boeing e airbus CLS

[asessa]

Ah dimenticavo, su un FBW essendo un comando digitale ,, l'aereo rimane sul comando dato fino a nuovo ordine. Questo significa che se viri a dx di 10 gradi e rilasci il sidestik o volantino, l'aereo continua a virare. Termina quando fai l'azione opposta.

[B737]

Letteralmente tradotto "vola con i fili".....elettrici!In pratica spariscono tutti i cavi, cavetti, leve e levette varie che servivano par azionare le superfici mobili dell'aeromobile, ed al loro posto compare un volantino che ha una miriade di sensori elettrici che inviano segnali ai computer, i quali li elaborano ed a loro volta inviano segnale elettrici agli attuatori idraulici delle parti mobili di ali, timone, piani di coda, ecc......in pratica non esiste più così il comando "diretto" dell'aereo da parte del pilota, ma, appunto, è un dialogo tra il volantino e le centrline elettroniche da qui la definizione di "Fly by wire"...
Sugli aeromobili "convenzionali" il movimento dei comandi é trasformato in una deflessione lineare e " diretta" del timone e delle superfici di controllo. Questo accade indipendentemente se l´imput é trasmesso via cavo elettrico e poi azionato da sistemi idraulici o via cavo metallico.
Al massimo movimento del comando risulta la massima deflessione delle superfici di controllo, e cosa importante, queste ritornano indietro alla posizione neutra se il comando é portato nella "posizione centrale", (i piloti in servizio mi perdonino la semplificazione).
Tutto ció é completamente diverso da come é implementato il meccanismo FlyByWire dei moderni Airbus (esclusi quindi i wide body).
Applicando un comando usando il sidestik Airbus il pilota non comanda una deflessione delle superfici di controllo un ‘’cambiamento’’ nella traiettoria del "flight path".
In base a questo input dato dal pilota gli Airbus control computer calcolano ed eseguono una deflessione delle superfici di controllo tale da realizzare il cambio voluto/richiesto nella flight path.
Per contro non dando input al sidestik, quindi lasciando il sidestick nella posizione neutra, si dice agli Airbus control computer che non é richiesto un cambiamento nella flight path corrente (attuale).

ATTENZIONE! Dobbiamo cogliere una importante caratteristica del FBW: la sua funzione é esplicata anche durante cambiamenti di velocitá e configurazione, durante aumento e diminuzione di velocitá o durante estrazione o retrazione dei flap e del carrello. Tutte queste attivitá infatti, possono cambiare lift, drag e velocitá e come risultato su di un velivolo convenzionale si ha un inizio di discesa o salita. Per contrastare questi cambiamenti nella flight path e nell´airspeed, il pilota deve di conseguenza rispondere operando un ri-trimming del velivolo ed un aggiustamento del setting della potenza.

Quindi i control computer di Airbus compensano tutti questi cambiamenti ed applicano deflessioni delle superfici di controllo e della potenza automaticamente, sostituendo il pilota nelle su citate task di routine.
• Altra precisazione doverosa...potrebbe venirvi qualche strana idea.. non é un trimming automatico ma un aggiustamento automatico delle superfici di controllo e della potenza per mantenere la flight path richiesta. Comunque gli Airbus sono anche forniti di trim automatico, ma si azionano per compensare i cambiamenti di configurazione e gli effetti delle turbolenze. (particolare: il trim automatico in un Airbus é continuamente ri-settato automaticamente entro 30 secondi dal momento in cui le superfici di comando sono centrate, questo per avere la massima escursione consentita per i cambi di manovra non entro nei tediosi particolari della cosa)




Nei velivoli convenzionali se il pilota vuole cambiare prua, porrá il velivolo in bank muovendo il volantino a destra o sinistra. Il velivolo inizierá il suo bank in relazione all´aileron/rudder settaggio e fará una curva; quindi succede che: per un aumento dell´angolo di bank la lift si riduce ed il velivolo inizia a "cadere". Se il pilota porta poi i comandi in neutro, il velivolo non manterrá l´angolo di bank corrente/imposto, ma per la sua stabilitá tornerá eventualemente nella level position. Quindi per mantenere un "turn rate" costante il pilota di un velivolo convenzionale deve continuamente aggiustare con elevatori e timone o ri-trimmare il velivolo durante la virata.

Su di un Airbus FlyByWire il pilota comanda un rateo di bank semplicemente spostando il sidestick a destra o sinistra. Per esempio potrebbe comandare una velocitá agolare di 3 gradisecondo lungo l´asse longitudinale del velivolo, allora cosa succede?...il control computer dopo aver calcolato ed attivato le superfici di controllo ed aggiustato la potenza ai livelli richiesti per ottenere un bank costante aumenterá il bank angle.
Raggiunto il bank desiderato (ad esempio 5 gradi) il pilota semplicemente rilascia il sidestik. Il sidestick torna nella posizione neutra e questo dice al control computer che non sono richiesti altri cambiamenti, mantieni l´attuale attitudine (si attitudine) del velivolo. Quindi il velivolo mantiene i 5 gradi di bank, mantenendo una altitudine (si altezza in questo caso) costante.

Passiamo adesso al cambio di altitudine. Sugli aerei convenzionali bisogna spingere o tirare il comando per cambiare la posizione degli elevatori, che in termini di movimenti risulta in uno specifico angolo di pitch. Per evitare il tirare e lo spingere del comando per raggiungere la nuova altitudine desiderata, il velivolo puó essere trimmato consentendo al pilota di riportare il comando (barra e volantino) in posizione neutra. Raggiunta l´altitudine desiderata il velivolo deve essere ri-trimmato. Inoltre durante una step climb tirando il comando, é essenziale non operare una eccessiva forza tale da creare un incremento dell´angolo d´attacco sino ad un punto dove le ali non producono piú una lift sufficiente tale da non controllare il velivolo per una mancanza di fluido laminare intorno le ali. Insomma per evitare lo stallo.

Sugli Airbus, tirando o spingendo il sidestick il pilota comanda un cambiamento di accelarazione: sotto una condizione di traiettoria costante, é applicato al velivolo, piloti e pax, 1 g come al suolo. Tirando il sidestik il pilota comanda un incremento della forza g; per esempio di 0.2 g passando cos´s da 1 g a 1.2 g. Questo incremento di g é ottenuto routando intorno all´asse laterale del velivolo, che provocherá una lift del naso del velivolo.

Questo link accede ad un video dove viene spiegata appunto questa filosofia:
http://www.youtube.com/watch?v=WCc-R...related&search


Questa la spiegazione in inglese presa da manuali airbus:

A computer arrangement permanently controls and monitors the flight control surfaces, it also records and stores faults. This computer arrangement includes Elevator Aileron Computers ELACs) and Spoiler Elevator Computers (SECs) able to control the aircraft in the roll and pitch axes.
- 2 Elevator Aileron Computers (ELACs)
- 3 Spoiler Elevator Computers (SECs)
Two Flight Augmentation Computers (FACs) control the yaw axis.
Two Slat and Flap Control Computers (SFCCs) are used to control the SLAT and flaps and two Flight Control Data Concentrators (FCDCs) permit the indicating and maintenance functions to be achieved. In A/P Mode the FMGC sends order to the EFCS. This is the computer arrangement for Manual Mode. Be aware that in case of failure of both ELACs, the SECs directly receive signals from the side sticks. In manual mode, in case of failure, one ELAC or one SEC is able to control the aircraft on the roll and pitch axes. Two FCDCs are used to interface between the flight control computers (ELACs and SECs) and the aircraft systems (FWCs - CFDS ...).

SISTEMI DI CONTROLLO:

SIDE STICKS
The side sticks, one on each lateral console, are used for manual pitch and roll control. They control the surfaces through the flight control computers. The handgrip includes two pushbuttons, one used for autopilot disconnection or side stick priority and the other one for the radio. For some maintenance procedures, it is necessary to lock the side sticks with a pin in pitch and roll neutral position.

SPEED BRAKE LEVER
The speed brake lever controls the position of the speed brake surfaces and the manual preselection of the ground spoilers. To select a required position of the speed brake surface, the lever has to be pushed down and placed in the required position. A "hard point" is provided at 1/2 speed brake position. To arm the ground spoilers the lever must be pulled up when in RETRACTED position.

THS MECHANICAL CONTROL
Both pitch trim wheels provide mechanical control of the THS and have priority over electrical control. The THS mechanical control must be used when the automatic pitch trim is not available.
Trim position is indicated in degrees on a scale adjacent to each trim wheel. Following nose wheel touch down, pitch trim wheels return automatically to 0°, as the pitch attitude becomes less than 2.5°.

RUDDER PEDALS
Two sets of pedals enable the rudder mechanical control. These pedals have individual adjustment devices so that the pilots can set them to their personal settings.

SLAT/FLAP CONTROL LEVER
The lever is connected to the command sensor unit which translates the mechanical demand into electrical signals for the Slat Flap Control Computers. The FLAPS lever selects simultaneous operation of SLAT and flaps and the collar must be lifted before selection of any position. The five lever positions correspond to the following surface positions (see table).

RUDDER TRIM
The rudder trim order is transmitted to the trim actuator through the Flight Augmentation computers.
1 - Rudder trim reset pushbutton switch (Resets the trim position to zero).
2 - Rudder trim control switch (Controls the rudder trim actuator which moves the neutral point of the artificial feel).
3 - Rudder trim indicator (Displays rudder trim direction L or R and value 0º to 20º).



FLIGHT CONTROL PANELS
The computer pushbuttons serve to energize, de-energize and reset the Elevator and Aileron Computers(ELACs), the Spoiler Elevator Computers (SECs) and the Flight Augmentation computers (FACs). OFF : In white, when the corresponding computer is switched off.
FAULT : Comes on amber, accompanied by an ECAM caution activation, when a failure is detected. The FAULT light goes off when OFF is selected. The side stick priority lights indicate the loss of priority and the taking of priority in front of the pilots. When both side sticks are activated, without any actions on the priority switch, both the CAPT and F/O green lights come on. The red arrow light comes on in front of the pilot losing priority. CAPT or F/O green light, comes on in front of the pilot taking priority if the deactivated side stick is not at neutral. ECAM PAGES
The flight control system uses three ECAM pages, the flight control ECAM page and the wheel ECAM page for the primary surface indication, and the engine warning display for the slat and flap indications.

SURFACES
All the flight control surfaces are hydraulically operated by actuators which receive electrical signals from the computers. The rudder and the Trimmable Horizontal Stabilizer (THS) can also be mechanically controlled.

ACTUATORS
All the actuators are hydraulically powered by one of the three hydraulic circuits, except the rudder trim actuator, the rudder travel limitation actuator and the THS servo-motors which are electrically driven.

COMPUTERS
The relationship between actuators and computers is indicated on the schematic. The left or right elevator actuators are connected to two computers, one ELAC and one SEC
- ELAC: ELevator Aileron Computer
- SEC: Spoiler Elevator Computer

ACTIVE SERVO CONTROLS
There are two servo controls for each aileron, for each elevator and for the yaw damping function. In normal configuration, one servo control actuates the surface. It is called active servo control. The second, which follows the surface deflection, is in damping mode. When only manual pitch trim is available, the centering mode is applied to the elevators. The actuators are hydraulically maintained in neutral position.

RECONFIGURATION PRIORITIES
In case of failure, the damping servo control and related computer are set to the active mode.

LE CONTROL LAW:

NORMAL LAWS
In normal conditions, the normal laws are used to compute the surface deflection orders.
Normal laws provide a FULL FLIGHT ENVELOPE PROTECTION.

There are three principal control modes:
- the ground mode,
- the flight mode,
- and the flare mode.
During the ground mode, a direct relationship exists between the stick, elevators and roll control surfaces. Also, the rudder is mechanically controlled by the pedals and the yaw damper function is available. The ground mode is activated after the flare mode when the main landing gear shock absorbers are compressed with pitch attitude confirmation.
In flight mode, the NORMAL LAWS are:
- Nz law for the pitch control, including load factor protection,
- lateral normal law for the lateral control(roll+yaw), including bank angle protection,
- highspeed (VMO),
- pitch attitude (Theta),
- and stall (Angle Of Attack) protections.
The flight mode is activated after the ground mode when the main landing gear shock absorbers are extended with pitch attitude confirmation.
The NORMAL LAWS in flare mode are:
- flare law in place of Nz law for the pitch control to allow conventional flare,
- lateral normal law,
- and stall protection.
The flare mode is activated after the flight mode below a certain altitude

LAW RECONFIGURATIONS
The reconfiguration of control laws in pitch axis and in lateral axis.
Control law reconfigurations are divided into two families:
- ALTERNATE
- DIRECT
There is no loss of normal law after a single failure. The transfer from normal to alternate laws is automatic and depends on the number and nature of failures.

ALTERNATE LAWS
The alternate laws are automatically introduced as soon as the normal laws are lost.
The alternate laws provide, for the pitch axis:
- load factor protection,
- high and low speed stability (alternate high speed protection and alternate high angle of attack protection).
The roll axis is in direct law.


ALTERNATE LAWS
In alternate law without protection, the high and low speed stability are lost.
Only the load factor limitation is provided

DIRECT LAW
This law is automatically activated on ground. The direct law can be activated in flight following
failures if the normal and the alternate laws can no longer be performed.

MECHANICAL BACK-UP
The mechanical back-up permits the aircraft to be controlled during a temporary complete loss of electrical power or flight controls computers. The longitudinal control is achieved using the trim wheels as the elevators are kept at zero deflection. The lateral control is achieved from pedals.

Spero di essere stato esplicativo!!!!

[asessa]

Eh vabbè io l'avevo fatta più semplice

[BODYBS]

Originalmente inviato da asessa

Ah dimenticavo, su un FBW essendo un comando digitale ,, l'aereo rimane sul comando dato fino a nuovo ordine. Questo significa che se viri a dx di 10 gradi e rilasci il sidestik o volantino, l'aereo continua a virare. Termina quando fai l'azione opposta.

GRAZIE A TUTTI E DUE, rispondo solo ora xke' non riuscivio a collegarmi al sito, quindi ok per wilco...