ANS Training Aeromobili

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1 CAPITOLO 5 STRUMENTI MOTORE Il monitoraggio continuo dell efficienza e della funzionalità dell apparato motopropulsore è prioritario rispetto a qualsiasi verifica sugli altri apparati di bordo. Tutto ciò avviene attraverso un sistema di rilevamento di dati provenienti da sensori che forniscono ai piloti una serie di informazioni sulla regolarità o meno del funzionamento dell impianto propulsore. Gli elementi primari sui quali si basano dette verifiche sono: 1. Giri motore (e dell elica quando presente); 2. Temperatura di utilizzo; 3. Consumo carburante; 4. Temperatura e pressione dell olio. 107

2 Pur essendo i parametri di funzionamento soggetti al controllo, comuni a tutti i tipi di motorizzazione, ogni tipologia di propulsore ha le sue caratteristiche operative e di funzionameno che vanno monitorate.indipendentemente da queste caratteristiche, esistono parametri di controllo e relativi strumenti misuratori comuni, che sono i seguenti: Flusso del carburante; Temperatura di utilizzo; Temperatura dell olio; Pressione dell olio. Le diverse specificità possono rappresentarsi in funzione del tipo di motorizzazione cosi come segue: Motore a pistoni con elica a passo fisso: Contagiri motore e relativa manetta (che regola il flusso del carburante), ovvero la rappresentazione della potenza erogata attraverso la misurazione dei giri dell elica RPM. Motori di bassa potenza, fino a 150 Hp circa, La temperatura di utilizzo si controlla attraverso lo stumento che rileva la temperatura dei gas di scarico EGT, exaust gas temperature. Motore a pistoni con elica a passo variabile (a giri costanti): Su AA/MM con questo tipo di motorizzazioni, sono presenti due sistemi di controllo per l utilizzo del propulsore. Il controllo della pressione di alimentazione, Manifold Pressure MP(1) ed il controllo dei giri RPM(2) che corrisponde anche al passo dell elica. Maggiore e questa pressione, maggiore risulta la potenza erogata. Aumentando detta potenza, per ottimizzare in rendimento, bisogna adeguare i giri dell elica attraverso l apposita manetta. Negli AA/MM di ultima generazione questa regolazione del passo (calettamento) delle pale avviene in modo automatico in funzione dello aumento o della diminuzione della P.di A. La temperatura di utilizzo si controlla attraverso lo stumento che rileva la temperatura dei gas di scarico EGT. Motori di potenza superiore a 150 Hp. 108

3 Motore turboreattore o turbofan: Per il controllo della spinta del motore in questione si utlizza il parametro dei giri del compressore/turbina attraverso le manette che regolano il flusso del carburante. Nel pannello di controllo ci sono due indicatori che mostrano la percentuale dei giri su detti (N1;N2) ma il riferimento per la quantità di spinta è il valore N1 riferito al compressore di bassa pressione cioè il fan. La temperatura di utilizzo viene controllata attraverso lo strumento che indica la ITT, Inter-turbine temperature, in rari casi l EGT. 109

4 Motore Turboelica: Per il controllo della potenza, come nei precedenti casi, si usano le classiche manette ma il parametro di riferimento è il TORQUE (coppia e RPM), cioè l indicazione della quantità di potenza di torsione applicata all albero dell elica. In altre parole attraverso il torque si ha l indicazione della quantità di lavoro che il motore a turbina compie per far girare l elica alla potenza necessaria. 110

5 CAPITOLO 6 STRUMENTI DI VOLO Gli strumenti presenti a bordo degli aeroplani hanno una sistemazione che segue una logica comune in tutte le cabine di pilotaggio e svolgono le stesse funzioni su aerei leggeri da turismo, a bordo di moderni jet commerciali o su sofisticatissimi aerei militari. Lay-out strumenti standard 111

6 aereo a turbina Piper PA42 aereo militare MB339a 112

7 aereo executive P180 AVANTI 1 aereo commerciale EFIS Airbus A320 family 113

8 aereo executive full EFIS P180 AVANTI 2 Danno le stesse indicazioni parametrali dei dati di volo: velocità, quota, direzione, stato di funzionamento dei motori. Funzionano tutti con gli stessi principi fisici e possiamo dividere gli strumenti indispensabili in tre gruppi: 1. Gruppo strumenti di volo; 2. Gruppo strumenti di radio/guida; 3. Gruppo strumenti di controllo impianti (trattati nel capitolo IX ). I primi due gruppi saranno analizzati in questa sezione, il terzo nella sezione motori aeronautici e impianti di bordo. Gli strumenti di volo e per la radio/navigazione si definiscono rispettivamente, basici ed avanzati. Gli strumenti basici si dividono ulteriormente in due tipi in relazione a costruzione e funzionamento e sono: gli strumenti a capsula, che operano per mezzo del rilevamento e della misurazione di pressioni differenziali, e gli strumenti giroscopici elettrici o a depressione. 114

9 STRUMENTI BASICI Prima di iniziare il discorso strumenti, accenneremo a tre grandezze fisiche: la pressione, la temperatura e la densità dell aria, che ricoprono un ruolo importante nel principio di funzionamento degli strumenti a capsula. La pressione per possiamo dividerla in due tipi: La Pressione Statica e la Pressione Dinamica che sommate danno la Pressione Totale. Pressione Statica (static pressure) è la pressione dell aria in quiete esistente nell intorno dell aeromobile e diminuisce con l aumentare della quota. Il gradiente barico verticale in aria tipo è: -1 HPa ogni (+)27 ft (8 Mt.) per i primi 1500ft. Pressione Dinamica (dynamic pressure) è la pressione generata dal moto dell aereo ed è funzione del rapporto tra la velocità e la densità dell aria. Pressione Totale (total pressure) è la somma delle due precedenti che giunge allo strumento (anemometro) e genera l indicazione di base. La temperatura. In condizioni normali, diminuisce con l aumentare della quota in modo simile a quanto accade alla pressione, fino al raggiungimento della Tropopausa. Attraversando la tropopausa, rimane costante per poi subire un inversione di tendenza, aumentando. Anche per la temperatura esistono diversi modi per identificarla ed utilizzarla in funzione delle esigenze strumentali. (GTV = -2 /1000ft) SAT (static air temperature) è la temperatura dell aria in condizione di quiete, misurata con i normali termometri ambientali. Non è rilevabile da bordo a meno che l aeromobile non si trovi a terra, risente dei problemi relativi alla compressibilità dell aria che produce il riscaldamento adiabatico (attrito sulla sonda termometrica delle molecole dell aria accelerate significativamente). La grandezza che si origina da questo riscaldamento prende il nome di temperature rise T.R. ed è funzione del numero di Mach (MN). OAT (outside air temperature) e cioè la temperatura esterna all aeromobile, non influenzabile attraverso la T.R. dal momento che il tipo di sonda termometrica che la rileva è montata su piccoli aerei con prestazioni limitate. Per questo viene considerata paritetica alla SAT ed usata direttamente. TAT (total air temp.) o RAT (ram air temp.) è la temperatura esterna effettiva rilevata da sonde montate su aeromobili ad alte prestazioni (jet, turboprop), risente dei problemi della comprensibilità dell aria che produce il riscaldamento adiabatico (attrito sulla sonda termometrica delle molecole dell aria significativamente accelerate). La grandezza che si origina da questo riscaldamento prende il nome di Temperature Rise ed è funzione del numero di Mach (MN). 115

10 La densità dell aria (ρ - rho dell alfabeto greco). È un importantissimo parametro con il quale si devono confrontare le prestazioni dei velivoli attraverso i loro rendimenti propulsivi. DENSITÀ = MASSA (in Kg) VOLUME (in M 3 ) La densità a livello del mare in area standard (ISA) ha un valore convenzionalmente stabilito pari al 100%, che corrisponde a 1225 g per m3 I due fattori che influenzano i valori di densità sono: la pressione e la temperatura. La densità è direttamente proporzionale alla variazione di pressione e inversamente proporzionale alla variazione di temperatura (all aumentare della temperatura aumenta il volume della massa d aria, all interno della quale la densità deve necessariamente diminuire). All aumentare della quota la densità diminuisce poiché diminuisce la pressione; però con l aumentare della quota anche la temperatura diminuisce, pertanto la densità tende ad aumentare. Il contrasto tra diminuzione ed aumento della densità all aumentare della quota ed al diminuire della temperatura, porta in ogni caso ad una diminuzione della densità, poiché la diminuzione della pressione prevale rispetto alla diminuzione della temperatura con la conseguenza che la distanza verticale del livello della tropopausa (punto caratterizzato da isotermia) dalla superficie terrestre, varia a seconda della temperatura (ai poli la tropopausa risulta più bassa, rispetto a quella all equatore). Un altro fattore importante che influisce sulla densità è l umidità dell aria: all aumentare dell umidità la densità diminuisce. Questo fattore ha un influenza assoluta sulle prestazioni degli aeromobili, in quanto, se analizziamo la formula della portanza: P = C P ½ ρ V 2 S possiamo tranquillamente affermare che la portanza diminuisce sensibilmente con la diminuzione della densità, riducendo significativamente la capacità di sostentazione dell ala. La contemporaneità di: alta temperatura, elevata umidità, notevole elevazione delle superfici aeroportuali di decollo, causano rilevanti riduzioni nell efficienza aerodinamica degli aeromobili e nelle prestazioni dei propulsori perché diminuendo la quantità d ossigeno per unità di massa d aria si complica il procedimento dell accensione del carburante perché si verifica un rallentamento della velocità di propagazione della fiamma a causa della massiccia presenza di vapore acqueo. Meno densità, meno sicurezza! Densità = massa/volume Aria secca Aria umida 116

11 STRUMENTI A CAPSULA Gli strumenti a capsula sono così definiti per via del principale elemento che ne consente il funzionamento: una capsula costruita in lega di metallo ultra leggero. Le sue caratteristiche costruttive le consentono di espandersi o di contrarsi tutte le volte che avvengono differenze di pressione tra l interno e l esterno ed è tarata secondo i parametri tabellari dell aria tipo. L inconveniente del quale soffre la capsula è l isteresi: un certo ritardo nella traduzione strumentale dei dati di pressione rilevati. Ciò avviene ogni qual volta l aeromobile, avendo mantenuto inalterata la rilevazione dei suoi parametri di pressione per lungo tempo (una quota di crociera mantenuto costante), li varia iniziando una discesa. L altimetro ritarderà l indicazione a scendere, e se la discesa e ripida la quota che si leggerà sullo strumento sarà sempre superiore a quella effettivamente attraversata. 117

12 IMPIANTO PITOT La sorgente di pressione per il funzionamento degli strumenti a capsula si definisce tubo di Pitot, dal nome del suo inventore. Le pressioni da rilevare,sono di tre tipi: statica, totale e dinamica; per le prime bisogna provvedere al rilevamento diretto mentre l ultima si ricava procedendo con il metodo matematico differenziale. La Pressione Statica è rilevata attraverso almeno due prese statiche, sono fori che si trovano generalmente sui lati della fusoliera in posizione contrapposta. La Pressione d impatto (totale) è rilevata attraverso una o più prese dinamiche poste parallelamente all asse longitudinale del velivolo, sistemate in modo da ridurre al minimo eventuali fattori di disturbo come il vorticare dell aria mossa dalle eliche. Queste prese si trovano sul bordo d attacco dell ala verso la sua estremità (generalmente su monorotori leggeri), sulla deriva oppure nella parte anteriore della fusoliera (gli aerei con più di un motore). La presa dinamica o tubo di Pitot è un sistema unico per il rilevamento delle due pressioni composto di due tubi coassiali uno interno all altro, che hanno funzione di presa dinamica e statica. I rilevatori di pressione dinamica e/o statica possono essere muniti di riscaldamento elettrico ad interruttore per prevenire errori di rilevamento causati da possibili formazioni di ghiaccio a terra o in volo. Prima del volo deve essere controllata la loro pulizia da eventuali agenti esterni, sono muniti di copri pitot o spinotti di protezione di colore rosso/arancio ad alta visibilità che recano la dicitura: 118

13 119

14 Prese statiche Il rilevamento della pressione può avvenire attraverso un impianto Pitot semplice o nel caso di aeromobili con prestazioni medio - alte con più impianti Pitot complessi opportunamente interconnessi per assicurare la continuità della sorgente del rilevamento della pressione. I dati di pressione rilevati passano attraverso un elaboratore prima di arrivare agli strumenti indicatori i forma corretta, anche per la gestione automatica del volo. Gli aeromobili sono equipaggiati con almeno due calcolatori centralizzati che hanno la funzione di elaborare i dati dell aria circostante (temp.+press.) per dare indicazioni precise sotto forma di segnali elettrici sui vari dati di volo (velocità vera, quota, temperatura, numero di Mach ecc.). Questi calcolatori si chiamano Air Data Computer A.D.C. o Central Air Data Computer C.A.D.C. 120

15 Impianto A.D.C. 121

16 Impianto Pitot semplice La presenza di più sistemi garantisce la presentazione delle medesime indicazioni di origine indipendente, in maniera tale da rilevarne immediatamente qualsiasi discrepanza. Rimane comunque indispensabile la presenza di un sistema Pitot semplice ed indipendente che alimenti, in caso di necessità, gli strumenti basici. ANEMOMETRO È lo strumento a capsula per il rilevamento della velocità. 122

17 L anemometro, è lo strumento attraverso il quale si misura la velocità dell aeromobile relativa alla massa d aria in cui è immerso ed è fondamentale per il controllo delle prestazioni e per la risoluzione dei problemi di navigazione. I valori sono espressi in nodi. Si è deciso di partire da questo strumento perché è il primo in alto a sinistra sul pannello e indica la velocità di spostamento orizzontale che, per lo studio del comportamento dell ala in aerodinamica è denominato vento relativo. Quando si studiano i comportamenti dell ala immersa nel fluido aria, l ala è considerata in posizione statica investita dalla massa d aria in movimento. Il principio di funzionamento è quello della capsula differenziale. La presa dinamica è collegata alla capsula, la presa statica alla cassa dello strumento che è ha tenuta stagna. Il valore differenziale delle due pressioni determina le contrazioni e le dilatazioni della capsula. Schema di costruzione dell anemometro Quando l aeromobile fermo, i due rilevatori acquisiscono solo la pressione statica, quindi c è equilibrio all interno dello strumento. Quando l aeromobile si muove è soggetto ad una pressione d impatto e la capsula si dilata. Quanto maggiore sarà la pressione tanto più la capsula si dilaterà e maggiore sarà il valore di velocità indicato nel quadrante. Nel caso si dovessero verificare malfunzionamenti alle prese statiche o dinamiche (ostruzioni causate da piccoli detriti o ghiaccio) potrebbero sorgere dei problemi di condotta. Se avvenisse alle prese statiche in fase di volo livellato, senza variazione di pressione, l indicazione rimarrebbe corretta mentre indicherebbe in difetto in caso salita. Più grave sarebbe in caso di caso di discesa, infatti, l indicazione sarebbe in eccesso. Per quanto riguarda le prese dinamiche avverrebbe l esatto contrario nelle fasi di salita o discesa, mentre in volo livellato l indicazione non subirebbe variazioni. 123

18 Tra le velocità caratteristiche del volo esaminiamo quelle più importanti e che riguardano più direttamente l attività del Controllore del traffico aereo. Nel campo delle velocità operative ci sono due margini che ne delimitano i confini, una velocità minima ed una massima. Il limite minimo di velocità di un aeromobile s identifica con la velocità di stallo (Vs), vale a dire la velocità alla quale si completa il distacco della vena fluida dal dorso alare e viene a mancare la portanza e, il peso fisico dell aereo non più sostenuto prevale e causa la repentina perdita di quota. Ogni aeromobile ha la sua velocità di stallo in funzione della quale vengono calcolate le velocità di decollo, quelle d avvicinamento e d atterraggio. Il limite massimo di velocità (Vne o Vmo) rappresenta il limite di resistenza strutturale oltre il quale è possibile causare tali danni all aeromobile da comprometterne le capacità di volo. All interno del campo delle velocità, tra la minima e la massima, esiste una gamma di velocità caratteristiche proprie per ogni aeromobile da utilizzare per ciascuna manovra, configurazione e fase del volo: IAS - indicated air speed (velocità indicata). È la velocità che viene letta sull anemometro. La IAS diminuisce di circa 6 nodi per ogni 1000 ft di quota guadagnata rispetto alla TAS. È usata dai CTA in particolari fasi del volo come l avvicinamento o la salita dopo il decollo per spaziare e/o sequenziale il traffico aereo. TAS - true air speed (velocità vera all aria). È la velocità effettiva con la quale la vena fluida scorre lungo il profilo alare. Si ottiene dopo la correzione dell errore strumentale e di posizione della presa statica (CAS), di compressibilità dell aria (EAS), di densità, ai quali va soggetto un aeromobile durante lo sviluppo del suo volo e può essere considerato il prodotto finale dal quale ricavare le reali prestazioni del velivolo partendo dalla IAS. GS - ground speed ovvero velocità di avanzamento rispetto al suolo, derivata dalla TAS corretta della componente longitudinale del vento. MN - Mach number ovvero il rapporto tra TAS e la velocità di propagazione del suono nell aria esistente alla quota di volo. Nella navigazione ad alta quota ed alta velocità, la IAS è poco attendibile e il valore del numero di Mach diventa importante. La velocità del suono dipende dalla temperatura cioè aumenta all aumentare della temperatura e viceversa. Se un a/m vola ad una certa velocità, non e possibile stabilire quanto vicino si trovi alla velocità del suono se non dopo aver conosciuto il valore di temperatura assoluta a quella determinata quota. Il rapporto tra la velocità dell a/m e la velocità del suono nelle stesse condizioni ambientali prende il nome di numero di mach che e un valore adimensionale. Vel A/M (V) NUMERO DI MACH = Vel suono (a) Il numero di mach (MN) viene espresso, se minore di 1, dalla cifra preceduta da un punto es:.81 NOTA: In condizioni ISA la velocità del suono al livello del mare e di 661 Kts e diminuisce progressivamente fino alla tropopausa (isotermia), dove raggiunge e mantiene un valore pari a 572 Kts 124

19 Considerazioni operative sulla velocità Due aeromobili che volano nella stessa area, allo stesso livello di volo, con la stessa prua e con la stessa velocità indicata (IAS/Mach number) hanno di conseguenza G.S. uguali. Se durante la salita è mantenuta costante la IAS aumentano la TAS e il MN e di conseguenza la GS. Per poter mantenere costante una separazione, è necessario tenere presente la quota di volo. Non si possono effettuare separazioni d area basandosi sulle velocità degli aeromobili. 125

20 L anemometro tradizionale (vedi figura), è il tipo di strumento in dotazione ad aeromobili leggeri. Questi aeromobili con prestazioni non elevate volano a quote e velocità basse e risentono poco dei problemi causati da grandi differenze di pressione o dai fenomeni aerodinamici legati alla densità ed alla compressibilità dell aria. Acronimi delle principali velocità misurate dall anemometro convenzionale: Vs0 stall, power-off, landing configuration ovvero: stallo, senza motore in configurazione di atterraggio; Vs1 stall, power-off, clean configuration ovvero: stallo, senza motore, in configurazione pulita; Vfe max for flap extension ovvero: massima con i flaps estesi; Vno max for normal operation ovvero: massima per normali operazioni; Vne never exceed ARCO BIANCO ARCO VERDE ARCO GIALLO LINEA ROSSA inizia dalla Vs0 dell aereo, con carrello ed ipersostentatori completamente estesi e termina alla Vfe. inizia dalla Vs1 dell aereo in configurazione completamente pulita e termina alla Vno. inizia dalla Vno e termina alla Vne. Vne. 126

21 Per quanto riguarda l anemometro con indice Vmo non sono presenti archi di riferimento e le velocità Vno e Vne coincidono in un unico valore detto Vmo : velocità massima operativa o di sicurezza. L indice in questione è rappresentato da una lancetta zebrata bianca e rossa collegata ad una seconda capsula che ne regola i valori in funzione della quota. Più essa è elevata più diminuisce il valore di Vmo. Anemometro/Machmetro Vmo Per i CTA è utile sapere che gli errori del machmetro sono inferiori a quelli cui vanno soggetti gli altri strumenti a capsula, in quanto misura il rapporto tra due velocità, quella dell aeromobile e quella del suono nelle medesime condizioni di temperatura. Le sue indicazioni utilizzano soprattutto nel controllo d aerovia per aerei che si trovano allo stesso livello di volo sulla stessa porzione di rotta. 127