Esame di Stato 2018

La prova della sessione ordinaria 2018 (codice I241, attuale A038) propone quattro quesiti, dei quali vengono affrontati i primi tre di carattere tecnico-disciplinare. Il quesito 4 richiede la descrizione dell'esperienza personale di Alternanza Scuola–Lavoro (PCTO) e non è oggetto di risposta nell'ambito di questo opuscoletto.

Tipi di comandi di volo e loro caratteristiche

Superfici di governo: primarie e secondarie

Si distinguono convenzionalmente:

• Superfici primarie: governano i tre assi fondamentali. Equilibratore (beccheggio $\theta$), timone di direzione (imbardata $\psi$), alettoni (rollio $\phi$).
• Superfici secondarie: ipersostentatori (slat, flap), aerofreni, diruttori, spoiler, superfici di trimmaggio. Non controllano le manovre principali ma modificano le prestazioni in specifiche fasi di volo.

Comandi meccanici diretti

È il sistema più semplice: la forza muscolare del pilota viene trasmessa alla superficie tramite un cinematismo meccanico continuo (cavi in acciaio e carrucole, oppure aste e rinvii). Adatto ad alianti, ULM, velivoli da turismo di piccole dimensioni.

Caratteristiche:

• Semplicità costruttiva e manutenibilità elevata; basso costo.
• Lo sforzo sulla barra aumenta con la velocità e con la deflessione della superficie (pressione dinamica $q = \frac{1}{2}\rho V^2$).
• Oltre un certo $V$ o una certa superficie, lo sforzo diventa insostenibile dal pilota.
• Sensazione tattile diretta (force feedback) naturale: il pilota "sente" le forze aerodinamiche.

Comandi potenziati idraulicamente (servo-comandi)

Per velivoli di grandi dimensioni o ad alte velocità, lo sforzo richiesto dal pilota supera i limiti fisiologici: si inserisce un servo-attuatore idraulico nella catena di comando. Il pilota impone uno spostamento di riferimento (segnale di ingresso); il distributore idraulico amplifica la potenza e aziona la superficie.

Archittetture principali:

Servocomando reversibile:

una parte della forza aerodinamica viene ritrasmessa al pilota tramite molle simulate (spring feel o Q-feel), mantenendo la sensazione tattile. Comune sui velivoli civili degli anni '50–'80.

Servocomando irreversibile:

il pilota non avverte nessuna forza aerodinamica; la sensazione è simulata da molle artificiali. Standard sui velivoli moderni.

Ridondanza:

i servomeccanismi su aeromobili certificati sono triplex o quadruplex: tre o quattro circuiti idraulici indipendenti; il guasto di uno o anche due non compromette il controllo. In emergenza totale, molti sistemi consentono il comando meccanico diretto (bypassing idraulico) a sforzi elevati.

Fly-By-Wire (FBW)

Nel fly-by-wire (FBW, o DFBW — Digital Fly-By-Wire) la catena meccanica è completamente eliminata. Il comando del pilota viene convertito in un segnale elettrico digitale, elaborato da un sistema di calcolatori e trasmesso ai servo-attuatori.

Schema funzionale:

$$\text{pilota (joystick)} \xrightarrow{\text{segnale elettrico}} \text{calcolatori FBW} \xrightarrow{\text{segnale di comando}} \text{servo-attuatore idraulico/elettrico} \rightarrow \text{superficie}$$

Vantaggi del FBW:

• Protezione dell'inviluppo di volo: i calcolatori rifiutano o modificano i comandi che porterebbero a superare i limiti strutturali ($n_{\max}$, $\alpha_{\max}$, $V_{\max}$). Il pilota non può «rompere» l'aereo con manovre errate.
• Pilotaggio di velivoli instabili: velivoli progettati con margine di stabilità negativo (più manovrabili) sarebbero incontrollabili senza FBW. Il calcolatore compensa l'instabilità in tempo reale (aggiornamento $>50\,\mathrm{Hz}$).
• Attenuazione delle raffiche: i sensori rilevano gli upset aerodinamici prima che il pilota li percepisca; i calcolatori applicano contromanovre automatiche, riducendo i carichi di fatica sulla struttura e il disagio dei passeggeri.
• Riduzione di peso: eliminazione di cavi, aste, carrucole e leveraggi meccanici lungo tutta la fusoliera.
• Interfacciabilità con il pilota automatico e con i sistemi di guida (FMS, GPWS, TCAS).

Ridondanza e certificazione:

Il software e l'hardware FBW devono dimostrare una probabilità di guasto catastrofico $< 10^{-9}$/h (CS-25.1309). Nei velivoli civili (es.\ Airbus A320) il sistema è settuplo: 7 calcolatori (FCPC + FCSC + SFCC) realizzati da due fornitori con hardware e software diversificati (dissimilar redundancy). In caso di avaria completa dell'elettronica, rimane disponibile il controllo diretto meccanico del timone e dello stabilizzatore.

Quota di tangenza: definizione e dipendenza dalle caratteristiche del velivolo

La trattazione completa di questo argomento è svolta nella sezione §sec:2024-q2 (Esame 2024). In questa sede si richiamano i concetti fondamentali con una diversa angolazione, ponendo maggiore enfasi sul diagramma di supero di potenza, strumento grafico direttamente costruibile in fase di esame.

Il diagramma del supero di potenza

Il metodo grafico più efficace per la determinazione della tangenza è il diagramma $\Delta\Pi$ in funzione della quota, costruito nel modo seguente:

1. Per ogni quota $z$, calcolare la potenza disponibile $\Pi_d(z)$ e la potenza necessaria minima $\Pi_{n,\min}(z)$.
2. Il supero di potenza è $\Delta\Pi(z) = \Pi_d(z) - \Pi_{n,\min}(z)$.
3. La velocità ascensionale massima è $W_{\max}(z) = \Delta\Pi(z)/W$.
4. Interpolando la curva $W_{\max}(z)$ vs. $z$:
   • Tangenza assoluta: intersezione con $W = 0$.
   • Tangenza pratica: intersezione con $W = 0{,}5\,\mathrm{m/s}$.

Andamento con la quota.

Per la motoelica (motore a pistone + elica): $\Pi_d(z) \approx \Pi_0 \cdot \delta(z)$ (degrado lineare con la densità relativa). La potenza necessaria minima cresce invece come $\Pi_{n,\min}(z) = \Pi_{n,\min,0}/\sqrt{\delta(z)}$ (a parità di peso e geometria, la velocità di volo cresce per compensare la minore densità). Il supero si riduce progressivamente con la quota.

Per il turbogetto: la spinta è quasi costante con la quota ($T_d \approx \mathrm{cost}$), quindi $\Pi_d = T_d \cdot V \propto 1/\sqrt{\delta}$ cresce più lentamente di $\Pi_{n,\min}$, portando a tangenze assai più elevate rispetto alla motoelica a parità di $\Pi_d/W$ al suolo.

Dipendenza dalle caratteristiche del velivolo

Rapporto potenza/peso $\Pi_d/W$.

È il fattore predominante: aumentando la potenza disponibile (o riducendo il peso), il supero al suolo $\Delta\Pi_0$ cresce e il suo esaurimento con la quota è più lento. Un caccia militare con $\Pi_d/W \gg 1$ raggiunge tangenze di $20\,000$–$25\,000\,\mathrm{m}$.

Efficienza aerodinamica $E_{\max}$.

Poiché $\Pi_{n,\min} = W\,V_{MP}/E_{MP}$ e $E_{MP} = \frac{1}{2}E_{\max}$, un'efficienza più alta riduce la potenza necessaria e aumenta il supero disponibile. L'efficienza è governata da: $$E_{\max} = \frac{1}{2}\sqrt{\frac{\pi\,\AR\,e}{C_{D0}}}$$ Allungamento alare elevato, resistenza parassita ridotta e fattore di Oswald prossimo all'unità favoriscono la tangenza.

Carico alare $W/S$.

Carico alare elevato $\Rightarrow$ velocità operative più alte $\Rightarrow$ potenza necessaria maggiore $\Rightarrow$ supero ridotto. Un'ala grande (basso $W/S$) favorisce la tangenza ma penalizza la velocità di crociera.

Legge di degrado propulsivo.

Come discusso, i turbomotori degradano meno dei pistoni al crescere della quota: a parità di $\Pi_d/W$ al suolo, un turboreattore raggiunge tangenze da 2 a 4 volte superiori a quelle di una motoelica.

Formazione di ghiaccio sulle ali: problematiche, manutenzione e impianti antighiaccio

Fisica della formazione di ghiaccio

Il ghiaccio si forma quando il velivolo entra in una zona con gocce d'acqua sopraffusa (supercooled droplets): gocce allo stato liquido a temperatura inferiore a $0\,{}^{\circ}\mathrm{C}$, in equilibrio metastabile. Al contatto con la superficie del velivolo (bordo d'attacco, sensori), l'impulso meccanico innesca il congelamento istantaneo.

Condizioni di rischio.

La zona di rischio massimo è compresa tra $-5$ e $-15\,{}^{\circ}\mathrm{C}$ (alta probabilità di droplets sopraffuse). Sopra i $12\,000\,\mathrm{m}$ ($40\,000\,\mathrm{ft}$) l'atmosfera è abbastanza secca da escludere praticamente la formazione di ghiaccio.

Tipologie di ghiaccio.

Ghiaccio bianco (rime ice):

rugoso, opaco, meno aderente; si forma con gocce piccole a temperatura molto bassa. Più facilmente rimovibile.

Ghiaccio vitreo (glaze o clear ice):

liscio, trasparente, si forma con gocce grandi ($\mathrm{SLD}$, supercooled large droplets). Segue il contorno del profilo; forma creste caratteristiche; molto aderente e difficile da rimuovere.

Ghiaccio misto (mixed ice):

combinazione dei due; il più comune in condizioni operative reali.

Effetti aerodinamici e strutturali

Sull'ala.

L'accumulo di ghiaccio sul bordo d'attacco altera profondamente la geometria del profilo: l'angolo di stallo si riduce anche del 30–50%; la portanza massima cala del $\sim 30\%$ e la resistenza aumenta del $\sim 40\%$. Il pericolo maggiore è uno stallo improvviso e asimmetrico (il ghiaccio raramente si deposita uniformemente): la perdita di efficacia degli alettoni può rendere impossibile recuperare l'assetto.

Sugli impennaggi.

Il piano di coda orizzontale può stallare per ghiaccio (tail stall) prima dell'ala, con conseguente perdita di controllo in beccheggio; particolarmente pericoloso in discesa o con flap estesi.

Sulle superfici mobili e cerniere.

Il ghiaccio nelle fessure tra parti fisse e mobili può bloccare fisicamente flap, alettoni ed equilibratore, rendendo il velivolo incontrollabile.

Sulle prese di pressione (Pitot e statiche).

L'ostruzione del tubo di Pitot annulla la misura della velocità indicata; l'ostruzione delle prese statiche altera altimetro e variometro. In entrambi i casi il pilota perde i riferimenti cinematici fondamentali.

Sulle prese d'aria dei motori.

I frammenti di ghiaccio proiettati all'interno del compressore possono causare danni alle pale (FOD, Foreign Object Damage) o lo stallo del compressore con spegnimento del motore.

Procedure manutentive a terra (ground de-icing)

Prima del decollo in condizioni di icing, l'aeromobile deve essere trattato con procedure di sbrinamento e protezione:

1. Ispezione visiva pre-volo: l'equipaggio verifica l'assenza di contaminanti (ghiaccio, neve, brina, acqua gelata) su ali, impennaggi e superfici di controllo. Il concetto "clean aircraft" è vincolante per legge: nessun decollo è consentito con contaminanti sulle superfici portanti (FAR/CS-25.1419).
2. De-icing con fluidi tipo I (arancio): soluzione riscaldata di glicole monoetilenico o propilenico ($\sim 60\,{}^{\circ}\mathrm{C}$), spruzzata a bassa pressione per sciogliere e rimuovere ghiaccio e neve. Efficace ma senza durata protettiva residua.
3. Anti-icing con fluidi tipo II/IV (verde/giallo): fluidi addensati (a base di glicole + tiotan) a bassa temperatura che formano uno strato viscoso (holdover time fino a 45–75 min, a seconda della temperatura e del tipo di precipitazione). Limitati dalla velocità minima di distacco ($V > 100\,\mathrm{kt}$ per i fluidi tipo II).
4. Holdover time (HOT): tabelle standardizzate (ICAO/FAA) indicano il tempo di protezione garantita dal trattamento in funzione del tipo di precipitazione e della temperatura. Il decollo deve avvenire entro tale limite.

Impianto antighiaccio in volo sui velivoli di linea

I velivoli di linea moderni sono equipaggiati con sistemi integrati (ATA capitolo 30) che operano in volo per prevenire la formazione (anti-ice) e rimuovere il ghiaccio formato (de-ice).

Sistema termico pneumatico (bleed air anti-ice).

È il sistema prevalente sui velivoli turbofan. L'aria calda spillata dal compressore del motore ($\sim 200$–$300\,{}^{\circ}\mathrm{C}$) è convogliata tramite il piccolo tubo (piccolo pipe o Krueger duct) all'interno del bordo d'attacco e distribuita nella cella anteriore dell'ala, riscaldando la superficie dall'interno.

Il ciclo di funzionamento è:

1. Il pilota attiva il sistema quando il rilevatore di ghiaccio segnala le condizioni di icing (o profilatticamente prima di entrare in nuvolosità a temperatura negativa).
2. Aria calda spillata → valvola di intercettazione → piccolo tubo → irrorazione della cella del bordo d'attacco → scarico a trailing edge.
3. La temperatura del bordo d'attacco è mantenuta $> 0\,{}^{\circ}\mathrm{C}$ impedendo la formazione di ghiaccio (evaporative mode) o la limitando (running wet mode).
4. Il consumo di bleed air degrada leggermente le prestazioni del motore ($\sim 1$–$2\%$ di spinta): il sistema è attivato solo quando necessario.

Zone protette: bordo d'attacco delle ali (3 sezioni per semiala), piani di coda orizzontali (su alcuni velivoli), prese d'aria dei motori.

Sistema elettrico resistivo (electric heating).

Resistenze elettriche incorporate nei bordi d'attacco o nelle guaine del tubo di Pitot convertono energia elettrica in calore. Usato per:

• Tubi di Pitot (sempre riscaldati in volo);
• Rivelatori di angolo d'incidenza (vane AOA);
• Parabrezza (strato conduttivo trasparente);
• Piani di coda su velivoli di piccole dimensioni.

Limite: la potenza elettrica disponibile a bordo è limitata; non adatto ai bordi d'attacco delle ali di grandi velivoli.

Sistema meccanico a guaine pneumatiche (pneumatic boots).

Guaine elastiche incollate sul bordo d'attacco vengono gonfiate e sgonfiate ciclicamente da aria compressa; la deformazione spezza e distacca il ghiaccio accumulato. Tipico sui turboelica (King Air, ATR) poiché economico in termini di energia. Svantaggio: occorre attendere che si formi uno strato di ghiaccio sufficiente per essere fratturato; possibile ghiaccio residuo tra i cicli di gonfiaggio.

Sistema di rilevazione del ghiaccio.

I velivoli di linea moderni montano sensori automatici:

• Bacchetta vibrante (vibrating rod): vibra a 40 kHz; il deposito di ghiaccio aumenta la massa e abbassa la frequenza di risonanza; il cambio di frequenza attiva l'allarme.
• Indicatori visivi: luci illuminate di notte sul bordo d'attacco (ice detection stroboscopic lights).