Capitolo 12 Comandi di volo - 12.1 -
12.1 Introduzione I comandi di volo costituiscono una parte degli impianti di bordo essenziale per la controllabilità e manovrabilità della macchina. A seconda della categoria del velivolo, delle sue dimensioni e velocità sono possibili diverse tecniche per asservire il movimento delle superfici aerodinamiche di controllo ai comandi del pilota. Le soluzioni più comuni per alianti e piccoli velivoli dell aviazione generale sono basate solo su collegamenti meccanici ottenuti con cavi o aste: il pilota, agendo sulla barra di comando (o sul volantino, o sulla pedaliera) in cabina, trasmette un movimento ad un cinematismo che arriva fino alla superficie di governo; normalmente la forza che il pilota deve applicare è funzione, oltre che delle dimensioni e altre caratteristiche del velivolo, della velocità di volo e dell angolo di deflessione della superficie aerodinamica. Quando allora non è possibile, attraverso queste soluzioni meccaniche, avere degli sforzi di barra sostenibili dal pilota, si deve ricorrere ad un potenziamento finale del comando, tipicamente utilizzando energia idraulica. Fig. 12.1 Superfici di comando su velivolo da trasporto - 12.2 - Una conseguenza dell introduzione dei servomeccanismi idraulici nei comandi di volo fu la possibilità di usare tecnologie di controllo attivo per la riduzione dei carichi di volo, la guida automatica, la stabilizzazione e la protezione da manovre fuori dall inviluppo di volo. Tecnologie più recenti si basano sulla trasmissione dalla cabina di un segnale elettrico, che viene opportunamente elaborato da un sistema di calcolatori e tradotto in comando di una superficie di governo (fly-by-wire). Il numero ed il tipo di superfici di governo dipende dalla categoria del velivolo. La fig. 12.1 mostra una soluzione molto classica, riferita ad un velivolo da trasporto. Si possono distinguere anzitutto: le superfici di governo primarie, per il controllo attorno ai tre assi: equilibratore, timone direzionale ed alettoni; le superfici di governo secondarie: aerofreni, diruttori, ipersostentatori, alette di trimmaggio etc. Alcune configurazioni di velivoli moderni possiedono superfici di governo particolari: elevons, lungo il bordo d uscita per il controllo di rollio (al posto degli alettoni) e beccheggio (al posto dell equilibratore) su configurazioni a delta senza impennaggio orizzontale; flaperons, superfici indipendenti estese lungo tutta l apertura alare per il controllo del rollio (al posto degli alettoni) e dell incremento di portanza (al posto degli ipersostentatori di bordo d uscita); tailerons, stabilizzatori indipendenti per il controllo di rollio (al posto degli alettoni) e beccheggio (al posto degli equilibratori); ali a freccia variabile, per adattarsi a diverse condizioni di volo;
canard, con superficie aerodinamica aggiuntiva a prua per un ulteriore controllo del beccheggio e stabilizzazione. I comandi primari sono ovviamente essenziali non solo per il compimento della missione ma anche per la sicurezza; essi sono quindi caratterizzati da un elevata ridondanza ed affidabilità, ed inoltre sono in grado di mantenere quasi le prestazioni massime anche con guasti al sistema. I comandi secondari hanno ridondanza ed affidabilità inferiori perché un loro inutilizzo comporta solo restrizioni della missione. 12.2 Comandi meccanici Come accennato è possibile un collegamento meccanico diretto tra cabina di pilotaggio e superficie di governo quando il momento di cerniere viene agevolmente contrastato dallo sforzo muscolare del pilota, considerando il meccanismo completo dei suoi attriti. Sono usati due tipi di trasmissione del comando: ad aste e a cavi. a b Fig. 12.2 comando dell equilibratore: a) ad aste; b) a cavi Nel primo caso si utilizzano aste guidate lungo le varie regioni della struttura, con squadrette e bilancieri per cambiare la direzione e seguire un certo tracciato. La fig. 12.2a mostra un esempio di trasmissione ad aste per il controllo dell equilibratore. Il bilanciere è qui necessario per invertire il senso di trasmissione ed ottenere l accoppiamento classico tra il senso del movimento della barra di comando e quello dell equilibratore (barra avanti prua verso il basso). I principali problemi connessi alla progettazione di un comando ad aste sono la rigidezza, le frequenze e modi propri (soprattutto quelli flessionali) e l instabilità assiale. La rigidezza adeguata viene ottenuta, oltre che col dimensionamento, anche studiando un percorso per le aste la cui lunghezza non cambi sensibilmente durante le normali deformazioni strutturali del velivolo. Uno studio dei modi di vibrare permette di evidenziare possibili fenomeni di risonanza, - 12.3 -
tipicamente con le frequenze dei motori e soprattutto con quelle dei rotori nell elicottero. Il carico di instabilità assiale, dato da: 2 π EI P =, 2 λ dove E è il modulo di Young del materiale, I il momento d inerzia della sezione e λ la lunghezza libera d inflessione, si può aumentare ponendo delle guide di scorrimento ed utilizzando barre a sezione vuota. Un sistema di trasmissione a cavi si differenzia dal precedente anzitutto per il fatto che è necessaria una doppia linea di trasmissione, poiché il cavo non resiste a carichi di compressione. Per modificare direzione e verso della trasmissione si utilizzano in questo caso delle pulegge. Sulle linee bisogna prevedere l impiego di tensionatori che compensino dilatazioni termiche e rilassamento dei trefoli. Spesso la soluzione a cavi è preferita rispetto a quella ad aste, per la maggiore possibilità di seguire tracciati anche complessi e raggiungere regioni remote della struttura. La fig. 12.2b mostra, per lo stesso caso precedente del controllo dell equilibratore, una soluzione a cavi. E chiaro che una soluzione di tipo meccanico è possibile ogniqualvolta lo sforzo di barra sia basso. Cambiando opportunamente i bracci delle squadrette e dei rinvii, si può effettivamente ridurre lo sforzo di barra, ma se ne deve aumentare l escursione, cosa che pure ha dei limiti ergonomici in cabina di pilotaggio. 12.3 Servocomandi idraulici In molti casi risulta difficile, se non impossibile, ottenere sforzi di barra accettabili per tutto l'inviluppo di volo; la soluzione per questi problemi consiste nel ricorrere ad un potenziamento finale del comando attraverso servosistemi idraulici, a controllo meccanico o elettrico, in grado di generare le forze necessarie all'attuazione della superficie di controllo. In fig. 12.3 sono riportate due soluzioni simili di un servosistema per la deflessione di una superficie di governo; nel secondo caso viene mostrato anche parte dell impianto idraulico di generazione e distribuzione. Nello schema tipico del servocomando idraulico, il pilota, quando agisce sul comando in cabina, trasmette il movimento alla valvola distributrice che comanda il martinetto; il collegamento dalla cabina alla valvola può essere di tipo meccanico, attraverso vari cinematismi basati su cavi o aste come in fig. 12.3, oppure elettrico (fly-by-wire); il martinetto e la valvola di comando costituiscono un sistema ad inseguimento della posizione neutra: il martinetto si sposta in proporzione alla rotazione della barra di comando, perché, quando raggiunge una certa posizione, trascina la valvola distributrice finche questa non ripristina la posizione di circuito idraulico chiuso. In figura sono riportate due soluzioni con cilindro vincolato alla struttura del velivolo e pistone mobile e, viceversa, stelo vincolato alla struttura e cilindro mobile. Nel secondo schema mostrato, la valvola di emergenza serve ad eliminare il blocco idraulico quando l impianto è in avaria, permettendo così al pilota di passare ad un comando di emergenza manuale, ovviamente con limitazione delle velocità e possibilità di manovra. - 12.4 -
E chiaro che in un sistema servoassistito il problema dello sforzo di barra non esiste più, poiché la fonte di energia diventa l impianto idraulico di bordo. Anzi normalmente emerge il problema opposto: dato che il comando dalla cabina agisce praticamente su una servovalvola, e quindi richiede uno sforzo muscolare bassissimo, è necessario restituire al pilota la sensazione appropriata dello sforzo, per evitare manovre esagerate. Questo si ottiene collegando la barra (o il volantino, o la pedaliera ecc.) ad un sistema opportuno di molle e smorzatori con caratteristiche variabili con la velocità di volo (Q-feel). Fig. 12.3 - Schemi di servocomando I problemi più rilevanti legati alla realizzazione di comandi servoassistiti sono: stabilità del comando: il comando deve essere analizzato dal punto di vista dinamico per accertare che ad ogni posizione della barra di controllo corrisponda una posizione di equilibrio stabile sia staticamente che dinamicamente; dinamica del comando: i tempi di risposta del comando devono essere adeguati e tali da non consentire l'insorgere di fenomeni aeroelastici; sensibilità del comando, già citata; funzionamento in presenza di avaria, semplice o multipla; può essere tutt al più ammessa una riduzione delle capacità operative del velivolo in presenza di avarie. - 12.5 -
12.4 Fly-By-Wire Nei progetti recenti di velivoli si fa sempre più ricorso a dispositivi che permettono di elaborare, oltre ai comandi introdotti dal pilota, parametri misurati sul velivolo in modo da migliorare le qualità del volo. Esempi di sistemi di questo genere sono: autopiloti; dispositivi per il volo a bassa quota; attenuatori di raffica; aumentatori di stabilità; limitatori di incidenza. Dispositivi di questo genere sono nati già agli esordi dell'elettronica, ma hanno avuto notevole sviluppo ed incremento delle possibilità con l evoluzione dei calcolatori e delle tecnologie elettroniche digitali: è possibile integrare varie funzioni in un unico sistema basato su calcolatori; è possibile inoltre integrare tutte le funzioni in un calcolatore o utilizzare un certo numero di calcolatori, ognuno specializzato per un determinato compito e cooperante con gli altri. Sistemi così realizzati sono abbastanza complessi a causa delle ridondanze necessarie per raggiungere l'affidabilità richiesta. Le funzioni devolute ai calcolatori diventano in alcune macchine tante e tali da spingere ad eliminare completamente la catena meccanica di comando: il comando, o meglio la richiesta del pilota (demand) è trasformata in un segnale elettrico ed inviata ad un gruppo di calcolatori, insieme a vari parametri di volo misurati. I calcolatori esaminano la richiesta e trasmettono un segnale alla valvola di comando, azionando il martinetto, eventualmente con un adattamento alla condizione di volo. Questa tecnologia prende il nome di fly-by-wire, è nata negli anni 70 in ambito militare in versione analogica e, successivamente, esportata al civile e trasformata in digitale con la diffusione dei calcolatori digitali. Il primo velivolo civile ad adottare questa tecnologia è stato il Concorde, che per molto tempo è rimasto un caso isolato; adesso vediamo applicazioni in altri velivoli, come per esempio l Airbus delle serie 320, 330, 340, 380 e il Boeing 777. L A320 è stato inoltre il primo velivolo di linea ad eliminare i 2 tradizionali volantini di comando davanti ai piloti e sostituirli con due joystick a fianco dei piloti. La fig. 12.4 rappresenta schematicamente l architettura di controllo fly-by-wire con sistema idraulico. I calcolatori generano un segnale basato sulla richiesta del pilota e adattato alle condizioni di volo; i dati di volo campionati e quindi utilizzati per l elaborazione del comando sono diversi a seconda della categoria di velivolo, ma generalmente includono i seguenti: velocità di beccheggio, rollio ed imbardata e accelerazioni lineari; angolo di incidenza e di deriva; velocità e quota; richieste di comando sulle superfici di controllo, sul carrello d atterraggio, sul regime motori etc. E' possibile dimostrare un'affidabilità del sistema pari o superiore a quella dei sistemi puramente meccanici. Questa affidabilità è ottenuta a costo di notevoli ridondanze a livello di componenti ed alimentazioni elettriche ed idrauliche: in genere il sistema è quadruplo. Per esempio il sistema di controllo di volo dell A320 è costituito da 7 computer ed è stato realizzato da 2 differenti aziende, che sono state obbligate ad utilizzare processori, linguaggi di - 12.6 -
programmazione ed algoritmi differenti l uno dall altro: differenziando hardware e software in parallelo per eseguire la stessa operazione, si riduce la possibilità che un comando errato venga eseguito, perché questo dovrebbe implicare un conflitto tra i calcolatori e l attivazione di un algoritmo di diagnosi. Fig. 12.4 Rappresentazione schematica dell architettura fly-by-wire Sempre sull A320 esiste la possibilità, in caso di avaria completa dell impianto elettrico, di comandare meccanicamente il timone direzionale e l incidenza dello stabilizzatore: le prove di volo hanno dimostrato che è possibile un atterraggio utilizzando solo queste superfici, ma in realtà il dispositivo meccanico di emergenza ha lo scopo di dare tempo all equipaggio per tentare di riattivare l impianto. Il Tornado è invece un tipico esempio di applicazione di tecnologia FBW su velivolo a bassa stabilità. Esso infatti, pur non essendo totalmente instabile, è molto difficilmente manovrabile, soprattutto per il fatto che è a geometria variabile e quindi avrebbe risposte ai comandi completamente diverse a seconda della condizione di volo: questo richiederebbe al pilota un carico di lavoro inaccettabile. Il velivolo è quindi equipaggiato di sistemi di controllo ed aumento della stabilità attorno a tutti e tre gli assi ed un sistema di comando che rende le operazioni del pilota indipendenti dalle configurazioni del velivolo. Nei sistemi fly-by-wire, o comunque basati sull'impiego di calcolatori, esistono problemi hardware, ma soprattutto problemi di realizzazione e di certificazione del software, che oltretutto deve essere basato sulle equazioni di volo del velivolo. Il sistema viene quindi collaudato in modo molto estensivo, per ridurre al amassimo il rischio di errore. Attualmente il rischio di perdita totale del controllo del velivolo è pari a 2x10-6 per ogni ora di volo nel caso di un moderno velivolo militare; questo valore scende a 10-9 nel caso di un velivolo civile. I vantaggi di una tecnologia fly-by-wire possono essere molteplici: - 12.7 -
protezione dell inviluppo di volo (i calcolatori rifiutano o adattano richieste di controllo al di fuori dei fattori di carico previsti); aumento di stabilità e controllo in tutto l inviluppo di volo e possibilità di pilotare velivoli instabili; attenuazione degli effetti della turbolenza e delle raffiche, con riduzione dei carichi di fatica ed aumento del comfort dei passeggeri; controllo del volo con propulsori a spinta orientabile (velivoli a decollo verticale e convertiplani); riduzione della resistenza aerodinamica attraverso un trimmaggio adattativo; aumento della stabilità durante lo sgancio di serbatoi o armamenti; migliore interfacciabilità con sistemi automatici di controllo del volo; riduzione di peso; riduzione di manutenzione; riduzione del tempo di addestramento piloti. A bordo dei velivoli civili il modo operativo del sistema fly-by-wire cambia nelle 4 fasi di manovra a terra, decollo, volo e flare. La transizione tra i modi è molto regolare ed impercettibile al pilota. Nel modo di controllo al suolo, il comando dello sterzo della ruota di prua è adattato alla velocità di rullaggio; dopo il distacco da terra la protezione dell inviluppo di volo viene gradualmente introdotta affinché il pilota non possa compiere manovre che superino il minimo e massimo fattore di carico, angolo di incidenza, stallo, velocità di volo, velocità di rollio ecc; infine, nella fase finale dell avvicinamento, il funzionamento del sistema fly-by-wire passa gradualmente al modo flare, il trimmaggio automatico è disattivato ed equazioni di volo modificate sono usate per il controllo del beccheggio. La fig. 12.5 mostra lo schema di controllo fly-by-wire per l Airbus 340. In questo caso sono usati 3 gruppi di calcolatori: un gruppo di 3 calcolatori per i comandi primari (FCPC), un gruppo di 2 per i secondari (FCSC) e un gruppo di due per i sistemi di aumento di portanza (SFCC). I computer dei comandi primari e secondari sono basati su diverso hardware; i computer dello stesso gruppo sono basati su diverso software. Un altra coppia di calcolatori si occupa dell acquisizione dati di volo. Nel disegno allegato vengono indicati i gruppi di calcolatori associati alle varie superfici di governo; l A340 ha 3 sistemi idraulici indipendenti, comunemente chiamati blu, verde e giallo; sia la rete idraulica che quella del controllo fly-by-wire hanno un architettura tale da ottenere un elevata ridondanza sul controllo del volo: gli alettoni interni ed esterni, gli equilibratori ed il timone sono controllati dai computer primari e secondari e potenziati dai tutti e tre gli impianti idraulici; i sistemi di aumento di portanza sono controllati dal gruppo di computer dedicati (SFCC) e complessivamente potenziati dai tre impianti idraulici; lo stabilizzatore, che ha ovviamente un importanza secondaria, è controllato da un solo gruppo di computer e potenziato da due impianti idraulici. Grazie a questa architettura un velivolo come l A340 può essere comandato, almeno nei comandi essenziali, anche a seguito di avaria di due impianti idraulici e due gruppi di calcolatori. Nell eventualità di perdita del terzo gruppo di computer o del terzo impianto idraulico, è previsto un controllo manuale d emergenza del timone direzionale degli equilibratori, al pari dell A320. - 12.8 -
Fig. 12.5 Schema fly-by-wire dell A340 Una tecnologia di tipo fly-by-wire è inevitabile per alcune categorie di velivoli come quelli mostrati in fig. 12.6. Il primo esempio è il bombardiere Northrop B-2, la cui struttura è progettata col principale requisito di ridurre la riflessione delle onde radar, e quindi di essere difficilmente intercettato; ne risulta una forma aerodinamica priva delle classiche superfici di controllo, fortemente instabile. Nel secondo caso si vede il Bell-Boeing V-22, un convertiplano in grado di passare da una configurazione tipo elicottero, con rotori ad assi verticali, ad una di tipo velivolo ad ala fissa, con rotori ad assi orizzontali; la transizione tra le due configurazioni, in cui il sostentamento è dato in frazioni variabili dalla portanza alare e dalla spinta dei rotori, richiederebbe inusuali capacità di pilotaggio, ma è ben controllata da un sistema fly-by-wire. Fig. 12.6 Velivolo instabile e velivolo a spinta orientabile - 12.9 -
12.5 Attuatori: stato dell arte e sviluppi futuri Si è già detto che la tendenza attuale è quella di installare, laddove previsto un comando potenziato, servocomandi idraulici dove la valvola di comando viene azionata dal pilota, tramite un segnale meccanico od elettrico. Nella fig. 12.7 si mostra una valvola di comando pilotata elettricamente, per il controllo di un martinetto a 4 camere alimentato da due impianti idraulici indipendenti. Si può osservare che il sistema è tale per cui, in caso di avaria di un impianto, quest ultime viene escluso ed il controllo continua con l impianto ancora in funzione. La posizione dell attuatore viene trasformata in un segnale elettrico da un LVDT (linear variable displacement transducer) ed inviata ad un sommatore; la differenza tra il segnale elettrico del comando richiesto dal pilota ed il segnale dell LVDT costituisce l errore residuo; attraverso un controllo proporzionale integrativo derivativo (PID) si genera infine il segnale di corrente per il controllo del cursore della valvola. In realtà il sistema è un po più complesso, perché prima del PID ci sono un filtro ed un amplificatore, ed inoltre si utilizza spesso come retroazione anche la posizione del cursore della valvola. Fig. 12.7 Servocomando idraulico I parametri più importanti per le prestazioni di un attuatore sono le forze massime, le velocità massime, la risposta in frequenza e la rigidezza dinamica. Le forze massime si riferiscono alle due condizioni di movimento e sono notoriamente funzione delle aree, della pressione idraulica e delle perdite di carico. Le velocità massime, pure definite nelle due direzioni di moto del pistone, sono funzione del carico e, di solito, vengono definite a carico nullo ed al 70% del carico massimo. La risposta in frequenza viene definita in termini di guadagno e sfasamento dello spostamento del pistone, sotto certe condizioni di carico. Infine la rigidezza dinamica, cui di solito si associa anche un fattore di smorzamento, è un dato importante per il calcolo dei modi propri. - 12.10 -
Attualmente sono in fase di studio due tipologie di attuatori: attuatori elettromeccanici (EMA) ed attuatori elettro-idrostatici (EHA). Il primo è costituito da un motore elettrico a da una scatola di riduzione che movimenta lo stelo. Questo sistema è stato utilizzato per decenni per il controllo delle alette di trimmaggio, apertura portelli ed altri utilizzi che richiedono basse potenze, velocità e tempi di risposta; tuttavia è possibile uno sviluppo di questo metodo, ed una sua applicazione al controllo del volo, con l introduzione di motori elettrici ad alta tensione continua (270 VDC ), con relativi sistemi di controllo basati su interruttori allo stato solido e microprocessori. Gli studi attuali sono finalizzati a rendere gli attuatori elettromeccanici leggeri ed affidabili quanto i corrispondenti attuatori idraulici. Il secondo tipo di attuatore è invece costituito da un mini impianto idraulico integrato, comprensivo di pompa e serbatoio, per il movimento del martinetto, ed un motore elettrico ad alta tensione continua per l azionamento della pompa, attivato solo quando riceve il segnale di comando. 12.6 Comandi di volo degli elicotteri I velivoli ad ala rotante sono sistemi più complessi rispetto ai velivoli ad ala fissa: sono macchine asimmetriche, instabili e con una forte interazione tra i comandi di volo; questi ultimi inoltre sono completamente differenti dai comandi presenti su velivoli ad ala fissa. Un primo importante aspetto è il modo di trasmettere il movimento dai motori al rotore principale. Fatta eccezione per i piccoli elicotteri, che possono avere motori a pistoni, normalmente sono installati motori a turbina. Quasi tutta la potenza viene convertita in energia meccanica, includendo anche quella necessaria ad azionare l impianto idraulico ed elettrico. Per questo motivo il motore ha una doppia turbina, come mostrato in fig. 12.8: la turbina del compressore, calettata sull asse e situata Fig. 12.8 Motore a turbina di un elicottero subito dopo la camera di combustione, ha lo scopo di trascinare il compressore stesso; la turbina di potenza, a valle della precedente e non calettata sullo stesso albero, aziona il riduttore e quindi i rotori. Poiché questa turbina è libera dall albero principale, il motore ha un inerzia relativamente bassa e può cambiare regime senza transitori importanti; viceversa, alla turbina di potenza è associato un momento d inerzia molto elevato, e quindi lunghi transitori per passare da una velocità di rotazione ad un altra. Solitamente sono presenti almeno due motori, raramente uno solo; essi sono collocati sopra la cabina, in vicinanza della scatola di trasmissione, come mostrato in fig. 12.9. Il controllo del volo nell elicottero è ottenuto modificando la configurazione del rotore principale e di quello di coda. - 12.11 -
La forza di sostentamento è ottenuta dalle pale del rotore principale, solitamente in numero compreso tra 2 e 6: cambiando il loro angolo di incidenza con la leva del passo collettivo, si modifica il loro coefficiente di portanza. Il controllo in direzione longitudinale e laterale è ottenuto inclinando il rotore principale nelle varie direzioni, operando sulla leva del passo ciclico. La fig. 12.10A mostra i principali componenti del controllo rotore. Tre attuatori sono sufficienti per il controllo sia del passo collettivo che di quello ciclico. I attuatori vengono comandati, attraverso le loro valvole, dalla cabina di pilotaggio tramite aste, cavi o tecnologia fly-by-wire. A seconda di come vengono azionati, essi sono in grado di spostare (passo collettivo) od inclinare (passo Fig. 12.9 Collocazione motori e riduttore ciclico) il piatto oscillante inferiore, non rotante. Questo possiede un vincolo a pattino col piatto oscillante superiore, rotante, a cui trasmette il movimento di traslazione o inclinazione; quest ultimo controlla direttamente il calettamento delle singole pale del rotore principale, come chiarito dalla fig. 12.10B. La variazione dell angolo di calettamento modifica la portanza della singola pala; il passo collettivo agisce simultaneamente su tutte le pale, generando su tutte e quindi sul velivolo una variazione di forza di sostentamento; il passo ciclico invece modifica l angolo di calettamento in modo tale da ottenere uno sbilanciamento della distribuzione di portanza ed un inclinazione del rotore, ovvero una componente di forza longitudinale. A Fig. 12.10 Elementi del rotore e principio di funzionamento La modifica del passo collettivo comporta una variazione del coefficiente di resistenza delle pale stesse e quindi della coppia sull asse del rotore principale; per evitare che il velivolo cambi rotta tale manovra dev essere compensata variando il calettamento delle pale del rotore di coda, tramite la pedaliera. Inoltre si verificherà un cambiamento della velocità di rotazione dei - 12.12 - B
rotori, che andrà compensata col controllo della potenza motori, ottenuto da una manopola sulla leva del passo collettivo. Questi effetti incrociati dimostrano la complessità del pilotaggio dell elicottero, che è quindi basata su una continua coordinazione dei passi ciclico e collettivo, del rotore di coda e dei motori. La guida di un elicottero è più complicata di quella di un velivolo ad ala fissa, e questa differenza è accentuata durante le manovre ed il volo in condizioni di turbolenza. Per questo motivo gli elicotteri moderni sono equipaggiati con sistemi di controllo automatico della potenza motori, sistemi di stabilizzazione del volo e piloti automatici, in grado di ridurre gli effetti incrociati dei comandi e quindi il carico di lavoro del pilota. 12.7 Bibliografia Autori vari, Avionic Systems, curato da D.H.Middleton, Longman Scientific and Technical, 1989 I.Moir, A.Seabridge, Aircraft Systems, Longman Scientific and Technical, 1992-12.13 -