in tutte le fasi di volo e di conseguenza la necessità di molte operazioni di routine può essere eliminato. In primo luogo l’ FMS fornisce la navigazione automatica tridimensionale, la gestione del combustibile e il monitoraggio del carburante insieme con l'ottimizzazione delle prestazioni degli aeromobili. Inoltre, fornisce le informazioni ai display idonei, compresa la mappa elettronica che appartiene ai sistemi elettronici di informazione di volo (EFIS). L’ FMS fornisce anche informazioni sulla spinta e sulla velocità. I componenti principali di un FMS sono: (a) Flight Management and Guidance Computer (FMC) - Utilizza input di dati manuali e automatici per calcolare la posizione tridimensionale, le prestazioni e tutte le informazioni utili al fine di pilotare l'aereo con precisione ed efficienza lungo un itinerario predefinito. (b) Multipurpose Control and Display Unit (MCDU) - l'interfaccia tra i piloti e l’FMC. (c) Flight Control Unit - Fornisce i comandi per controllare la traiettoria di volo laterale e verticale del velivolo. (d) Flight Management Source Selector - Seleziona le sorgenti di ingresso da utilizzare dal FMC. (e) Display System - Tutti i mezzi di visualizzazione dei dati richiesti / informazioni ai piloti.



I calcoli di navigazione e di prestazione del FMC sono visualizzati sul MCDU di riferimento o di controllo. I comandi del FMC per la navigazione laterale e verticale sono accoppiati ai AFDS e all’automanetta del gas attraverso il Pannello di controllo (LNAV e VNAV). Gli IRS e gli altri sensori dell’aeromobile forniscono ulteriori dati richiesti. L’MCDU consentono inoltre l'interfaccia con il sistema di comunicazioni aeree Aircraft Communications Addressing and Reporting System (ACARS). Inoltre, informazioni della mappa vengono inviate all'indicatore elettronico di situazione orizzontale (EHSI).

Durante il volo la FMC cercherà i dati di navigazione e automaticamente selezionerà le migliori due stazioni DME con cui determinare la posizione attuale del velivolo. In assenza di adatte stazioni DME / DME il sistema utilizza stazioni co-ubicate VOR e DME. Quando non è possibile definire la posizione da DME / DME o DME / VOR, ad esempio su un tratto oceanico, la posizione dell'aeromobile è determinata tramite i sistemi di riferimento inerziali più un vettore di correzione calcolato da un filtro di Kalman. In quei sistemi che utilizzano la posizione GPS come un input alla FMC, è solitamente possibile per il pilota eliminare un satellite che è stata selezionato automaticamente dal ricevitore GPS, per ottenere la migliore GDOP.



Modalità di funzionamento del DUAL FMC I sistemi FMC sono duplicati di norma e ogni FMC ha la sua CDU. Ci sono 4 modalità di funzionamento: 1) Dual Mode. Con il sistema che funziona normalmente i due CDU/ FMC sono collegati e i dati inseriti dal pilota in un CDU vengono trasferiti automaticamente all'altro. In altre parole, un FMC agisce da master e l'altro da slave. I piloti possono scegliere il proprio display EHSI (full or expanded VOR, full or expanded ILS, map or plan), indipendentemente da ciò che viene visualizzato, dall'altro EHSI. 2)Indipendente. La prima fase di degrado del sistema si verifica quando viene rilevata una disparità tra le uscite dei due FMC. In tal caso ogni CDU / FMC funziona indipendentemente dall'altro ed ai piloti è lasciatto il compito di identificare il sistema funzionale. Ogni CDU fornirà il suo EHSI, ma ora le immagini su ciascuna degli EHSI (supponendo che si trovino nella stessa modalità e nello stesso intervallo) sarà diverso. 3)Singolo. L’ulteriore fase di degrado del sistema quando un FMC o CDU si rompe del tutto. In tal caso ci si affida a un funzionamento del sistema unico, tuttavia entrambi gli EHSI possono essere guidati dallo stesso FMC / CDU solo che entrambi i piloti dovranno selezionare la stessa modalità e intervallo. 4) Back-Up di navigazione. Infine, se entrambi i FMC / CDU non funzionano , i piloti sono lasciati con l’EHSI in bianco e possono fare solo un uso limitato della FMS. La navigazione si ottiene tramite la sintonizzazione manuale dei radioaiuti sulla rotta e all'arrivo che vengono successivamente visualizzati su un tradizionale RMI (radio magnetic indicator) e lettore DME analogico. Flight Director Systems Il Flight Director Systems (FDS) integra le informazioni fornite dagli strumenti di volo tradizionali (orizzonte artificiale, giroscopi, girobussola) con le informazioni ricevute da fonti esterne (VOR, DME, ILS, Radio Altimetro) per la generazione dei comandi di controllo. In questo modo si ottiene una condotta del volo più accurata, riducendo il carico di lavoro del pilota in termini di monitoraggio e di coordinazione delle singole fonti di informazione. La presentazione del FDS è in forma di due display, un indicatore di direzione/ assetto (ADI) e un indicatore di situazione orizzontale (HSI). L'ADI presenta i comandi di condotta del volo in beccheggio e rollio, mentre il HSI presenta la situazione di navigazione.



Electronic Display Systems Per visualizzare tutte le informazioni e i dati necessari alla gestione del volo si richiederebbe una vasta gamma di strumentazione e sarebbe impossibile per un tipico equipaggio di due o tre persone svolgere il monitoraggio completo. Inoltre, gran parte dei dati è rilevante solo in determinate fasi di volo o in circostanze particolari e, pertanto, non devono essere visualizzati in modo permanente. Questo ha portato allo sviluppo di sistemi elettronici di visualizzazione (glass cockpit) che elaborano e immagazzinano un gran numero di dati, visualizzati a richiesta su schermi a colori sia in forma alfanumerica che come simboli.

Electronic Flight Instrument Systems (EFIS) L’EFIS visualizza le informazioni su due schermi per ogni pilota, di circa 5 pollici quadrati l’uno. Uno schermo corrisponde alla DGA (attitude direction indicator) e mostra principalmente i parametri di volo, mentre l’altro corrisponde alla HSI (indicatore di situazione orizzontale), anche se i display generati dal computer possono veicolare molte più informazioni di navigazione di quanto sia possibile con il tradizionale flight director system. Di seguito è mostrata una tipica interfaccia EFIS. I display, che vengono generati sono in grado di presentare tutte le informazioni necessarie di volo primario e secondario. I Tradizionali sistemi analogici di back-up (pressione e giroscopi) sono mantenuti per la velocità (ASI, Air Speed Indicator), l'altitudine (altimetro barometrico), beccheggio e rollio (orizzonte artificiale) e direzione (bussola lettura diretta). Alcuni produttori si riferiscono al EADI come Flight Display primario (PFD) e al EHSI come il display di navigazione (ND). Schermo EADI La parte superiore dello schermo (EADI) visualizza convenzionalmente l’assetto dell’aereo in rollio e beccheggio contro uno sfondo ombreggiato, la metà superiore di colore blu (ciano) e la metà inferiore gialla(o marrone chiaro). La fonte per i dati di assetto è il sistema di riferimento inerziale del velivolo. L’ EADI mostra anche la barra di comando per gli angoli di rollio e beccheggio, nonché il localizzatore ILS e la deviazione dal sentiero di discesa, la deviazione dalla velocità selezionata, la velocità rispetto al suolo, la modalità del FMS e dell’automanetta, l'altitudine radio e l’altezza di decisione. La Radio altitudine viene visualizzata in digitale tra 2500 e 1000 piedi AGL (Above Ground Level) nell'angolo in alto a destra della EADI. A quota Inferiore a 1000 piedi AGL il display diventa analogico / digitale. Viene visualizzata anche l’altezza di decisione (DH) impostata. Ad altitudini



superiori a 1000 metri radio la DH viene visualizzata digitalmente sull’ EADI. Di sotto dei 1000 metri di altitudine la Radio DH viene visualizzato con un marcatore magenta colorato sulla scala analogica di forma circolare del radio altimetro. Mentre l'aeromobile scende da 1000 piedi di radio altitudine i segmenti bianchi della scala circolare vengono progressivamente cancellati in senso antiorario. A 50 metri sopra l'altezza di decisione selezionata un sonoro campanello d'allarme suona con sempre maggiore frequenza finchè l’altezza di decisione viene raggiunta. La scala circolare e il marcatore poi cambiano colore al giallo e lampeggiano per alcuni secondi. Questo avviso viene annullato manualmente premendo un pulsante di reset sul pannello di controllo. Errore di velocità superiore (F) o inferiore (S) alla velocità selezionata è indicato da un puntatore magenta e da una scala sul lato sinistro della EADI. Il Glideslope è analogamente visualizzato sul lato destro dello schermo. Il localiser ILS è indicato da un puntatore magenta e scala nella parte inferiore del display. Localizzatore ILS e sentiero di discesa sono enfatizzati dal puntatore appropriato e dal cambio di colore della scala. L’angolo di rollio è visualizzato su una scaladi roll generata dal computer e da un simbolo di “ball in the tube” nella parte inferiore della schermata. Poiché gli ingressi dei dati da sistemi come ILS e l'altimetro radio sono di vitale importanza sia per le informazioni visualizzate e per la sequenza di atterraggio automatico, il malfunzionamento di questi ingressi di dati deve essere monitorato. Gli annunci dell’ EFIS sono visualizzati sotto la forma di bandiere gialle dipinte sulle schermate



Schermo EHSI Lo schermo inferiore (EHSI) presenta un display a colori del progresso volo (es. dati di navigazione) in uno dei nove modi. Questi ultimi sono scelti sulla sezione EHSI del pannello di controllo EFIS (EHSI Switch Mode Selector) e sono:

- MAP, - CTR MAP, - PLAN, - Full ILS, - VOR, - Full NAV,



- Expanded VOR, - Expanded ILS - Expanded NAV

MAP MODE Questo è il display normalmente utilizzato per la navigazione in rotta. Fornisce una visualizzazione in movimento della mappa che è orientata rispetto alla traccia attuale dell'aeromobile, con il simbolo dell’aeromobile posizionato al centro della parte inferiore e un arco di 60 ° della bussola posizionato nella parte superiore dello schermo. Caratteristiche del terreno, quali aiuti alla navigazione, aeroporti e waypoint sono riportati nella loro posizione rispetto ad una scala comune. La scala dell'immagine Map è selezionabile dal pannello di controllo EHSI, che offre in genere intervalli di 10, 20, 40, 80, 160 e 320 nm. L'immagine del radar meteo, generato nei colori standard di verde, ambra e rosso (con magenta in alcuni casi), può essere sovrapposto sul display nelle modalità EXP VOR, ILS EXP, NAV EXP, CTR MAP e MAP, premendo il tasto WXR sul pannello di controllo. L’informazione di Heading si ottiene dal sistema di riferimento inerziale del velivolo. Se utilizzato tra le latitudini di 73 ° N e 65 ° S la rosa della bussola è riferita al nord magnetico o al nord geografico, a seconda delle preferenze dell'operatore. Sopra queste latitudini la rosa è riferita solo al nord vero. Si noti, tuttavia, che la rosa mostra la traccia dell'aeromobile e che il puntatore di heading è fuori centro in condizioni di deriva diversa da zero. La velocità del vento è visualizzata in digitale, con un display analogico di direzione del vento, sotto forma di una freccia che punta nella direzione appropriata. La freccia vento è orientata rispetto alla mappa, che a sua volta è orientata rispetto alla traccia i in modo tale che l'asse verticale del display è la traccia istantanea dell'aeromobile. Nell’esempio la velocità del vento è di 225°/50kt La deviazione laterale e verticale dal percorso di volo previsto è indicata da puntatori e scale allineate orizzontalmente e verticalmente sui bordi del display. La scala selezionata viene sovrapposto verticalmente sul display Mappa, a partire dal simbolo velivolo. La distanza e il tempo per il prossimo waypoint sono visualizzati digitalmente. Un vettore “trend”dall'apice del simbolo aeromobile mostra la posizione laterale prevista alla fine di intervalli di 30, 60 e 90 secondi sulla base dell’angolo di rollio, della velocità rispetto al suolo e l'accelerazione laterale. Un indicatore di altitudine ad arco interseca il tracciato previsto nel punto in cui una quota selezionata sarà raggiunta al tasso attuale di salita o discesa. Nella modalità mappa lo schermo visualizza continuamente informazioni sulla zona di navigazione. L'immagine è generata utilizzando i dati forniti del sistema di navigazione inerziale. La posizione dell'aeromobile determinate dalla INS / IRS sarà monitorata e aggiornata dal FMS utilizzando i dati ricevuti dalle stazioni VOR / DME che vengono automaticamente selezionate dalla FMS. La FMS selezionale stazioni in modo di ottenere la geometria ottimale. Ovviamente l’aggiornamento automatico della funzione di navigazione cesserà quando l'aereo vola su zone prive di copertura VOR / DME. L’aggiornamento manuale della posizione INS / IRS è possibile, ma di norma non dovrebbe essere necessario.



La Figura mostra il display generato quando si seleziona la modalità PLAN. Nella parte inferiore della schermata viene visualizzato il percorso attivo , ma ora è orientata al nord vero. La traccia e le informazioni sulla direzione sono mostrate su una rosa, ma ora la linea di fede mostra l’heading con il contrassegno della rotta fuori centro in condizioni di deriva diversa da zero. Anche in questo caso la distanza e il tempo per il prossimo waypoint sono mostrate in digitale. La velocità e la direzione del vento non sono visualizzate in questa modalità e il radar meteorologico non può essere sovrapposto. Si tratta di una modalità di visualizzazione utile per verificare i cambiamenti di rotta quando vengono selezionati sulla tastiera e prima di essere inseriti nel Flight Management System (FMS) del computer.



VOR and ILS Modes Possono essere presentati come una bussola completa con rappresentazione dell’heading e delle deviazioni dalla rotta convenzionali, o come bussola espansa sulla quale può essere sovrapposta l'immagine del radar meteorologico con la scala di distanza selezionata visualizzata. In entrambi i casi sono indicati la velocità e la direzione del vento e l'origine del sistema (ILS o VOR). In modalità espansa VOR e ILS la rotta istantanea dell'aeromobile viene visualizzata come una linea continua che si estende dal vertice del simbolo aeromobile all'arco della bussola. La direzione del radioaiuto selezionato è indicata da una linea continua che si estende dal centro della barra della scala di deviazione laterale all'arco della bussola.

sistemi di supporto alla navigazione alla navigazione_rid1.pdfdi "h” e la forma del volume è...

Documents