Sistemi Aerospaziali
1
Indice
I
Systems engeneering
9
1 Che cos’è un sistema?
10
1.1 Sistemi aerospaziali . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10
1.2 Complessità di un sistema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10
1.3 Ciclo di vita . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11
2 Systems engeneering: cos’è
13
2.1 Identikit del perfetto systems engeneer . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13
2.2 Modello a "V" . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14
3 Fasi di un progetto
15
3.1 Fasi di un progetto (ESA) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15
3.2 Costo di un programma aerospaziale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15
II
Spazio
17
4 Missioni e sistemi spaziali
18
4.1 Elementi di una missione spaziale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19
4.1.1 Soggetto della missione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19
4.1.2 Segmento spaziale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20
4.1.3 Segmento di lancio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20
4.1.4 Orbita . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20
4.1.5 Architettura comunicativa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20
4.1.6 Segmento di terra . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20
4.1.7 Mission operations . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21
4.2 Sistemi spaziali . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21
4.2.1 Veicoli di lancio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21
4.2.2 Stazioni spaziali . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22
4.2.3 Veicoli di supporto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
4.2.4 Satelliti e sonde . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
4.2.5 Lander e rover . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
4.2.6 Veicoli suborbitali . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24
4.2.7 Stazioni di terra . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24
4.2.8 Spazioporti e siti di lancio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24
5 L’ambiente spaziale
26
5.1 Dov’è lo spazio? . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
5.2 Sistema solare . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
5.2.1 Radiazioni . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
5.2.2 Particelle cariche . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30
5.2.3 Magnetosfera terrestre . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31
5.2.4 Charging e Sputtering . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31
5.2.5 Ambiente con particelle neutre . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31
2
5.3
5.4
5.2.6 Il "vuoto" . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
5.2.7 Micrometeoroidi e detriti spaziali . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
Umani nello spazio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
5.3.1 Effetti dell’ambiente spaziale sull’essere umano . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
La fase di lancio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
5.4.1 Ambiente acustico e vibrazionale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
5.4.2 Accelerazioni in ascesa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
5.4.3 Shock meccanici . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
5.4.4 Ambiente termico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
33
34
35
36
38
38
39
39
39
6 Payload
40
6.1 Observation payloads . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41
6.1.1 Principi di funzionamento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41
6.1.2 Fondamenti fisici di remote sensing . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41
6.1.3 Finestra atmosferica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41
6.1.4 Orbite dei payload di osservazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43
6.1.5 Categorie di payload di osservazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43
6.1.6 Passive sensors . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 44
6.1.7 Active observation payloads . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 46
6.2 Communications payloads . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 46
6.3 Navigation payloads . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47
6.4 Scientific/in situ payloads . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48
7 On-board computer/Command&Data handling
49
7.1 Funzioni del C&DH . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49
7.1.1 Data handling . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49
7.1.2 Command handling . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52
7.2 Architetture dei computer di sistema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53
7.2.1 Architettura centralizzata . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53
7.2.2 Architettura bus federata . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53
7.2.3 Architettura bus distribuita . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54
7.3 Hardware e software . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54
7.3.1 Hardware . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54
7.3.2 Software . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55
7.4 Dimensionamento del computer di sistema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55
7.4.1 Software size . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55
7.4.2 Throughput . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55
8 Communication system
57
8.1 Definizioni e architetture . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 57
8.1.1 Bande di frequenza . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 57
8.1.2 Architetture definite dall’orbita . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 58
8.1.3 Architetture definite dalle funzioni . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 59
8.1.4 TT&C . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 59
8.1.5 Requisiti e vincoli del segmento spaziale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 59
8.2 Caratteristiche e fattori influenti per un’architettura di comunicazione . . . . . . . . . . . . . 60
8.2.1 Principali fattori che influenzano l’architettura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61
8.2.2 Spettro di potenza del segnale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61
8.2.3 Effetto doppler . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61
8.2.4 Quantità di dati . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62
8.2.5 Normative e minacce . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62
8.2.6 Data rate . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62
8.2.7 Coverage . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63
8.2.8 Banda e accessi multipli . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63
8.3 Link design . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63
8.3.1 Schema a blocchi . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63
3
8.4
8.3.2 Segnale in banda base e modulazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
8.3.3 Trasnmitter . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
8.3.4 Antenne . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
8.3.5 Ricevitori . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
8.3.6 Parametri di perdita di potenza nella comunicazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
8.3.7 Equazione del link budget . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
Communication system . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
8.4.1 Spacecraft . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
8.4.2 Segementi del ground system . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
8.4.3 Antenne orientabili . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
64
65
65
67
67
69
69
69
69
71
9 Electrical Power System
72
9.1 Introduzione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72
9.1.1 Funzioni . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72
9.1.2 Architettura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73
9.1.3 Background . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74
9.2 Energia solare . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 76
9.2.1 Celle solari . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 76
9.2.2 Pannelli e array solari . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 77
9.2.3 Effetti dell’ambiente sulle celle solari . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 78
9.2.4 Solar concentrators . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 79
9.2.5 Sistemi di potenza solare dinamici . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 79
9.3 Energia chimica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 79
9.3.1 Batterie primarie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 79
9.3.2 Batterie secondarie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 79
9.3.3 Fuel cells . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81
9.4 Energia nucleare . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81
9.4.1 RTG . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 82
10 Environmental Control and Life Support System
83
10.1 Gestione atmosferica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 84
10.1.1 Pressione totale e parziale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 85
10.1.2 Temperatura e umidità . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 86
10.1.3 Ventilazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 86
10.1.4 Contaminanti . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 86
10.1.5 Monitor atmosferico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87
10.2 Gestione acqua . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87
10.3 Gestione rifiuti . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87
10.4 Gestione cibo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87
10.5 Crew Accomodation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88
11 Thermal Control System
89
11.1 Processo di design . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 89
11.2 Ambiente termico dello spacecraft . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90
11.2.1 Riscaldamento solare diretto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91
11.2.2 Albedo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91
11.2.3 Radiazione IR del pianeta . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92
11.2.4 Altri effetti . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93
11.2.5 Generazione di calore dallo spacecraft stesso . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93
11.3 Fondamenti del controllo termico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93
11.4 Architettura del TCS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94
11.4.1 Tecniche di controllo termico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94
11.4.2 Componenti del TCS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94
11.4.3 Architettura base di un ATCS (TCS attivo) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 98
11.5 Analisi termica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 98
11.5.1 Metodi numerici . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 98
4
11.5.2 GMM e TMM . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100
11.6 Thermal protection system (TPS) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102
12 Attitude and Orbit Control System
104
12.1 Orbita e assetto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104
12.1.1 Motion control . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105
12.1.2 Perché avere il motion control? . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105
12.1.3 Requisiti e modi operativi dell’assetto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 107
12.2 Disturbi ad orbita ed assetto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 108
12.2.1 Resistenza aerodinamica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 108
12.2.2 Gradiente gravitazionale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109
12.2.3 Pressione solare . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109
12.2.4 Campo magnetico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109
12.2.5 Disturbi interni . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110
12.2.6 Disturbi dell’orbita . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110
12.3 Architettura di un ADCS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110
12.3.1 Metodi passivi . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110
12.3.2 Metodi attivi . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112
12.4 Attitude and orbit determination . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 113
12.4.1 Sensori per la determinazione dell’assetto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 113
12.4.2 Metodologie per la determinazione dell’assetto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115
12.4.3 Metodologie per la determinazione dell’orbita . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116
12.5 Attitude and orbit control . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118
12.5.1 Obiettivi del controllo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118
12.5.2 Tecniche di controllo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119
12.6 Attuatori per il controllo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119
12.6.1 Wheel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119
12.6.2 Magnetorquer e magnetic rods . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 120
12.6.3 Thruster . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 120
III
Aeronautica
121
13 Introduzione ai sistemi aeronautici
122
13.1 Sistemi aeronautici . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122
13.2 Sistemi avionici . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124
14 Sistemi di comunicazione
126
14.1 Introduzione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 126
14.1.1 Safety-non safety related communications . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 126
14.1.2 Routine-non routine communications . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 126
14.1.3 Spettro a radiofrequenze . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 127
14.2 Albero funzionale e prodotti associati . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 127
14.2.1 Sistema di comunicazioni radio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 128
14.2.2 Sistemi di comunicazione VHF, HF, SATCOM per voce e dati . . . . . . . . . . . . . 128
14.2.3 Posizionamento delle antenne VHF, HF e SATCOM per comunicazioni di ogni tipo . . 129
14.3 ACARS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 129
14.3.1 Architettura e generalità . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 129
14.3.2 ACARS per AOC . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 131
14.3.3 ACARS per ATC . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 133
14.4 SATCOM . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 133
14.5 HF . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134
14.6 ACARS vs. ATN . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 135
14.7 Trend futuri . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 138
14.8 Sistemi di comunicazione: A320 vs. A380 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 138
14.8.1 A320/A330/A340 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 138
5
14.8.2 A380 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 139
14.9 Controllo dei sistemi di comunicazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 139
15 Sistema di sorveglianza e identificazione
141
15.1 Struttura funzionale di un ATM . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 142
15.1.1 Planning e control . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 142
15.1.2 Cockpit crew . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 143
15.1.3 Tecnologie per assicurare la separazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 144
15.2 PSR e SSR . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 144
15.2.1 PSR . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 144
15.2.2 SSR . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 145
15.3 TCAS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 146
15.4 ADS-B . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 148
15.4.1 ADS-B OUT . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 149
15.4.2 ADS-B IN . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 150
15.4.3 ADS-A,C e ADS-B . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 151
15.4.4 Concept of operations di ADS-B . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 151
15.4.5 ADS-B e TCAS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152
15.4.6 Albero funzionale e prodotti di ADS-B . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 153
16 Sistema di navigazione
154
16.1 Metodi di navigazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 155
16.1.1 Ground-based con aiuti alla navigazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 155
16.1.2 Autonoma con uso di dati aria e inerziali . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156
16.1.3 Navigazione satellitare con GNSS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156
16.2 Approcci e tipologie di navigazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156
16.2.1 Navigazione standard e ad area . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156
16.2.2 Navigazione laterale e verticale . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 157
16.3 Principi del FMS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 158
16.3.1 Funzioni top level del FMS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 159
16.3.2 Architettura del FMS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 160
16.4 Stato dell’arte e trend futuri della navigazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162
16.5 Performance based navigation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 163
16.5.1 RNP e ANP . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 163
16.5.2 GNSS augmentation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 165
17 Flight Control System
166
17.1 Flight data (Air data e IRU) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 166
17.1.1 Air data system . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 166
17.1.2 IRU . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 168
17.2 AFDS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 168
17.2.1 Autopilot control loop . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 171
17.2.2 Autopilot modes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 171
17.3 FBW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173
17.3.1 Modi operativi . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173
17.3.2 Architetture . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 174
17.3.3 Superfici di controllo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 176
17.4 Attuatori . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 178
17.4.1 Sistema di attuazione su velivoli Airbus . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 178
17.4.2 Workflow per scelta e dimensionamento attuatori . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 181
6
18 Flight Deck Displays
183
18.1 Primary Flight Display . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 183
18.2 Head Up Display . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 185
18.3 Navigation Display . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 187
18.4 ECAM display . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 187
18.4.1 System Display . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 187
18.4.2 Engine/Warning Display . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 188
18.5 Multifunction Display . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 188
18.6 Architetture . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 188
19 Landing Gear
191
19.1 Overview teorica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 191
19.1.1 Struttura e posizionamento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 191
19.1.2 Ruote e sistema di steering . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 193
19.1.3 Ammortizzatori e sistema frenante . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 193
19.1.4 Meccanismo di estrazione/retrazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 195
19.2 Dimensionamento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 195
19.3 Sistema LND Gear dell’A380-800 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 197
19.3.1 Braking system . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 197
19.3.2 Steering system . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 197
19.3.3 Retraction/Extension system . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 197
20 Environmental Control System
199
20.1 Introduzione al sistema pneumatico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 199
20.1.1 Architetture del sistema pneumatico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 199
20.1.2 Bleed system sul B737 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 200
20.1.3 Bleedless system sul B787 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 201
20.2 ECS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202
20.2.1 Architetture e cicli . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202
20.2.2 Focus: Air Cycle nelle CAU open loop . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 204
20.2.3 Dimensionamento ECS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 206
21 Fuel system
210
21.1 Introduzione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 210
21.2 Funzioni primarie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 212
21.2.1 Fuel storage . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 212
21.2.2 Feeding system . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 214
21.2.3 Fuel transfer . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 216
21.3 Funzioni accessorie . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 216
21.3.1 Refueling . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 216
21.3.2 Fuel tank venting . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 216
21.4 Architettura fuel system dell’A380 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 217
22 Electic Power System
218
22.1 Architetture convenzionali . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218
22.1.1 Generazione primaria 28V DC (velivoli commuter) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218
22.1.2 Generazione primaria 115V AC (velivoli civili) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 219
22.1.3 Nuovi trend: MEA . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 219
22.2 Stato dell’arte e nuovi trend negli EPS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 220
22.2.1 Stato dell’arte . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 220
22.2.2 Nuovi trend . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 221
22.3 Sistemi elettrici A380 e B787 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 221
22.3.1 A380 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 221
22.3.2 B787 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 222
22.4 Trend futuri . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 223
22.5 Safety issues . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 225
7
A Esercitazioni spazio
226
A.1 Esercitazione 1 - Observation payloads requirements . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 226
A.1.1 Definizioni . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 226
A.1.2 Acquisizione e gestione delle immagini . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 228
A.1.3 Esercizio 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 230
A.1.4 Esercizio 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 232
A.2 Esercitazione 2 - Link budget e link margin . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 233
A.2.1 Link budget . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 233
A.2.2 Eb/N0 richiesto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 235
A.2.3 Link margin . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 235
A.2.4 Step per il calcolo del link budget e del link margin . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 236
A.2.5 Esercizio 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 236
A.3 Esercitazione 3 - EPS sizing . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 238
A.3.1 Design process e design budget . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 238
A.3.2 Applicazione: Sentinel 2 spacecraft . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 240
A.3.3 Esercizio 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 241
A.4 Esercitazione 4 - TPS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 243
A.4.1 Esercizio 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 244
B Esercitazioni aeronautica
246
B.1 Esercitazione 1: Sistema Avionico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 246
B.1.1 Svolgimento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 246
B.1.2 Risultati . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 246
B.2 Esercitazione 2: FCS e LDG . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 249
B.2.1 Svolgimento FCS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 249
B.2.2 Risultati FCS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 249
B.2.3 Svolgimento LDG . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 249
B.2.4 Risultati LDG . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 250
B.3 Esercitazione 3: ECS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 251
B.3.1 Svolgimento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 251
B.3.2 Risultati . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 251
B.4 Esercitazione 4: EPS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 252
B.4.1 Svolgimento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 252
B.4.2 Risultati . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 253
IV
Appendici
254
A Lancio, docking, undocking e rientro della Soyouz
255
A.1 Lancio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 255
A.2 Rendez-vous e docking . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 256
A.2.1 Rendez-vous . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 256
A.2.2 Docking . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 257
A.3 Undocking e rientro . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 257
B Basi di meccanica orbitale
259
B.1 Equazione del moto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 259
B.2 Soluzione dell’equazione . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 259
B.2.1 Costanti del moto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 259
B.2.2 Elementi orbitali classici . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 261
8
Parte I
Systems engeneering
9
Capitolo 1
Che cos’è un sistema?
Un sistema è l’insieme di elementi che, messi insieme, porta ad un risultato irragiungibile dai singoli elementi.
Difatti, il valore del sistema è maggiore della somma del valore di ogni singola parte di esso. Il risultato
va quindi al di là della somma delle singole capacità e funzioni dei singoli elementi.
Il valore aggiunto viene dato soprattutto dal fatto che gli elementi sono legati ed interconnessi mediante
delle relazioni. Ciò, tuttavia, crea anche difficoltà di studio e analisi. Si adotta quindi la visione della
cosiddetta "big picture" quando si prendono decisioni tecniche.
I singoli elementi del sistema non sono soltanto le parti "fisiche" che lo compongono, bensì comprendono
anche persone, software, hardware, infrastrutture, documenti, dati, addestramenti, facilities per lo sviluppo,
ecc. Tutti questi elementi, di eventuale preparazione e supporto alle operazioni (oltre che l’attore della
suddetta), sono correlati tra di loro al fine di creare un ambiente operativo adeguato al raggiungimento degli
obiettivi.
Infatti, la missione (ossia la funzione da svolgere) viene ideata e messa in pratica con il preciso scopo di
soddisfare delle identificate esigenze.
Possiamo quindi dire che un sistema è un costrutto di elementi, di valore maggiore alla somma
dei singoli, strutturati in maniera tale da svolgere una funzione atta a soddisfare delle precise
esigenze.
1.1
Sistemi aerospaziali
I sistemi aerospaziali sono molto complessi, sia dal punto di vista tecnologico, che da quello socio - economico. Inoltre, nell’ultimo periodo, la tendenza è stata quella di andare verso l’ulteriore grado di complessità rappresentato dalla correlazione tra sistemi (un esempio è l’interazione tra sistemi spaziali e sistemi
telecomunicativi).
In generale, i sistemi svolgono delle funzioni molto importanti per la società, sia attivamente che per
supportare a loro volta altri sistemi.
I sistemi aerospaziali, in particolare, sono caratterizzati da:
• Alta complessità del sistema e dei suoi elementi costituenti.
• Elevati costi di sviluppo ed uso.
• Lunga durata dei programmi (dal concept al ritiro).
Lo scopo di questo corso è capire, riguardo ai sistemi aerospaziali, come essi operano, come sono fatti e
come possono essere progettati; tutto ciò capendo l’ambiente in cui essi operano e le sue caratteristiche.
1.2
Complessità di un sistema
La complessità di un sistema è funzione di tre parametri:
1. Numero di componenti unici di esso.
10
2. Quantità di conoscenza necessaria per svilupparlo.
3. Quantità di informazioni necessarie a descriverlo.
L’essere umano è portato naturalmente a decomporre un sistema in sotto-sistemi e, a sua volta, ogni
sotto-sistema in ulteriori parti, poiché pensare sempre e solo al sistema intero lo porterebbe alla pazzia.
In particolare, secondo G. A. Miller, l’uomo scompone i sistemi in approssimativamente 7 livelli.
Il numero dei livelli è dato in funzione del numero di parti (componenti unici) che compongono il sistema
e si può determinare come segue.
no livelli =
log(no parti)
log(7)
Ovviamente, più è alto il numero dei livelli, maggiore è la complessità del sistema.
Questa distinzione viene fatta al fine di analizzare e gestire il sistema, in quanto sono spesso coinvolti
numerosi partner (talvolta di diverse nazioni) allo sviluppo di un sistema.
Inoltre, la prospettiva da cui si guardano le cose rende variabile la definizione di quale sia il sistema e
quali siano i suoi componenti. Ad esempio, per un manutentore di attuatori, l’attuatore in sé costituisce
il sistema, composto dalle singole parti (cilindro, pistone, valvole, ecc); allo stesso modo, per il costruttore
del veicolo su cui tale attuatore è montato, vedrà esso come una parte del sistema, ossia il veicolo stesso.
Infine, l’intera agenzia spaziale che lancerà quel veicolo vedrà il suddetto come una parte del sistema, che è
composto anche dal payload, dal personale, dagli addestratori, dai manutentori, ecc.
Figura 1.1: Sistema veicolo di rientro
Figura 1.2: Sistema PCU
1.3
Ciclo di vita
Come è stato precedentemente menzionato, i sistemi possono avere dei lunghi cicli di vita. Ad esempio, lo
Space Shuttle ha avuto un ciclo di vita di oltre 40 anni, il Panavia Tornado ne ha avuto uno di circa 50.
11
La gestione di un lungo ciclo di vita è fondamentale per la buona riuscita dell’intero programma. Risulta
essere necessario procedere per step e prevedere i successivi sviluppi ed iterazioni del progetto. Come in ogni
processo lungo e complesso, non si può agire senza una precisa e collaudata strategia.
• Decidere dove si vuole andare. In particolare occorre
– Definire la missione.
– Definire ed analizzare i requisiti.
– Definire ed analizzare i vincoli.
• Capire come andarci, mediante program management, systems engeneering, ecc.
• Capire come supportare il progetto, mediante metodi, tools, ecc.
• Capire come documentare lo sviluppo del progetto, mediante ad esempio reports.
12
Capitolo 2
Systems engeneering: cos’è
Per poter fare quanto descritto precedentemente viene in soccorso la systems engeneering, ossia "l’arte e la
scienza di sviluppare un sistema, tenendo conto dei vincoli, per soddisfare le funzioni ed esigenze".
Essa è una disciplina molto vasta, ma non per questo superficiale. Non si rifà ad alcuna delle "classiche",
bensì è molto tecnica. Bisogna conoscere bene tutte le discipline classiche e coglierne soprattutto le relazioni
e le integrazioni per padroneggiare bene la systems engeneering. Possiamo, infine, dire che essa è anche un
modo logico di pensare.
La systems engeneering è alla ricerca costante di una sicura e bilanciata interfaccia tra opposti interessi e
tra multipli, e talvolta conflittuali, vincoli. Il suo compito è quindi quello di ottimizzare il design complessivo,
senza favorire un sistema, sotto-sistema o parte a scapito di altri.
2.1
Identikit del perfetto systems engeneer
Il buon systems engeneer è sufficientemente bravo a bilanciare le interazioni tecniche e organizzative dei
sistemi complessi, mediante trade-offs e compromessi (generali più che specialistiche). Egli guarda sempre
alla "big picture" e non si assicura mai che il design sia giusto (soddisfa i requisiti, il sistema è verificato)
ma si assicura il giusto design (soddisfa le aspettative, il sistema è validato).
L’applicazione di scienza e tecnica ingegneristica ha lo scopo quindi di:
• Trasformare una necessità operativa in una descrizione di
– Parametri di performance del sistema.
– Configurazione preferibile del sistema.
mediante uso di processi iterativi, analisi funzionali, sintesi, ottimizzazioni, definizioni, design, test e
valutazioni.
• Integrare i parametri tecnici correlati e assicurare la compatibilità fisica, funzionale, nonché programmare le interfacce in una maniera tale da ottimizzare il design e la definizione del sistema
intero.
• Integrare nell’ingegneria "totale" una serie di aspetti quali: affidabilità, manutenibilità, supporto
logistico, sicurezza, producibilità, safety, sopravvivenza, integrità strutturale, fattori umani, ecc.
Possiamo quindi sintetizzare dicendo che il processo di system engeneering ha il suo scopo nel corretto bilanciamento tra fattori operativi, economici e logistici, al fine di raggiungere una soluzione dai costi
sostenibili. Il tutto è fatto guardando al sistema complessivamente.
Secondo Bert Gentry Lee del JPL il perfetto systems engeneer presenta le seguenti attitudini:
1. Curiosità intellettuale.
2. Abilità nel vedere sia la "big picutre" che i dettagli.
3. Adeguata paranoia: si aspetta il meglio progettando per il peggio.
13
Figura 2.1: Schema del "V-model".
4. Abilità nel fare connessioni di tipo "system-wide".
5. Grande ascoltatore ma anche grande oratore.
6. Self-confident ma non arrogante.
7. Valutazione del processo: avere rigore e sapere dove fermarsi.
8. Buon team member ma anche leader.
9. A suo agio con il cambiamento, l’ignoto e l’incerto.
10. Diverse skill tecniche: abilità nel dare giudizi tecnici.
Il system engeneer non è, come si potrebbe pensare, un generalista, bensì è uno specialista nell’affrontare
la complessità.
2.2
Modello a "V"
Il cosiddetto "V-model" è una rappresentazione grafica della sequenza di step da compiere nello sviluppo di
un sistema.
Esso descrive le attività che devono essere compiute ed i risultati che devono essere prodotti durante lo
sviluppo.
• Il lato sinistro della "V" rappresenta il concept iniziale e lo sviluppo dei requisiti, nonché la creazione
del design primordiale.
• La base della "V" rappresenta l’implementazione effettiva di ciò, ossia la produzione del sistema.
• Il lato destro, invece, rappresenta l’integrazione di parti e la loro validazione.
Nella prima parte si segue un approccio "top down", mentre nella seconda si segue un approccio "bottom
up".
Il modello a "V" può essere adattato a qualsiasi progetto, assumendo differenti forme, così da riflettere
le peculiarità dello specifico progetto.
14
Capitolo 3
Fasi di un progetto
Ogni agenzia sviluppa il progetto in diverse fasi. Noi qua ci riferiamo al modus operandi di ESA.
Le fasi di un progetto sono strettamente correlate ad attività sul sistema. In dipendenza dalle specifiche
circostanze, possono esserci parziali sovrapposizioni di fasi.
In conclusione alle attività principali e alle relative review del progetto, vengono stabilite delle linee guida
di base.
3.1
Fasi di un progetto (ESA)
Analizziamo nel dettaglio le fasi (0,A:F) di un progetto ESA.
• Le fasi 0, A, B si focalizzano principalmente su:
– Elaborazione dei requisiti tecnici e funzionali, nonché identificazione dei concepts del sistema.
– Identificazione di tutte le attività e risorse che devono essere usate.
– Valutazione del rischio iniziale.
– Inizio di operazioni pre-sviluppo.
• Le fasi C e D comprendono tutte le attività da svolgere in modo da sviluppare e certificare il segmento
spaziale e di terra.
• La fase E comprende tutte le attività da svolgere in modo da lanciare, utilizzare e mantenere in orbita
gli elementi orbitanti, nonché tutti gli elementi a terra ad esso relativi.
• La fase F comprende tutte le attività da svolgere in modo da ben organizzare in modo sicuro tutti i
prodotti lanciati nello spazio, nonché tutto ciò che riguarda il segmento di terra.
Ogni fase prevede delle milestones, in forma di project reviews, il cui esito determina la conferma o meno
che il progetto è pronto ad avanzare alla fase successiva.
Con l’eccezione del MDR, tutte le review di progetto che si occupano e che includono l’AR sono tipicamente portate avanti da tutti i membri del progetto.
L’approccio, da PRR a PDR, è di tipo top down; dal CDR ad AR l’approccio è bottom up. Ritroviamo
quindi il "V-model".
3.2
Costo di un programma aerospaziale
Tipicamente il ciclo di vita di un programma aerospaziale prevede che ricerca e sviluppo costino circa il 10%
del totale, la produzione il 30%, mentre operatività e supporto costa ben il 60% del totale.
Come si può facilmente dedurre, la maggior parte del budget viene spesa per mantenere correttamente
in opera il sistema.
15
Figura 3.1: Schema del "V-model" di un progetto ESA.
Figura 3.2: Costi lungo il ciclo di vita per un programma aerospaziale.
16
Parte II
Spazio
17
Capitolo 4
Missioni e sistemi spaziali
Sebbene si sia ben lontani dal trarre il pieno potenziale dallo spazio, è ormai (quasi) a tutti noto il perché si
investano risorse di ogni tipo per perseguire questo scopo.
Infatti, lo spazio presenta degli attributi unici, che possono giovare all’intera comunità mondiale.
• Prospettiva globale del pianeta. Questo permette a settori come servizi e comunicazione di poter
raggiungere risultati altrimenti irraggiungibili.
• Chiara visione del cielo profondo. Sebbene l’atmosfera sia un piacevole (e talvolta vitale) schermo
dallo spazio profondo, in alcuni casi essa è d’intralcio per lo studio di tutta una serie di fenomeni la
cui comprensione è di assoluto giovamento per tutti.
• Diverse condizioni ambientali rispetto alla terra. Se le radiazioni rappresentano un problema (non si
è più schermati nello spazio), si ottiene di contro un vantaggio non indifferente dalla condizione di
perenne caduta libera che si osserva. Infatti, ciò permette di eliminare del tutto la presenza di forze di
contatto, permettendo la costruzione di leghe e composti chimici non altrimenti producibili sulla Terra
(per esempio, un elemento più pesante tenderebbe a "scendere").
• Presenza di risorse in quantità abbondanti. Ciò ha un duplice vantaggio:
– Permette di avere un ulteriore riserva di tali elementi rispetto a quanto presente sul nostro pianeta
(ne è un esempio la presenza di Alluminio su vari corpi celesti, nonché la costruzione di vere e
proprie "miniere" su alcuni asteroidi).
– Nell’ottica di costruire una base su un altro corpo celeste risulta essere estremamente vantaggioso,
per molteplici aspetti, l’avere "in situ" i materiali (anche solo alcuni) necessari alla costruzione
e/o al mantenimento in opera della stazione.
• Ultimo, ma non meno importante, il fatto di poter esplorare un ambiente nuovo ed imparare nuove
cose. Dal punto di vista umano ciò è estremamente rilevante.
Tuttavia, andare nello spazio presenta degli aspetti critici.
• Ha un costo elevato.
• Presenta un elevato livello di rischio.
• Richiede dei tempi lunghi.
Tenuto conto di tutto ciò, si decide se "il gioco vale la candela", decidendo di volta in volta se andare o
meno nello spazio per compiere una determinata missione.
Possiamo comunque suddividere le missioni spaziali nelle seguenti aree.
Scientifica/di esplorazione Sono finanziate pubblicamente mediante agenzie spaziali (NASA, ESA, JAXA, ecc.) e sono caratterizzate da missioni singole, con un livello di sfida tecnologica piuttosto elevato.
Hanno obiettivi prettamente scientifici, e ne sono un esempio la planetologia, l’astronomia, l’astrofisica (per quanto riguarda le missioni scientifiche), nonché le dimostrazioni tecnologiche (per quanto
riguarda l’esplorazione).
18
Servizi pubblici Sono finanziate prevalentemente da fondi pubblici e sono caratterizzate dall’utilizzo di
modelli in serie (dopo test di prototipi), sviluppati innovando lo stato dell’arte, in modo da risparmiare
economicamente. Hanno lo scopo di fornire servizi pubblici di interesse comune, come possono essere
la meteorologia o i vari sistemi di navigazione (GPS, GALILEO).
Commerciale Sono finanziate da privati e, per minimizzare i rischi (d’impresa) e massimizzare i ricavi,
sfruttano anch’esse lo sviluppo di prodotti in serie, cercando spesso di riutilizzare tecnologie già rodate.
Hanno lo scopo di fornire servizi privati (telecomunicazioni, ad esempio), e disporne può essere una
ragione strategica molto importante.
Militare Sono finanziate pubblicamente dai governi e sono caratterizzate principalmente da payload ad alte
performance. Hanno come principale scopo quello strategico, come può essere l’osservazione terrestre
ad esempio.
Umana Sono finanziate sia da pubblici che da privati (spesso si ricorre a delle partnership tra pubblici e
privati). Essendo missioni in cui sono coinvolti esseri umani nello spazio, è interesse principale quello
della loro sicurezza. Hanno scopi scientifici (con implicazioni strategiche), ma anche turistici, come il
trend attuale suggerisce. Esempi lampanti sono le stazioni spaziali e, in via di sviluppo, il tema del
turismo spaziale.
Attualmente i dati riportano che, al 2018, l’industria spaziale globale ha ottenuto circa 415 miliardi di
dollari. Poco più della metà di questi soldi sono stati generati fornendo servizi, mentre la restante parte
proviene dal budget governativo e dal sistema di navigazione globale (GNSS).
Al 2020 risultano esserci più di 2000 satelliti operativi nello spazio. La metà di questi utilizzati per
missioni di comunicazione (governativa e commerciale). Della restante metà, ne si usa a sua volta metà
per osservazione terrestre e ricerca & sviluppo, e metà per altri scopi (meteorologici, scientifici, militari e di
navigazione).
4.1
Elementi di una missione spaziale
Oggetto della missione Trattasi di ciò che dobbiamo rilevare e/o studiare.
Geometria Ossia i percorsi nello spazio che devono essere seguiti dal segmento spaziale.
Segmento spaziale Insieme di payload (ciò che interagisce con l’oggetto della missione) e spacecraft bus
(ciò che supporta il payload affinché possa interagire con l’oggetto).
Segmento di lancio Ciò che permette il segmento spaziale nella corretta orbita, per poter arrivare a
interagire con l’oggetto. Si tratta del lanciatore e delle infrastrutture ad esso collegate.
Segmento di terra Si occupa di comunicare e di distribuire agli utenti i dati.
Mission operations Le persone che lavorano alla missione, specialmente alla parte operativa.
Comando, controllo e comunicazioni L’architettura delle comunicazioni.
La messa insieme di questi elementi costituisce la cosiddetta architettura della missione spaziale, ossia ci
dice come essa sia fatta.
Invece, il cosiddetto concept delle operazioni descrive come la missione lavora/opera.
Entrambe le cose sono comunque diversi punti di vista della missione spaziale stessa.
4.1.1
Soggetto della missione
Esso può essere naturale od artificiale. Si parla di oggetto naturale quando il payload interagisce con qualcosa
che non è creato dall’uomo (ad esempio missioni meteorologiche o di studio della Terra), mentre si parla di
oggetto artificiale quando il payload interagisce con qualcosa che invece è stato creato dall’uomo (come ad
esempio missioni per scopi bellici o per equipaggiamenti che riguardano comunicazioni e navigazione).
In particolare, se si tratta di missioni che interagiscono con altri equipaggiamenti, dobbiamo definire le
caratteristiche dell’oggetto da informazioni note (da servizi affidabili e rodati oppure da studi che coinvolgono
il resto del sistema).
19
Se, invece, si tratta di oggetti naturali vediamo come i parametri necessari alla sua descrizione siano più
o meno simili al precedente caso, se non per il fatto che non vi è alcun "ricevente" da caratterizzare e per
il fatto che la potenza isotropa radiativa effettiva sia rimpiazzata dall’emissività dell’oggetto (in funzione di
una certa larghezza di banda).
4.1.2
Segmento spaziale
Esso è formato da payload e spacecraft bus.
Payload
Il payload è l’insieme di hardware e software che interagiscono con l’oggetto della missione. Tendenzialmente
esso rappresenta la maggior fetta di costo, complessità e fattibilità della missione, attraverso il trade-off e la
combinazione di sensori ed esperimenti.
Spacecraft bus
Supporta il payload provvedendo a:
• Mantenere e controllare orbita e assetto.
• Generazione della potenza.
• Immagazzinamento e scambio di dati e comandi.
• Rigidità e struttura.
• Controllo dell’ambiente.
4.1.3
Segmento di lancio
Include le facilities al lancio, il veicolo di lancio, nonché lo stage superiore (necessario a portare in orbita il
segmento spaziale). Include poi interfacce, eventuali carenature per il payload e gruppi e facilities di supporto
a Terra.
4.1.4
Orbita
Essa è la traiettoria od il percorso del segmento spaziale. Tipicamente si divide in:
• Initial parking orbit.
• Transfer orbit.
• Final mission orbit.
• Eventuali end-of-life o disposal orbit.
L’orbita influenza ogni elemento della missione e comporta la possibilità di operare svariate configurazioni
nell’architettura di missione.
4.1.5
Architettura comunicativa
Si tratta dell’insieme dei componenti che soddisfano i requisiti di comunicazione, controllo e comando della
missione.
Dipende fortemente dalla quantità e dalla frequenza di dati che devono essere trasmessi, ma anche da
numero, località, disponibilità ed abilità di comunicazione dei segmenti di terra.
4.1.6
Segmento di terra
Si compone di stazioni di terra (fisse o mobili) su tutto il globo, connesse mediante varie modalità.
Permettono di comandare e tracciare la posizione del segmento spaziale, nonché ricevere e processare i
dati della missione, nonché di distribuire le informazioni ad operatori ed utenti.
20
4.1.7
Mission operations
Comprende le persone occupanti i segmenti di terra e spaziale, ma anche procedure, flussi di dati, protocolli
da seguire e mission operations concept.
4.2
Sistemi spaziali
Un sistema spaziale è un prodotto all’interno di una missione spaziale. Ossia, una missione spaziale è
composta, tra le varie cose, anche da sistemi spaziali.
4.2.1
Veicoli di lancio
Il veicolo di lancio è un razzo usato per portare il payload in orbita. Esso incrementa altitudine e velocità
del payoload in modo da immetterlo nell’orbita desiderata.
Il sistema di lancio comprende il veicolo di lancio, il launch-pad e le sue relative infrastrutture.
I veicoli di lancio possono essere classificati in base a due aspetti: grandezza (basata sulla massa massima
di payload trasportabile) e possibilità o meno di essere riusati.
• I veicoli di lancio si classificano per grandezza come:
Sounding rocket Possono fare solo voli suborbitali.
Small lift launch vehicle Possono portare massimo 2000kg di payload in LEO1
Medium lift launch vehicle Massimo 20000kg di payload in LEO.
Heavy lift launch vehicle Massimo 50000kg di payload in LEO.
Super heavy lift launch vehicle Oltre 50000kg di payload in LEO.
• I veicoli di lancio si classificano in utilizzo come:
Veicoli expendable Sono utilizzabili solo una volta, dopo l’uso non vengono riutilizzati. Possono
essere formati da uno o più stages.
Veicoli riutilizzabili In realtà nessuno di questi è completamente riutilizzabile al giorno d’oggi. Si
usano perché, sebbene il singolo veicolo riutilizzabile costi più di quello expendable, il loro utilizzo
permette di diminuire il costo per lancio (se faccio n lanci con esso, il costo per ogni lancio è
inferiore al costo che si dovrebbe sostenere se si lanciasse ogni volta con un expendable singolo).
Siccome i costi non sono propriamente bassi, se si può risparmiare è sempre meglio.
Staging: perché farlo? Dalla cosiddetta rocket equation sappiamo che
∆V = Isp gln(
mi
mi
) = Vg ln(
)
mf
mf
(4.1)
dove Isp è l’impulso specifico e Vg è la velocità dei gas di scarico.
Da ciò possiamo dedurre che, per avere massimo payload e minimo propellente, occorre minimizzare la
massa da accelerare, quindi massimizzare ∆V . Per fare ciò, considerato che l’impulso specifico e la velocità
di scarico sono dei parametri tipici del razzo (e della quota, per quanto riguarda l’impulso), si può pensare
mi
, con mi = mf + mp .
di massimizzare il rapporto m
f
Inoltre, il ∆V è inteso anche come la velocità che devo dare al corpo affinché possa raggiungere, partendo
da fermo, una certa velocità. Per immettere in orbita il corpo occorre portarlo alla velocità orbitale data da
r
µ
V =
(4.2)
a
dove µ = GM ossia prodotto costante di gravitazione universale per massa del corpo centrale e dove a è il
semiasse maggiore dell’orbita.
1 LEO sta per Low Earh Orbit. Si tratta dell’orbita bassa terrestre, ossia l’altitudine compresa tra l’atmosfera (300km) e le
fasce di van Allen (1000km).
21
A questo punto, se consideriamo che per arrivare a velocità di fuga, il Saturn V necessitava di un rapporto
di masse pari a 42 (fissato impulso specifico o velocità di scarico dei gas), capiamo che tale valore non è
tecnologicamente raggiungibile!
Se però consideriamo che si può raggiungere la velocità desiderata mediante "somma" di incrementi finiti
si può scrivere che
∆V = ∆V1 + ∆V2 = Vg (ln(
mi
mi
mi
mi
)1 + ln(
)2 ) = Vg ln[(
)1 (
)2 ]
mf
mf
mf
mf
(4.3)
Con questo capiamo che, se strutturiamo il veicolo con più stage, possiamo raggiungere il rapporto di 42
combinandone due di rapporti 6 e 7, perfettamente fattibili!
Chiaramente, lo staging ha senso se si butta via lo stage una volta che esso è esaurito. In tal modo si ha
meno massa da dover accelerare (non ha senso portarsela dietro).
Paesi che dispongono di lanciatori Sebbene più di 50 stati abbiano in orbita un satellite, solo pochi
paesi hanno la capacità di lanciare in orbita oggetti. Tale capacità è anche di tipo strategico, in quanto il
paese che la possiede non dipende da nessun altro per poter lanciare qualcosa in orbita.
Space Shuttle
Lanciatore speciale, unico nel suo genere, fu costruito principalmente per essere economico e riutilizzabile.
Per quanto potesse essere riusabile, non è stato per niente economico (costò in totale 210 miliardi di dollari),
a causa di lunghi e complessi interventi manutentivi (ad esempio, per quanto riguarda i sistemi TPS).
La sua ideazione inizia nel 1972, il primo volo sperimentale fu nel 1977 ed il primo lancio in orbita (con
due astronauti) fu nel 1981 con Columbia. Ebbe ben due fallimenti (Challenger nel 1986 e Columbia nel
2003). Il programma terminò nel 2011.
Era costituito dai seguenti 4 elementi:
• L’orbiter vehicle (riutilizzabile), ossia il vero e proprio shuttle.
• External Tank (non riutilizzabile), contenente ossigeno liquido ed idrogeno liquido.
• 2 booster a propellente solido (riutilizzabili) recuperati dopo ammaraggio e riusati dopo opportuna
manutenzione.
Lo shuttle intero era alto 56.14m, mentre l’orbiter 37.23m. Aveva un’apertura alare di 23.79m ed aveva
una massa al decollo di poco più che 2000 tonnellate. L’orbiter al rientro pesava 104 tonnellate. Il massimo
payload trasportabile era di poco meno che 30000 tonnellate in LEO e sole 3.8 in GEO. Grazie alla sua
enorme cargo bay è stato possibile portare in orbita molti moduli della ISS altrimenti non trasportabili.
Poteva contenere una crew di massimo 10 astronauti.
Nel profilo di missione era previsto, dopo il decollo, prima la separazione (con conseguente recupero) dei
booster, poi la separazione (senza recupero ) del tank esterno, successivamente la sua messa in orbita e, dopo
le operazioni in orbita, vi era il de-orbitamento, seguito da rientro e atterraggio (one-shot).
Un B747 era stato opportunamente modificato per poter portare l’orbiter da una zona all’altra e fu usato
per trasportare poi lo shuttle nei vari musei dove fu esposto dopo il ritiro nel 2011.
Il programma dello shuttle aveva come scopo quello di trasportare veicoli per costruire delle stazioni
spaziali in orbita.
4.2.2
Stazioni spaziali
I russi furono i primi ad averne una, nel 1971 (Salyut), poi seguirono gli americani nel 1973 con Skylab. La
prima stazione spaziale strutturata (stile ISS) fu la russa MIR (1986-2001).
Al giorno d’oggi vi è la ISS, il cui primo modulo (il russo Zarya) fu messo in orbita nel Novembre 1998.
La Cina ha la sua stazione, denominata Tiangong.
22
ISS
La ISS è un laboratorio di ricerca in condizioni di microgravità. Essa è usata anche per test di sistemi ed
equipaggiamenti necessari alle future missioni spaziali. Si può dire che sia anche un laboratorio sociale, in
quanto il suo sviluppo e mantenimento in opera è frutto della cooperazione di moltissimi paesi del mondo.
239 persone da 19 paesi diversi nel mondo hanno visitato la ISS in 19 anni (al 2019).
Essa è opera di ben 5 agenzie spaziali (ESA, NASA, ROSCOSMOS, JAXA, CSA) ed il suo programma
è regolato da accordi internazionali tra i partecipanti. Si divide nel segmento russo e in quello americano
(condiviso con altri paesi).
Sembra essere quasi sicuro che sarà in attività sino al 2028 e, alla sua dismissione, potrebbe essere
de-orbitata, tramutata in hotel di lusso, oppure (sotto proposta della ROSCOSMOS), usata in parte per
sviluppare una nuova stazione spaziale.
La ISS ha le seguenti caratteristiche:
• Orbita quasi-circolare.
• 410km di perigeo, 425km di apogeo.
• 52o di inclinazione.
• Periodo orbitale di circa 90 minuti (15.51 orbite al giorno).
• Velocità orbitale media di 27600 km/h.
• Massa al completamento di 400 tonnellate.
• Volume abitabile al completamento di 1000 metri cubi.
4.2.3
Veicoli di supporto
Sono sviluppati per supportare le operazioni nelle stazioni spaziali. Possono essere con o senza crew umana
(manned o unmanned).
I moduli unmanned operano autonomamente nelle operazioni di rendez-vous e docking/berthing2 e sono
usati per rifornire le stazioni di beni e strumentazioni varie.
I moduli manned sono usati per trasportare la crew da e verso le stazioni.
A seguito della dismissione dello shuttle nel 2011, e fino all’utilizzo recente della navicella Dragon di
SpaceX, la Soyouz è stata l’unica navicella capace di portare astronauti sulla ISS. La stazione cinese Tiangong
si serve della navicella Shenzou.
Solo la Dragon e la Soyouz sono progettate per essere riutilizzate, le altre navicelle sono invece distrutte
nell’atmosfera (talvolta riempite di rifiuti della stazione). ATV è usata per 6 mesi come modulo pressurizzato,
mentre le altre servono a portare payload sulla stazione e a distruggersi assieme ai rifiuti alla loro dismissione.
Le Soyouz sono composte di tre parti: modulo orbitale, modulo di rientro e modulo di servizio. Può
ospitare massimo 3 astronauti. Alla ISS sono in docking sempre due Soyouz, in caso vi fosse la necessità di
abbandonare la stazione.
4.2.4
Satelliti e sonde
Parliamo di satellite quando è in orbita intorno alla Terra, parliamo invece di sonda se essa è in orbita ad
altri corpi celesti o se lascia il sistema terrestre per esplorare altri lidi.
Ci sono molti satelliti non operativi in orbita, che costituiscono gran parte dei rifiuti orbitali.
Le sonde hanno diverse destinazioni, la più famosa è Voyager 1 (oggetto umano più lontano da noi).
4.2.5
Lander e rover
Un lander è un veicolo spaziale in grado di atterrare su un pianeta alieno, un rover è in grado anche di
muoversi sulla sua superficie. Possono essere sia unmanned che manned.
2 Berthing è quando si attracca venendo catturati dalla stazione mediante braccio meccanico, docking è quando invece si usa
un sistema cono/punta per fare l’attracco.
23
4.2.6
Veicoli suborbitali
Sono veicoli che raggiungono i 100km di altezza ma non escono dall’atmosfera terrestre.
I primi voli spaziali sono stati di questa tipologia, e vengono tutt’ora usati per fare i primi test di volo.
Attualmente il principale interesse in questi voli è di tipo commerciale (veicoli ipersonici ad esempio).
4.2.7
Stazioni di terra
Hanno la funzione di comunicare con il segmento spaziale in opera, nonché di tracciare esso ed il veicolo di
lancio durante le loro operazioni.
Ne esistono di varie tipologie, dalle più semplici alle più complesse.
Un esempio è la DSN (Deep Space Network), insieme di tre stazioni distanziate di 120o gestite dal
JPL. Esse sono usate per tracciare e comunicare con i veicoli nello spazio profondo (oltre le orbite LEO).
Esso è il più grande e sensibile sistema scientifico di telecomunicazioni, equipaggiato con sistemi riceventi
ultra-sensitivi e larghe antenne paraboliche (di diametro tra i 26 e i 70m).
L’ESA ha invece il DSA (Deep Space Antennas), analogo sistema di tre grandi stazioni dislocate nel
mondo.
4.2.8
Spazioporti e siti di lancio
Sono complesse facilities volte a eseguire e supportare la fase di lancio della missione spaziale e, in alcuni
casi, anche la fase di rientro (SS e voli sub-orbitali).
I siti di lancio includono facilities alla preparazione, esecuzione e controllo del lancio.
Solo poche nazioni hanno capacità di lancio (USA, Russia, Europa, Cina, India, Giappone, Israele, Iran
e Coree).
Gli spazioporti devono essere collocati quanto più vicino possibile all’Equatore, sia per avvantaggiarsi
della massima velocità periferica di rotazione della Terra in tale zona, sia per massimizzare il range di piani
orbitali raggiungibili da lì.3 .
Questo è economicamente vantaggioso perché, se il costo del cambio di orbita sullo stesso piano non è
ingente, lo è invece il costo di cambio piano. Se c’è la possibilità di "beccare" già subito il piano giusto si
risparmia molto.
Il centro di lancio a Kourou (Europeo, in Guyana Francese) è il migliore sotto questo punto di vista,
mentre quello russo a Baikonur è il peggiore.
L’inclinazione della ISS è scelta come tale per poter essere "beccata" da lanci provenienti da USA e
Russia.
Risulta chiaro che il sito di lancio non sia un posto semplice e facile da gestire, in quanto vi sono degli
aspetti molto importanti e complessi da tenere in conto.
• Preparazione di lanciatore e vettore spaziale alla missione.
– Comprende una serie di facilities per lo spacecraft, quali
∗ Pulizia delle stanze.
∗ Payload storage.
∗ Operazioni varie sul payload.
∗ Magazzini vari.
∗ Uffici vari.
– Nonché altrettante per il lanciatore, come ad esempio
∗ Centro di controllo del lancio.
∗ Centro di controllo della missione.
∗ Supporto ingegneristico.
∗ Supporto ai clienti.
3 La relazione
cos inclinazione = cos latitudine · sin azimuth
(4.4)
ci fa capire che l’equatore (minima latitudine e ampio range di azimuth) è il luogo ideale per avere il massimo range di
inclinazione.
24
∗ Supporto alla comunicazione.
Un altro aspetto molto importante è quello del sistema di trasporto, ma anche dell’integrazione tra
lanciatore e spacecraft.
Una volta occupatosi di ciò, si procede con il trasporto del sistema e/o dell’eventuale piattaforma di
lancio mobile.
• Operazioni di lancio. Quando è il momento del lancio, poi, bisogna tenere in conto una serie di altre
operazioni.
– Risorse come radar, assets ottici, comunicazioni e telemetria.
– Complesso di lancio. Gestione del launch pad, del trasferimento di carburante e successivo suo
immagazzinamento, storage di ossigeno, tank di acqua, tank di gas pressurizzato, sistema per la
soppressione ad acqua, facilities per le emergenze, "pali" della luce.
Centre Spatial Guyanais - Kourou (ESA)
(Francese), sebbene sia dell’ESA.
Esso comprende:
Il Centre Spatial Guyanais di Kourou è gestito dal CNES
• Jupiter Control Centre, a 12km dal launch pad di Ariane. Riceve tutte le informazioni riguardanti
il lancio. Il countdown finale viene fatto lì (in francese, mannaggia a loro). Il volo dei LaunchVessels
è strettamente monitorato lì, finché il satellite (o i satelliti) sono stati posizionati correttamente in
orbita.
• Satellite Preparation Facilites (EPCU S5). Questo complesso è reso disponibile per i clients di
satelliti dello spazioporto europeo, in modo da rendere possibile il test e la preparazione dei satelliti
per la loro missione spaziale.
• Launcher Control Centre. Monitora il lanciatore, è posizionato relativamente vicino al launch pad
e progettato per creare un ambiente sicuro per tutto il team di lancio durante lo stesso.
• Launcher Integration Building. Serve ad assemblare e testare l’assieme inferiore del lanciatore
(lanciatore senza carenatura). Dopo il test e l’assemblaggio, esso è mosso su un binario fino al Final
Assembly Building.
• Final Assembly Building. Serve ad assemblare la parte superiore (satelliti nella carenatura) con la
parte superiore, in modo da avere il lanciatore completo.
• Booster Engine Test stand. Dove viene testato il booster.
• Booster Integration Building and Booster Storage Building. Il nome dice tutto.
• Launch Zones (Ariane, Vega, Soyouz). Le zone da cui si lancia.
• Tracking and Weather Stations.
• Administrative Offices and General Services.
25
Capitolo 5
L’ambiente spaziale
Le operazioni compiute dai segmenti spaziali (spacecraft) sono caratterizzate dalla loro grande distanza dalla
terra e, quindi, dalla perdita dello scudo protettivo rappresentato dall’atmosfera terrestre. Essa provvede a
creare un ambiente vivibile per l’essere umano, accoppiata alla forza di gravità, cosiddetto "ambiente 1g".
Inoltre, un’ulteriore protezione è rappresentata dal campo magnetico terrestre.
Ad ogni modo, quando si progetta un segmento spaziale, bisogna tenere ampiamente conto della differenza
di ambiente in cui esso si troverà rispetto alla terra.
Dunque, la difficoltà non sta solo nel mettere in orbita lo spacecraft, ma anche nel fatto che lo spacecraft
deve essere progettato per operare in ambienti differenti dal nostro.
Nonostante un veicolo spaziale spenda la maggior parte del suo ciclo di vita nello spazio, esso deve
sopravvivere anche ad altri ambienti per avere successo nella missione.
5.1
Dov’è lo spazio?
Abbiamo detto che la terra è sede di:
• Campo magnetico
• Campo gravitazionale
• Atmosfera (composizione precisa, densità e pressione determinate)
Andare nello spazio ci fa perdere queste caratteristiche, ma allo stesso tempo ci permette di fare ciò che esse
ci impedirebbero di fare qua sulla terra.
Per le nostre esigenze, diciamo che lo spazio inizia dalla particolare altitudine per cui un oggetto in orbita
vi permane anche solo brevemente (un paio di giorni), prima che le molecole d’aria rarefatte lo riportino
indietro sulla terra.
L’altitudine tipica a cui facciamo riferimento è 130km, poco sopra la Karman Line di 100km1
L’atmosfera è divisa in varie sfere, caratterizzate da diverse tipologie di profili di temperatura, con dei
bruschi cambi al passaggio dall’uno all’altro.
5.2
Sistema solare
Sebbene ci siano missioni che hanno lasciato il sistema solare (es. Voyager I), noi ci concentriamo principalmente sull’ambiente delimitato dal sistema solare.
Per prima cosa dobbiamo chiarire che lo spazio perfettamente vuoto non esiste. Infatti, lo spazio che
circonda un oggetto orbitante può contenere significative quantità di:
• Molecole neutre
• Particelle cariche
1 Per fregiarsi del titolo di "astronauta" (o "cosmonauta", se ci piace la vodka) si deve superare la Karman Line.
26
Figura 5.1: Schema dell’atmosfera con profili di temperatura e quote.
• Particolato micrometrico
• Radiazione elettromagnetica
Tutto ciò ha degli effetti sullo spacecraft e su eventuali umani nello spazio, che vanno assolutamente tenuti in
considerazione. Non sono per forza negativi, ma possono avere piacevoli risvolti; noi, tuttavia, considereremo
principalmente gli effetti negativi perché più critici.
Gli studi indicano, infatti, che il 25% delle spacecraft failures sono dovuti ad interazioni di esso con
l’ambiente spaziale.
In ogni caso, occorre considerare che:
• L’importanza dei vari effetti che l’ambiente spaziale ha sulla missione dipendono dall’orbita che segue
lo spacecraft.
• Eventuali interazioni sinergiche possono portare ad effetti amplificati rispetto alla somma dei singoli
contributi.
NASA, ESA, ISO e Nazioni Unite (UNOOSA) hanno riconosciuto l’importanza dell’ambiente spaziale e
stanno cercando soluzioni mediante programmi ufficiali.
5.2.1
Radiazioni
Il principale effetto dell’ambiente radiativo è dato dal Sole. Esso è alimentato da reazioni di fusione nucleare,
combinando ben 600 milioni di tonnellate di Idrogeno ogni secondo!
La fusione dell’idrogeno (in elio) comporta due prodotti:
• Il sole emette radiazione elettromagnetica come se fosse (circa) un corpo nero.
• Espulsione di particelle cariche, ossia protoni, con una certa energia, che raggiungono la terra.
Attività radiativa del Sole Il Sole ha un’attività che varia secondo cicli di 11 anni. Si può rappresentare
l’andamento di un particolare indice, chiamato "F10.7", che indica il flusso medio solare ad una lunghezza
d’onda di 10.7cm.
I picchi di flusso si chiamano solar maxima, mentre le valli di chiamano solar minima. I solar minima
hanno bene o male la stessa intensità, mentre i solar maxima hanno dei picchi di intensità imprevedibile.
Tuttavia, la media su un lungo periodo di tempo è piuttosto ben nota.
27
Figura 5.2: Andamento dell’indice F10.7 negli anni.
Figura 5.3: Spettro elettromagnetico e schermo dell’atmosfera.
In ogni caso, quando si progetta una missione spaziale, l’attività solare è una delle più importanti cose
che vanno tenute in considerazione. Infatti, è meglio che le condizioni in cui si troverà la missione siano le
migliori possibili.
Radiazione elettromagnetica
equazione di Einstein.
L’energia rilasciata durante la fusione nucleare è data dalla più che famosa
E = mc2
(5.1)
Tale energia è principalmente nella forma di radiazione elettromagnetica.
Noi classifichiamo le onde in termini di lunghezza d’onda λ. I range di tutte le possibili lunghezze d’onda
si chiama spettro elettromagnetico, che va dai raggi gamma alle onde radio.
La radiazione solare, in particolare, può essere sia positiva che negativa per spacecraft e umani nello
spazio.
La radiazione elettromagnetica non riesce a raggiungere la terra, se non per quanto riguarda il visibile e
qualcosa delle microonde. Tutto il resto è schermato dall’atmosfera.
Il lato positivo dell’andare nello spazio, ad esempio, è che possiamo osservare tutto lo spettro elettromagnetico, senza che l’atmosfera schermi niente (perché nello spazio non c’è atmosfera).
Onde
Sappiamo che lunghezza d’onda e frequenza sono relazionate mediante la velocità della luce.
λ=
c
f
(5.2)
L’energia della radiazione elettromagnetica è direttamente proporzionale alla frequenza mediante la costante
di Planck.
Q = hf
(5.3)
Qualsiasi oggetto sopra gli 0K emette radiazione elettromagnetica. Tutti gli oggetti emettono energia, a
differenti lunghezze d’onda, dipendenti dalle proprietà del materiale e dalla temperatura.
28
Figura 5.4: Andamento della potenza radiativa del Sole con la lunghezza d’onda.
Classica spiegazione di ciò è che la radiazione termica inizia con l’accelerazione di particelle cariche vicino
la superficie di un oggetto. Queste cariche emettono radiazioni come se fossero delle piccolissime antenne.
Le cariche eccitate termicamente possono avere diverse accelerazioni, il che spiega perché gli oggetti
emettono energia a varie lunghezze d’onda.
Max Planck rifinì questa definizione dicendo che l’energia è emessa in "quanti" energetici chiamati fotoni.
Egli sviluppò un modello che relazionava l’ammontare di potenza data ad una specifica lunghezza d’onda
come funzione della temperatura dell’oggetto.
L’ambiente radiativo Il Sole è una delle principali fonti di radiazione elettromagnetica. Esso agisce quasi
da corpo nero. La maggior parte della sua radiazione è nello spettro del visibile (λm = 0.483), mentre una
piccola parte è fatta di raggi gamma e raggi X.
L’effetto su un oggetto nello spazio dipende dalla lunghezza d’onda della radiazione. Nel caso del visibile
sfruttiamo ciò per alimentare dei pannelli solari, un modo semplice ed economico per produrre energia!
Tuttavia, la radiazione può portare anche a dei problemi, quali:
• Riscaldamento delle superfici esposte
• Degradazione o danneggiamento delle superfici e dei componenti elettronici
• Pressione solare
• Disturbi di radiofrequenze
Possiamo calcolare la lunghezza d’onda in micron delle radiazioni che emette un corpo in relazione alla
sua temperatura in Kelvin con la legge di Wien.
λm =
2898
T
(5.4)
Usando tale legge si può determinare quale sia la migliore frequenza da usare per analizzare uno specifico
soggetto.
Si può, inoltre, determinare la potenza radiativa totale emessa da un corpo usando la legge di StefanBoltzmann.
E = εσT 4
(5.5)
Ci ritroviamo nuovamente nel fatto che più è caldo un corpo e più radiazione emette. Se consideriamo anche
la legge di Wien il tutto ci torna, perché se è alta la temperatura allora è bassa la lunghezza d’onda, quindi
alta la frequenza, quindi alta l’energia.
Ciò che succede ad una superficie dello spacecraft investita da radiazione è che essa si riscalda. Questo
può essere positivo (ad esempio per tenere a temperatura ambiente l’elettronica, in quanto lo spazio buio
è freddissimo) oppure negativo (può surriscaldare l’ambiente, in aggiunta al calore generato da componenti
elettronici, per esempio).
29
Dobbiamo quindi dotare lo spacecraft di un sistema per il controllo della temperatura.
Normalmente, l’esposizione dello spacecraft a regioni che non siano l’UV, non comporta particolari preoccupazioni. Invece, l’espozione a raggi UV può seriamente degradare i coating dello spacecraft e, specialmente,
i pannelli solari, ma anche componenti elettronici.
Inoltre, durante intense tempeste solari, ci possono essere problemi di interferenze con l’equipaggiamento
di bordo.
Punto di vista particellare Se guardiamo alle radiazioni elettromagnetiche come fatte di fotoni, privi
di massa, e che si muovono alla velocità della luce, allora abbiamo che essi possono esercitare una pressione,
simile alla resistenza aerodinamica, su un corpo (ovviamente di molti ordini di grandezza inferiore).
Sebbene sia di minima entità, tale pressione può disturbare l’orientazione dello spacecraft (principale
problema dei satelliti in GEO) e farlo puntare nella direzione sbagliata.
Tuttavia, questo effetto può essere sfruttato a proprio vantaggio, con l’utilizzo, ad esempio, di vele solari.
5.2.2
Particelle cariche
Si tratta di particelle estremamente energetiche e rappresentano il più pericoloso aspetto dell’ambiente
radiativo.
Le principali fonti di queste particelle sono 3 e sono presentate di seguito.
SPEs
Acronimo di Solar Particle Events
Si tratta di protoni energetici che sono emessi durante eruzioni massive operate dalla corona solare. Sono
quindi prodotti di attività solari.
All’interno del sole, a quelle temperature, è presente la materia sotto forma di plasma.
• Le particelle cariche all’interno della nostra stella non "stanno ferme", in quanto è presente il campo
magnetico solare, e le particelle cariche si muovono in presenza di campi elettrici e magnetici. Questo
porta all’espulsione di queste particelle da parte del sole a velocità molto elevate. Il flusso di particelle
suddetto si chiama vento solare.
• Occasionalmente, alcune aree della superficie solare eruttano enormi quantità di particelle cariche, in
eventi che prendono il nome di solar flares. Essi sono talvolta molto violenti, ma per fortuna mancano
spesso la terra.
In ogni caso, queste particelle cariche che vengono emesse dal sole pongono dei bei problemi ad umani e
oggetti nello spazio. Infatti, esse degradano i pannelli solari e incrementano il rumore di fondo in qualsiasi
sensore elettronico od ottico.
L’importanza del singolo evento solare dipende dalla sua massima intensità, nonché dalla sua durata e
dal numero e tipo di particelle.
GCRs
Acronimo di Galactic Cosmic Rays
Sono l’analogo delle particelle che vengono dal sole, solo che sono emesse da oggetti al di fuori del sistema
solare (supernove ad esempio).
Si tratta di particelle ad ancor più elevata energia e massa, e sono "catturate" dalle fasce di Van Allen.
Esse possono danneggiare principalmente i componenti elettronici come RAM, microprocessori e transistors. Eventi singoli possono portare a tre differenti effetti su di essi, in ordine crescente di gravità:
1. Bitflip o Single-event upset (SEU). Non danneggia e non interferisce; è sufficiente un semplice e
scolastico riavvio del tutto.
2. Single-event latchup (SEL). Viene causata una sovracorrente che può portare a danni permanenti
se si supera una certa soglia. Bisogna cercare di limitare tale sovracorrente usando circuiti anti latchup.
3. Single-event burnout (SEB). Il componente è danneggiato permanentemente. Ci si attacca, in
pratica. L’unico (e costoso) modo per scongiurarlo è schermare il componente.
30
I raggi cosmici galattici possono anche generare rumore di fondo, che si può eliminare, essendo ripetitivo.
Possono, però, generare eventi spurii, che possono mascherarsi da segnali reali, inducendo eventuali sensori
a leggere cose sbagliate.
Fasce di Van Allen
Si tratta di pericolose (ma fisse) zone per oggetti orbitanti. Consistono di elettroni e ioni (protoni per lo
più) con energie maggiori di 30keV e sono distribuite zone non uniformi della magnetosfera.
Le particelle popolano preferenzialmente due paia di regioni toroidali centrate ai poli magnetici.
• La prima si estende da 700km a 10, 000km (L = 1.32 ) e contiene alte concentrazioni di protoni energetici
con energie maggiori di 100M eV ed elettroni con centinaia di keV di energia, intrappolati dall’elevato
campo magnetico della regione (rispetto alla fascia superiore).
• La seconda si estende da 13, 000km a 65, 000km (L = 5) e ha la sua maggior intensità tra 14, 500km
e 19, 000km. Contiene principalmente elettroni ad alta energia (0.1 − 10M eV ) intrappolati dalla
magnetosfera terrestre.
5.2.3
Magnetosfera terrestre
La terra ha un intenso campo magnetico, dovuto alla presenza di ferro liquido al suo nucleo. Le linee di
campo avvolgono la terra e formano la magnetosfera.
Sappiamo che le particelle cariche interagiscono coi campi magnetici, per cui il vento solare ed i raggi
cosmici galattici non arrivano sulla terra proprio perché il campo magnetico terrestre li devia, impedendogli
di passare.
Il punto di contatto, all’interno del bow shock, tra particelle e campo magnetico si chiama magnetopausa.
L’area direttamente dietro la terra si chiama magnetocoda.
5.2.4
Charging e Sputtering
Dal momento che le particelle cariche sono intrappolate nella magnetocoda, si ha una sorta di carica
elettrostatica.
• Il charging si ha quando punti diversi del veicolo spaziale hanno una diversa carica (si muovono in
aree concentrate di particelle cariche). Si può così creare un arco elettrico, che può portare a pericolosi
cortocircuiti, con conseguenti danneggiamenti al coating, all’elettronica o ai pannelli solari.
• Lo sputtering avviene quando c’è la collisione di particelle atomiche ad altissima velocità. Questo
può danneggiare i coating ed i sensori.
5.2.5
Ambiente con particelle neutre
Nonostante l’atmosfera sia un piccolo strato intorno alla terra di meno di 100km di spessore, i satelliti in
LEO possono ancora sentirne gli effetti.
Infatti, l’atmosfera influisce sull’orbita bassa terrestre (al di sotto dei 1000km di quota) in vari modi:
• Resistenza (drag). Questo causa un decadimento dell’orbita.
• Corrosione a causa di ossigeno atomico.
• Portanza e riscaldamento in rientro
Per ben capire l’atmosfera abbiamo bisogno di due importanti parametri: pressione e densità. Esse
decadono entrambe esponenzialmente con l’aumento di quota.
I cicli solari di 11 anni influenzano notevolmente i parametri dell’atmosfera terrestre.
La resistenza influisce prevalentemente facendo decadere l’orbita, e portando il corpo a rientrare a terra.
Essa era, ad esempio, usata per rallentare lo Space Shuttle per farlo atterrare.
2 R = L cos2 λ, dove R è la distanza in raggi terrestri dal centro della terra e λ è la latitudine magnetica. Il valore L-esimo è
la superficie generata ruotando una linea di campo magnetico intorno all’asse di dipolo.
31
Figura 5.5: Variazioni di densità con la quota a vari momenti del ciclo solare di 11 anni.
Al di sopra dei 700km è trascurabile. Tra 130km e 700km il suo effetto dipende molto da come cambia l’atmosfera per le variazioni di attività solare. Nel corso di mesi o di anni la drag può far perdere
considerevolmente quota allo spacecraft, fino a farlo rientrare in atmosfera e bruciarlo per attrito.
Possiamo esprimere l’accelerazione dovuta alla drag come
1 CD A 2
aD = − ρ
V
2 m
(5.6)
Dipende quindi dalla massa dello spacecraft, dal suo coefficiente di resistenza, dalla sua sezione frontale,
dalla sua velocità e dalla densità dell’atmosfera.
Se definiamo il coefficiente balistico come
Cb =
m
CD A
(5.7)
1V2
2 Cb
(5.8)
possiamo dire che
aD = −
Tipici valori del Cb sono di 2.2. Il coefficiente balistico è pressoché costante per corpi pressoché sferici. Per
altre forme dipende dall’assetto dello spacecraft.
Ambiente "near-Earth"
La variazione di densità a causa dell’attività solare ciclica produce un’orbita che decade
• Più rapidamente nei periodi di solar maxima
• Più lentamente nei periodi di solar minima.
Ogni solar maxima produce un decadimento maggiore perché lo spacecraft è sceso di quota a causa del
precedente maxima, quindi la densità aumenta proporzionalmente di più (a parità di maxima la densità
aumenta con il diminuire della quota).
Gli effetti del ciclo solare (specialmente nei periodi di maxima) dipendono anche dal coefficiente balistico.
• Se il coefficiente balistico è basso il corpo reagisce più velocemente al cambio di densità e quindi decade
più rapidamente
• Se il coefficiente balistico è elevato il corpo, invece, permane in orbita più a lungo
Per quote inferiori ai 200km la variazione di densità dovuta al ciclo solare è meno importante rispetto che
in orbite più alte.
Oltre la drag, dobbiamo considerare anche la natura dell’atmosfera. A livello del mare essa è composta
da circa 21% di ossigeno, 78% di azoto e 1% di altri gas.
32
Figura 5.6: Differenti periodi di permanenza in orbita prima di decadere al variare di quota di partenza e
attività solare.
Normalmente, l’ossigeno è molecolare, e se si prova a separare i singoli atomi si vede che essi ritornano
sempre insieme. Tuttavia, nella parte superiore dell’atmosfera, le molecole di ossigeno sono molto lontane
tra loro (rarefazione).
Quando la radiazione e le particelle cariche causano la divisione delle molecole di ossigeno in ossigeno
atomico, gli atomi non riescono a rimettersi insieme in molecole e quindi rimane ossigeno atomico.
• L’ammontare di ossigeno atomico comunque dipende dal ciclo solare. La maggior parte degli atomi di
ossigeno si uniscono per formare una molecola speciale, chiamata Ozono (O3 ), che funge da blocco per
le radiazioni pericolose, specialmente quelle ultraviolette.
• Le reazioni di ossidazione sono molto più problematiche quando l’ossigeno è in forma atomica e non
molecolare. Gli oggetti nello spazio esposti all’ossigeno atomico sperimentano rottura e arrugginimento
sulla loro superficie; ciò indebolisce i componenti e cambia le loro caratteristiche termiche, nonché può
degradare i sensori.
• Le reazioni chimiche comprendenti ossigeno atomico possono produrre costituenti radioattivi, che emettono molto rumore di fondo. La radiazione suddetta crea effetti di interferenza con sensori ottici oppure
l’effetto conosciuto come Shuttle glow.
5.2.6
Il "vuoto"
Una volta superata l’atmosfera, entriamo nel freddo spazio vuoto (benché non esista lo spazio esattamente
vuoto). Questo crea 4 potenziali problemi allo spacecraft, presentati di seguito.
Outgassing e Cold welding
• Sulla terra la pressione atmosferica è di una certa intensità. Quando si producono, ad esempio, i
materiali compositi (usati sugli spacecraft), si ha che delle piccole bolle di gas rimangono intrappolate
all’interno di essi. Nello spazio vuoto non c’è alcuna pressione, quindi il gas tende a "scappare via" dalle
bolle. Questo fenomeno si chiama outgassing o sublimazione. Esso non è altro che la vaporizzazione
di atomi superficiali di un materiale quando questo è soggetto ad un ambiente con pressione comparabile
con la sua tensione di vapore.
Di solito questo non è un problema enorme, ma in alcuni casi può esserlo, come quello di sensibili lenti
usate da sensori.
Per questo motivo è necessario definire una lista di materiali certificati che abbiano un basso rateo di
sublimazione.
• Il cold welding avviene quando due parti meccaniche hanno un sottilissimo meato d’aria a separarle. In vuoto tale meato scompare, perché l’aria scappa via, quindi le due parti è come se fossero
meccanicamente saldate insieme.
Quando ciò avviene, si devono provare varie manovre per causare un "unstick" delle due parti. Per
esempio, si può pensare di esporre una parte al sole e l’altra no, così da causare differente dilatazione
termica, in modo da contrarre ed espandere e liberare quindi le due parti.
33
In molti casi può essere utile l’uso di lubrificanti, adeguatamente selezionati. Uno di uso comune è la
grafite secca, che non evapora nel vuoto, come invece farebbe un tradizionale olio.
Trasferimento di calore e pressione
• Nel vuoto sappiamo che l’unico modo per trasferire calore dallo spacecraft all’ambiente (e viceversa) è
quello del trasferimento per radiazione. Infatti, esso è l’unico modo che non necessita di alcun fluido o
solido intermediario.
• Il fatto che nel vuoto non ci sia pressione, mentre all’interno di strutture a compartimento stagno si,
causa notevoli stress su di esse, che bisogna tenere ampiamente in conto in fase di progetto. Infatti,
il differenziale di pressione che c’è tra dentro e fuori si scarica sulla struttura, che deve ovviamente
reggerlo.
Se, invece, la struttura non è a compartimento stagno è necessario dotarla di vents in modo da far
uscire tutta l’aria e non avere problemi nello spazio.
Non si può progettare un componente che non sia a compartimento stagno o che non abbia queste
vents, perché altrimenti l’aria scapperebbe via durante il lancio e ci sarebbero notevoli problemi.
Gravità
Sotto la gravità vi sono vari effetti:
• Gli oggetti non cadono
• Le particelle non se ne vanno dalle soluzioni
• Le bolle non salgono
• La convezione non si verifica
A rigore, la gravità zero non esiste, perché ci sono comunque delle forze, seppur piccolissime, che affliggono
gli oggetti nello spazio. Inoltre, due oggetti, anche vicinissimi, che viaggiano nello spazio, sono soggetti a
differente forza di attrazione gravitazionale, quindi possono esserci effetti differenziali (es. bolle non sferiche).
All’atto pratico, si parla di microgravità sotto i 10−6 g. Alcuni esperimenti necessitano di un ordine di
grandezza superiore, quindi si preferisce mettere gli strumenti molto vicini al centro di massa dello spacecraft,
così da ottenere 10−7 g.
Come già visto in precedenza, l’ambiente di caduta libera offre soluzioni esclusive per alcuni processi di
manifattura (materiali caldi non bollono, effetto notevole di tensioni superficiali e forze intermolecolari, ecc).
Tuttavia, l’ambiente di caduta libera può avere effetti indesiderati dal punto di vista della gestione dei
fluidi, ma anche e soprattutto dal punto di vista psicologico per gli esseri umani nello spazio.
5.2.7
Micrometeoroidi e detriti spaziali
Lo spazio è pienissimo di oggetti, sia naturali che di produzione umana.
Più di 20,000 tonnellate di materiale naturale (polvere, meteoroidi, pezzi di asteroidi, comete) colpiscono
la terra ogni anno. Per oggetti ed umani nello spazio, il rischio di essere colpiti da un meteoroide è remoto.
Tuttavia, da quando è iniziata l’attività umana nello spazio, un sacco di detriti artificiali si sono accumulati nello spazio. Essi sono principalmente nell’orbita LEO e in quella GEO. Questo è problematico perché
se volessimo andare anche oltre la LEO dovremmo comunque passarci, e rischieremmo collisioni.
Secondo l’US Strategic Command ci sono più di 16,000 oggetti non operativi in orbita. Per quanto
riguarda i singoli detriti, invece, abbiamo
• 170 milioni di detriti più piccoli di 1cm
• 670,000 detriti tra 1 e 10cm
• 29,000 detriti oltre i 10cm
34
Parliamo, in particolare, di "sindrome di Kessler", dal nome del primo scienziato che si interessò a calcolare
la densità critica di detriti prima che vi siano collisioni addizionali ogni volta che si immettano oggetti
addizionali nello spazio (in pratica, la densità oltre cui diventa un flipper).
La ragione di ciò è che la massa prodotta in orbita eccede la massa decadente dall’orbita, con la creazione
di piccoli oggetti, che incrementa la probabilità di collisione.
Una possibile collisione crea a sua volta detriti, portando così ad una reazione a catena.
• La maggior causa di detriti spaziali è la collisione in orbita.
Ci sono stati due eventi che hanno creato un sacco di detriti: quei geni dei Cinesi che si sono sparati
un missile sul proprio satellite per divertimento nel 2007, ed una collisione accidentale tra due satelliti
(Iridium e Cosmos) nel 2009.
• Risulta particolarmente importante che neanche piccolissime particelle colpiscano lo spacecraft, questo
perché delle collisioni ad alta velocità possono generare crateri decine di volte più grandi delle particelle
che collidono.
Per proteggere la struttura da piccoli detriti si usano degli scudi protettivi che disintegrano le particelle
che vi impattano sopra. Per proteggerla da grandi detriti si fanno direttamente delle manovre anticollisione.
Per la mitigazione della generazione di ulteriori detriti spaziali sono state proposte svariate misure.
1. La passivazione di stage superiori "spenti" mediante rilascio di carburante residuo può ridurre il rischio
di esplosioni in orbita.
2. De-orbitare i satelliti controllandone direttamente la manovra con un tether elettrodinamico che li
rallenta.
3. Se ciò richiede troppo carburante si può pensare di portare i satelliti in una zona dove la resistenza
atmosferica ne causi il de-orbitamento entro qualche anno.
4. Dove non fosse fattibile una tale spesa di carburante per il rientro si può pensare di portare il satellite
su una definita orbita cimitero.
5. Raccogliere gli oggetti più grandi in una sorta di discarica orbitante, in modo da usarli come risorse
per future missioni.
6. Rimuovere i detriti con veicoli dedicati e muoverli in appropriati posti.
5.3
Umani nello spazio
La presenza di esseri umani nello spazio aggiunge flessibilità e adattabilità alle missioni. Ciò sarebbe
irraggiungibile in missioni completamente robotizzate.
Tuttavia, avere esseri umani nello spazio vuol dire disporre di adeguati sistemi di supporto alla vita, in
modo da sostentarli e proteggerli. Inoltre, i veicoli devono essere più sicuri e affidabili rispetto a quelli per
sistemi robotici.
Andando nello spazio, bisogna imparare ad adattarsi in un ambiente, come già visto, completamente
diverso. Chiaramente da alcune cose ci si deve necessariamente proteggere (radiazioni), mentre altri fattori
fanno prepotentemente parte della "quotidianità" spaziale, come per esempio la microgravità.
Bisogna che si gestiscano le seguenti cose:
• Atmosfera dell’habitat.
• Protezione dalle radiazioni.
• Temperatura.
• Accelerazioni.
• Rumore.
35
• Vibrazioni.
• Illuminazione.
• Fattori psicologici legati all’isolamento.
Questi fattori giocano un diverso ruolo, in dipendenza dallo scenario della missione e dalla fase in cui essa
si trova. Le vibrazioni, ad esempio, come le accelerazioni, si sperimentano principalmente al lancio. Le
radiazioni, invece, sono qualcosa in cui ci si preoccupa una volta superata l’atmosfera terrestre.
5.3.1
Effetti dell’ambiente spaziale sull’essere umano
Caduta libera
Il perenne stato di caduta libera provoca potenti cambiamenti fisiologici al corpo umano.
• Diminuisce il gradiente idrostatico.
• Altera le funzioni vestibolari.
• Riduce il carico che devono sopportare i muscoli e le ossa.
Il gradiente idrostatico si riferisce alla distribuzione di fluidi nel nostro corpo. Sulla terra la gravità agisce
sui fluidi nel nostro corpo facendo sì che zone più in basso abbiano una pressione maggiore (la pressione del
sangue è più alta nelle gambe che non nelle spalle).
In caduta libera questo non avviene, quindi i fluidi si distribuiscono uniformemente nel corpo. Questo
fenomeno si chiama fluid shift. Il corpo vede questo fluido, in alcune zone, come in eccesso, quindi tenta
di espellerlo incrementando l’urinazione. Questo porta alla deidratazione. La ridistribuzione causa anche
edema, responsabile del colorito più acceso degli astronauti.
Inoltre, il cuore batte più velocemente ed in maniera più irregolare. Inoltre, perde massa, poiché non
deve lavorare così intensamente come sulla terra.
Gli astronauti di ritorno sulla terra sperimentano, spesso, ciò che si chiama intolleranza ortostatica,
ovvero quella sensazione che si prova quando ci si alza di scatto dopo essere stati distesi o seduti per tanto
tempo.
Le funzioni vestibolari hanno a che fare con l’innata abilità umana di avere il senso del movimento.
Talvolta, se un orecchio e gli occhi vanno "fuori sincro" ci sentiamo disorientati o nauseati.
Il nostro sistema vestibolare è calibrato per lavorare bene sotto un ambiente a gravità 1g, quindi quando
si va in orbita questo deve ricalibrarsi completamente. Gli astronauti, difatti, sperimentano nausea nel
muoversi i primi giorni, prima che il sistema possa ricalibrarsi. Tuttavia, i veterani hanno riportato che
ciò ha una memoria, quindi le volte successive che sono andati nello spazio ci hanno messo molto meno ad
abituarsi.
L’atrofia muscolare e ossea è un’altra delle cose che sperimentano gli astronauti in caduta libera. I
muscoli perdono massa e diventano più deboli, le ossa perdono calcio e si indeboliscono anch’esse. Il midollo
osseo produce, inoltre, meno globuli rossi.
Gli scienziati non hanno trovato soluzioni efficaci per quanto riguarda le ossa (per i muscoli basta fare
esercizi vigorosi), e questo pone il principale problema di lunghe missioni umane. Per le future missioni
umane su Marte si penserebbe al ricreare un ambiente artificiale in gravità dunque.
Radiazioni
Lo strato di ozono e la magnetosfera ci proteggono dalle radiazioni e dalle particelle cariche, ma nello spazio
tutto questo scudo non è presente, quindi siamo esposti alla piena forza dei raggi cosmici galattici.
Dal punto di vista del danno biologico, possiamo trattare onde elettromagnetiche e particelle cariche nello
stesso modo. La pericolosità totale del danno dipende dal dosaggio totale delle radiazioni prese, che è una
misura della radiazione accumulata/esposizione alle particelle cariche.
Il dosaggio dipende dall’energia contenuta nella radiazione/particella e dall’effettività biologica relativa
(RBE). Il dosaggio si misura in RAD, dove 1RAD = 100erg di energia per grammo del dato materiale,
J
oppure si misura in Gray ( kg
).
La RBE rappresenta la potenza distruttiva del dosaggio sui tessuti vitali.
36
• La radiazione elettromagnetica ha RBE = 1.
• Le particelle cariche hanno RBE ≥ 10.
Il dosaggio totale è poi quantificato come prodotto di RAD e RBE, ossia in termini di quantità e pericolosità
della radiazione presa. È misurato in termini di REM (roentgen equivalent man) o in Sievert (1Sv =
100REM ). Il dosaggio totale è cumulativo nell’intera vita di una persona.
I potenziali effetti sull’essere umano dipendono anche dal periodo di esposizione. Un dosaggio di 50 REM
può essere letale se preso in un giorno, mentre se preso in un anno può non esserlo. I dosaggi presi in breve
tempo si chiamano dosaggi acuti.
Gli effetti di radiazioni e particelle cariche acute sugli umani sono:
• Variazioni di emocromo.
• Vomito.
• Diarrea.
• Cancro.
• Cataratte.
• Morte.
A parte i solar flares, che possono causare picchi acutissimi di dosaggio, gli astronauti non sono particolarmente preoccupati del loro dosaggio accumulato lungo una missione o lungo la loro intera carriera.
La NASA ha stabilito come dosaggio limite 50 REM all’anno, nonché ha proibito le EVA durante il
passaggio dall’Anomalia Sud Atlantica, dove le fasce di van Allen hanno un avvallamento verso la terra.
Vuoto
Questo sembrerebbe essere il problema "più facile" da risolvere, non tanto per la progettazione e realizzazione
di sistemi, quanto perché è di fatto necessario semplicemente ricreare l’ambiente atmosferico terrestre.
L’atmosfera respirabile deve avere una precisa
• Composizione chimica.
• Pressione.
• Temperatura.
e deve essere controllata in umidità, ventilazione e possibili contaminazioni a cui potrebbe essere soggetta.
Effetti psicologici
Un carico di lavoro eccessivo può esaurire gli astronauti in orbita, o può portare a problemi di natura morale.
Durante una delle missioni americane di Skylab, la crew fece uno sciopero di un giorno per protestare
con le eccessive richieste a quel tempo. Simili problemi furono riportati sulla stazione MIR.
L’estremo isolamento della crew aggiunge a ciò ulteriore stress, e può causare solitudine e depressione
lungo missioni di ampia durata.
Essere costretti a vivere in quelle particolari condizioni, con le stesse persone, giorno dopo giorno,
contribuisce necessariamente alle condizioni critiche da gestire in una missione.3
3 Il problema comunque non è solo delle missioni spaziali. Anche gli scienziati nelle missioni nel remoto Antartide hanno
riportato che, durante i lunghi inverni, ci sono stati simili episodi di depressione e contrasti tra i membri del team.
37
Figura 5.7
5.4
La fase di lancio
Tale fase è particolarmente critica per due fattori:
• È associata con elevati livelli di rumore. Gli urti stessi sulla struttura sono contenuti dalla
carenatura. In ogni caso, il rumore è ragione di preoccupazione per vari motivi nelle missioni umane.
• La sequenza di lancio causa alti livelli di vibrazione, associati sia al rumore che alle vibrazioni
strutturali, nonché alte accelerazioni durante l’ascesa, shock meccanici per l’uso di dispositivi
pirotecnici ed un ambiente termico che può considerevolmente differire tra il laboratorio e l’ambiente
spaziale, oltre che una rapida diminuzione di presione ambiente.
Lo spacecraft deve essere adeguatamente progettato e testato affinché sopravviva in modo eccellente all’ambiente di lancio.
5.4.1
Ambiente acustico e vibrazionale
Esso è causato sia dai motori principali, sia dalle turbolenze caratteristiche dell’aerodinamica.
• Un primo picco di rumore avviene al lancio, quando i prodotti di scarico dei motori si riflettono sulla
pista di lancio e creano notevoli picchi vibrazionali. Per questo motivo si riempie di acqua il di sotto
della rampa di lancio, così da raffreddare i gas e non causare riflessione.
Ovviamente durante la salita questo contributo diminuisce, ma ci sono comunque componenti meccanici
a bordo che possono continuare a eccitare la struttura (turbopompe, ad esempio). Le vibrazioni sono
trasmesse anche alla carenatura, che genera un ulteriore campo acustico.
Per componenti leggeri e flessibili come i pannelli solari, il campo acustico può essere ben più problematico delle vibrazioni meccanicamente indotte.
• Il secondo picco avviene durante il volo transonico, a causa del campo di moto fortemente turbolento
attorno al veicolo.
Il campo acustico è spesso misurato come pressione riferita al livello base di 20 · 10−5 P a, in decibel.
I = 20 log1 0(
P
)dB
2 · 10−5
(5.9)
In figura 5.7 si vede lo spettro delle frequenze di questo campo, che comunque dipende dal veicolo di lancio
e cambia durante la sequenza di lancio.
Per quanto riguarda invece le vibrazioni, abbiamo che esse possono essere sinusoidali (a bassa frequenza)
oppure di tipo random (ad alta frequenza). Per vari lanciatori (Ariane V, Vega) le random vibrations sono
considerate nel campo acustico, e gli stessi test comprendono entrambe le condizioni di vibrazione.
38
Figura 5.8: Vibrazioni sinusoidali.
5.4.2
Accelerazioni in ascesa
I carichi statici durante un’accelerazione al lancio possono incrementare la velocità fino a 9.5 km
s . La loro
time history dipende dal tipo di lanciatore usato.
I veicoli con payload leggero, generalmente esibiscono grandi picchi di accelerazione, mentre quelli con
payload più pesanti hanno accelerazioni minori. Lo Skylark sounding rocket può arrivare anche oltre i 13.5g,
mentre lo Space Shuttle arrivava neanche a 3g.
Per i veicoli multi-stadio, l’accelerazione incrementa durante l’esecuzione di ogni stadio, e si hanno dei
picchi ogni volta che c’e la separazione.
Per i voli manned (con umani) è necessario posizionare le persone in una posizione tale da assorbire
al meglio questi picchi di accelerazione. La protezione migliore la sia ha quando l’astronauta è di schiena
durante il lancio.
5.4.3
Shock meccanici
Si hanno quando si usa un dispositivo esplosivo, oppure all’attivazione dei razzi motore di uno stadio e con
la loro conseguente successiva separazione, oppure quando si ha una separazione del payload dal lanciatore,
o ancora all’atterraggio o al docking.
Si hanno degli impulsi di accelerazione, ovvero picchi altissimi (anche 2000g) per pochi millisecondi.
Questi carichi sono caratterizzati da processi di smorzamento a banda larga.
5.4.4
Ambiente termico
Esso è determinato tipicamente dalla temperatura dell’ogiva protettiva. La sua temperatura aumenta per
l’attrito dell’aria.
La temperatura raggiunta dipende dal calore specifico del materiale ed è un bilancio tra calore per attrito
accumulato e perdita di calore per convezione. Il conseguente aumento di temperatura del payload all’interno
della calotta protettiva è dominato da irraggiamento e conduzione.
Una volta che viene tolta la calotta il payload si riscalda direttamente per attrito, ma la densità bassa
dell’atmosfera non desta preoccupazioni (la calotta è tolta quando l’aria non riscalderebbe più di tanto il
payload)
39
Capitolo 6
Payload
Il payload è l’insieme di hardware e software che interagiscono con l’oggetto della missione. Si operano
trade-off e compromessi tra vari sensori ed esperimenti per formare il payload, il quale determina largamente
il costo, la fattibilità e la complessità della missione.
Il sottosistema spacecraft bus supporta il payload mediante:
• Controllo e mantenimento di orbita e assetto.
• Potenza.
• Gestione e scambio di dati e comandi.
• Struttura e irrigidimento.
• Controllo dell’ambiente.
Il payload e lo spacecraft bus insieme sono chiamati segmento spaziale. Esso può essere costituito da uno o
più spacecraft, che includono il payload e la piattaforma di supporto.
Il payload è comunque il più importante sottosistema, in quanto è il sottosistema che porta a compimento
la missione. Difatti, i suoi requisiti definiscono in gran parte quello che è il design e la dimensione dello
spacecraft.
Per quanto concerne i costi, il payload costa molto più dello spacecraft bus, in quanto i costi di costruzione,
integrazione ed operatività superano di gran lunga i costi relativi al bus.
Nel definire il payload, bisogna essere consapevoli dei suoi requisiti, che come detto influiscono ampiamente sul design del sistema, incluse tutte le facilities di supporto ed anche sulla selezione del veicolo di
lancio.
Possiamo ripartire i payload in 4 principali categorie:
• Payload di osservazione. Si tratta di payload demandati al cosiddetto remote sensing, ossia al
telerilevamento, in cui la rilevazione viene fatta senza entrare in contatto con l’oggetto, oppure payload
demandati al rilevamento delle condizioni meteo. Sono di tipo passivo, ossia l’oggetto della missione
non è controllato artificialmente.
• Payload di comunicazione. Sono prevalentemente in orbita GEO, e si occupano di trasferire informazioni da un punto ad un altro mediante invio ed eventuale ricezione di segnali a radiofrequenze.
Possono esserci comunicazioni a una via, ossia con invio di dati dal satellite a terra, di tipo a due
vie, ossia con scambio reciproco di informazioni, e possono esserci anche comunicazioni di tracking,
ovvero l’aggancio ed il successivo mantenimento nel tempo di un segnale. Sono di tipo attivo, ovvero
il soggetto della missione può essere controllato.
• Payload di navigazione. Sono demandati alla determinazione di posizione e velocità in tempo reale
del ricevente, e lo fanno inviando e ricevendo segnali mediante radiofrequenze. Tre esempi lampanti
sono il GPS americano, il GLONASS russo e il GALILEO europeo. Sono anch’essi di tipo attivo.
40
Figura 6.1: Funzionamento di un payload di osservazione.
• Payload di scienza in situ. Sono prevalentemente usati per esplorazione e caratterizzazione spaziale
o manifattura spaziale (costruzione in situ di avamposti su pianeti alieni). Sono di tipo passivo. Si
tratta di payload molto differenti in base alla missione e sono quindi sviluppati ad hoc per ognuna di
esse.
6.1
Observation payloads
Essi immagazzinano dati su oggetti remoti (senza che vi sia contatto fisico) e processano questi dati in
informazioni.
I dati possono essere di tipo immagini, radianza spettrale, distanza. Gli oggetti remoti possono essere
pianeti, corpi celesti, o la stessa superficie terrestre. Le informazioni che ci vegnono date dopo il processing
dei dati sono, per esempio, temperature, riflettanze, composizioni chimiche, topografie, ecc.
I payloads di osservazione sono molto spesso associati al telerilevamento, per missioni di meteo locale,
idrologia, oceanografia, agricoltura, allevamento animale, et similia.
Sono usati spesso anche per predire eventi (es. maree) o per fare ricognizioni dopo disastri catastrofici.
Tutte queste cose fanno uso dei dati che il payload rileva.
Questi payload hanno quindi il compito di rilevare le emissioni di radiazione generate o riflesse dall’oggetto della missione. Tale radiazione, ovviamente, può essere in tutto lo spettro elettromagnetico.
6.1.1
Principi di funzionamento
Tipicamente vi è una fonte di energia o di illuminazione. Essa può essere esterna (ad esempio il sole) oppure
può essere interna al payload. Tale sorgente emette una radiazione che interagisce con l’oggetto. Il payload
registra l’energia ricevuta dall’emissione o dalla riflessione dell’oggetto e la trasmette a terra, dove tale dato
viene ricevuto e processato. Una volta fatto ciò, il dato viene interpretato ed analizzato, e poi vengono date
delle informazioni che fanno uso dei dati registrati dal payload.
6.1.2
Fondamenti fisici di remote sensing
Quando parliamo di osservazione terrestre (l’oggetto è la terra) abbiamo che la sorgente che illumina è il
sole. La radiazione del sole può essere assorbita, riflessa (tutta o in parte) oppure può subire scattering (solo
nell’atmosfera, la terra riflette o assorbe), ossia la radiazione si divide e va in direzioni differenti, sia dalla
terra stessa che dall’atmosfera terrestre.
In ogni caso, una volta che la radiazione colpisce gli elementi sulla terra, tali elementi la possono eventualmente riflettere. Se si analizza la riflettanza in funzione della lunghezza d’onda della radiazione emessa,
si può vedere che ogni elemento riflette una certa percentuale di quanto gli incide sopra, che varia in base
alla lunghezza d’onda, e questo ogni elemento lo fa in maniera singolare, ossia appone la sua firma spettrale.
6.1.3
Finestra atmosferica
Per un’osservazione terrestre mediante remote sensing, si vuole immagazzinare la radiazione elettromagnetica
riflessa od emessa da oggetti sulla superficie terrestre, mentre il payload è nello spazio.
41
Figura 6.2: Assorbimento, riflessione e scattering
Figura 6.3: Firme spettrali di vari elementi.
Dobbiamo quindi tener conto delle lunghezze d’onda bloccate dall’atmosfera (tutto ciò che non è visibile,
radio, IR e un po’ di microonde. La finestra di trasmissione quindi è quel range di lunghezze d’onda che ci
danno l’80 − 100% della radiazione che passa nell’atmosfera.
Se vogliamo quindi osservare qualcosa sulla terra, dobbiamo evitare tutte le bande di frequenza dello
spettro EM che non passano attraverso l’atmosfera, altrimenti non rileveremmo nulla.
Tuttavia, questo fenomeno ci permette di sondare l’atmosfera e rilevare dati interessanti come lo spessore
e la locazione di nuvole, quanto vapore acqueo contengono e altre cose relative ai livelli alti di atmosfera.
Questo può anche essere negativo. Ad esempio, partendo con la banda IR, nuvole, pioggia e neve tendono
a produrre rumore e attenuare i segnali. Stessa sorte capita a sistemi che operano nel visibile, in cui vi è un
degrado del contrasto dell’immagine.
Figura 6.4
42
6.1.4
Orbite dei payload di osservazione
Le orbite possono essere di tipo GEO oppure LEO Polari (ossia ai poli della terra).
• Le orbite GEO sono a quota alta (circa 36000km) e servono per vedere la stessa porzione di terra
costantemente, magari monitorando le condizioni meteo, ad esempio.
• Le orbite LEO polari invece sono a quota molto più bassa (meno di 1000km) e servono per varie motivazioni. Un tipo interessante di orbita polare è la cosiddetta sun-synchronous orbit, ovvero un’orbita
che passa tutti i giorni, alla stessa ora, nella stessa posizione.
Ad ogni data latitudine, la posizione del sole in cielo al momento in cui il satellite passa sopra quella
zona, è sempre la stessa all’interno della stessa stagione. Questo assicura delle condizioni di illuminazione consistenti e permette di acquisire immagini in una specifica stagione nel coeso degli anni, in una
particolare area della terra lungo tot giorni.
Questo è un fattore molto importante nel monitorare i cambiamenti tra le varie immagini, oppure si
può usarlo per unire a mosaico varie immagini adiacenti senza correggerle per le differenti condizioni
di illuminazione.
Quando il satellite gira intorno alla terra, il sensore "vede" una certa porzione della superficie. La larghezza
dell’area che vede si chiama swath e può variare da decine a centinaia di km.
Il satellite passa da un polo all’altro della terra, ma intanto essa ruota sul suo asse, quindi ad ogni
passaggio il satellite copre un’area diversa. La rotazione del satellite e della terra concorrono insieme al
coprire completamente la superficie terrestre in un certo ciclo di orbite.
Tendenzialmente un satellite orbita con un periodo (orbit period) di 90 − 1000 intorno alla terra, quindi
deve mappare la terra in circa 15 orbite. Un ciclo di orbite è concluso quando il satellite passa nuovamente
su un certo punto della terra, direttamente perpendicolare al satellite (chiamato nadir ), per una seconda
volta ed ha un periodo chiamato revisit period.
Il periodo di tempo richiesto al satellite per completare un’orbita (orbit period) non è lo stesso del revisit
period, che invece è il periodo di tempo che impiega un satellite a ripassare sulla medesima zona della terra.
Si può decidere di inviare un singolo satellite oppure una costellazione, così da coprire la superficie
terrestre in molto meno tempo (li faccio partire sfalsati e ci metto di meno).
6.1.5
Categorie di payload di osservazione
La suddivisione può essere fatta secondo:
• Il principio di misurazione:
– Attivo. Il satellite è anche la fonte di energia che irradia l’oggetto.
– Passivo. Il satellite registra solamente l’energia naturalmente irradiata o riflessa dall’oggetto.
• La tecnologia:
– Ottica ed elettro-ottica.
– Microonde.
– Raggi X e Gamma.
• Il campionamento spettrale (bande che possono essere rilevate):
– Pancromatico.
– Multispettrale.
– Iperspettrale.
• Il tipo di output:
– Imaging.
– Non imaging (ovvero non immagini).
Queste categorie possono combinarsi. Ad esempio, le fotocamere commerciali sono di tipo passivo-imaging
nel visibile o near UV, mentre RAR e SAR sono di tipo attivo-imaging a radiofrequenze o microonde, o
ancora gli altimetri LIDAR sono nel visibile ma sono di tipo attivo-non imaging.
43
6.1.6
Passive sensors
Immagazzinano energia irradiata dal soggetto o riflessa da esso a partire da un’altra sorgente di radiazione.
Essi contengono 3 parti:
• Radiation collector. Possono essere lenti/specchi (tipo ottico) oppure antenne (microonde). Immagazzinano radiazioni provenienti dall’oggetto della missione. Il diametro delle lenti si chiama apertura,
il boresight dell’antenna è definito dall’ampiezza del raggio ricevuto.
• Detector. Accumula la radiazione, focalizzata in un piano immagine dove esso è posto.
• Meccanismo di pointing o scanning. Ossia il meccanismo che consente il brandeggio ed il movimento
del sensore, in modo tale da inquadrare la zona corretta oppure acquisire maggior dettaglio di alcune
parti dell’oggetto.
I sensori passivi possono essere fatti con diverse architetture, il cui scopo finale è comunque quello di inviare
informazioni ad un computer di bordo oppure altrove, per processarle.
Visual passive payloads
Osservano la parte dello spettro EM dominato dalla luce solare riflessa, ovvero dall’ultravioletto (0.3µm) al
rosso visibile (0.75µm) e, a volte, anche nel NIR (near infrared).
Sono caratterizzati da un’alta risoluzione spaziale e possono operare solo con luce diurna, perché dipendono dalla riflessione della luce solare sull’oggetto.
Raggi di luce paralleli incidenti su una lente perfetta convergono al punto focale, la cui distanza dalla
lente è denominata lunghezza focale. È proprio essa che definisce le dimensioni fisiche del sensore. Per una
lente singola, la lunghezza focale è legata al raggio di curvatura superficiale della lente stessa.
Tutte le ottiche sperimentano, comunque, aberrazioni, le quali determinano imperfezioni nella qualità
dell’immagine (cambio di colore, detto aberrazione cromatica, oppure dispersione della luce dal centro di
una lente sferica, chiamato aberrazione sferica). Le lenti spaziali sono comunque molto più complesse di quelle
terrestri, in quanto l’ambiente termico e radiativo altera le performance e causa una più veloce degradazione
degli strumenti.
Le lenti operano sulla rifrazione, gli specchi operano sulla riflessione.
L’architettura di un payload passivo visuale è la seguente:
• Dall’ottica giungono dei fotoni, i quali incidono sul detector, posto sul piano focale. Tale detector
(CCD imager) altera il suo stato (varia tensione o corrente) e trasforma la radiazione che gli giunge in
informazioni.
• Il segnale che viene inviato dal detector va quindi amplificato e campionato, nonché convertito da
analogico a digitale, per divenire quindi l’output finale.
• L’output viene memorizzato o visualizzato, secondo le necessità.
Per supportare tutto ciò occorre che le operazioni siano svolte in maniera perfettamente sincrona, per cui
c’è necessità di un timing e controllo.
Inoltre, si dota il sensore di un proprio processore, in modo che possa gestire adeguatamente strumentazione e dati (ad esempio, il timing stesso).
Infine, i segnali in uscita devono essere amplificati (si tratta di valori molto bassi), quindi devono esserci
opportuni circuiti di potenza. Bisogna anche evitare delle distorsioni nell’amplificazione, quindi servono
anche circuiti di condizionamento.
L’instrument control deve poi interfacciarsi con l’output stesso, per regolare il segnale ad esempio, e/o
con il computer di bordo, in modo da scambiare dati con esso.
Visual detectors
Tempo addietro, i detector erano dei semplici rullini. I film contenevano reagenti chimici che reagivano con
la radiazione incidente per formare l’immagine.
Ora si usano semiconduttori che generano segnali elettrici proporzionali alla radiazione incidente per
produrre l’immagine, che può essere immagazzinata in una memoria di massa come un normale file.
44
Figura 6.5
Un tipo di sensore molto in uso è il CCD (charged coupled device), oltre al CMOS (complementary metal
oxide semiconductor). Il CCD ha maggior definizione ma maggior costo, il CMOS è meno costoso ma meno
qualitativo.
IR detectors
Sono simili ai detector che agiscono nella lunghezza d’onda del visibile, ma sono ovviamente sensibili ad una
diversa banda dello spettro (IR).
Operano in un range tra 0.75µm e 1µm attraverso sensori elettro-ottici NIR, con 1 − 2.5µm per il MIR
e con 20 − 100µm per il FIR (near, medium e far infrared).
I sensori IR possono operare sia di giorno che di notte, in quanto l’intensità del segnale rilevato è una funzione dell’emissività della zona mediante la quarta potenza della sua temperatura termometrica, secondo la
legge di Stefan-Boltzmann (E = εσT 4 ), che lega l’energia per metro quadro all’emissività e alla temperatura
dell’oggetto, con di mezzo una costante.
I sensori a IR sono fatti da telescopio, IR detector e unità di refrigerazione. Quest’ultima serve perché,
per rilevare la radiazione in maniera molto sensibile, è necessario che il detector abbia una temperatura il
più bassa possibile.
Microwave radiometers
Usano la parte di spettro che compete alle radiofrequenze. Captano, quindi, le radiofrequenze emesse (ad
esempio) da stelle molto lontane, come le pulsar. Operano a frequenze tra i 2 e i 200GHz.
Per il remote sensing della terra, i nemici sono nuovamente le nuvole, la pioggia e la neve, in quanto
causano distorsioni alle immagini e ne fanno perdere qualità, anche se meno di quanto facciano per i visual
e IR sensors.
Come per i visual e IR sensors, questi sensori passivi si basano su un segnale che è composto dall’emissività
e dalla temperatura, ora alla prima potenza.
Siccome la potenza è 1 e non più 4, vengono prodotti segnali molto più deboli degli IR. Anche loro
comunque operano sia di giorno che di notte, sebbene la notte non vi sia il contributo della temperatura
diurna.
La loro risoluzione è dai 3 ai 5 ordini di grandezza inferiore a quella di sensori visuali della stessa apertura,
ma possono comunque fare misurazioni uniche di grandi zone. Purtroppo, essi richiedono estese calibrazioni
a terra, in modo tale da aiutare l’interpretazione delle scene scansionate.
Talvolta si usa fondere i dati di questi sensori con quelli di VIS e IR sensors, così da incrementare la
risoluzione spaziale.
45
X-Rays and Gamma-Rays sensors
Sono sensori che rilevano raggi gamma e raggi X ad alta energia, espulsi da supernove o misteriosi buchi
neri.
I raggi X sono usati per osservare emissioni (termiche e non) da parte di oggetti astrofisici.
Approcci ottici convenzionali non sono efficaci, poiché non ci sono materiali riflettivi che possano essere usati per costruire lenti a raggi X ed i telescopi convenzionali non funzionano, poiché i raggi X sono
assorbiti/trasmessi ad incidenze quasi ortogonali (Wolter telescope).
I raggi gamma sono più o meno sullo stesso discorso. Essi non penetrano l’atmosfera, quindi si possono
fare osservazioni solo nello spazio. Esempio principlae è il Fermi gamma rays space telescope, che rileva raggi
gamma in due range di energia: gamma rays burst e large area telescope.
6.1.7
Active observation payloads
Provvedono a fornire loro la fonte di energia elettromagnetica, per rilevare quanto l’oggetto riflette. Li si
usa quando c’è necessità di guardare attraverso qualsiasi cosa blocca o smorza la radiazione EM (nuvole,
atmosfera, ecc).
Ovviamente non dipendono dalla luce solare, quindi possono lavorare sia di giorno che di notte indipendentemente. I radar sono meno degradati dalle cattive condizioni atmosferiche, nonostante il cammino del
segnale sia il doppio di un sistema passivo (invio e rifletto).
I radar possono penetrare la superficie del terreno, e come il segnale è riflesso ci da molte informazioni
riguardo la topografia della zona, nonché sulla sua composizione. I radar possono comunque essere rilevati
e bloccati.
La risoluzione spaziale è ancora un grande problema per i sensori di tipo attivo, in quanto è tutto legato
alla lunghezza d’onda dei segnali. Lunghezze d’onda minori hanno maggior risoluzione. Sensori radar usano
lunghezze d’onda di circa 2.4 · 105 µm, quindi la risoluzione può essere anche un milione e mezzo di volte
inferiore a sensori ottici, a parità di apertura.
SAR
Per ovviare al problema della risoluzione, c’è bisogno di incrementare notevolmente l’apertura. Siccome
talvolta una risoluzione decente richiede aperture di centinaia di km, si usa una particolare tecnica di signal
processing per "ingannare" l’elettronica e fargli pensare che l’apertura è effettivamente quella.
Misure coerenti di fase e Doppler shift possono "sintetizzare" una grande apertura e dare così notevoli
risoluzioni. SARs sono usati per remote sensing di terra, Venere e Titano.
LIDAR
Altimetri e LIDAR sono sensori attivi elettro-ottici che usano illuminazione attiva attraverso laser per creare
un segnale misurabile che dia un’informazione su spessori, altezze o dimensioni varie.
Il raggio di fotoni viene emesso dal laser e si misura quanto tempo ci mette a tornare. In base a ciò si
misura la distanza del laser dal soggetto e si possono fare misurazioni varie di tipo topografico oppure, come
nel caso ICESAT, per misurare lo spessore del ghiaccio Artico.
6.2
Communications payloads
Un sistema di comunicazione satellite tipicamente consiste in uno spacecraft ed almeno due ground stations.
Le GS possono essere fisse (antenne di trasmissione e ricezione) oppure una di esse può essere mobile.
I principali elementi sono:
• Antenne
• Transponders
Le antenne possono doversi muovere, se il satellite non dovesse essere geosincrono. I sistemi di comunicazione on-board sono provvisti di antenne fisse e direzionali, con alto gain e potenti transponder.
46
Figura 6.6: Transponders
Bisogna progettare i payload per comunicazioni satellite prevedendo un adeguato signal-to-noise ratio (S/N) ed una specifica potenza (EIRP) per ricevere segnali da una sorgente e ri-trasmetterli ad una
destinazione a terra, possibilmente nelle peggiori condizioni atmosferiche.
La maggior parte dei satelliti è in GEO, per questo bisogna avere una ricezione sensibile e che distingua
il rumore di fondo.
I satelliti per le comunicazioni possono provvedere 4 tipi di servizi:
• FSS (fixed satellite service). Si tratta di comunicazioni tra specifiche posizioni della terra attraverso
il satellite in orbita
• ISS (inter satellite service). Si tratta di comunicazioni tra due satelliti direttamente interconnessi,
senza nessuna stazione di terra intermedia. Possono nessere usate anche per comunicare tra due zone
della terra.
• MSS (mobile satellite service). Si tratta di un servizio di radiocomunicazione tra una stazione di terra
mobile ed una o più stazioni in orbita, oppure tra due stazioni di terra, attraverso una o più stazioni
in orbita.
• BSS (broadcasting satellite service). Si tratta di una comunicazione tra una stazione di terra e numerose antenne di ricezione a terra, mediante uno o più satelliti in orbita (es. TV satellitare, invio
segnale al satellite e tutti ricevono).
Transponder Ricevono, amplificano, traslano la frequenza e ritrasmettono vari tipi di segnali di comunicazione.
Essi provvedono ad amplificare di circa 100 − 110dB il segnale, e lo possono fare direttamente, oppure
in due stadi, se l’amplificatore non è lineare. Bisogna tenere in conto della compatibilità elettromagnetica,
per evitare interferenze tra bande vicine (alcune volte possono essere trasmesse più frequenze). La EMC è
dovuta principalmente agli alti guadagni (gains) e le ampie larghezze di banda coinvolte.
I transponder comunque fungono sostanzialmente da relay, ossia devono ricevere e rimandare il segnale
nel più breve tempo possibile.
Possono essere di due tipi:
• Senza on-board processing. Essi ripetono il segnale ricevuto senza operare alcuna modifica su esso.
Sono caratterizzati per questo da elevata semplicità e basso ritardo. C’è, tuttavia, il rischio che
amplifichino anche i disturbi, non facendo nessuna operazione di processing sul segnale che ricevono.
• Con on-board processing. Operano eventuali processing sul segnale ricevuto, al fine di rinviare un
segnale nel modo migliore possibile; per questo hanno più ritardo e sono più complessi. Possono
operare rigenerazione (uplink e downlink separati per non includere rumori ed interferenze) oppure
fare bit stream processing (correzione dell’errore di decoding, cambio di modulazione tra uplink e
downlink).
6.3
Navigation payloads
Sono tre le principali costellazioni: GPS, GLONASS e GALILEO (non ancora operativo).
Tutti i satelliti sono settati sul medesimo orario mediante un orologio atomico.
47
Ogni satellite conosce la sua posizione, in base ai dati inviatigli dai system controllers.
Ogni satellite trasmette informazioni riguardo la sua posizione e il tempo in cui si trova in tale posizione.
Tali segnali arrivano al ricevitore e, con opportuno delay, si capisce la posizione occupata dal satellite a quel
tempo preciso.
Il ricevitore prende quindi coordinate spazio-temporali di 4 satelliti diversi della costellazione e riesce così
a determinare le sue 4 coordinate spazio-temporali (4 equazioni in 4 incognite).
I satelliti si trovano in orbita media terrestre (20000km) e sono su vari piani orbitali. I payload sono
trasmettitori a radiofrequenze.
6.4
Scientific/in situ payloads
Sono dedicati alla scoperta ed esplorazione dei segreti dell’ambiente terrestre o degli altri pianeti del sistema
solare.
Si tratta di payload molto diversificati, quindi non possono essere trattati in generale. Esempi possono
essere il rover marziano Perseverance, oppure il braccio robotico sulla ISS, che consente agli astronauti di
fare EVA di riparazione.
48
Capitolo 7
On-board computer/Command&Data
handling
Prima di iniziare, occorre definire cosa si intende per embedded system. Un embedded system è un
processore "built-in" che provvede al real time control di un sistema senza una diretta user interface.
Un on-board computer è dunque un embedded system (o un insieme di tali) che controlla e gesisce le
attività a bordo di uno spacecraft.
Un OBC viene anche chiamato Command and data handling system oppure On-board data handling.
Con l’evoluzione dei componenti elettronici, si sta andando sempre più verso sistemi densi e integrati, in
modo da ridurre sempre più i volumi, le masse ed i consumi di energia.
7.1
Funzioni del C&DH
Le funzioni principali del C&DH sono:
• Il data handling deve raccogliere, processare e formattare dati di missione e housekeeping per il
downlink (trasferimento a terra) oppure per l’uso/storage a bordo del sistema stesso.
• Il command handling deve invece ricevere, validare, decodificare e distribuire ad altri sistemi oppure
eseguire lui direttamente dei comandi.
Altre funzioni addizionali possono essere quelle di timekeeping (misurazione del tempo a bordo, così da
sincronizzare i processi che lo richiedono), data storage, monitoraggio della "salute" del computer (watchdog)
nonché l’importante decision making e operations management1
7.1.1
Data handling
Il data handling combina informazioni provenienti da sorgenti multiple e organizza per il downlink o per
l’uso sullo spacecraft stesso.
Schema a blocchi
I dati provenienti da sensori (analogici o digitali) e provenienti da bus seriali ad alto livello vengono inviati
in forma digitale (converto eventualmente l’analogico in digitale) alla processing unit, la quale può inviare (o
richiamare) alla memoria qualcosa, oppure può inviare in downlink i dati, oppure ancora può fare uso della
hardline test (solo per prove a terra, in orbita la si disattiva) dove bypassa il downlink, per fare test.
1 Il trend che si sta verificando è quello di creare sistemi sempre più autonomi, che siano in grado di prendere decisioni
autonome e indipendenti dalle stazioni di terra.
49
Figura 7.1: Schema a blocchi del data handling
MUX e ADC
• Il MUX serve per serializzare i dati provenienti da più sensori e si usa per ridurre gli ingressi alla
processing unit.
• L’ADC è il convertitore "analog to digital" e serve per trasformare le risposte sinusoidali dei sensori
analogici in risposte digitali, ovvero sotto forma di 0 e 1 (bit).
Per farlo si ragiona così: si stabilisce un certo numero fisso n di bit per il campionamento, dunque
si possono rappresentare (in binario) 2n valori diversi. La sinusoide varia in un certo range noto di
tensione Vpp , quindi si può avere una "sensibilità", nota come quantization step size che è
Vpp
(7.1)
2n
ossia è il numero di tensioni "discrete" che il convertitore registra (due tensioni che differiscono tra
loro meno di ∆V sono lette come lo stesso numero in digitale).
∆V =
Inoltre, bisogna decidere ogni quanto eseguire il campionamento, e per farlo si usa il teorema di Nyquist
fc > 2.2fm
(7.2)
Dove fc è la frequenza di campionamento e fm è la frequenza massima del segnale che deve essere
campionato. In questo modo si trova la frequenza a cui campionare il segnale.
Quello che si fa, quindi, è campionare (leggere il valore) la tensione con la frequenza fc e, una volta
letto tale valore, il convertitore provvede a trasformarlo in una sequenza di 0 e 1 (numero binario).
Chiaramente, la sensibilità non è infinita, quindi si può commettere un certo errore nell’approssimare
la tensione analogica con un valore digitale. Il massimo errore che si può compiere è la metà della
sensibilità.
Emax = 0.5∆V
(7.3)
Housekeeping data
Gli housekeeping data sono quei dati che, in un certo senso, ci danno dei feedback su quelli che sono gli "stati"
del satellite, in modo da poterci far dare un check sullo stato di salute e sull’operatività degli equipaggiamenti
di bordo.
Essi possono essere, quindi, i dati provenienti da sensori (temperatura, pressione, voltaggi, corrente)
oppure possono essere dati che ci dicono in maniera "ON/OFF" se qualcosa è operativo o meno, oppure
ancora possono essere dati riguardanti il deployment di meccanismi, che ci dicono quindi se esso è stato
aperto correttamente o meno (antenne e pannelli solari in orbita, ad esempio).
In un moderno satellite grande, ci possono essere anche 1000 diversi housekeeping parameters da monitorare. Una tipica stringa di housekeeping data può avere una grandezza massima totale di 5000-10000
bytes.
La maggior parte di questi dati comunque richiede un campionamento non troppo frequente, dell’ordine
delle decine di secondi/qualche minuto, quindi le larghezze di banda richieste sono piuttosto piccole. Un
tipico bitrate usato è quello di qualche centinaio di bit/s (da tenere in conto per il dimensionamento della
memoria).
50
Payload/mission data
Si tratta di dati molto vari, che dipendono dal tipo di missione sostenuta. Missioni scientifiche e di earthobservation possono generare grandi volumi di dati (immagini occupano tanta memoria), richiedenti pochi
canali ad altissimi bitrate (Mbits o Gbits per second).
Potrebbe essere necessario lo sviluppo di un sistema di compressione dei dati per ridurre il bitrate, oltre
che l’utilizzo di sistemi ad alto bitrate comunque.
In ogni caso, la capacità di acquisire dati può essere limitata dalla memoria oppure dalla larghezza di
banda delle comunicazioni, per cui vi è un limite comunque.
Processing
Consiste nell’estrazione di informazioni dai dati raccolti e nel loro uso a bordo, al fine di prendere decisioni,
cambiare modalità operativa oppure per riavviare uno o più sistemi di bordo.
Esso può essere usato anche per gestire i dati raccolti, in modo da ridurre la dimensione delle stringhe
(compressione di dati).
Il data processing può includere operazioni di affidabilità e sicurezza, quali l’encoding (affidabilità) e
l’encripting (sicurezza), mediante l’uso di byte chiave o di modi per far sì che l’informazione venga ricevuta
sicuramente in modo corretto.
Il processing può essere fatto sia a bordo, sia a terra (downlink).
• Il processing a bordo è necessario farlo:
– Quando i delay del downlink sarebbero intollerabili.
– Quando la larghezza di banda del downlink non sarebbe sufficiente.
• Il processing a terra è necessario o conveniente farlo:
– Quando è necessario l’intervento umano.
– Quando la larghezza di banda di downlink è soddisfacente.
Il processing, comunque, si può farlo sia tramite hardware che tramite software.
• Si fa processing tramite hardware:
– Quando sono richieste elevate performance.
– Quando è disponibile un hardware ben definito e non troppo costoso.
• Si fa tramite software invece:
– Quando la complessità di processing eccede quella gestibile dall’hardware.
– Quando dei cambi nel processing sono necessari ma l’hardware è già stato costruito.
– Quando il software può rimpiazzare un hardware che costerebbe altrimenti di più.
– Quando ci sono varie risorse software inutilizzate.
Formatting
Consiste nell’organizzare i dati acquisiti da differenti sorgenti in pacchetti di dati, in base ad un certo
protocollo.
Protocollo Si tratta di una convenzione o di uno standard che controlla o consente il trasferimento di dati
tra due punti del computer oppure tra la CPU e le periferiche.
Un protocollo basilare deve includere:
• L’identificativo della sorgente (chi manda?)
• L’identificativo della destinazione (dove va mandato?)
• I dati da inviare (cosa mando?)
• Dei byte di controllo per garantire che il pacchetto sia corretto (è tutto ok?)
51
Figura 7.2: Functions flow del data handling.
Pacchetto di dati Si tratta di una stringa di byte contenente tutti i dati raccolti, o parte di essi.
7.1.2
Command handling
Functions flow
Le varie sorgenti inviano i dati al processore.
• La command source arbitration decide quali dati hanno la priorità in caso di arrivo simultaneo.
La command message validation si occupa di valida re il messaggio, ossia verifica che tutto rispetti il
protocollo.
La command message decoding decodifica il messaggio, ossia legge cosa dice. Una volta letto lo invia
come output alla linea che gli compete.
Se si tratta di dati di basso livello l’output è semplicemente una pulsazione od un treno di pulsazioni.
Se si tratta di dati di più alto livello l’output è una eventuale linea ad alto livello.
• In memoria vi è una lista di stringhe di comando. Quando giunge una stringa di comando, si opera
un confronto tra essa e la lista in memoria. Ogni stringa contiene un codice identificativo (2-4 bytes),
seguita da un set di parametri (ad esempio, si richiede di modificare l’assetto e si danno i parametri
del nuovo assetto).
• Per comandi complessi si richiede che vengano inviate più stringhe in un certo ordine ed in un certo
tempo, al fine di evitare che vengano eseguiti comandi potenzialmente pericolosi in maniera non voluta.
• L’esecuzione di comandi può essere controllata anche dal confronto con un certo time-tag, ossia si dice
di eseguire quel comando solo quando lo si desidera.
• Il computer di bordo è usato, come già detto, sempre più da decision making element.
• I canali di comando possono essere usati per aggiornare il software a bordo mediante uplink.
Time management e sincronizzazione
Il time keeping è fondamentale per la sincronizzazione ed il time stamping (time tag/dating) delle operazioni.
Numerosi sistemi possono fornire il tempo, come i ricevitori GPS, i contatori oppure degli orologi atomici.
I parametri più critici nella definizione di questa funzione sono:
• La time word granularity, ossia la sensibilità del sistema.
• La stabilità, ossia la capacità di mantenere la sensibilità nel tempo, senza introdurre errori.
• L’incertezza accettata, ossia quanto si tollera di errore nella granularità (quanto accetto che non sia
costante la granularità).
52
Figura 7.3: Architettura centralizzata.
Il real time processing consiste nel necessitare di informazioni definite entro un certo tempo, pena la
totale o parziale inutilità di tali informazioni.
• Un hard real time processing è quando le informazioni devono pervenire entro la deadline, oppure
diverranno immediatamente inutili.
• Un soft real time processing è invece quando le informazioni devono pervenire entro la deadline, ma la
loro utilità diminuisce linearmente nel tempo oltre tale deadline, non decadendo istantaneamente. In
ogni caso, dopo un certo tempo oltre la deadline (tolleranza), esse diventano comunque inutili.
Watchdog
Quando un OBC è usato anche per prendere decisioni, è necessario dotarsi di un elemento che possa
determinare il suo stato di salute indipendentemente dal processore stesso.
Tale elemento è denominato "watchdog" ed è un timer che si assicura che il software e l’hardware
funzionino come pianificato.
In pratica esso è fatto da uno più timer che devono essere resettati entro il tempo di timeout dal computer
di bordo. Se ciò non avviene, il watchdog assume che ci sia qualche problema e procede con un riavvio o
una disattivazione del sistema finché non viene ordinato diversamente dal ground.
7.2
Architetture dei computer di sistema
7.2.1
Architettura centralizzata
• È un’architettura che lavora bene con pochi e ben definiti sistemi che si interfacciano direttamente e
solamente con il computer centrale.
È molto affidabile, perché se un’interfaccia fallisce, non falliscono le altre.
• Di contro, per aggiungere un nodo, sono necessari aggiornamenti hardware e software nel nodo centrale.
C’è molto più utilizzo di cavi, in quanto ogni nodo necessita di più trasmissioni, se manda dati a più
ricevitori.
7.2.2
Architettura bus federata
Si usa un unico protocollo (architettura chiusa) di comunicazione. Alcuni sistemi di bus contano su una
gestione del traffico mediata dal protocollo stesso (TCP/IP, per esempio).
• Le trasmissioni di dati sono deterministiche, quindi si riduce il numero di test e di potenziali problemi,
incrementando invece l’affidabilità.
53
Figura 7.4: Architettura bus federata.
Figura 7.5: Architettura bus distribuita.
• Tutti i componenti devono essere sviluppati per lo stesso protocollo, quindi devono avere una specifica
interfaccia elettrica e fisica.
7.2.3
Architettura bus distribuita
Possono essere usati più protocolli e si usano più processori centrali.
• È un sistema molto affidabile per via della presenza di più processori (se uno va in failure si possono
distribuire i processi sugli altri).
• Tuttavia, sono necessari test più complessi.
7.3
Hardware e software
7.3.1
Hardware
L’ambiente spaziale impone maggiori vincoli sull’uso della tecnologia (temperatura, radiazioni, vibrazioni al
lancio, ambiente vuoto).
54
I microprocessori usati nello spazio sono progettati specificatamente per l’uso spaziale e sono certificati
per tale utilizzo. Si tratta di componenti Space (S) o militari (MIL).
Di contro, si può decidere anche di usare componenti "terrestri" off the shelf (COTS), meno costosi dei
S/MIL. Tuttavia, si deve provvedere ad una certa ridondanza, in quanto tali componenti non sono in un
ambiente a loro favorevole e per cui sono stati certificati.
7.3.2
Software
• Il sistema operativo gestisce le risorse del computer, come dispositivi I/O, memorie e scheduling di
application software.
• Il kernel è un software permanente che risiede nella ROM ed è il primo software che viene avviato
quando si accende il computer.
Esso provvede ad eseguire ripetitivamente funzioni di utility, e lo si usa per ottimizzare le risposte.
• L’application software è il software specifico della missione che funziona come richiesto dall’utente.
Il software può essere scritto in linguaggio macchina (assembly), che è molto più leggero (non deve essere
neanche compilato) ma più complicato da comprendere oppure in alto livello, che è più comprensibile, anche
se necessita di compilatore (traduce in assembly) ed è più sofisticato.
7.4
Dimensionamento del computer di sistema
Occorre definire due parametri: software size e throughput. Il primo è il numero di bit che si possono gestire
in contemporanea ogni colpo di clock e si misura in parole (words). Il secondo è una misura di istruzioni che
sono necessarie per svolgere una funzione e si misura in istruzioni al secondo (IPS).
Quello che bisogna fare è vedere tutte le istruzioni tipiche quanta dimensione occupano in memoria,
quanto è il loro throughput e con che frequenza vengono tipicamente eseguire, dopodiché vedere se il clock
del processore è necessario a soddisfarle tutte o se occorre scegliere un altro processore, con maggior frequenza
di clock.
7.4.1
Software size
Si tratta della memoria che occupa tale funzione in termini di parole, ossia di bit gestiti contemporaneamente
ogni colpo di clock.
7.4.2
Throughput
È un parametro per stimare la capacità dell’unità di processamento. Il processore, ad ogni colpo di clock,
esegue un’istruzione; per eseguire una funzione è necessario che vengano eseguite un certo numero di istruzioni, con una certa frequenza, dunque si può stimare quale frequenza di clock serve per soddisfare tutte le
funzioni tipiche.
Può essere calcolato, nel caso di una funzione non tipica, come segue. Si vede di quante istruzioni è
composta la funzione e, per ogni istruzione, quanti cicli di clock sono necessari, nonché si stima quale sia la
frequenza di clock del processore. Infine, si applica la seguente formula.
fclock
cycles
i × percentagei
i
T hroughput = P
(7.4)
Dove percentagei indica la percentuale di istruzioni sul totale che richiedono cyclesi cicli di clock.
Ad esempio, se un processore da 10MHz esegue il 60% delle istruzioni con 2 cicli e il 40% delle istruzioni
con 7 cicli di clock si avrà un throuhghput di 2.5 MIPS (mega IPS, ossia 2.5 milioni di IPS, istruzioni per
secondo).
Due note:
• Bisogna comunque considerare una certa soglia di sicurezza, per cui è bene usare non più del 70% di
throughput o di memoria.
55
• Il software stimato sarà doppio rispetto al software finale, poiché nella prima fase è molto più facile
soddisfare requisiti incerti con il software piuttosto che con l’hardware.
56
Capitolo 8
Communication system
8.1
Definizioni e architetture
Un tipico sistema di comunicazione è composto sicuramente da:
• Ground stations
• Spacecraft in orbita (bus e payload)
Le stazioni di terra comunicano coi satelliti, inviandogli dati (uplink) e ricevendone (downlink). I satelliti
possono comunicare anche con altri satelliti (crosslink o intersatellite link).
I dati che possono comunicare i satelliti sono di due tipologie, come già visto.
• Housekeeping
• Mission/payload
Si parla di return link e forward link quando si ha uno scambio di dati tra il terminale ed il gateway, ossia
il segmento di terra principale.
Il segmento di terra si occupa, tra le varie cose, in gran parte del TT&C del satellite, ossia tracking,
telemetry and control. Il tracking consiste nell’agganciare e mantenere la comunicazione col satellite, la
telemetria riceve dati da eventuali rilevazioni, mentre il controllo invia eventuali comandi e monitora i dati
di housekeeping.
8.1.1
Bande di frequenza
Per la comunicazione si usano, attualmente, le radiofrequenze, ovvero tutto ciò che va dai 30M Hz ai 20GHz.
Tale range è diviso in bande.
Figura 8.1: Varie possibilità di COMMSYS
57
Ku 12-18 GHz
X 8-12 GHz
C 4-8 GHz
S 2-4 GHz
L 1-2 GHz
UHF 300 MHz-1 GHz
VHF 30-300 MHz
Le bande VHF e UHF sono le frequenze minime per la comunicazione spaziale. Le bande Ku e X sono usate
tipicamente per comunicazioni interplanetarie.
Si potrebbero usare anche le frequenze dello spettro ottico, ovvero che va dall’IR ai raggi γ, in quanto
non ci sarebbero restrizioni sulle frequenze. Tuttavia, ci sono i seguenti problemi:
• Solo comunicazione point-to-point, in ragione della ridotta beamwidth.
• Richiesto un allineamento molto accurato nel pointing.
• Le performance non sono ancora superiori all’uso di RF.
• Sono molto sensibili alle condizioni atmosferiche.
8.1.2
Architetture definite dall’orbita
A seconda dell’orbita in cui si trova il satellite o la costellazione si definiscono delle architetture.
• L’architettura store & forward è la più semplice di tutte; consiste in una stazione di terra che invia
il segnale in uplink quando il satellite (in LEO) passa sopra di essa. Il satellite manda in downlink il
segnale all’altra stazione di terra quando passa sopra di essa.
Essendo l’orbita LEO, il satellite ci mette circa 100’ a orbitare intorno alla terra. Questa configurazione
è caratterizzata comunque da un certo ritardo nel segnale, perché si deve aspettare che il satellite arrivi
sotto la stazione ricevente.
• L’architettura geostazionaria consiste in 3 satelliti in orbita a 36000km sul piano equatoriale, i quali
coprono sempre la stessa porzione di terra. 3 satelliti, teoricamente, coprono tutto il globo.
Questa configurazione ha una copertura continua, ma ha costi e complessità maggiori. Il vantaggio è
che non viene richiesto un tracking così frequente (è sempre sopra di me il satellite), ma si ha l’assenza
di copertura ai poli del pianeta.
• L’architettura orbita Molniya è basata su 2 satelliti con orbite polari estremamente ellittiche, caratterizzate da un apogeo molto distante dalla terra.
In questo modo si ha che, in apogeo, il satellite vede molto più a lungo l’emisfero Nord. 2 satelliti sono
sufficienti a coprire tutto il polo Nord.
Questa configurazione è caratterizzata da molte manovre, quindi da maggior complessità. Tuttavia,
ha un costo minore, sebbene permetta di coprire solo la regione polare (un solo emisfero).
• L’architettura geostazionaria con crosslink è un ibrido tra store & forward e geostazionaria. È
composta da due satelliti geostazionari che comunicano tra loro.
Una stazione di terra invia il segnale al satellite sopra di essa, il quale lo manda all’altro satellite
(crosslink), che a sua volta lo invia alla stazione di terra sotto di esso. In questo modo si ha una
copertura globale quasi real time.
In pratica si usano più satelliti per fare un relay del segnale (con uso di transponder), ovvero raggiungere
due parti distanti del globo, come nel primo caso, ma molto più velocemente.
58
I vantaggi sono il fatto che le comunicazioni a lunga distanza possono essere fatte senza bisogno di
relay di ground stations intermedie, nonché la riduzione della latenza di propagazione e il fatto di non
dover avere stazioni di terra in territorio straniero (risparmio denaro e aumento la sicurezza).
Gli svantaggi sono l’alta complessità e l’alto costo, nonché anche qua l’assenza di copertura dei poli.
• L’architettura costellazione crosslink in LEO consiste in una costellazione di satelliti in LEO che
comunicano tra loro (crosslink).
Serve sempre a fare da relay tra due stazioni di terra in maniera più rapida dello store & forward.
Anche qua, quindi, si ha una copertura immediata della superficie terrestre.
Rispetto al caso geostazionario con crosslink è caratterizzato da un costo minore (siamo in LEO), ma
anche da una maggior complessità. Il fatto di poter mandare segnali a tanti satelliti con tante "vie"
comporta sia uno svantaggio (complessità) che un vantaggio (affidabilità)
8.1.3
Architetture definite dalle funzioni
Possiamo definire l’architettura, anzitutto, in base al numero di riceventi.
• Se il ricevente è solo uno, allora si ha una comunicazione point-to-point.
• Se i riceventi sono più di uno, allora si ha una comunicazione broadcast.
Che sia l’una o l’altra, si possono avere le seguenti funzioni per le comunicazioni:
• TT&C. Si tratta dell’architettura base più semplice. Consiste nell’invio di comandi al satellite e nella
ricezione di telemetria.
• Data collection. Vengono registrati dati e poi inviati a terra.
• Data relay. Serve per inviare un segnale da una stazione all’altra (o da una stazione a tante stazioni).
8.1.4
TT&C
Il sottosistema in questione provvede all’interfaccia tra spacecraft e ground system. È un po’ come se fosse
la bocca e le orecchie del satellite, in quanto passa i dati di housekeeping e missione al ground e riceve i
comandi dalla stazione di terra.
Le sue funzioni sono le seguenti.
• Carrier tracking. Si tratta del processo con cui, ogni volta che il satellite "sorge" per la terra, bisogna
stabilire e mantenere la comunicazione, finché esso non "tramonta". Nel caso di orbita GEO basta
farlo una volta e poi la connessione rimane sempre.
• Ricezione e processo dei comandi in uplink.
• Modulazione e trasmissione di dati telemetrici. Ovvero ricevere, processare e trasmettere dati.
• Ranging. Si tratta di una funzione (secondaria) con cui, oltre a stabilire e mantenere la connessione
con il ground, si può misurare la distanza tra ground e satellite.
• Segnalare eventuali anomalie allo stato di salute oppure agire direttamente per risolverle.
8.1.5
Requisiti e vincoli del segmento spaziale
I vincoli che sono imposti dal programma, dalla missione e dal sistema sono:
• Vincoli di potenza, i quali derivano dal dimensionamento dello spacecraft e della sorgente stessa di
potenza.
• Vincoli di massa, veicolo di lancio e ambiente (di lancio e spaziale).
• Vincoli dati da clienti e sviluppatori (principalmente di tipo economico). Questi vincoli determinano,
tipicamente, quanta innovazione tecnologica si può pensare di fare senza sforare il budget.
59
• Vincoli dati da varie regolamentazioni.
Ci sono, poi, anche dei vincoli che vengono imposti dai vari sottosistemi al sistema di comunicazione.
• L’ADCS (Attitude Determination and Control System) tipicamente comporta che le incertezze nel
puntamento possano causare perdite sul segnale.
• Il C&DH (Command and Data Handling) impone dei limiti sullo storage a bordo e sul processamento
eventuale.
• L’EPS (Electrical Power Subsystem) comporta limiti sulla potenza, in termini di picco e valore medio
(ad esempio, la trasmissione consuma 10 volte la potenza che serve in ricezione).
• Il TCS (Thermal Control System) comporta che l’alta temperatura interna possa variare con la
temperatura.
• Il Payload comporta vincoli sul massimo data rate e data volume, nonché su particolari requisiti di
modulazione ed encoding/decoding.
D’altro canto, il sistema di comunicazione impone dei requisiti ai vari sottosistemi.
• All’ADCS è richiesto di effettuare un puntamento dell’antenna con una certa stabilità e accuratezza.
• Al C&DH è richiesto di interfacciare command e telemetry, nonché garantire un certo rate tra command
e TLMT(Trending and Limit Monitoring Tool).
• All’EPS è richiesta una certa potenza di trasmissione.
• Al S&M (Safety and Mission) è richiesto che non vi sia ostruzione nella beamwidth, nonché una certa
collocazione delle antenne e un certo layout interno dei cavi.
• Al TCS è richiesto che vi sia una dissipazione di calore durante il trasferimento di potenza.
8.2
Caratteristiche e fattori influenti per un’architettura di comunicazione
Le caratteristiche principali sono:
• Data rate
• Coverage
• Multi-accessibilità
• Banda
I fattori che condizionano l’architettura sono:
• Orbita
• Spettro della RF e della potenza del segnale
• Latenza di propagazione
• Quantità di dati e data rate
• Ciclo di vita
• Accessibilità della comunicazione (quanto spesso posso comunicare?)
• Regolamentazioni
• Rischi
60
Figura 8.2: Spettro di potenza e waterfall di un segnale.
8.2.1
Principali fattori che influenzano l’architettura
Analizziamo in dettaglio i tre principali fattori che influenzano l’architettura, ovvero:
• L’orbita. Questo fattore regola vari fattori:
– Il cosiddetto time of view, ovvero il tempo per cui "vediamo" il satellite. Esso determina la
complessità nell’acquisizione dati e nel controllo della missione.
– La coverage ed il dimensionamento degli elementi del sistema. La coverage è determinata dalla
quota dell’orbita, che determina anche le dimensioni dell’antenna nonché la potenza del trasmettitore.
– L’effetto Doppler. Va tenuto in conto perché varia la frequenza con cui il ricevente percepisce il
segnale, rispetto a come era stato inviato dal satellite. Esso diventa rilevante al di sopra di una
certa quota.
• La latenza di propagazione. Più si è in alto con l’orbita e più tempo ci mette il segnale ad arrivare.
Benché esso viaggi alla velocità della luce, c’è comunque una certa latenza. Questo può provocare,
ad esempio, dei fenomeni di eco nelle comunicazioni telefoniche, che devono essere gestiti (uso di echo
control devices).
• Il ciclo di vita. Esso influisce sulla scelta dei principali componenti del sistema di comunicazione,
dovendo tenere in conto della degradazione operativa e funzionale.
8.2.2
Spettro di potenza del segnale
Esso evidenzia la potenza di un segnale in funzione della frequenza e ci da informazioni sulla banda del
segnale. Il principale parametro di performance di un sistema di comunicazione è il signal to noise ratio,
che indica quanto è forte il segnale rispetto al rumore di fondo; più è elevato il parametro e meglio è
performante il sistema.
Si può decidere di rappresentare anche l’andamento della potenza nel tempo in funzione della frequenza
(waterfall), in una mappa 2D in cui la potenza è evidenziata mediante diverse colorazioni
8.2.3
Effetto doppler
Quando esiste un’alta velocità relativa tra trasmettitore e ricevente, si osserva che la frequenza ricevuta
non è la stessa di quella inviata. Componendo, infatti, la lunghezza d’onda "assoluta" (emessa) con quella
"relativa" (ricevuta) si ha che la lunghezza d’onda (e quindi la frequenza) è diversa.
Per una sorgente che si allontana dalla ricevente si ha che la frequenza è minore, mentre se la sorgente si
allontana la frequenza è maggiore.
λr =
c±v
f
→
fr =
61
cf
f
=
c±v
1 ± vc
(8.1)
8.2.4
Quantità di dati
La quantità di dati D è il totale delle informazioni che devono essere inviate/ricevute nell’architettura di
comunicazione. Può essere riferita all’intera missione oppure a parti di essa (fase, anno, giorno, mese, orbita,
ecc).
Dipende principalmente:
• Dal tipo di missione.
• Dalla quantità di informazioni "prodotte" che riguardano l’architettura.
• Dal tipo di queste informazioni (dati, audio, video, immagini, ecc).
• Dalle capacità eventuali del C&DH (coding, crypting, compressione, ecc).
8.2.5
Normative e minacce
Occorre fare delle richieste ad enti e rispettare delle regolamentazioni per operare una comunicazione. Infatti,
occorre che ci venga data una certa frequenza ed una certa banda per la comunicazione, secondo regole ben
precise.
Il principale ente regolatori è la ITU (International Telecommunications Union), che è ora parte dell’ONU.
All’interno dell’ITU, tre organi regolano l’allocazione delle comunicazioni:
• Il Consultative Committee on International Telephony
• Il Consultative Committee on International Radio communications
• L’International Frequency Registration Board (IFRB)
I primi due formulano policy e stabiliscono standard.
Le minacce che possono esserci al sistema di comunicazione sono:
• Ambiente (radiazioni, atmosfera, ionosfera, lancio)
• GCS collocate in zone non sicure
• Maniopolazioni e attacchi umani
8.2.6
Data rate
Il data rate R è proporzionale alla quantità di dati per unità di tempo che viene trasferita tra il satellite e
la ground station. È misurato in bit per secondo (bps o bit/s).
La sua espressione è la seguente.
D=R
F · Tmax − Tinitiate
m
→
R=
m·D
F · Tmax − Tinitiate
(8.2)
Dove D è la quantità di dati, R è il data rate, Tmax è il massimo time of view del satellite, F è un fattore
riduttivo del time of view massimo che tiene in conto di eventuali differenze nei vari passaggi, Tinitate è il
tempo richiesto per iniziare la comunicazione (tipicamente un paio di minuti) e, infine, m è un fattore di
margine per tenere conto di qualsiasi contingenza che non fa compiere correttamente il passaggio di dati
(down time, altri dati, conflitti, nessuno che riceve); tipicamente si assume m = 2 o m = 3.
A seconda che sia uplink o downlink, e a seconda del tipo di dati che devono essere trasmessi, si hanno
dei bitrate tipici (da 200 bps ad oltre 5Mbps).
62
Figura 8.3: Schema a blocchi di un generico RF communication system.
8.2.7
Coverage
Rappresenta l’area sulla terra che può essere raggiunta da un satellite o da una costellazione di satelliti. In
generale, la coverage è ben inferiore della copertura geometria (il satellite è vero che vede un’ampia porzione
di terra, ma le ground stations non possono captare un segnale troppo ampio; se avessimo ipoteticamente
tante ground stations sulla terra potremmo effettivamente captare su tutta la copertura geometrica del
satellite).
I satelliti in LEO hanno, più degli altri, un passaggio di soli pochi minuti in linea di vista del punto di
terra da servire. Questo ci fa capire che, come detto prima, la coverage area può anche essere globale (3
satelliti in GEO), ma serve un ampio network di GCS per "sfruttarla" tutta.
8.2.8
Banda e accessi multipli
• La bandwidth definisce l’ampiezza del range di frequenze che copre il segnale e che è trasmessa dal
sistema RF.
• Il multiple access è l’abilità delle stazioni di terra di trasmettere vari segnali allo stesso transponder
dello stesso satellite.
Questo permette a qualsiasi stazione di terra nella coverage area del satellite di ricevere segnali originati
da varie stazioni di terra da un unico satellite.
In pratica, si ha una certa banda nel tempo e si deve decidere come dare a tutte le riceventi i dati di
cui necessitano. Ci sono due tipologie di multiple access, ovvero due metodologie con cui si può fare
ciò.
Le tipologie di multiple access sono:
– FDMA (frequency division multiple access). Do continuamente ad ogni ricevente una frazione
della banda totale. In tal modo do pochi dati ma continuamente nel tempo.
– TDMA (time division multiple access). Do "a singhiozzo" ad ogni ricevente tutta la banda totale.
In questo modo do più dati ma per periodi di tempo più distanti
8.3
Link design
8.3.1
Schema a blocchi
I dati che vogliamo trasferire vengono dapprima modulati ad alta frequenza, in quanto la banda base ha una
bassa frequenza (almeno 10-100 volte inferiore al carrier signal).
Successivamente, il segnale modulato viene passato al transmitter, che lo amplifica ad alta potenza (HPA).
Al netto di alcune perdite sulla linea di trasmissione, il segnale è inviato all’antenna trasmettitrice, la quale
trasforma in onde EM il segnale ricevuto.
Il segnale si propaga nello spazio e, al netto di altre perdite (ambientali e di puntamento dell’antenna)
arriva all’antenna ricevitrice, con un certo rumore.
63
Figura 8.4: Modulazione analogica e digitale.
L’antenna ricevitrice capta il segnale e, al netto di perdite, lo manda ad un ricevitore, il quale amplifica
il segnale, cercando il più possibile di ridurre il noise (LNA).
Una volta amplificato, il segnale viene inviato ad un demodulatore, il quale "estrae" il segnale e lo riporta
in banda base.
8.3.2
Segnale in banda base e modulazione
Il segnale in banda base può contenere dati di tipo:
• Housekeeping
• Health status
• Mission/payload
E possono essere sotto forma di
• Stringhe
• Voce/audio
• Immagini/video
La modulazione del segnale consiste nel variare una certa proprietà di un’onda carrier (tipicamente ad
alta frequenza) in funzione del segnale modulante, che contiene tipicamente le informazioni da trasferire.
La modulazione è richiesta:
• Per trasmettere le informazioni a lunga distanza senza interferenza.
• Per ridurre le dimensioni dell’antenna (dimensioni vanno come un quarto della lunghezza d’onda, quindi
diminuiscono con l’aumentare della frequenza).
• Per separare i segnali provenienti da differenti trasmettitori (le frequenza audio sono tra 20 Hz e 20 kHz;
senza modulazione, tutti i segnali alla stessa frequenza emessi da trasmettitori diversi si mixerebbero).
La modulazione può avvenire variando l’ampiezza, la frequenza o la fase del segnale carrier, in funzione
del segnale modulante. In pratica si varia tale caratteristica (una sola, le altre invariate) quando c’è una
variazione del segnale modulante.
La modulazione può essere fatta sia per un segnale analogico che per un segnale digitale.
Per i segnali digitali si può fare una modulazione a 2bit (in fase o in controfase), oppure farla a 4bit
(fase, controfase e quadratura di fase), così da rappresentare coppie di 0 e 1 ogni volta (ad ogni sfasamento
associo un numero, oppure ancora farla a 8bit (rappresento una terna di 0 e 1 ogni cambio fase. Tutto ciò
per quanto riguarda la modulazione in fase (si può fare anche quella in frequenza).
La modulazione in ampiezza appare raramente nei satelliti, in quanto richiede più grandi e costosi trasmettitori rispetto alle altre tecniche. Si preferiscono fase e frequenza perché i trasmettitori possono così
operare sempre alla potenza di massima efficienza.
64
Figura 8.5: Modulazione digitale in frequenza e fase (varie casistiche).
8.3.3
Trasnmitter
Hanno le seguenti funzioni:
• Ricevere un segnale modulato in input
• Amplificare tale segnale senza distorsioni
• Fornire, con elevata potenza RF, tale segnale all’antenna
Il principale suo componente è l’High Power Amplifier (HPA), il quale può essere costruito secondo due
tecnologie:
• Tecnologia TWT (travelling wave tube). È la tecnologia più anziana, ma anche la più usata.
Si tratta di amplificatori a banda larga, che coprono l’intera banda utilizzabile dal satellite.
• Tecnologia a stato solido. Si tratta di amplificatori di minor capacità, peso e costo, ma comunque con
maggiori efficienze, sebbene siano ancora poco usati (ma stanno arrivando al livello dei twt).
8.3.4
Antenne
Si tratta di trasduttori con lo scopo di trasmettere e ricevere onde elettromagnetiche. Esse convertono le
onde EM in correnti alternate AC, e viceversa. Non sono altro che materiali conduttori arrangiati in modo
da fargli produrre campo EM in risposta ad una corrente alternata applicatagli (e viceversa).
Possono essere di varia tipologia: monopolo, dipolo, elica, doppia elica, parabola (piatto per gain da
ricevere, feeder per generare il segnale da inviare), horn, patch, Yagi (T o H).
Le considerazioni per le antenne sono valide sia che esse fungano da riceventi, sia che esse fungano da
trasmettitori.
Gain di un’antenna
La direzionalità di un’antenna è una proprietà che può essere espressa come la capacità di concentrare
l’energia in un raggio durante la trasmissione e la capacità di immagazzinare l’energia riflessa durante la
ricezione.
65
Figura 8.6: Radiation pattern.
Figura 8.7: Beamwidth.
Questa proprietà è nota anche come gain. Il gain è il rapporto tra la potenza direttiva e la potenza di
riferimento omnidirezionale (isotropa).
Pd
G=
(8.3)
Pi
Più è elevato il gain e più l’antenna è direzionale. Ciò vuol dire che si ha più potenza ma meno
copertura.
Non bisogna, comunque, confondere il gain con l’orientazione dell’antenna, che viene fatta in maniera
"manuale" (o automatica in retroazione), che è semplicemente come si orienta l’antenna in elevazione e
azimuth.
Radiation pattern e beamwidth
Il radiation pattern di un’antenna è una misura dell’area illuminata dall’antenna. Per un’antenna omnidirezionale si tratta di una sfera, per un’antenna direzionale si tratta di una porzione della sfera.
Il beamwidth del main beam di un’antenna è definito come il punto in cui il segnale ha perso esattamente
il 50% della potenza (-3dB). Esso può essere associato al beamwidth angle, e si ha che più è piccolo tale
angolo, più è alto il gain dell’antenna.
Polarizzazione di un’antenna
La polarizzazione è la proprietà delle onde di oscillare con più di un’orientazione. L’oscillazione dipende
dalla rotazione del campo elettrico. Se il campo elettrico non oscilla, l’onda si propaga nel medesimo piano
(non c’è oscillazione).
66
Figura 8.8: Vari tipi di polarizzazione del campo elettrico.
La polarizzazione di un’antenna si riferisce all’orientazione del campo elettrico dell’onda radio rispetto
alla superficie terrestre. Ci sono tre tipologie di polarizzazione:
• Polarizzazione lineare
• Polarizzazione circolare
• Polarizzazione ellittica
Le antenne con polarizzazione circolare possono ricevere onde con qualsiasi orientazione. La polarizzazione
lineare richiede che le onde abbiano una specifica orientazione (orizzontale o verticale).
8.3.5
Ricevitori
Essi hanno la funzione di incrementare il S/N ratio dei segnali ricevuti, in modo tale da
• Amplificare i segnali molto deboli provenienti dall’antenna ricevente.
• Eliminare interferenze e rumore.
Il principale componente è il Low Noise Amplifier (LNA). Si usano vari stadi di amplificazione.
Nei primi stadi è richiesto avere la massima performance, per cui si utilizzano transistor individuali. Negli
stadi successivi, generalmente meno critici, si usano circuiti monolitici integrati a microonde.
È molto importante che il LNA sia posizionato il più vicino possibile all’antenna ricevente, così da
minimizzare le input losses.
8.3.6
Parametri di perdita di potenza nella comunicazione
Nel trasmettere la potenza dal trasmettitore al ricevitore, vi sono varie maniere in cui si perde potenza.
EIRP
Una prima occasione è dal trasmettitore all’antenna. Il parametro che tiene in conto della potenza persa in
trasmissione Lt è il cosiddetto EIRP (Effective Isotropic Radiated Power), che si calcola come il prodotto
della potenza per il gain per la potenza persa (in Watt) oppure come la somma dei valori in dB.
EIRP = Pt Lt Gt = 10 log10 Pt + 10 log10 Lt + 10 log10 Gt
(8.4)
Bisogna tenere in considerazione questo parametro perché uguale EIRP può voler dire alto gain (bassa
coverage) e bassa potenza di trasmissione o alta coverage (basso gain) ma alta potenza di trasmissione.
67
Figura 8.9: Calcolo space loss.
Figura 8.10: Antenna radiation loss.
Free space loss
Nello spazio il segnale si attenua. Teniamo conto di questo effetto con la seguente formula.
S
Ls = 22 + 20 log10 ( )
λ
(8.5)
Dove S è lo slant range e si calcola come
s
S = Re (
r2
− cos2 δ − sin δ)
Re2
(8.6)
in cui Re è il raggio terrestre (6400km) e r = Re + h, dove h è la quota dalla superficie, mentre δ è l’angolo
di elevazione.
Antenna pointing loss
Il fatto che vi sia un certo offset tra i beam delle due antenne causa una certa perdita.
ep
Lp = −12( θ )2
(8.7)
2
Dove ep è l’errore di puntamento angolare e θ è il beamwidth. Se il gain è alto allora si ha una maggior
antenna pointing loss (il beamwitdh diminuisce con l’aumentare del gain).
Atmospheric and rain attenuation
Atmosfera e ionosfera causano una certa perdita a causa di elettroni (ionosfera) e a causa della composizione
degli strati della troposfera.
Rumore
Riguarda principalmente il ricevente, in quanto il rumore si genera sostanzialmente nel free space, quindi il
trasmettitore ne è esentato.
68
Si genera perché l’elevata temperatura dei metalli del ricevente induce gli elettroni a muoversi, i quali
generano correnti random, e quindi dei campi EM spurii, che causano rumore. In ragione di ciò, si può
misurare il rumore in termini di temperatura (in Kelvin).
Per ridurre il rumore capiamo quindi che è necessario raffreddare il più possibile il ricevente. È però
molto più facile raffreddare un ricevente a terra che un ricevente sullo spacecraft, per cui downlink e uplink
performano diversamente.
Si tiene conto del rumore calcolando la cosiddetta system noise temperature.
Ts = Tant +
T0 (1 − Lr ) T0 (F − 1)
+
Lr
Lr
(8.8)
Il primo contributo è la temperatura (del rumore) dell’antenna, il secondo contributo tiene conto delle perdite
in cavi e filtri tra antenna e LNA, mentre il terzo contributo tiene in conto della bontà del ricevente.
T0 = 290K, Lr rappresenta le perdite nel ricevente per cavi e filtri, mentre T0 (F − 1) = TLN A è la
temperatura del LNA, con F = 1 + TTr0 fattore di merito del ricevitore.
8.3.7
Equazione del link budget
Ora che abbiamo un’espressione per ogni perdita nella comunicazione, possiamo scrivere l’equazione del link
budget.
Eb
EIRP · Ls · La · Lp · Gr
(8.9)
=
N0
kB · Ts · R
Dove Eb è l’energia ricevuta per bit, N0 è la densità di rumore, La è l’atmosferic attenuation loss, R è il
J
data rate e kB è la costante di Boltzmann (kB = 1.38 · 10−23 K
).
Tale equazione tiene in conto di tutte le perdite e di quanti dati dobbiamo trasmettere.
8.4
Communication system
8.4.1
Spacecraft
Figura 8.11: Schema a blocchi del ComSys dello spacecraft.
A seconda che sia downlink o uplink i dati vengono modulati o demodulati (dal modem), inviati al
trasponder che li amplifica (HPA o LNA), passati ad un filtro e poi mandati ad un diplexer, che permette
l’uso della stessa antenna per trasmissione e ricezione (fa da switch tra le due modalità).
8.4.2
Segementi del ground system
Il ground segment ha le funzioni principali di:
• Supportare lo spacecraft ed il payload:
– Per mantenere la comunicazione RF
– Per comandare e controllare payload e spacecraft
– Per processare le informazioni
– Per determinare orbita, posizione e velocità dello spacecraft
– Per tracciare lo spacecraft
69
• Interfacciarsi con gli utenti:
– Per fornirgli dati richiesti
– Per ricevere eventuali richieste di controllo
Figura 8.12: Ground stations
Il ground system consiste di ground stations e control centres, che lavorano assieme per supportare lo
spacecraft e gli utenti.
Esso comanda e controlla lo spacecraft in base alle richieste degli utenti al centro di controllo. Gli utenti
non mandano comandi indipendentemente allo spacecraft, ma devono prima tener conto dello stato di ogni
sistema e strumento singolo che lo compongono.
I centri di controllo prendono le decisioni per la missione. Le ground stations:
• Acquisiscono dati dallo spacecraft ed i suoi strumenti
• Trasferiscono questi dati agli utenti, dotandoli di tutte le informazioni che essi possono necessitare
Ground Stations
Figura 8.13: Ground stations - diagramma a blocchi
Si tratta dei punti della terra con cui lo spacecraft comunica per lo scambio di dati ed il controllo.
Control centres
Distinguiamo tre centri di controllo, in ordine di importanza:
• Mission control center MCC. È il centro supremo che da ordini a tutti, pianificando e mettendo in
opera l’intera missione. I MCC sono posizionati in base alla sicurezza, l’abitabilità e in base a decisioni
amministrative e politiche.
• Spacecraft operations control center SOCC. Monitora e comanda lo spacecraft bus e i sistemi comuni
(ad esempio on board payloads), nonché analizza i dati di telemetria e (talvolta) i dati di missione
degli strumenti relativi allo spacecraft. Esso coordina e controlla il POCC
70
• Payload operations control center POCC. Analizza la telemetria e i dati di missione a bordo del
payload e comanda tali strumenti, sebbene i comandi debbano essere approvati dal MCC e dal SOCC.
Tipici ground systems
Figura 8.14: Tipici GS.
Possono esserci multipli centri di controllo in luoghi diversi, sebbene questo complichi il design delle GS
(sincronizzazione, logistica, amministrazioni, ecc).
Tipicamente si richiede un’elevata coverage simultanea, per vari spacecraft orbitanti, con un elevato livello
di sicurezza e disponibilità.
Esempi di GCS possono essere il TDRSS, che usa una costellazione di satelliti in orbita geosincrona per
eseguire relay di segnali vari (TV analogica o digitale, voce, dati vari), oppure il Deep Space Network (DSN)
che serve a comunicare con tutto ciò che orbita a più di 5000 km nello spazio (3 stazioni nel mondo, gestito
dal JPL di Pasadena).
Tipicamente i vari SOCC dispersi in giro per il mondo comunicano con il SOCC principale, che si
interfaccia con eventuali POCC e con il MCC.
8.4.3
Antenne orientabili
A seconda del passaggio dei satelliti, occorre puntare correttamente le antenne. Per fare ciò si dotano le
antenne di questi sistemi di orientamento in retroazione, che prendono la desired orientation e, operando un
confronto con la current orientation, azionano dei motori per muovere l’antenna nella desided orientation,
agendo su elevation angle e azimuth.
Per conoscere la desider orientation si usano dei software che tracciano i satelliti e, tramite effemeridi,
sono in grado di calcolare il pointing ottimale e dire i comandi che il sistema di tracking dell’antenna deve
eseguire per orientarla correttamente
71
Capitolo 9
Electrical Power System
9.1
Introduzione
Il sistema di potenza elettrico (EPS) converte energia "grezza" proveniente da una qualche fonte conveniente, tipicamente il sole, in potenza1 elettrica che può essere utilizzata dai vari sistemi dello spacecraft.
Una volta che questa energia2 elettrica è ottenuta, occorre conservarla, specialmente nel caso in cui si
faccia uso del sole come fonte di energia. Infatti, durante l’orbita del satellite ci sono dei periodi di eclissi,
in cui l’ombra della terra non permette al sole di illuminare lo spacecraft. Lo storage di energia può essere
richiesto anche nei particolari casi in cui serve un picco di potenza.
Non basta creare e conservare l’energia elettrica, bensì bisogna anche distribuirla alle varie utenze
(sotto-sistemi) che la richiedono, spesso e volentieri, con requisiti diversi l’uno dall’altro sotto-sistema.
Infine, occorre che tutti i sotto-sistemi che fanno uso e si vedono recapitare l’energia, siano protetti da
imprevedibili e indesiderati picchi di potenza.
Vi sono tre principali sorgenti di energia disponibili per le missioni spaziali:
• Energia solare
• Energia chimica
• Energia nucleare
9.1.1
Funzioni
Come abbiamo già detto, il sistema elettrico di potenza ha 4 principali funzioni:
• Fornire potenza elettrica
• Immagazzinare la stessa
• Distribuirla
• Operare un controllo, ossia condizionamento e regolazione sulla medesima.
Vi sono, inoltre, delle funzioni accessorie:
• Scambiare informazioni con altri sotto-sistemi. Principalmente l’interfaccia avviene con il C&DH, il
quale riceve informazioni e, qualche volta, invia dei comandi.
• Monitorare il suo stato di salute e le sue operazioni
• Proteggere sé stesso e gli altri sotto-sistemi da malfunzionamenti elettrici. È molto importante che
vi sia una certa affidabilità nel sistema, raggiunta sia con la ridondanza nel design, sia con l’utilizzo di
tecnologie e componenti affidabili
1 La potenza è defnita come il rateo di cambiamento nel tempo dell’energia.
2 L’energia è definita come la capacità di un sistema fisico di produrre una certa potenza per un certo periodo di tempo.
72
Figura 9.1
C’è da dire che i vari sotto-sistemi che si approvvigionano di energia elettrica dall’EPS possono avere differenti
requisiti in termini di voltaggio, frequenza, limiti sul rumore, ecc. Il sistema EPS è chiamato dunque ad
"accontentarli" tutti, pertanto possono essere operati dei trade-offs dal sistema, così da soddisfare tutti i
requisiti dei vari sotto-sistemi, oppure si può pensare anche di fornire a tutti la stessa potenza e lasciare che
siano essi a fare in modo che soddisfino i requisiti richiesti.
Riguardo ai trade-off sopra menzionati, risulta fondamentale dotare l’EPS di qualcosa che possa controllare, condizionare e processare la potenza "grezza" che gli giunge dalla sorgente primaria, in maniera tale
da dialogare con le necessità delle utenze e soddisfare le loro richieste.
In particolare, il sistema deve provvedere a fornire una stabile ed ininterrotta potenza, per tutta la durata
del ciclo di vita del sistema. In molti casi si accettano delle failures, anche se comunque il sistema deve per
lo più lavorare nelle condizioni pianificate, altrimenti la missione non viene considerata compiuta.
Nel corso della sua vita operativa il sistema EPS deve poter accettare comandi dall’OBC e da altre fonti
esterne, nonché deve fornire dati di telemetria, così da permettere il monitoraggio del suo stato di salute
generale e delle sue operazioni.
9.1.2
Architettura
Come abbiamo visto, le funzioni principali dell’EPS sono 4. Per ciascuna di esse, vi è un blocco dedicato
che svolge tale funzione. Facciamo un esempio, considerando come fonte di energia il sole (figura 9.1).
Come vediamo, la generazione della potenza è affidata a dei solar arrays, lo storage di essa è demandato
a delle batterie, mentre il controllo, regolazione, protezione e distribuzione è tutto affidato alla PCDU,
che quindi manda, quando possibile, l’energia alle varie utenze.
Capiamo, quindi, che l’EPS è un sistema distribuito, in cui la potenza è prodotta in aree localizzate e,
successivamente, è distribuita alle varie utenze/ai vari sotto-sistemi.
Le funzioni e le architetture specifiche sono peculiari per ogni progetto. Si definiscono i requisiti e le
performance richieste, dopodiché si trova la configurazione ideale.
Tipicamente, comunque, possiamo raggruppare le funzioni dell’EPS in tre sotto-sistemi (del sistema
EPS):
• Sistema primario di potenza. Si tratta del sistema che genera potenza elettrica a partire dalla sorgente
"grezza", che immagazzina tale energia e la distribuisce ai bus principali.
• Sistema secondario di potenza. Esso è, invece, il sistema che si occupa di prendere l’energia dai
bus principali e distribuirla alle utenze finali, non prima di aver propriamente regolato tale potenza,
secondo le necessità dell’utenza (o altre eventuali necessità).
• Sistema di supporto. Si tratta di tutto ciò che esegue controlli, che siano di temperatura, o di altri
tipi, nonché si interfaccia e che provvede alla sicurezza del sistema EPS.
73
9.1.3
Background
• I vincoli sulla potenza disponibile a bordo hanno da sempre imposto le maggiori limitazioni sul design
di veicoli spaziali. I primissimi veicoli orbitanti americani e russi dipendevano dall’uso di batterie.
La limitata capacità di storage di queste ultime impediva di compiere operazioni più durature di
qualche giorno, quindi non potevano essere eseguite tutte quelle missioni che necessitavano di più
tempo, magari, per raccogliere dati di osservazione scientifica o militare.
Le prime missioni manned facevano uso di batterie. Ad esempio, Gemini e Apollo usavano fuel cells a
idrogeno/ossigeno, così come faceva lo Space Shuttle.
• Per questo motivo, fecero presto comparsa i pannelli solari. Non molto efficienti, furono tuttavia
riconosciuti come un’ottima fonte di energia, in quanto la loro aspettativa di vita era legata solo alla
degradazione dei componenti e non dal consumo di alcun tipo di "carburante" (come le batterie non
ricaricabili, che fanno uso di reazioni chimiche irreversibili).
Fu quindi automatico l’utilizzo di pannelli solari per missioni dalla lunghissima durata, limitando l’uso
delle batterie ai soli casi in cui era necessario un picco di potenza oppure lo spacecraft era in eclissi.
Oggigiorno, la maggior parte dei veicoli unmanned fa uso di pannelli solari in combinazione con le
batterie, lasciando che siano i primi a generare principalmente la potenza e usando le batterie per gli
scopi precedentemente menzionati.
Esempi tipici di questo utilizzo accoppiato sono quasi tutte le stazioni spaziali sinora costruite, che
fanno uso di pannelli per la generazione e batterie per picchi di potenza e periodi di eclissi. Anche la
Soyouz usa questa configurazione.
I pannelli, tuttavia, risultano essere insufficienti per missioni oltre la fascia di asteroidi, dove l’energia
solare diventa inaccettabilmente flebile e diffusa. Poiché c’era (e c’è) tutto l’interesse nello sviluppo di
missioni in ambienti sempre più remoti, si è pensato ad alternative.
• Vi sono alternative all’uso di pannelli e batterie, e sono rappresentate principalmente da RTGs, ovvero
Generatori Termoelettrici a Radioisotopi, oppure da reattori nucleari, principalmente di tipo statico.
Gli RTG sono molto utilizzati per operazioni in superficie su altri pianeti (es. Curiosity su Marte),
dove sono presenti lunghi periodi id eclissi, oppure per casi in cui si usano sonde che vanno molto
lontano dal sole, fino anche ad uscire dal sistema solare.
I reattori nucleari offrono una grandissima potenza specifica (tanta potenza in poco spazio/peso) per
un’elevata durata, nonché tendono ad essere estremamente indipendenti dalle condizioni ambientali
esterne. Tuttavia, le problematiche che presentano ci sono ben note anche in applicazioni terrestri e,
dopo un periodo di hype negli anni 60’, sono stati gradualmente abbandonati come studi, per essere
ripresi soltanto di recente, in vista delle nuove prospettive dell’esplorazione spaziale.
L’evoluzione degli EPS negli spacecrafts è stata caratterizzata da notevoli incrementi di potenza (da pochi
Watt, sino ai 120kW prodotti dai pannelli della ISS). Il desiderio di limitare pesi e ingombri dei cablaggi,
inclusi alla ricerca di efficienze sempre più alte e, quindi, perdite sempre più basse, ha portato il trend verso
l’incremento dei voltaggi.
Se, infatti, si combinano le leggi di Ohm e si considera che la potenza elettrica è il prodotto di voltaggio
e corrente, si arriva a dire che
1 2
V S
(9.1)
P =
ρL
dove ρ è la resistività del cavo, L è la sua lunghezza e S la sua sezione. Ipotizzando di avere un solo
materiale ed una sola lunghezza a disposizione, a parità di potenza, se aumentiamo il voltaggio, la sezione
trasversale diminuisce. In particolare, raddoppiando il voltaggio, la sezione si riduce di un quarto (quindi se
consideriamo sezione circolare, il raggio dimezza).
Il lifetime dei sistemi spaziali tende ad aumentare assieme alla potenza richiesta, in quanto lo spacecraft
diventa sempre più complesso e costoso. Siccome cambiano potenza e lifetime, occorre riconsiderare ogni
volta la scelta delle fonte primaria di energia.
Vi è comunque una sostanziale sovrapposizione tra i vari regimi e, per operare la scelta, devono essere
fatte in tal caso ulteriori e più approfondite considerazioni.
74
Figura 9.2: Parametri di design di varie sorgenti primarie di energia.
Figura 9.3: Vari regimi di utilizzo delle sorgenti primarie di energia.
75
9.2
Energia solare
L’utilizzo di energia solare è uno dei modi più comuni di convertire energia in elettricità per uno spacecraft,
mediante l’uso di celle fotovoltaiche. Un’alternativa all’utilizzo di pannelli solari è rappresentata da sistemi
di potenza solare dinamica, che sfruttano l’energia solare per generare calore.
9.2.1
Celle solari
A grandi linee, una cella solare riceve in input la luce dal sole e fornisce in output una corrente. La
conversione di energia del sole in corrente è resa possibile mediante l’effetto fotoelettrico. Nell’ambito
spaziale, i pannelli solari di celle fotovoltaiche sono preziose risorse di energia sostenibile senza la necessità
di portarsi dietro pesanti batterie.
Effetto fotoelettrico
Si utilizzano solitamente dei semiconduttori3 drogati. Il funzionamento è molto semplice: un fotone colpisce
la cella e il suo assorbimento comporta un certo aumento di energia, il quale deve essere tale da superare il
band gap del materiale e permettere, dunque, agli elettroni in superficie di passare dalla banda di valenza
alla banda di conduzione.
L’elettrone passa quindi in banda di conduzione e inizia a fluire, generando corrente. Essendoci mancanza
di elettroni, vi è di conseguenza un flusso di lacune. Sfruttando questi flussi si crea corrente elettrica.
Potenza di una cella solare
Purtroppo il processo di conversione non è molto efficiente, stando su valori tipici di η = 0.1 − 0.3 allo
stato dell’arte attuale. Ciò significa che gran parte dell’energia solare viene dissipata oppure riflessa.
Bisogna ricordare, inoltre, che la sola componente della radiazione solare utile per trasformare questa in
energia elettrica è quella perpendicolare alla superficie della cella. Per questa ragione si cerca costantemente
di orientare le celle solari perpendicolari alla radiazione solare.
L’ultima considerazione da fare è quella sull’intensità della radiazione solare, la quale decresce con il
quadrato della distanza della cella dal sole.
Consideriamo una cella solare la cui normale alla superficie forma un angolo Θ con il vettore sole-pannello
(radiazione solare). La cella ha efficienza di conversione η e la radiazione solare, a tale distanza, ha un certo
valore di intensità Pin , definita come una densità di potenza. La densità di potenza che è in grado di generare
la cella è
Pout = Pin η cos Θ
(9.2)
Questa equazione è valida sino ad angoli Θ intorno ai 60◦ , oltre si sperimentano effetti di riflessione (e altre
cose).
W
La densità di potenza nell’atmosfera alta terrestre che ci perviene dal sole è di 1367 m
2 , mediata nell’anno.
Essa aumenta se ci si avvicina al sole (es. su Venere) e diminuisce se ci si allontana dal sole (es. Marte).
Un valore troppo basso di questa densità di potenza vuol dire che, scalandola con efficienza e perdita del
coseno (orientamento), si ottiene una densità così bassa che servirebbero superfici enormi di pannelli per
soddisfare la richiesta di potenza definita (a parità di potenza, una densità minore corrisponde ad una
superficie maggiore).
Per minimizzare le perdite dovute al coseno, si può pensare di dotare gli spacecraft con sofisticati sistemi
di sun-tracking, così che i pannelli siano sempre orientati correttamente rispetto alla radiazione solare.
Tecnologie di celle solari
Le celle solari possono essere principalmente di tre tipi:
• Celle solari a Silicio. Possono essere:
– Monocristalline. Fanno uso di silicio molto puro, con cristalli orientati nella medesima direzione.
Il processo di sintesi della cella è molto complesso e lungo.
3 Gli isolanti hanno un band gap troppo elevato, i conduttori lo hanno troppo piccolo e questo può dare problemi di instabilità
a temperatura ambiente nelle coppie elettroni-lacune.
76
– Policristalline. Si tratta di cristalli orientati casualmente, per questo è un processo facile ed
economico di fabbricazione (sintesi).
– Amorfe. Non c’è alcun tipo di struttura ordinata molecolare, sono ottenute mediante CVD
(Chemical Vapour Deposition) su una certa varietà di substrati.
Sono caratterizzate da efficienze intermedie. Si tratta delle celle più comunemente usate nelle missioni
spaziali, in quanto possono essere fabbricate con processi relativamente semplici (più complicati quelli
per la produzione di celle monocristalline) ed economici, su larga scala.
• Celle solari ad Arseniuro di Gallio (GaAs). Possono essere a singola o multipla giunzione (il numero
di giunzioni indica quante bande di lunghezza d’onda sono usate per la conversione) e hanno efficienze
maggiori e, per questo, stanno man mano rimpiazzando le celle a Silicio. I componenti chimici sono
molto rari ed il suo processo di fabbricazione (epitassi) è molto complesso e costoso.
• Celle solari a film sottile. Sono tendenzialmente molto economiche, ma poco efficienti e molto tossiche
nei materiali.
Una cella solare, pronta per essere montata, ha la seguente architettura, procedendo dall’alto verso il basso.
Vi è, anzitutto, una protezione in vetro, che serve a proteggere la cella da qualsiasi minaccia. Successivamente, si ha un coating anti-riflesso, così da incrementare la quantità di luce che raggiunge i layer attivi
(che convertono). Poi vi è una griglia di metallo che fa da contatto superiore e, sotto, i layer/il layer attivo
di semiconduttore drogato. Infine, vi è una piastra di metallo, che fa da contatto inferiore.
Qualsiasi datasheet di celle solari deve fornire tre informazioni cardine:
• Curva I − V .
• Performance e parametri principali.
• Degradazione con la radiazione solare.
9.2.2
Pannelli e array solari
Le celle solari sono connesse tra loro per formare dei pannelli solari. I pannelli solari sono connessi ulteriormente tra loro, per formare il solar array finale. Si possono disporre celle e pannelli, comunque, in differenti
ordini; questo influenza l’efficienza del sistema.
Le celle sono collegate in serie tra loro per formare i pannelli. I pannelli sono collegati in parallelo per
formare il solar array. In questo modo avremo che la tensione dell’array sarà quella di un singolo pannello
(connessi in parallelo), ovvero la il prodotto della tensione di una cella per il numero di celle
VSA = Vcell · Ncell
(9.3)
La corrente dell’array, invece, sarà somma delle correnti di ogni pannello.
Npan
ISA =
X
Ik
(9.4)
k=1
Ovviamente bisogna tener conto di tutte le perdite che possono esserci nella realtà e che, invece, non vengono
conteggiate nelle varie equazioni.
Body-mounted arrays
Si tratta di pannelli solari montati fisicamente sulla struttura esterna dello spacecraft, che non hanno alcun
tipo di grado di libertà indipendente da quest’ultima. Le loro condizioni di illuminazione dipendono, dunque,
dall’orientamento dell’intero spacecraft. In pratica, a meno dei periodi di eclissi (in cui lo spacecraft è tutto
in ombra), c’è sempre una parte "utile" che viene colpita dalla radiazione solare (con un angolo massimo
di 60 gradi). Man mano che il sole si muove, la porzione utile cambia, sebbene sia sempre di "apertura"
costante (cambia solo quali pannelli funzionano, ma il range è sempre quello).
77
Questa soluzione richiede una grande porzione di superficie esterna disponibile per i pannelli, nonché
pone una notevole relazione tra il design dei pannelli e la configurazione dello spacecraft e del sistema
ADCS. Inoltre, possono esserci problemi relativi al fatto che si espone una parte al sole ed il resto all’ombra.
D’altro canto, il design di questi pannelli è molto semplice e affidabile, non comprendendo alcun tipo di
parte mobile per il deployement e/o il sun tracking (orientazione e rotazione).
Sun-tracking arrays
Si tratta di arrays che cercano sempre di "rincorrere" la posizione ottimale per orientarsi al meglio rispetto
alla radiazione solare. Per fare ciò dobbiamo dotarli di due gradi di libertà.
• Il primo grado di libertà α si occupa di compensare l’apparente rotazione del vettore sole all’interno
del piano orbitale. Chiaramente, questo angolo varia in tutto il range da 0 a 360 gradi nel corso di una
singola orbita.
• Il secondo grado di libertà β è necessario per compensare la componente del vettore sole normale al
piano orbitale. Questo angolo varia molto lentamente lungo un anno (a seconda dei precisi parametri
orbitali), tranne per le orbite eliosincrone, per cui non varia affatto.
Tipicamente, può essere usato lo stesso spacecraft per variare uno dei due angoli. Tuttavia, ciò può richiedere
complicazioni nel caso in cui ci siano numerosi altri strumenti che richiedono una particolare orientazione,
per cui in questi casi si preferisce usare un più semplice sistema 2DOF separato per articolare l’array.
Il sun-tracking è un qualcosa che risulta essere molto complicato dal punto di vista meccanico, per quei
sistemi che prevedono il deployement dei pannelli una volta che lo spacecraft è giunto ad una certa quota/in
orbita.
9.2.3
Effetti dell’ambiente sulle celle solari
Ci sono tre principali fattori ambientali che possono degradare le prestazioni delle celle solari.
• Radiazioni. Nonostante la presenza della cover in vetro sulla cella, le radiazioni degradano le performance della cella solare. Ovviamente, dipende anche dall’intensità delle radiazioni (ad esempio, fuori
dalle fasce di van Allen, questo effetto è più intenso).
Poiché la cella solare deve fornire una potenza sufficiente per tutto il suo ciclo di vita, dobbiamo
sovradimensionare quest’ultima affinché, dopo degradazione, possa comunque garantire una potenza
sufficiente.
Le celle GaAs tipicamente resistono meglio alle radiazioni rispetto alle celle in Silicio (se non ad alto
flusso radiativo, dove comunque non si va mai).
• Temperatura. Ad alta temperatura la tensione diminuisce e la corrente aumenta, rispetto a dei
valori di riferimento (ad una temperatura di riferimento). La tensione decresce linearmente, la corrente
aumenta quadraticamente, ma molto meno, quindi alla fine ciò che si verifica è una diminuzione della
potenza con la temperatura.
• Eclissi. Si tratta di un fattore temporaneo, ma ciclico. Per un satellite a quota h dalla terra, che ha
raggio RE , il tempo massimo di permanenza in eclissi è dato da
Te =
2TO
ρ
360◦
(9.5)
In cui TO è il periodo orbitale e ρ è il raggio angolare dalla superficie terrestre, che si calcola come
segue.
RE
ρ = arcsin(
)
(9.6)
RE + h
Chiaramente, bisogna tenere conto di questo tempo in eclissi per capire di quanta energia avremo
bisogno in tali periodi.
78
9.2.4
Solar concentrators
Si tratta di concentratori a riflessione che permettono di estendere le performance dei pannelli solari in regioni
più lontane dal sole. Parlando dei flat concentrators, usati per le celle in Silicio, si tratta di dispositivi posti
sul pannello che incrementano la quantità di radiazione che viene collezionata sull’area della cella. In questo
modo si può andare un po’ più lontano coi pannelli, prima che l’effetto del sole sia insufficiente.
Sulle celle GaAs si fa uso dei concentrators per un altro scopo, ovvero quello di ridurre l’area dei pannelli
e ottenere configurazioni più compatte e meno costose, che possono andare a temperatura maggiore. Questo
ha, di contro, una complessità e costo elevati.
Qualsiasi solar concentrator ha il problema che, se i pannelli sono di tipo foldable, il loro implemento è
molto complicato.
9.2.5
Sistemi di potenza solare dinamici
Essi sono sistemi alternativi ai pannelli solari che si occupano di concentrare la radiazione solare in modo
da riscaldare un fluido operativo ad alte temperature. Tale fluido è poi espanso in una turbina, la quale è
connessa ad un generatore elettrico, che produce così energia elettrica.
Questi sistemi sono caratterizzati da basso costo e massa specifici, a fronte di un’alta potenza fornita per
un lungo periodo di tempo, con meno degradazione e dimensioni minori. Tuttavia, lo svantaggio principale
è rappresentato dal fatto che il calore dissipato viene rimosso con uno scambiatore e irradiato nello spazio
da pannelli radiatori.
9.3
Energia chimica
La sorgente primaria di energia è rappresentata, in questo caso, da batterie o da fuel cells. Le batterie
possono essere ricaricabili (secondarie) o non ricaricabili (primarie). Tendenzialmente, le fuel cells non sono
ricaricabili (anche se qualcosa di rigenerativo esiste).
Le batterie primarie sono usate come vera sorgente di energia, quelle secondarie invece, essendo ricaricabili, sono spesso usate in complemento ai pannelli. In pratica, i pannelli ricaricano le batterie e, quando c’è
eclissi, le batterie usano la carica accumulata per fornire energia. Le batterie secondarie sono usate anche
nel caso in cui ci fosse una qualsiasi failure, per portare lo spacecraft in una predefinita "safe mode" finché
il ground non effettua qualche riconfigurazione.
9.3.1
Batterie primarie
Come già detto, esse non sono ricaricabili, giacché la rezione chimica su cui sono basate è irreversibile. Le
celle più comuni sono:
• Celle AgZn
• Celle LiM nO2 a diossido di litio e manganese
• Celle LiSO2 a diossido di solfuro di litio
• Celle Li, basate sul litio.
Le batterie primarie sono usate in vari ambiti delle missioni, come durante il lancio, fino al dispiegamento
dei pannelli solari. Sono usate tipicamente per fornire brevi picchi di potenza oppure per sostenere computer
safety-critical.
Sono usate, in generale, nelle missioni corte oppure che richiedono bassa potenza per un lungo periodo
di tempo.
9.3.2
Batterie secondarie
Sono ricaricabili e hanno il vantaggio di essere più efficienti in termini di costo, nel lungo periodo. Tuttavia,
richiedono hardware addizionali per il controllo della carica/scarica.
Generalmente, hanno una minor capacità, densità di energia e voltaggio rispetto alle primarie, ma si
perdono molto meno carica. Le celle più comuni sono:
79
• Celle NiCd
• Celle NiMH, ovvero celle a nickel e idruro metallico
• Celle LiIon, a ioni di litio
• Celle LiIonPolymer, a polimeri di ioni di litio
Le LiIon e LiIonPolymer sono le più usate oggigiorno, in ragione delle loro piccole dimensioni e masse, a
fronte di buone prestazioni e resistenza per lungo tempo ai cicli di carica/scarica.
Requisiti
Il primo e fondamentale requisito delle batterie è quello di fornire la potenza richiesta, al voltaggio desiderato
e per tutto il tempo stabilito. Questo requisito deve essere perseguito cercando di minimizzare le dimensioni,
il volume ed il costo della batteria.
Inoltre, si richiede alle batterie di sopportare meccanicamente gli shock e le vibrazioni a cui andranno
incontro, di dissipare il calore generato mantenendo temperatura uniforme, minimizzare la caduta di tensione
utilizzando appropriati cavi ed essere equipaggiate con sensori per inviare all’EPS tutti i dati necessari per
prendere decisioni, nonché includere connettori per interfacciarsi con lo spacecraft in termini di potenza,
misure e controllo (fornire potenza ma anche farsi monitorare e comandare).
Tutti questi requisiti specifici imposti dalla specifica applicazione determineranno poi il dimensionamento
e la scelta della batteria più appropriata, in termini di cella e di configurazione.
Metriche importanti nell’ingegneria dello spacecraft sono:
• La capacità delle batterie, ovvero il numero di ore in cui può essere sostenuto il carico di corrente
durante la scarica.
• L’energia specifica, ovvero una funzione dell’energia totale della cella/batteria per unità di massa.
Le batterie primarie superano le secondarie qui.
• La densità di energia, ovvero l’energia totale di una batteria/cella per unità di volume. Anche su
questo sono meglio le primarie.
• Altre caratteristiche come rateo di carica/scarica, temperatura, depth of discharge, charge
control e limiti sul voltaggio.
DOD
Acronimo di depth of discharge, rappresenta la frazione di capacità rispetto al totale della batteria che viene
rimosso durante una singola scarica. Dal momento che le batterie primarie non sono ricaricabili, questo
parametro si usa solo per le batterie secondarie. Il DOD varia a seconda del tipo di batteria.
È ben noto che vi sia una forte correlazione fra DOD e lifecycle della batteria, in quanto un più elevato
DOD corrisponde ad una minore vita della batteria in cui essa potrà fornire il voltaggio richiesto. La relazione
è quindi di tipo asintotico.
Vi è comunque una certa soglia di tolleranza, per cui andremo a sovradimensionare il sistema di modo che
esso possa arrivare a fine vita che fornisce ancora l’energia richiesta. Tale accettabilità dipende comunque
dalla missione, ossia da quanti cicli di carica e scarica dovrà effettuare (in totale o in un certo periodo di
tempo).
Cicli carica/scarica
Durante la fase di carica si ha una corrente positiva (immetto corrente nella batteria) e voltaggio che cresce
man mano. Nella fase di scarica, invece, la corrente è negativa (esce dalla batteria) e il voltaggio rimane circa
costante, fino al punto in cui si scarica completamente la batteria e il voltaggio si annulla bruscamente, così
come la corrente. Bisogna prevedere un piccolo overcharging, giacché la batteria ha un piccolo decadimento
di tensione all’inizio della scarica.
La PCR controlla lo stato di carica della batteria e si assicura che tutto funzioni correttamente e nulla
danneggi la chimica interna della batteria.
80
La capacità della batteria, come già anticipato, tende a diminuire man mano che si va avanti coi cicli di
carica/scarica. Dipende comunque dai livelli di scarica tale decremento; di norma, più è veloce la scarica e
più si perde in capacità per singolo ciclo.
9.3.3
Fuel cells
Generano energia attraverso la conversione di energia chimica derivante da una reazione di ossidazione.
Esse non possono immagazzinare energia, quindi non posson essere ricaricate.
Si classificano principalmente in base all’elettrolita che usano. Questo determina il tipo di reazioni
chimiche che avvengono, il tipo di catalizzatori necessari, il range di temperatura operativa, il fuel richiesto,
e altro ancora.
La fuel cell più usata nelle missioni spaziali è quella a idrogeno e ossigeno, che forma acqua (bevuta dagli
astronauti) in una reazione che è l’inverso dell’elettrolisi.
I vantaggi di fuel cell alcaline sono:
• Alta potenza specifica
• Alta efficienza di conversione
• Bassa massa dei reagenti (H e O)
• Il prodotto della reazione (acqua) è comunque utile a bordo
D’altro canto, ci sono anche degli svantaggi:
• Difficoltà nello stoccaggio e trasporto a bordo dell’idrogeno
• Alto numero di celle per avere comunque una bassa tensione
• Necessitano di elevate temperature per operare
• Hanno un design molto complesso
Le fuel cell rigenerative possono inoltre usare elettricità da pannelli solari (quella in eccesso, magari), o altra
fonte, per dividere l’acqua in eccesso in idrogeno e ossigeno (elettrolisi) e riottenere indietro un po’ di fuel,
appunto, rigenerandolo dal prodotto della reazione.
9.4
Energia nucleare
Può essere generata con sistemi di due tipologie:
• Statici, che usano una sorgente di calore (Pu-238 o U-235) per operare una conversione diretta da
energia termica a energia elettrica.
• Dinamici, che suano una fonte di calore (Pu-238 o Uranio arricchito) per produrre energia elettrica
usando un appropriato ciclo termodinamico.
Attualmente, che sia noto, si usano sistemi solo di tipo statico. Essi sono gli RTG, ovvero Radioisotope
Thermoelectric Generators), e convertono l’energia termica in energia elettrica usando l’effetto termoelettrico.
I reattori nucleari dinamici non si usano ancora, ma in applicazioni terrestri sono usati. Essi usano una
fonte di calore ed uno scambiatore di calore per muovere un motore mediante ciclo termodinamico.
La fonte di calore può essere data dal naturale decadimento radioisotopico del Pu-238, o da una reazione
controllata di fissione nucleare. Un sistema a Pu-238 non richiede stoccaggio dell’energia termica, in quanto
il decadimento produce continuamente calore.
81
9.4.1
RTG
Come anticipato, questo generatore fa uso dell’effetto termoelettrico per produrre energia. L’effetto è
sfruttato mediante termocoppie.
I principali vantaggi di usare questo sistema sono la sua semplicità ed alta affidabilità, nonché la facilità
di trasferimento di calore ad altri strumenti/strutture/sistemi senza necessità di ulteriori componenti.
Hanno un lifecycle molto elevato, ma sono anche fonte di potenziali radiazioni pericolose, per cui devono
essere protette in unità modulari individuali, con il loro heat shield di materiale resistente al calore e alla
corrosione.
Gli RTG possono essere considerati come una batteria primaria (monouso, non ricaricabili) e sono una
ormai consolidata fonte di energia per applicazioni unmanned che richiedono bassa potenza per lunghi periodi
(decine di anni) o per cui comunque la radiazione solare non è efficacemente disponibile. Sono molto affidabili,
long-lasting, ma anche parecchio inefficienti.
Il principale componente degli RTG è un robusto e impermeabile contenitore di materiale radiattivo usato
come fuel (Plutonio, Polonio, Curio, ecc). Le termocoppie sono posizionate nelle pareti del contenitore, alla
fine del quale ogni termocoppia è collegata ad un dissipatore di calore.
Il decadimento radioattivo del fuel produce calore, che fluisce attraverso le termocoppie e va a finire nel
dissipatore, che genera quindi elettricità. Le termocoppie sono fatte da due semiconduttori di materiale
diverso, connessi tra loro in un loop chiuso. Se le due giunzioni sono a temperature diverse, fluirà una
corrente all’interno del loop.
82
Capitolo 10
Environmental Control and Life Support
System
Questo sistema, composto da svariati e complessi sotto-sistemi, è presente principalmente nei veicoli manned,
in cui c’è bisogno che l’ambiente a bordo sia vivibile per gli esseri umani che compongono la crew.
Esso, infatti, è l’unico sistema demandato a tenere in vita la crew, garantendo sempre un ambiente
fisiologicamente accettabile all’interno della stazione spaziale/spacecraft/base planetaria.
Sebbene il TCS (Thermal Control System) sia un sistema a parte, è possibile considerarlo parte dell’ECLSS quando agisce a bordo di un veicolo abitato.
• Giacché l’ambiente che c’è nello spazio è sostanzialmente il vuoto, possiamo configurare l’ambiente
dello spacecraft come meglio crediamo. Anzitutto, bisogna capire quali condizioni ambientali terrestri sono critiche per la sopravvivenza ed in quale range di queste le persone possono funzionare in
maniera corretta e produttiva. Inoltre, dobbiamo considerare anche queste condizioni che dobbiamo
necessariamente garantire com’è che impattano sul design dello spacecraft.
• Una volta che abbiamo dotato lo spazio all’interno dello spacecraft di corretta pressione, temperatura
e composizione atmosferica, lo step successivo è quello di controllare gli squilibri in esso creati dalla
presenza di organismi viventi (esseri umani) a bordo.
• Inoltre, può essere necessario anche controllare cosa c’è a bordo che serve alla missione (payload), nel
caso in cui ciò possa risultare tossico o possa contaminare qualcosa di vitale per la vita umana a bordo.
Possiamo quindi dire che l’obiettivo dell’ECLSS è quello di creare un ambiente idoneo controllando i
parametri ambientali, fornendo risorse e gestendo i rifiuti che vengono prodotti.
Esso deve anche supportare operazioni speciali, come le attività extraveicolari (EVA), ma anche rispondere
alle contingenze ambientali e provvedere servizi relativi alla salute a bordo dello spacecraft.
In particolare, abbiamo che il sistema ECLS deve gestire:
• Atmosfera, controllando pressione, temperatura ed umidità. Deve, inoltre, rimuovere tracce di CO2
che potrebbero contaminare, ventilare, monitorare la composizione atmosferica, ecc.
• Acqua, provvedendo al rifornimento di acqua per bere, igienizzarsi, ma anche gestendo e monitorando
l’acqua a bordo e immagazzinando e processando l’acqua che viene prodotta come scarto a bordo.
• Cibo, provvedendo, immagazzinando e preparando cibo.
• Rifiuti, immagazzinando, processando e raccogliendo rifiuti umani e spazzatura.
Per fare tutto ciò il sistema è composto di svariati sotto-sistemi, demandati a parte di quanto descritto poco
sopra. Essi sono:
1. Temperature and Humidity Control (THC)
2. Atmosphere Control and Supply (ACS)
83
3. Atmosphere Revitalization and Sampling (ARS)
4. Water Recovery and Management (WRM)
5. Fire Detection and Suppression (FDS)
6. Waste Management (WM)
7. Food Storage and Preparation (FSP)
8. Crew Health Care System (CHeCS)
Gli approcci con cui si possono garantire continuamente le condizioni di cui abbiamo parlato sopra sono due:
• Open Loop. Si porta a bordo quanto necessario alla vita della crew e si raccolgono i rifiuti, per
rispedirli a terra (bruciandoli in atmosfera tipicamente).
Questo tipo di sistema fa uso esclusivamente di una fonte esterna di rifornimento, e la materia
sostanzialmente fluisce continuamente entrando e uscendo dallo spacecraft.
È un sistema semplice e affidabile, ma per lunghe missioni o per missioni con crew numerosa diventa
poco conveniente e si può facilmente raggiungere un limite di storage a bordo.
• Closed Loop. Si porta sì a bordo qualcosa, ma si processano anche parte dei rifiuti per essere
riutilizzati in qualche modo. A seconda di quanto materiale viene, in percentuale, riciclato sul totale
dei rifiuti, si definisce un certo grado di chiusura del loop.
È un sistema che permette di essere più autonomi e sfruttare meglio lo spazio a disposizione e riduce
le volte in cui ci deve essere spedita roba, ma è un sistema costoso in termini tecnologici, di potenza e
di calore, oltre che molto complesso in termini di affidabilità e mantenibilità. È comunque il trend del
futuro andare verso una sempre maggior chiusura del loop.
C’è da fare un’ultima considerazione. Termodinamicamente parlando, noi umani siamo dei sistemi aperti
(open loop); infatti, prendiamo in input un certo quantitativo di materia (acqua, cibo, ossigeno), ne usiamo
una certa percentuale per le nostre funzioni vitali (con un rendimento non eccezionale) ed espelliamo il resto
sotto forma di CO2 , di urine e feci e di sudorazione.
Essendo il nostro corpo a basso rendimento, abbiamo necessità di svariati kg al giorno per persona affinché
possiamo svolgere correttamente le nostre funzioni, quindi capiamo come sia ingombrante e dispendioso
mantenere correttamente in vita un essere umano (o peggio, una crew di vari esseri umani) nello spazio, su
uno spacecraft.
Come mostra lo schema in figura 10.1, vi sono i 4 principali sotto-sistemi (atmosfera, cibo, acqua, rifiuti)
che interagiscono in qualche modo con la crew e tra loro. Una particolare attenzione deve essere posta al
fatto che eventuali perdite e processamenti lasciano sempre un barlume di open loop, per cui è necessario
considerare sempre che ci debba essere un certo input periodico da sorgenti esterne. In ogni caso, con il giusto
waste-processing, possiamo avvicinarci sempre di più a loop chiusi per quanto riguarda nutrienti, ossigeno e
acqua, minimizzando i rifornimenti dall’esterno.
10.1
Gestione atmosferica
Ciò che si deve fare è monitorare e controllare in continuazione l’ambiente, al fine di mantenere e/o fonrire
una corretta:
• Pressione totale e parziale
• Temperatura e umidità
• Livello di contaminanti (sotto una certa soglia sicura)
• Ventilazione
Ogni ambiente abitato ha dei requisiti nominali in termini di quanto appena descritto. La ISS, ad esempio,
richiede una pressione totale di circa 100kP a (23kP a di O2 , 79kP a di N2 e 0.4kP a di CO2 ), una temperatura
intorno ai 18.3 − 23.9◦ C, una umidità relativa tra il 30 e il 70% e un livello di concentrazione di gas tossici
sotto la soglia SMAC (Spacecraft Maximum Allowable Concentration) stabilita da normativa.
84
Figura 10.1: Rappresentazione schematica di un ECLSS con i suoi sotto-sistemi, a grandi linee. Si noti come
fluiscono potenza e risorse e cosa viene prodotto (calore e rifiuti).
10.1.1
Pressione totale e parziale
Prima del tragico incidente con l’Apollo I (una scintilla elettrica innescò un’esplosione), gli spacecraft
americani erano riempiti di ossigeno puro al 100% (evitavano la complessità dei sistemi con più gas),
successivamente si passò ad una miscela Ossigeno-Azoto. I sistemi russi hanno sempre usato la miscela
bigas.
Le persone hanno bisogno di ossigeno a pressione parziale circa di 19kPa per stare bene, ma possono
reggere anche valori inferiori (per due ore va bene 13.4kPa). La pressione parziale dell’ossigeno è così
importante perché regola la respirazione; se è troppo bassa (poco ossigeno) si rischia che esso non venga
correttamente processato dai globuli rossi, mentre se è troppo alta (troppo ossigeno) esso diventa tossico.
In ogni caso, dobbiamo pensare a un trade-off per quanto riguarda la scelta di quanta pressione totale
avere. Consideriamo che:
• Avere alta pressione totale comporta:
– Maggiori perdite per leakage.
– Maggiore stress strutturale (maggior differenziale di pressione col vuoto).
– Complicazioni nella preparazione alle EVA. Infatti, si richiede un tempo prolungato alla crew per
rimuovere l’azoto dai sistemi prima delle EVA, in quanto le tute da EVA prevedono una pressione
di circa 30-40kPa al massimo. Se non si facesse ciò ci sarebbe il rischio di embolia.
• Avere bassa pressione totale comporta:
– Difficoltà maggiore nel comunicare a voce.
– Incremento del rischio di incendio (aumenta la percentuale di ossigeno).
– Condizioni fuori dallo standard terrestre negli esperimenti a bordo.
– Incremento di outgassing nei materiali.
– Decremento dell’efficienza nel trasferimento di calore a parità di volume di aria. Questo corrisponde a fan che devono girare più velocemente, con maggior rumore, in quanto il calore non
viene sufficientemente asportato via dai componenti elettronici.
Il risultato di questi trade-off è stato la scelta di una pressione totale pari a quella standard a livello del
mare, ossia 101.3kP a.
85
Si devono fare considerazioni anche per quanto riguarda la pressione parziale di ossigeno. Sappiamo per
certo che il limite di pressione totale è 25-26kPa (10400m di altitudine a terra), per cui anche con il 100% di
ossigeno non si riesce a mantenere un appropriato livello di questo nel sangue. Inoltre, dobbiamo considerare
che non si accetta più il rischio di un’atmosfera 100% ossigeno (tranne nelle EVA), per cui dobbiamo pensare
di agire sulla pressione parziale dell’ossigeno se vogliamo in qualche modo ridurre la pressione totale.
• Se riduciamo la pressione totale e manteniamo costante al 21% la pressione parziale di ossigeno (come
quando saliamo di quota a terra) può esserci il rischio di ipossia (troppo poco ossigeno).
• Se riduciamo la pressione totale ma aumentiamo la pressione parziale di ossigeno, si rischia iperossia e
l’ossigeno diventa tossico.
Un’ultima cosa da considerare è il problema di passare da atmosfere O2 − N2 tipiche dello spacecraft ad
atmosfere 100% ossigeno e a bassa pressione tipiche delle tute EVA. Infatti, succede che le bolle di azoto si
trasformano nel sangue e negli altri tessuti in cui sono presenti, causando problemi fisiologici. La soluzione
trovata è un "pre-breathing" di ossigeno prima di passare da un ambiente a pressione minore; ciò permette
all’azoto di andare via dal corpo in parte, riducendo la pericolosità delle bolle di azoto successivamente.
Da queste considerazioni è saltato fuori che la pressione parziale dell’ossigeno è bene che stia intorno al
21%.
10.1.2
Temperatura e umidità
Sono stabiliti dei comfort ranges di temperatura e umidità considerando pressione standard a terra e gravità
1g, ma possono essere in qualche modo differenti nello spazio.
Inoltre, controllare il livello di umidità a bordo è molto importante per quanto riguarda la condensa sui
circuiti elettronici ma anche perché può portare alla proliferazione di batteri e microbi.
Ciò che influenza particolarmente umidità e temperatura è l’addizione/sottrazione di calore sensibile e
latente. Il calore sensibile è quello che discende sia dal metabolismo umano che da eventuali equipaggiamenti
elettronici (la potenza dissipa calore), mentre il calore latente è prodotto anche dal metabolismo, oltre che
da attività igieniche.1
Parlando ancora di temperatura, è necessario considerare che ci sono dei limiti per quanto riguarda
la temperatura delle superfici che vengono toccate (in maniera continua, non sfiorate). Esse sono tra un
massimo di 45◦ C e un minimo di 4◦ C.
I valori nominali a bordo della ISS, come già detto, sono di una ventina di gradi in temperatura e tra il
30 e il 70% di umidità.
10.1.3
Ventilazione
L’assenza di gravità (microgravità) influisce particolarmente sulla convezione termica e sul galleggiamento.
In particolare, si eliminano i gradienti di densità nell’aria e variano i coefficienti di trasferimento di calore.
La ventilazione deve garantire sicurezza e benessere della crew a bordo prevenendo il ristagno di aria e
miscelando scrupolosamente l’aria tra i vari moduli abitati. Una buona ventilazione riduce i gradienti termici
e non fa superare la soglia SMAC di contaminazione.
Inoltre, alcuni sensori di fiamme e idrogeno richiedono che vi sia un certo movimento di aria.
10.1.4
Contaminanti
Il principale contaminante che deve essere rimosso è il diossido di carbonio (CO2 ) che viene prodotto dagli
umani stessi. Alte concentrazioni di questo possono crearsi davvero in poco tempo.
Inoltre, devono essere anche rimossi altri contaminanti come particolato e roba prodotta dall’essere umano
stesso oppure da materiali/equipaggiamenti a bordo, in ambiente pressurizzato.
1 Calore sensibile è legato all’energia termica prodotta, calore latente è legato al vapore acqueo e a quanta massa di vapore
acqueo è necessario smaltire.
86
10.1.5
Monitor atmosferico
Bisogna sempre monitorare l’atmosfera in termini dei suoi parametri e della sua composizione, in modo da
eventualmente accorgersi di possibili criticità. Il monitor di questi parametri fa inoltre da feedback al sistema
ECLS per quanto riguarda processing e performance.
Infine, è necessario sia limitare il più possibile la fuoriuscita atmosferica dalla cabina, sia recuperare i
gas di airlock e riciclare quei gas usati per esperimenti. Bisogna considerare anche la necessità di eseguire
trattamenti medici, che richiedono il consumo di ossigeno e azoto.
10.2
Gestione acqua
Il sistema di gestione dell’acqua deve:
• Monitorare e mantenere la qualità dell’acqua in termini di
– pH
– Contenuto ammonico
– Carbonio organico
– Conduttività elettrica
– Concentrazione microbica
– Altri eventuali parametri (colore, odore, torbidezza, ecc).
• Conservare e distribuire l’acqua agli utenti. Ciò è complicato dalla presenza di microgravità. Bisogna che la qualità dell’acqua, inoltre, sia mantenuta per un lungo periodo di tempo e che le perdite
siano subito individuate (in assenza di gravità è difficile). Tutto ciò è fatto al fine di portare acqua
correttamente al punto di uso, poi sarà esso a regolarne altri parametri (tipo la temperatura).
• Processare i rifiuti acquei, specialmente nelle missioni a lunga durata. L’acqua viene raccolta al suo
punto di produzione e immagazzinata localmente o centralmente.
• Fornire acqua da bere, per lavarsi e per compiere altre attività. L’acqua potabile è per EVA cooling,
per berla o per preparare cibo. L’acqua per igiene può non essere potabile, mentre l’acqua destinata a
procedure mediche ha dei requisiti particolari.
A spanne, servono 20 litri d’acqua al giorno per ogni membro della crew.
10.3
Gestione rifiuti
Bisogna dividere i rifiuti in categorie, in dipendenza dal loro stadio e dalla loro potenziale riciclabilità. In
ogni caso, il modo in cui vengono trattati i rifiuti dipende dalla loro natura e dalla specifica missione.
Le missioni brevi non richiedono riciclo. I rifiuti sono raccolti, immagazzinati e portati a terra/bruciati
in atmosfera. Le missioni di media durata richiedono un limitato riciclo, specialmente di acqua.
Le missioni di lunga durata invece richiedono che vi sia riciclo, in modo da non avere problemi di storage
e di contaminazione dell’habitat per degrado biochimico.
In previsione di future basi planetarie, è necessario che sia tutto il più rigenerabile possibile (closed loop).
10.4
Gestione cibo
Per gestione cibo si intende la fornitura e la preparazione del cibo per il suo consumo. Esso può essere
lanciato da terra e immagazzinato a bordo (trend attuale), oppure prodotto e conservato a bordo (trend
futuro).
Il cibo viene categorizzato secondo 3 categorie, in ragione di quanto processamento richiede.
• Zero/poco processamento.
mangiato.
Si tratta di cibo che non richiede/richiede poco hardware per essere
87
• Processamento primario. È cibo che necessita di hardware per essere reso mangiabile. Tale hardware
deve adattarsi ai requisiti stringenti in termini di potenza, massa, volume, ecc.
• Processamento secondario. Sono prodotti biologici che possono essere resi commestibili dopo una certa
conversione, usando un certo hardware complesso.
A spanne, servono 2 kg di cibo al giorno per ogni membro della crew.
10.5
Crew Accomodation
Non fa propriamente parte del sistema ECLS, ma comunque è qualcosa che fa parte del controllo della vita
umana a bordo.
Si tratta di tutti gli apparati hardware, software e procedurali che intervengono in maniera piuttosto
primaria per soddisfare le necessità umane. Solitamente escludiamo gli hardware che soddisfano le necessità
umane ma che appartengono in maniera più appropriata ad altri sistemi (tipo EVA, TCS, ecc).
Il loro design dipende dal tipo della missione, dalle attività previste e a dalla sua durata, ma anche dalle
caratteristiche fisiologiche, psicologiche e fisiche degli umani.
88
Capitolo 11
Thermal Control System
Il TCS è un sistema che, mediante l’operazione di un bilancio termico tra calore in entrata ed in uscita,
deve garantire che i componenti rimangano in un preciso (e spesso stringente) range di temperatura,
nonché che i materiali non subiscano danni strutturali dovuti all’espansione termica che ci sarebbe se la
loro temperatura variasse.
In altri termini, le funzioni e gli obiettivi del TCS sono
• Garantire un bilancio energetico globale accettabile ed anche il rispetto di proprietà termiche locali.
• Mantenere spacecraft e payload (componenti e sottosistemi inclusi) nei loro range di temperatura
– Operativi, ossia i range di funzionamento ideale.
– Di sopravvivenza, ossia i range al di fuori dei quali ci sono danni permanenti ai componenti.
Inoltre, bisogna assicurare che i requisiti siano soddisfatti anche in termini di gradienti di temperatura, ossia
che non ci siano delle parti della struttura con temperature troppo diverse dalle altre, pena la deformazione
strutturale, la quale può causare conseguenti problemi ad altri sistemi/sottosistemi del segmento spaziale.
11.1
Processo di design
Il processo di design del TCS passa per vari steps, opportunamente iterati in una spirale di progetto, che
conduce (si spera) ad una convergenza.
1. Il primo passo da compiere è quello di identificare requisiti e vincoli dal punto di vista termico. Per fare
ciò occorre che in input vi siano i requisiti termici dei vari componenti. In output, si produrranno dei
requisiti termici di sistema, eventualmente specializzati per particolari equipaggiamenti, se necessario.
2. Successivamente, bisogna andare a determinare l’ambiente termico incontro a cui si andrà. Per farlo
bisogna tenere in conto input relativi all’orbita/assetto che seguirà lo spacecraft, nonché le sue dimensioni/forme e le sue possibili fonti di calore interno. Da ciò si deriva quello che può essere considerato
come il profilo di energia in ingresso nel tempo.
3. Si devono poi identificare le cosiddette thermal challenges e le aree problematiche che possono eventualmente esserci. Per questo si prendono in input i requisiti termici, le fonti di calore, nonché le zone
in cui si posizioneranno gli equipaggiamenti e come lo spacecraft varierà il suo assetto nel tempo di
missione. Ciò che scaturirà da questo step sarà una lista di aree problematiche e/o di momenti ed
eventi problematici durante la missione. Per problematico si intende sia qualcosa che lo spacecraft può
faticare a reggere, sia qualcosa che ha dei requisiti particolarmente stringenti da soddisfare.
4. Bisogna, punto chiave, identificare delle adeguate tecniche di controllo termico, prendendo in input ciò
che riguarda il profilo energetico e tenendo in conto di eventuali vincoli ulteriori. Come risultato si
avrà una lista preliminare di meccanismi per il controllo termico e quando e dove applicarli.
89
5. Come conseguenza naturale del precedente punto, occorre determinare i requisiti di radiatori e heaters,
per cui c’è bisogno di una lista di ambienti ed eventi termici, nonché dei requisiti di temperatura dei
componenti e del cosiddetto "thermal control approach". In questo modo otteniamo le dimensioni dei
radiatori e le temperature da gestire (con un po’ di margine e nel worst case), oltre che la potenza
degli heater nel caso peggiore.
6. Infine, stimiamo massa e potenza richiesta dal TCS, prendendo in input metodologie e componenti del
TCS.
7. Iteriamo il tutto, non prima di aver creato un’adeguata documentazione.
Possiamo quindi identificare i 3 task che l’ingegnere termico deve portare a compimento per guadagnarsi lo
stipendio:
• Analizzare. Tenendo in conto la configurazione dello spacecraft e l’ambiente in cui lavorerà esso,
bisogna prevedere le temperature a cui struttura ed equipaggiamenti si porteranno, per ogni fase della
missione e poi bisogna comparare queste temperature con i limiti permessi.
• Progettare. Bisogna trovare delle soluzioni applicabili affinché equipaggiamenti e struttura abbiano
sempre temperature all’interno dei range operativi concessi, senza eccedere i limiti magari.
• Verificare. Attraverso prima simulazioni e poi test, bisogna confermare la validità e l’accuratezza
dell’analisi termica per tutta la missione. Questo passo è molto oneroso e complesso, ma evidenzia la
maggior parte dei problemi che possono esserci nel progetto di una missione.
11.2
Ambiente termico dello spacecraft
Come abbiamo detto, il controllo termico dello spacecraft è un processo di energy management nel quale
l’ambiente termico gioca un ruolo fondamentale. Infatti, il segmento spaziale si troverà in vari ambienti
durante la missione, nei quali agiranno in maniera diversa varie possibili sorgenti di calore.
• Test a terra. Qui il ruolo principale è giocato dalla convezione con l’aria ambiente e dalla radiazione
scambiata con gli oggetti circostanti.
• Trasporto, come test a terra.
• Lancio. Il ruolo principale è ricoperto dallo scambio radiativo con le superfici interne delle carenature
dei booster e, una volta che le carenature sono rilasciate, c’è una grande influenza del free molecurlar
heating (attrito dell’atmosfera).
• Trasferimento in orbita
• Orbita operativa (per cui va ottimizzato il controllo). Ruolo fondamentale è giocato dalla luce solare,
dall’albedo di terra o altri pianeti e dall’energia IR emessa dall’atmosfera/superficie dei pianeti.
In orbita dobbiamo controllare noi lo scambio di calore (per mantenere il tutto nei range richiesti di temperatura), invece negli altri ambienti possiamo più facilmente controllare noi l’ambiente e/o limitare l’esposizione
dello spacecraft ad esso.
Come già detto, in orbita le fonti di scambio di calore sono molteplici, e il TCS deve bilanciare il calore
emesso dallo spacecraft sotto forma di radiazione IR con il calore dissipato dai componenti interni e con il
calore assorbito dalle varie sorgenti ambientali. In particolare, bisogna considerare due worst case in cui
progettare il sistema:
• Hot. Ossia lo spacecraft è esposto al sole direttamente (daylight) ed è dissipata la massima potenza.
• Cold. Ossia lo spacecraft è in eclissi ed è dissipata la minima potenza.
90
Figura 11.1: Andamento di assorbività/emittenza con la lunghezza d’onda.
Figura 11.2: Flusso solare in base alla distanza dal sole.
11.2.1
Riscaldamento solare diretto
In orbita terrestre la radiazione solare diretta è una delle principali fonti di calore. Il sole, per fortuna, è
una sorgente di energia veramente molto stabile. Giacché l’orbita terrestre è ellittica, l’intensità del sole
varia più o meno del 3.5%. La sua media annuale è quella che chiamiamo costante solare e (ricorda) vale
W
1367 m
2 per la terra. C’è da dire, inoltre, che l’intensità solare varia in funzione della lunghezza d’onda;
infatti, l’energia si distribuisce prevalentemente nel visibile e nell’IR, con una piccola percentuale nell’UV.
In ogni caso, l’energia IR emessa dal sole è ad una lunghezza d’onda ben più corta di quella emessa da
un corpo a temperatura ambiente. Questa differenza ci permette di usare delle finiture superficiali che sono
molto riflettive nello spettro solare ma molto emissive a temperatura ambiente; esse verranno discusse in
seguito e minimizzano quanto assorbito dallo spacecraft e massimizzano quanto riflesso da esso in relazione
alla radiazione solare. Per quanto riguarda il calcolo del flusso solare usiamo la seguente formula.
Q̇s = αAf q̇s0 Fe
(11.1)
dove α è l’assorbività della superficie (caratteristica ottica che ci dice quanto assorbe del flusso solare), Af è
l’area frontale dell’oggetto, vista dal sole, mentre Fe è un numero che può essere 0 oppure 1 e indica se siamo
in eclissi (0) o in sunlight (1). Il flusso solare q̇s0 vale 1367 m2W
AU 2 , dove AU sono le unità astronomiche, ossia
1AU equivale alla distanza terra-sole.
11.2.2
Albedo
L’albedo di un oggetto è il rapporto di radiazione EM riflessa rispetto a quella incidente. Ovviamente, anche
la terra stessa è responsabile di albedo, e possiamo dire che il 34% dell’energia solare che incide sulla terra
viene diffusa dalla terra stessa nello spazio (coefficiente albedo circa di 0.34).
Di base, l’albedo di un pianeta è molto variabile.
• Dipende dalle caratteristiche riflettive della superficie del pianeta.
• Dipende dal fattore di vista spacecraft-pianeta.
• Dipende dall’angolo β (quello visto con l’EPS), ossia il minimo angolo tra il piano orbitale ed il vettore
sole.
91
Figura 11.3: Andamento di vari flussi con l’angolo β e con la quota.
La riflettività è maggiore sul terreno rispetto agli oceani e generalmente aumenta con la diminuzione degli
angoli locali di elevazione solare e con l’aumentare della cloud coverage. Dato tutto ciò, consegue che l’albedo
aumenta con l’aumentare della latitudine.
Lungo tutta l’orbita possiamo comunque considerare l’albedo costante e pari ad un valore medio, giacché
l’inerzia termica dello spacecraft è molto grande.
La formula per calcolare il flusso di calore dato dall’albedo è
Q̇A = q̇s0 αAb Fb−p ab
(11.2)
dove Ab è l’area del corpo (spacecraft), ab è il coefficiente di albedo) e Fb−p è un fattore di vista dal corpo
(spacecraft) al pianeta, che dipende dalla quota e dell’orientazione della superficie.
11.2.3
Radiazione IR del pianeta
Tutta la radiazione incidente che non è riflessa come albedo viene assorbita dal pianeta ed eventualmente
emessa sotto forma di energia IR, detta anche radiazione di corpo nero.
Benché i valori mediati sull’intero anno sono piuttosto costanti, l’energia IR emessa in una certa posizione
e ad un certo tempo può essere molto variabile. Essa dipende infatti dalla temperatura e dalla copertura
nuvolosa. In generale diciamo che un corpo più caldo emette più radiazione di un corpo più freddo (in
accordo con la legge di Stefan-Boltzmann), da cui i valori maggiori che si rilevano nelle zone tropicali e
desertiche (siccome sono le zone che ricevono il massimo riscaldamento solare), e diciamo anche che tale
radiazione diminuisce all’incrementare della latitudine.
La copertura nuvolosa tende a diminuire la radiazione emessa giacché le nuvole più in alto sono fredde
e giacché le nuvole bloccano efficacemente la radiazione proveniente dalla superficie sottostante. Queste
variazioni, seppur significative, sono comunque meno gravi di quelle dell’albedo.
L’energia IR emessa dalla terra (che ha una temperatura effettiva mediamente intorno ai −18◦ C) è più o
meno della stessa lunghezza d’onda di quanto emesso dallo spacecraft (ogni corpo con T > 0K emette calore
radiativo), che è a sua volta molto maggiore della lunghezza d’onda a cui emette il sole ai suoi 5500◦ C.
Purtroppo i carichi termici incidenti sullo spacecraft, provenienti dalla radiazione IR emessa dalla terra,
non possono essere riflessi dalle superfici dei radiatori con speciali coating per il controllo termico, poiché
i suddetti coating sono gli stessi che impediscono l’irraggiamento di waste heat via dallo spacecraft. Per
questo motivo l’energia di corpo nero della terra può essere un bel peso sulla schiena (per non menzionare
altre parti del corpo umano) dei radiatori sullo spacecraft, specie se esso è in orbita LEO.
Il flusso di calore emesso da un pianeta1 a temperatura Tp si calcola come
Q̇IR = σεTp4 Ab Fb−p
(11.3)
1 Per quanto riguarda la terra, considerando la sua temperatura di corpo nero (temperatura equivalente se fosse ε = 1)
W
intorno ai 255K, possiamo dire che il suo flusso per unità di superficie è di 240 m
2 circa (considero tutto ciò che non è σ come
unitario)
92
e vediamo che dipende dal fattore di vista corpo-pianeta, il quale dipende da quota e orientazione della
superficie.
11.2.4
Altri effetti
Ci sono due effetti aggiuntivi che possono rappresentare una possibile fonte di calore.
• FMH, ossia il free molecular heating. Esso è il bombardamento che le singole molecole operano sul
veicolo in alta atmosfera. Tale contributo è presente solo nel tratto di atmosfera in cui la carenatura
del booster viene lanciata via.
A proposito di ciò, capiamo che si deve fare un trade-off tra il lanciarla via il prima possibile (peso
inutile) e il più tardi possibile (proteggo lo spacecraft da questo calore, evitando che il TCS ci lavori
sopra).
In ogni caso, il FMH può essere tollerato dal thermal design in orbita, per cui non ci sono da fare
particolari cambiamenti nel design termico per proteggere lo spacecraft da questa possibile fonte di
calore.
• Le traiettorie interplanetarie possono esporre lo spacecraft ad ambienti termici in range molto più
severi rispetto alle orbite terrestri. Sebbene la radiazione solare decada col quadrato della distanza dal
sole, ci possono essere esposizioni a radiazioni IR e albedo durante un flyby intorno ad un pianeta o
quando ci si stabilisce nella sua orbita.
11.2.5
Generazione di calore dallo spacecraft stesso
Lo spacecraft non è esente di certo dall’essere esso stesso una fonte di calore. In particolare, il calore può
generarsi:
• Per effetto Joule nei componenti elettronici.
• Dalle reazioni chimiche dei componenti che ne fanno uso (batterie, celle solari e fuel cells).
• Per via della propulsione, a causa della generazione di calore per combustione in camera di combustione
oppure per via degli urti sulla superficie esterna.
• Dalla richiesta di potenza del TCS stesso o da parte di dispositivi dell’ECLSS.
• Dal payload.
• Dalla eventuale crew umana, se presente.
11.3
Fondamenti del controllo termico
Come sappiamo bene, si può trasferire calore tra oggetti a differenti temperature mediante conduzione, convezione e irraggiamento. Il bilancio energetico tra spacecraft e ambiente circostante è dominato principalmente
dallo scambio radiativo, mentre lo scambio di calore tra diverse parti del veicolo stesso è controllato prevalentemente dalla conduzione. La convezione è irrilevante (perché avviene attraverso un fluido), tranne nei
veicoli manned.
La conduzione è regolata dalla legge di Fourier che, nel caso stazionario 1D, vale
∆T
∆x
(11.4)
Q = hA∆T
(11.5)
Q = kA
La convezione è regolata da
La radiazione è regolata dalla legge di Stefan-Boltzmann.
Q = AεσT 4
(11.6)
Per quanto riguarda la radiazione come mezzo di scambio del calore, c’è da dire che, quando una radiazione
incide su una superficie, essa viene
93
• In parte assorbita, secondo l’assorbività α.
• In parte riflessa, secondo la riflessività ρ.
• In parte trasmessa, secondo la trasmissività τ .
La somma α + ρ + τ = 1 è, come ovvio, unitaria. Queste tre proprietà menzionate sono proprietà ottiche.
Vi è poi una proprietà termica chiamata emissività ε, che è il rapporto di energia emessa da una sostanza
rispetto a quanto emesso da un radiatore perfetto (o corpo nero) alla stessa temperatura.
Una particolare legge espressa da Kirchoff stabilisce che, ad una certa lunghezza d’onda e ad una certa
temperatura (di equilibrio termodinamico), si ha ε = α.
11.4
Architettura del TCS
Possiamo dividere il TCS in due loop di controllo termico:
• Il loop di controllo esterno, che si occupa di immagazzinare il calore dell’ambiente circostante che lo
spacecraft riceve e di rigettarlo nello spazio.
• Il loop di controllo interno, che si occupa di "estrarre" il calore prodotto internamente allo spacecraft
e di trasferirlo all’external loop, il quale lo butterà fuori nello spazio.
11.4.1
Tecniche di controllo termico
Quanto menzionato in precedenza può essere fatto in maniera attiva oppure passiva, o con una combinazione
delle due.
• Le tecniche passive fanno uso di materiali e dispositivi, coating e superfici al fine di mantenere le
temperature nei range desiderati. Il tutto senza un impiego attivo di potenza o di controllo.
• Le tecniche attive mantengono la temperatura nei range prefissati mediante adeguati mezzi, come
scambiatori di calore, heat pipes, louvers, coolers criogenici, ecc. Insomma, tutte cose che prevedono
un qualche intervento attivo di qualsiasi tipo.
Le tecniche passive si usano quando possibile perché sono semplici, affidabili ed economiche. Quando i
requisiti sono troppo stringenti, allora si pensa all’utilizzo di controlli attivi su base locale o globale.
Il controllo termico è in generale critico al fine di assicurare le performance e la sopravvivenza dello
spacecraft e degli equipaggiamenti, in quanto ci possono essere notevoli accelerazioni termiche (grandi ∆T
in poco tempo).
11.4.2
Componenti del TCS
L’hardware per il controllo termico attivo e passivo è composto da varie soluzioni. Esse sono riassunte nelle
figure 11.4 e 11.5.
Isolanti
Le coperte termiche ad uno o più layer sono uno dei mezzi più comuni per il controllo termico. Esse agiscono
come barriera termica, isolando lo spacecraft dall’ambiente esterno oppure alcuni componenti dal resto del
sistema.
• Gli MLI sono composti da multipli strati di film a bassa emittanza (alta riflettenza) ed è assicurata
la minima conduttività tra un layer e l’altro. Ogni layer è bene che sia collegato a terra, in modo da
ridurre le possibilità di scarica elettrostatica.
• Incrementando il numero di layer oltre un certo valore, si vede che non si migliorano le performance,
a causa del fatto che il trasferimento di calore per irraggiamento diventa piccolo se comparato alla
conduttività tra layer.
94
Figura 11.4
Figura 11.5
95
La maggior parte degli spacecraft sono ricoperti di MLI blankets (multi layer insulation), con adeguati tagli
in corrispondenza delle zone in cui ci sono i radiatori che rigettano il calore generato internamente. Le MLI
sono usate anche per proteggere i tank interni di propellente, le linee di propellente, i motori a propellente
solido e i thermos criogenici.
Per le applicazioni che richiedono isolamento sotto condizioni atmosferiche si preferisce usare schiume e
aerogel, in quanto gli MLI fanno fatica in presenza di gas.
Coating e finiture superficiali
Il gioco consiste nel creare delle superfici con adeguata emissività ε ed assorbività α, così da matchare i
requisiti. Per fare ciò ci si serve di 4 principali tipologie di materiali:
• Solar reflectors. Bassa α ed elevata ε.
• Flat reflectors. Basse α e ε.
• Flat absorber. Elevate α e ε.
• Solar absorber. Elevata α e bassa ε.
I materiali possono essere depositati sotto forma di blankets oppure come vernici, e possono essere posizionati
a scacchiera oppure a strisce, in quanto i requisiti su ε e α non sono soddisfatti con un solo preciso materiale.
Possono esserci problemi per quanto concerne la stabilità nello spazio, l’outgassing e l’adesione meccanica
delle superfici allo spacecraft. Inoltre, il fatto che tali superfici siano esposte a particelle cariche, raggi UV,
vuoto e film di contaminanti che si deposita su tutte le superfici degli spacecraft, fa sì che vi sia un generale
incremento nell’assorbività solare (l’emissività IR non è quasi per niente influenzata da ciò).
Radiatori
Essi hanno il compito di rigettare il calore di scarto nello spazio. Questo può avvenire mediante svariate
configurazioni e forme (pannelli strutturali, flat plate radiators, pannelli deployabili, ecc).
Qualsiasi sia la configurazione, comunque, i radiatori funzionano irradiando calore mediante radiazione IR
dalla loro superficie. Tale potenza radiativa dipende dall’emissività della superficie e dalla sua temperatura
(legge di Stefan-Boltzmann).
I radiatori devono non solo rigettare il calore di scarto, ma anche qualsiasi surplus che proviene dall’ambiente circostante o da altre superfici dello spacecraft.
Tendenzialmente, i radiatori hanno una ε di circa 0.8 e una α di circa 0.2. Le tipiche superfici sono fatte
di specchi in quarzo, Teflon alluminizzato o argentato e vernice bianca.
Un altro modo per rigettare calore è quello di sfiatare un fluido caldo a bordo mediante boiler, sublimatori o flash evaporators.
Louvers
Sono elementi per il controllo termico attivo e sono tipicamente posizionati al di là dei radiatori esterni
(oppure anche tra le varie superficie dello spacecraft) e servono sostanzialmente a modulare l’emissività della
superficie (quindi modulare lo scambio radiativo di calore).
Essi agiscono come una "venetian-blind" (configurazione tipica) e sono composti da lamine regolate da
attuatori che agiscono in base alle temperature percepite. In molti casi si usano delle molle spirali bimetalliche
per ciascuna lamella, che variano le loro caratteristiche passivamente in base al gradiente di temperatura tra
loro ed il radiatore.
Heat pipes
Sono dei tubi capillari che sfruttano il calore latente di vaporizzazione (vaporizzatore e condensatore) di
un fluido per trasferire calore da una zona all’altra. Sono molto economici e utilizzati, avendo capacità di
trasferire calore moderate ma comunque sufficienti per molte applicazioni.
Si possono usare vari fluidi operativi, in dipendenza dal range di temperatura di interesse; in molti casi
si usa ammoniaca.
96
Figura 11.6: Tipologie di heaters.
L’applicazione più ovvia è quella che richiede la separazione fisica della sorgente di calore dal dissipatore.
Usando un heat pipe, non è necessario montare l’hardware da raffreddare direttamente sui pannelli radiatori
oppure usare inefficienti accoppiamenti conduttivi.
Scambiatori di calore
È il dispositivo per mezzo del quale il calore è estratto dal corpo che deve essere raffreddato. Ci sono tante
tipologie di scambiatori di calore (l’heat pipe stesso è uno scambiatore di calore) ed il loro principio di
funzionamento consiste nel trasferimento del calore dal componente da raffreddare ad un fluido refrigeratore.
Una tipologia importante di scambiatori di calore è la cold plate, ossia delle piastre metalliche su cui
viene fatto passare del fluido refrigeratore in appositi canali, e sui cui si può bullonare direttamente gli
equipaggiamenti avionici.
Phase-change materials
Sono materiali con un punto di fusione molto basso e consentono di rimuovere calore da un componente
proprio grazie a questa caratteristica.
Il materiale più usato è la paraffina. Quando essa assorbe calore, fonde; quando invece il componente
non è più in uso (smette di produrre calore), la paraffina fusa conduce o irradia il calore verso altre parti
a contatto con essa (tipicamente le cold plates o altri scambiatori), così che esso possa essere buttato fuori
dallo spacecraft nei modi visti in precedenza.
Quando la paraffina si raffredda, essa solidifica, ed è pronta per reggere un altro ciclo termico. Questo
metodo di controllo termico è molto affidabile perché non ha parti in movimento e la paraffina sostanzialmente
non si consuma mai.
Heaters
Può capitare che vi sia la necessità di proteggere alcuni componenti da un eccessivo raffreddamento, come ad
esempio le batterie (non possono raffreddarsi troppo) oppure di garantire che vi sia una certa temperatura di
un componente, la quale può scendere sotto valori inaccettabili, se non regolata (uso in coppia con controllori
a stato solido o termostati).
Tutto questo si fa mediante gli heaters, ovvero dei dispositivi che riscaldano i componenti. Sono composti
banalmente da resistenze elettriche, che sfruttano l’effetto Joule, oppure, in casi più sofisticati da ciò che si
chiama patch heater oppure dai cartridge heater.
Altri componenti
In alcuni casi, un semplice flow loop del TCS (scambiatore, pompa, radiatore) non è la soluzione migliore.
In tali situazioni si può necessitare di alcuni mezzi per consentire un rigetto positivo del calore dai radiatori.
Si possono a tal proposito utilizzare
• Heat pumps (dispositivi che consentono il pompaggio di calore da una zona fredda a una calda) per
incrementare la temperatura del radiatore.
• Radiator shade per oscurare o bloccare il radiatore da flussi incidenti, così quindi da ridurre la
temperatura effettiva dell’ambiente e rigettare più calore.
97
Figura 11.7: Tipologie di sistemi a due fasi.
Figura 11.8: Architettura di un ATCS.
• Pumped system a due fasi.
• Capillary pumped system a due fasi.
11.4.3
Architettura base di un ATCS (TCS attivo)
In riferimento alla figura 11.8, si vede come l’ATCS in questione si basi su un loop attivo di fluido, in cui
si usa questo per trasportare un grande quantitativo di calore dall’internal loop all’external loop, dove è
rigettato nello spazio. La maggior parte degli scambiatori di calore usati sono VHCP (Variable Conductance
Heat Pipes) e cold plates.
11.5
Analisi termica
Per un generico spacecraft in orbita terrestre, possiamo dire, in prima approssimazione, che
Qs + Qe + Qi = Qss + Qse
(11.7)
dove il pedice "s" sta per sole, "e" per terra ed i pedici a secondo membro indicano sole, spacecraft e terra.
Questa equazione non è altro che il bilancio termico tra calore immagazzinato dallo spacecraft (prodotto
internamente, irradiatogli dal sole, direttamente e indirettamente) e calore irradiato dallo spacecraft a terra
e sole (sono diversi perché sole e terra hanno temperature diverse).
L’analisi termica dell’ambiente prende in input i parametri orbitali e di assetto e fornisce in output
il flusso di calore dall’ambiente e i fattori di vista. Facendo un analisi termica dal punto di vista dello
spacecraft (quanto produce internamente e quanto irradia) si può fare il bilancio e calcolare la temperatura,
da confrontare poi con i range ammissibili.
11.5.1
Metodi numerici
L’obiettivo principale dei codici di analisi termica è quello di risolvere l’equazione generale del calore. Un
tipico workflow di analisi termica è il seguente:
98
Figura 11.9: Architettura del TCS dello Space Shuttle.
Figura 11.10: Bilancio termico e termini vari.
99
1. Modellazione matematica dal punto di vista geometrico (mesh) e termico (analogia termoelettrica) in
base al CAD.
2. Analisi dell’ambiente.
3. Calcolo della temperatura.
4. Post-processing.
L’equazione generale del calore sappiamo essere una PDE parabolica, tale
ρcp
∂T
= ∇ · (k∇T ) + Q(T, t)
∂t
(11.8)
dove Q(T, t) rappresenta il contributo dei flussi radiativi, mentre l’altro termine a secondo membro è di tipo
convettivo. Tale equazione fornisce, se risolta, il profilo di temperatura nello spazio, ai vari istanti di tempo,
quindi ci dice come varia nel tempo la temperatura in ogni punto, che è proprio ciò che vogliamo
sapere.
L’equazione generale del calore può essere risolta con due metodi numerici differenti:
• Metodo delle differenze finite. Si approssimano le derivate con espansioni di Taylor nell’intorno
del punto di interesse.
• Metodo degli elementi finiti. Si usa la formulazione variazionale (integrale).
Il metodo delle differenze finite è molto utile ed efficace nell’analisi termica dell’intero spacecraft, in quanto
è compatibile con le superfici basiche con cui descriviamo il segmento spaziale nel modello.
Tipicamente, ogni nodo termico rappresenta un box elettronico, e questo è molto utile per risolvere le
equazioni con le differenze finite. Il FEM invece si presta poco all’analisi termica dell’intero spacecraft,
venendo relegato all’analisi termica e di stress strutturali dei singoli componenti in dettaglio, in quanto i
modelli strutturali richiedono molto più dettaglio di quelli termici.
FDM Parliamo ora in dettaglio del metodo alle differenze finite. Ogni nodo è assunto isotermico e le
proprietà fisiche si ritengono costanti all’interno del singolo modo. Diciamo per questo che si tratta di una
rappresentazione a parametri concentrati.
I nodi sono interconnessi da link conduttivi e/o radiativi (vedremo dopo come modellarli) e l’equazione di
governo (PDE parabolica) è convertita in un sistema di equazioni alle differenze finite grazie alla costruzione
di una mesh.
Approssimando le derivate parziali con differenze finite si ha che l’equazione di un link ∆x compreso tra
il nodo j-esimo e il nodo n-esimo è
[ρcp A∆x]n
N
N
X
X
Tn (t + ∆t) − Tn (t)
= θ[
Gjn (Tj − Tn ) + Qn (Tn , t)]t+∆t + (1 − θ)[
Gjn (Tj − Tn ) + Qn (Tn , t)]t
∆t
j=1
j=1
(11.9)
Il termine Gjn rappresenta il conduttore tra il nodo j-esimo e il nodo n-esimo, mentre θ può essere pari a 0,
1 o 0.5, a seconda se prendiamo differenze in avanti, all’indietro o centrate.
11.5.2
GMM e TMM
GMM sta per Geometric Math Model (modello matematico geometrico), mentre TMM è l’analogo termico
(modello matematico termico).
Il GMM è usato per definire
• Superfici
• Proprietà ottiche
• Proprietà termiche
• Calcolare i fattori di forma e di vista
100
Il TMM è invece usato per definire
• Dati dei nodi
• Sorgenti di calore
• Accoppiamenti conduttivi
• Risolvere con delle speciali routines, la PDE con FDM.
GMM
Dal GMM
• Ricaviamo la definizione geometrica (da CAD)
• Definiamo la distribuzione nodale (piò o meno fitta)
• Assegniamo le proprietà del materiale (ottiche e meccaniche)
• Computiamo i view factor (con teorie esatte, metodi Monte Carlo o con il metodo di Gebhart, per i
soli corpi grigi)
TMM
Nel generare un modello matematico termico, possiamo fare uso della cosiddetta analogia termoelettrica.
Essa mette in analogia un generico sistema termico con un generico sistema elettrico.
• La differenza di potenziale diventa temperatura (V → T )
• La corrente diventa flusso di calore (I → Q̇)
1
• La resistenza diventa l’inverso del conduttore (R → G
)
Precisiamo che per conduttori intendiamo ciò che ci aiuta a rappresentare il passaggio di calore tra un nodo
e l’altro. In questo modo abbiamo che due nodi sono connessi da un conduttore, proprio come nei circuiti
elettrici due nodi ad un certo potenziale sono connessi da un filo con una certa resistenza, attraverso cui
passa una certa corrente.
Definiamo, quindi, il parametro G come
kA
G=
(11.10)
L
con L lunghezza e A area frontale, mentre definiamo la capacità termica come
C = ρV cp
(11.11)
ossia il prodotto della massa per il calore specifico. Diciamo anche che i conduttori seguono le medesime
1
regole di resistenze in serie e in parallelo (in serie si sommano R = G
, in parallelo si sommano R1 = G).
Spendiamo ulteriori parole sui conduttori. Essi sono lineari se si parla di trasferimento convettivo (si ha
un ∆T che è lineare perché alla prima potenza), mentre sono non lineari se si tratta di conduttori radiativi.
Come ben sappiamo, il passaggio di calore per irraggiamento tra due superfici è definito dalla differenza
delle temperature alla quarta potenza (tutt’altro che lineare). Si può linearizzare il tutto fattorizzando
T14 − T24 e ottenendo un prodotto di un certo termine non lineare funzione di T1 e T2 e della differenza
T1 − T2 , lineare.
I programmi per analisi termica quindi calcolano il termine non lineare ad ogni step temporale, usando i
valori correnti di T1 e T2 , e poi moltiplicano questo primo termine per la differenza lineare di temperature.
dove
Q̇r = G1−2 (T1 − T2 )
(11.12)
G1−2 = G01−2 (T13 + T23 + T1 T22 + T12 T2 )
(11.13)
101
Il termine G01−2 è il cosiddetto radiation conductor e si calcola in vari modi. Quello che vediamo noi è
metodo di Gebhart, che prescrive due formule. Per il caso di radiazione ad un corpo nero da parte di un
corpo grigio, si ha
G01−2 = σε1 F1−2 A1
(11.14)
dove F1−2 è il fattore di vista tra i due corpi. Per una radiazione tra corpi grigi si ha invece
G01−2 = σB1−2 A1
(11.15)
dove B1−2 è il fattore di Gebhart e si calcola come
B1−2 = εF1−2 +
N
X
[(1 − εk )F1−k Bk2 ]
(11.16)
k=1
e deve rispettare
N
X
B1−k = 1
(11.17)
k=1
dove N è il numero di superfici. Se il corpo è nero (εk = 1) si ritrova la prima formula. Ricordiamo che
il corpo emettente è 1 mentre quello ricevente/quelli riceventi sono i k-esimi. L’ultima formula è dovuta al
fatto che i corpi grigi riflettono 1 − ε in percentuale di quanto ricevono (ne assorbono ε) e quindi ci sono
riflessioni multiple.
11.6
Thermal protection system (TPS)
I sistemi TPS sono la prima linea di difesa per l’intero spaceraft nel proteggerlo contro fonti estreme di
calore, specialmente durante il rientro in atmosfera, che genera molto calore per attrito e per violenti urti
sulle superfici.
Il TPS protegge la struttura e gli interni dello spaceraft (specialmente il comparto crew) dal valore
convettivo e radiativo che si genera in rientro. Esso blocca, assorbe e/o irradia il calore assicurandosi che
tutto stia nei range di temperatura adeguati (specie la struttura che sopporta i carichi).
Si tratta di sistemi che contribuiscono in maniera non trascurabile alla massa del veicolo, per cui è
importante capire quanto calore assorbono per unità di massa (nello Space Shuttle il rapporto TPS su massa
all’atterraggio era circa del 9%).
I principali fattori per la selezione dei TPS sono tempo di esposizione al calore e velocità di rientro del
veicolo.
La protezione esterna può fare uso di radiazione, assorbimento (o entrambi) per dissipare il calore, in
dipendenza dalla durata e e dall’intensità del calore e dalle limitazioni di design.
• I sistemi radiativi rigettano circa 80-90% del calore grazie all’irraggiamento termico.
Sono semplici e affidabili, ma resistono a temperature minori. Si tratta di sistemi passivi, che non
coinvolgono cambiamenti di forma o di massa. I massimi flussi di calore sopportabili sono facilmente
innalzabili con un piccolo innalzamento della temperatura operativa dei materiali e dell’emissività.
• I sistemi ad assorbimento assorbono il calore tramite pozzi, ablazione o traspirazione. Si basano
sull’assorbimento mediante cambi di fase, reazioni chimiche, incrementi di temperatura o cooling per
traspirazione/convezione.
Sono tipicamente molto complessi e pesanti, spesso non riutilizzabili, ma possono gestire maggiori flussi
di calore.
– I pozzi di calore sono indicati per brevi rientri ad alta resistenza aerodinamica (voli sub orbitali)
– I sistemi ablativi sono molto flessibili ma non riutilizzabili.
– I sistemi radiativi sono ottimi per i rientri planati (come lo Space Shuttle)
102
Figura 11.11: Varie soluzioni per TPS.
103
Capitolo 12
Attitude and Orbit Control System
12.1
Orbita e assetto
Il processo di controllo dello spacecraft richiede due principali applicazioni :
• Orbita dello spacecraft, ovvero la traslazione del satellite nello spazio. L’orbita è una particolare
traiettoria, la quale è chiusa. In questo caso vogliamo portare il centro di massa da un punto A ad un
punto B.
• Assetto dello spacecraft, ovvero la sua rotazione intorno al suo centro di massa. L’assetto è l’orientamento dello spacecraft nello spazio. In questo caso vogliamo far puntare il satellite da una direzione
A ad una direzione B.
Il moto di un satellite nello spazio è specificato da: posizione, velocità, assetto, rateo di variazione
dell’assetto. In particolare, vediamo che
• Posizione e velocità descrivono la traslazione del centro di massa e sono i principali soggetti di ciò
che chiamiamo analisi dell’orbita o meccanica celeste o navigazione spaziale.
• Assetto e velocità di variazione dell’assetto descrivono la rotazione del corpo intorno al suo centro di
massa e sono l’oggetto di ciò che chiamiamo analisi dell’assetto o dinamica dello spacecraft.
I sistemi di bordo relativi ad orbita e assetto sono composti da hardware, software e procedure, che vengono
usati per analizzare, progettare, misurare e controllare questi elementi della missione. In ogni caso, orbita ed
assetto sono interdipendenti. Ad esempio, in LEO, la drag fa decadere l’orbita, la quale porta il satellite
a trovarsi in un ambiente con diversa densità atmosferica e campo magnetico, e ciò influisce di conseguenza
sull’assetto del corpo.
Orbita e assetto comunque hanno dinamiche diverse.
• L’orbita ha un controllo più lento e meno frequente. Siccome si controlla spesso con dei sistemi lowthrust, una failure di corto periodo non causerebbe un danno di certo irreparabile, grazie all’aiuto della
forza di gravità. Ciò che si ha è che, qualora l’orbita non dovesse essere quella desiderata, si riceve
un warning e si ha comunque sufficiente tempo per sistemare il problema prima che le cose diventino
serie.
• L’assetto ha un controllo più veloce e frequente. Un satellite che perde il controllo dell’assetto, anche
per pochi secondi, può distruggere completamente la missione. Questo perché potrebbe accadere che
il payload non funzioni correttamente, oppure che i solar arrays non abbiano sufficiente irradianza,
oppure che si perda il contatto con il ground.
ed è per questo, oltre che per ragioni di tipo storico, che analisi, progetto ed ingegnerizzazione sono sempre
stati svolti ignorando l’interdipendenza tra orbita e assetto. In ogni caso parliamo sempre di manovre molto
delicate e con alta precisione richiesta, sebbene l’orbita abbia una dinamica più lenta e quindi consenta un
maggior margine di defiance.
104
12.1.1
Motion control
Parliamo ora nello specifico dei due sotto-sistemi di controllo che compongono l’AOCS, ossia il sistema di
controllo dell’assetto (ADCS) e il sistema di controllo, navigazione e guida (GNC).
• L’ADCS si occupa di mantenere e cambiare l’assetto e il rateo di rotazione del veicolo.
• Il GNC si occupa invece di mantenere e cambiare la posizione e la velocità del veicolo.
Come tutti i sistemi di controllo, essi devono necessariamente svolgere le seguenti funzioni:
1. Comprendere il comportamento del sistema, ossia la sua dinamica.
2. Osservare il comportamento corrente del sistema, mediante l’uso di sensori, ossia svolgere una
funzione di navigazione.
In altre parole, devono fornire alla funzione di controllo e guida le necessarie informazioni sullo stato
attuale del veicolo. Questa funzione è implementata mediante un filtro digitale che processa le varie
informazioni in input che sono ottenute da differenti sensori e dagli attuatori oppure da sorgenti esterne,
per via di comunicazioni link.
3. Decidere cosa fare, mediante uso di controllori, ossia svolgere una funzione di guida.
Questa funzione di guida ha lo scopo quindi di fornire ad ogni punto il set di coordinate del vettore di
stato nel tempo, che verrà poi confrontato con i valori stimati reali, forniti dalla funzione di navigazione
precedente, in modo da consentire alla funzione di controllo la preparazione dei comandi di controllo.
In dipendenza dalle manovre e dalle traiettorie da implementare, la funzione di guida deve:
• Pre calcolare le manovre di boost in termini di tempo di esecuzione e di durata di esecuzione
(quando e per quanto)
• Generare i profili di posizione e velocità nel tempo in tutte le terne per i controlli in closed loop
che devono controllare traiettoria e punti di passaggio
• Generare i profili di assetto nel tempo per il puntamento del veicolo ed i profili di velocità angolare
per i closed loop che devono determinare manovre con variazioni notevoli di assetto
• Avere sempre nota la posizione del centro di massa del veicolo in accordo con il consumo di
propellente durante la missione
4. Fare ciò che hanno deciso di fare, mediante uso di attuatori, ossia svolgere una funzione di controllo.
La funzione di controllo ha lo scopo quindi di fornire i comandi in termini di forza e di momento, i
quali verranno eseguiti dal reaction control system, con lo scopo di muovere lo spacecraft dallo stato
attuale allo stato nominale (desiderato).
In pratica abbiamo che la funzione di guida ci dice qual è lo stato nominale che dobbiamo raggiungere, la
funzione di navigazione ci dice qual è lo stato attuale, mentre la funzione di controllo prende la differenza
tra gli stati attuale e nominale e genera dei comandi atti ad annullare tale differenza, data da disturbi o da
errori.
Quindi, per esempio, un sistema attivo di controllo in retroazione (closed loop) prende in input i dati
di orbita e assetto sia dai sensori che dagli attuatori, determina lo stato attuale, determina qual è lo stato
nominale e, in base allo scarto tra essi, decide cosa fare per azzerare tale scarto. Una volta deciso, da il
comando e degli attuatori fanno sì che si generino delle forze per cambiare l’orbita e dei momenti per
cambiare l’assetto.
12.1.2
Perché avere il motion control?
Necessità (mi serve?) e soluzioni adottate per il motion control dipendono da varie caratteristiche della
missione, quali
• Oggetto/i della missione (osservazione, telecomunicazione, scienza, servizi vari, esplorazione, ecc).
• Ambiente della missione (LEO, GEO, spazio interplanetario, superficie di un pianeta, atmosfera, ecc).
105
Figura 12.1: Sistema attivo di controllo a ciclo chiuso (con feedback).
• Architettura della missione (monolitica, costellazioni, randezvous e docking, lancio, rientro, ecc).
In generale, il motion control è sempre richiesto perché bisogna quantomeno contrastare disturbi naturali
o artificiali, se non anche soddisfare delle richieste specifiche, come il puntamento delle antenne/dei payload,
raggiungere un target, ecc.
Sebbene il motion control sia sempre richiesto, questo non vuol dire che siano richiesti sempre sia l’ADCS
che il GNC, ossia il controllo dell’assetto e dell’orbita.
• Il controllo dell’orbita è richiesto quando è necessario
– Raggiungere un orbita specifica di posizionamento/parcheggio oppure una certa posizione nello
spazio, come ad esempio nei randezvous o nelle missioni interplanetarie.
– Mantenere una certa posizione relativa, come accade nelle costellazioni di satelliti.
– Compiere manovre di fine vita, ad esempio per andare in orbita cimitero oppure per decadere in
atmosfera più velocemente.
La maggior parte dei piccoli spacecraft non richiede che ci sia il controllo dell’orbita e non ha a bordo
sistemi di propulsione. Questo ha il vantaggio di costare di meno e pesare di meno, oltre che di essere
meno complesso. Tuttavia, una volta che lo spacecraft si è separato dal lanciatore, non si può più
controllare l’orbita del satellite, la quale sarà necessariamente soggetta a decadimento (se LEO) o
comunque a delle perturbazioni. Questo è accettabile per missioni da 1 a 3 anni, ma ci sono casi in
cui ci si accontenta di avere solo la comunicazione col satellite, senza poterlo controllare (esempio delle
sonde Voyager).
Nonostante non sia possibile fare un controllo dell’orbita mediante propulsione a bordo, si possono usare
altri mezzi per variare l’orbita del veicolo. Ad esempio, si possono usare dei veicoli di trasferimento
dell’orbita, che "accompagnano" il satellite dove necessario, oppure si possono sfruttare gli effetti del
campo gravitazionale di un pianeta, oppure ancora altri effetti naturali (pressione solare, resistenza
aerodinamica differenziale, ecc).
• Il controllo dell’assetto è richiesto quando è necessario
– Puntare uno strumento del payload verso un target desiderato
– Puntare un’antenna ad una stazione di terra o ad un altro veicolo nello spazio
– Per contrastare una perturbazione (all’assetto)
– Per mantenere un’orientazione relativa, come nel caso di costellazioni o di rendezvous
– Per supportare particolari richieste del TCS e/o dell’EPS
La maggior parte degli spacecraft deve necessariamente avere il controllo dell’assetto, essendo una
dinamica molto più veloce e intollerante agli errori.
106
Figura 12.2
In ogni caso, il controllo dell’orbita consiste nella variazione di uno o più elementi orbitali, ossia nella
variazione del vettore velocità del satellite in termini di modulo e/o direzione. Ciò viene fatto mediante l’uso
di un thruster, quindi di una certa forza di controllo, il quale consuma del propellente. Si possono usare
questi mezzi anche in combinazione con i mezzi "passivi", cioè che non sfruttano alcuna propulsione a bordo.
Il controllo dell’assetto, invece, consiste nella variazione dell’orientamento dello spacecraft nello spazio,
ovvero nella variazione della velocità angolare del veicolo, mediante applicazione di un momento di controllo. Un tipico "plant" prende la coppia di controllo, ricava l’accelerazione angolare dividendola per il
momento d’inerzia, integra nel tempo per avere la velocità angolare e integra ancora nel tempo per avere la
posizione angolare conseguente all’applicazione della coppia di controllo.
12.1.3
Requisiti e modi operativi dell’assetto
Prima di andare a definire quanto in oggetto, presentiamo delle definizioni che è necessario conoscere per
parlare di assetto.
Target Ovvero la direzione desiderata di puntamento.
True Ovvero la direzione reale di puntamento.
Estimate Ovvero la direzione reale stimata istantaneamente di puntamento.
Pointing accuracy (a) Ossia quanto, nel lungo periodo, c’è di scarto angolare tra target e true. Si chiama
anche attitude error.
Stability (s) Ossia quanto, in termini di differenza picco-picco, oscillo intorno alla direzione true. Si chiama
anche attitude jitter.
Knowledge error (k) Ossia lo scarto angolare tra true e estimate, ovvero quanto sono bravo a stimare la
posizione true.
Control error (c) Ossia lo scarto angolare tra true ed estimate, ovvero quanto sono bravo ad annullare lo
scarto tra posizione desiderata e posizione attuale.
I requisiti inerenti all’assetto riguardando determinazione e controllo dello stesso. La determinazione dell’assetto mi dice qual è il mio assetto attuale, il controllo dell’assetto mi dice come posso portarmi nell’assetto desiderato (se non coincide con quello reale), dopo aver calcolato la differenza tra attuale e desiderato.
Entrambe le cose devono darmi informazioni con una certa precisione.
• Per quanto riguarda la determinazione:
– L’accuratezza mi dice quanto bene è orientato il veicolo in un sistema di riferimento assoluto.
– Il range mi dice l’intervallo di moto angolare all’interno del quale l’accuratezza deve essere
garantita.
• Per quanto riguarda il controllo:
107
– L’accuratezza mi dice quanto bene l’assetto è controllato rispetto alla direzione desiderata.
– Il range mi dice l’intervallo di moto angolare all’interno del quale bisogna garantire le performance
di controllo.
– Il jitter mi dice qual è il limite di oscillazione angolare ad alta frequenza che accetto nel corto
periodo.
– Il drift mi dice qual è il limite di oscillazione a bassa frequenza e bassa velocità che accetto
nell’assetto.
– Il setting time mi specifica il tempo che ho per "riprendermi" da manovre o da defiance
temporanee.
I modi operativi per quanto concerne l’assetto, invece, stabiliscono quali e in che termini i requisiti
debbano essere rispettati. È infatti impensabile avere sempre la massima precisione e velocità di esecuzione
in tutte le fasi operative della missione, quindi bisogna vedere in che modo operativo lavora il satellite per
conoscere i requisiti che devono essere rispettati.
Alcuni modi sono piuttosto standard e consecutivi, altri sono saltuari, mentre altri sono previsti in caso
di contingenze o di guasti.
• L’inserimento in orbita è il periodo di tempo in cui lo spacecraft è portato nell’orbita finale. Ci
possono essere varie opzioni, tra cui nessun controllo, una semplice stabilizzazione del razzo solido per
spin ed un controllo completo con sistemi propulsivi a liquido.
• L’acquisizione è il periodo in cui si ha la determinazione iniziale dell’assetto e la stabilizzazione
del veicolo. Può essere usata anche in caso di cali di potenza o altre emergenze, quando si deve
operare comunque qualcosa che fa "dimenticare" al veicolo qual è il suo assetto oppure c’è bisogno di
stabilizzarlo.
• Il modo normal è quello nominale, usato nella maggior parte del tempo e per cui bisogna progettare
il sistema.
• Il modo slew è usato per orientare verso altra direzione il veicolo (cambio puntamento).
• I modi contingency or safe si hanno ogni qual volta la modalità normale sia disabilitata o non
disponibile. Tipicamente, si usa meno potenza e si cerca solo di soddisfare requisiti termici e di
potenza (fregandocene del resto).
• Altri modi speciali sono usati quando ci sono altre necessità rispetto a quelle menzionate sopra.
12.2
Disturbi ad orbita ed assetto
Un corpo nello spazio è soggetto a piccole ma persistenti forze (generalizzate) da una moltitudine di sorgenti.
Esse possono essere cicliche (variano sinusoidalmente) oppure aperiodiche, accumulandosi nel tempo e non
avvenendo in media lungo tutta un’orbita.
Le coppie causano un veloce riorientamento del veicolo, a meno che non vengano in qualche modo contrastate, mentre le forze provocano un cambio di traiettoria (più lento). Il sistema di controllo deve contrastare
queste coppie e forze, passivamente o attivamente, sfruttando proprietà magnetiche o di inerzia per rendere
stabili e tollerabili questi disturbi. Ciò è fatto rilevando correttamente il moto e applicando forze/coppie
correttive.
Le sorgenti di disturbo esterno possono essere sfruttate o contrastate, mentre quelle interno possono essere
molto meglio controllate, grazie ad una particolare attenzione al design, o comunque sono molto meglio note.
Come già detto, le manovre sull’assetto possono influenzare l’orbita, e viceversa.
12.2.1
Resistenza aerodinamica
La resistenza aerodinamica, presente negli strati alti dell’atmosfera, produce sicuramente una certa forza,
nota come
V
1
(12.1)
Fa = ρV 2 SCD
2
V
108
e, chiamato rCP la distanza tra il centro di pressione aerodinamica e il centro di massa, produce una coppia
Ta = rcp × Fa
(12.2)
La densità dell’aria ed il coefficiente di resistenza sono molto incerti, essendo il modello standard atmosferico
poco valido a tali quote, quindi bisogna essere adeguatamente conservativi nel considerare tali valori, qualora
la forza e la coppia aerodinamiche siano rilevanti nel design del sistema di controllo.
12.2.2
Gradiente gravitazionale
Un oggetto in orbita attorno ad un pianeta sperimenta una diversa attrazione gravitazionale sui suoi lati.
Questa attrazione differenziale, se applicata ad un corpo che ha momenti principali d’inerzia differenti,
provoca una coppia che tende a ruotare il corpo al fine di allinearlo con il suo asse minimo di inerzia, rispetto
alla verticale locale. Eventuali perturbazioni da questo equilibrio stabile producono una coppia contrastante
che tende a riportare l’oggetto in tale posizione, dopo una oscillazione periodica.
Per un satellite in orbita più o meno circolare, posto r il suo vettore posizione rispetto al pianeta e posto
n2 = aµ3 , si ha che
Fg = −mn2 r
(12.3)
r
r
dove la matrice [I] è la matrice di inerzia del veicolo e m è la sua massa.
Tg = 3n2 r × [I] ·
12.2.3
(12.4)
Pressione solare
La radiazione solare produce una certa forza ed un certo momento sullo spacecraft. Posto rsp il vettore dal
centro di massa del veicolo al suo centro di pressione ottica, A⊥ l’area normale del veicolo vista dal sole e K
la riflettività della superficie spacecraft, si ha che
Fs = (1 + K)
Is
A⊥
c
Ts = rsp × Fs
(12.5)
(12.6)
dove Is è la costante solare e c è la velocità della luce nel vuoto. Quest’azione è indipendente dalla posizione
e dalla velocità dello spacecraft (purché non sia in eclissi) ed è sempre perpendicolare al vettore sole.
Al di sopra dei 1000km di quota, la radiazione solare domina i contributi alla coppia agente sul veicolo.
In orbita GEO, essa infatti è uno dei principali fattori da tenere in conto per il design del veicolo, in termini
di offset tra centro di massa e centro di pressione ottica. Stimare bene gli effetti del solar torque è importante
per non perdere prematuramente la capacità di rimanere nell’orbita prefissata.
È chiaro che la pressione solare varia al variare della distanza dal sole, essendo la costante solare
1367 W
dipendente da essa come Is = AU
2 m2 .
12.2.4
Campo magnetico
Il campo magnetico dei pianeti produce un certo momento sul veicolo, sostanziale se esso è in orbita bassa.
Tm = M × B
(12.7)
dove M è il momento di dipolo magnetico dello spacecraft (dovuto a loop di corrente e magnetizzazione
residua) e B è il campo magnetico in coordinate body. Il modulo del campo magnetico è proporzionale al
momento magnetico e all’inverso del cubo del raggio tra corpo e sorgente.
L’effetto del magnetic torque può essere rilevante, ma esso è spesso usato a vantaggio del veicolo in modo
tale da essere un contrasto agli altri effetti di disturbo.
109
12.2.5
Disturbi interni
La relazione generale che lega il momento prodotto da una qualsiasi espulsione di massa dallo spacecraft
è
T=r×F
(12.8)
L’espulsione può essere indesiderata (leak) oppure deliberata (jet o gas venting) oppure ancora nota (parti
che si staccano). C’è comunque un ampio range di r e F , per cui la loro rilevanza dipende dal prodotto.
Vi sono poi anche delle coppie prettamente interne, come quelle prodotte da parti rotanti relativamente
oppure dal moto di altre cose.
12.2.6
Disturbi dell’orbita
Le semplici orbite kepleriane sono un’approssimazione delle orbite reali, che possono essere perturbate da
• Forze non gravitazionali, come drag o pressione solare (viste poco sopra)
• Interazioni del "terzo corpo", ovvero le interazioni tra i campi gravitazionali di tutti i corpi nel
problema. Questo è trascurabile per LEO e invece rilevante per orbite più alte
• Distribuzione non sferica della massa del corpo centrale. Questo causa variazioni dei parametri orbitali
una tantum in corto periodo e ha effetti importanti in GEO e orbite intermedie
• Meccanica relativistica, che solitamente è qualcosa di trascurabile ampiamente.
12.3
Architettura di un ADCS
Giacché abbiamo detto che le coppie di disturbo non possono essere completamente eliminate, ogni spacecraft
necessiterà di un ADCS, il quale avrà il compito di generare delle coppie di controllo per contrastare tali
coppie di disturbo. L’ADCS abbraccia sia l’hardware che i software e le procedure per mezzo delle quali
l’assetto è determinato e controllato. In generale, un ADCS è costituito da
• Sensori di assetto, i quali devono determinare la posizione di un corpo di riferimento (terra, sole, ecc)
rispetto allo spacecraft, in maniera tale da determinare l’assetto di quest’ultimo
• Leggi di controllo, le quali devono determinare quando operare il controllo e quali coppie di controllo
devono essere generate e come devono essere generate
• Attuatori, i quali devono generare fisicamente tali coppie di controllo
I sistemi di controllo dell’assetto possono essere attivi oppure passivi. Sono passivi quando usano il design
dell’oggetto in relazione all’ambiente per creare una coppia totale pressoché nulla. Sono invece attivi quando
misurano e comparano l’assetto del corpo rispetto al nominale e, in base ad esso, generano una certa coppia
di controllo.
12.3.1
Metodi passivi
Macroscopicamente, abbiamo 3 metodi per la stabilizzazione passiva di uno spacecraft, ossia senza che si
generino attivamente delle coppie di controllo in risposta ad un errore tra assetto reale e desiderato.
1. Spin stabilization. Si fa uso della rigidezza giroscopica intrinseca di un corpo in rotazione per
mantenere fisso il suo assetto nello spazio.
Come sappiamo, in assenza di coppie esterne, il momento angolare si conserva in direzione e modulo. Se
viene creato, mediante applicazione di coppia o comunque in altri modi, un certo angolo di nutazione,
si ha che viene generata una coppia in opposizione, che tende a far coincidere l’asse di spin con
il momento angolare. Maggiore è il momento angolare (i.e velocità di rotazione, maggiore sarà la
"rigidezza"1 , ovvero si produrrà un minore angolo di perturbazione).
rF
∆θ
=
∆t
Iω
1 L’asse di rotazione è quello di massima inerzia, così da massimizzare il momento angolare.
110
(12.9)
Figura 12.3: Spin stabilization.
Figura 12.4: Gravity gradient + momentum wheel.
Una variazione sul tema è rappresentata dalla dual spin stabilization, in cui due sezioni dello
spacecraft ruotano a differenti velocità angolari intorno allo stesso asse. La prima sezione (rotore) ruota
molto velocemente e quindi produce la rigidezza giroscopica richiesta (momento angolare maggiore),
mentre la seconda sezione (statore) è ferma/rotante a velocità molto inferiori, quindi può accogliere
parti che non accettano di essere rotate. Questo lo si fa quindi quando alcune parti non possono essere
messe in rotazione (per qualsiasi ragione accettabile).
2. Gravity gradient stabilization. Un corpo in orbita (terrestre) ragionevolmente bassa tende a stabilizzare il suo asse di minima inerzia in direzione verticale (parallela al vettore che lo collega al centro
della terra). Questa proprietà può essere usata a proprio vantaggio quando è richiesta una orientazione
allo zenith o al nadir di qualche particolare strumentazione.
Il principale parametro di deisgn è che lo spacecraft deve avere un momento di inerzia intorno ad un
asse ben minore degli altri due
Iz << Ix , Iy
(12.10)
Tuttavia, anche in tal caso, le coppie di controllo sono piccole e, inoltre, è richiesto un damping
aggiuntivo per rimuovere le oscillazioni "a pendolo" dovute ai disturbi. Il damping può essere anch’esso
passivo o attivo (con migliori performance ovviamente).
Il modo per ottenere le proprietà di inerzia desiderate è tipicamente quello di spiegare un boom con una
massa notevole all’estremità. Tuttavia, bisogna fare attenzione al fatto che questo può creare facilmente
un accoppiamento tra modi torsionali, quindi bisogna selezionare con accuratezza un meccanismo di
damping eventuale.
Questo tipo di stabilizzazione è utile quando è richiesta una lunga vita in orbita ed i requisiti sulla
stabilizzazione dell’assetto sono piuttosto ampi (10-20 gradi).
Una variazione sul tema, giacché questo controllo non fornisce stabilità all’imbardata (posso ruotare
liberamente senza contrasto), è quella di aggiungere una momentum wheel perpendicolare all’asse
verticale dello spacecraft.
3. Magnetic stabilization. Si fa uso di magneti permanenti per allineare uno degli assi body dello
spacecraft alle linee di campo magnetico terrestre. I vantaggi e gli svantaggi sono gli stessi della
gravity gradient stabilization. Questo è uno dei metodi più efficaci nelle orbite equatoriali, in quanto
il campo magnetico in tale zona è circa costante per un veicolo che punta la terra. Diverso è ai poli,
dove il campo magnetico cambia molto, quindi il sistema perde di efficacia.
111
I vantaggi sono la vita pressoché infinita, nonché il basso costo e la bassa complessità. Gli svantaggi
sono la bassa accuratezza di puntamento e l’impossibilità di cambiare in risposta ad eventi esterni.
Dobbiamo quindi tener conto del fatto che i fenomeni naturali che vengono sfruttati da questi metodi
sono in cambiamento nel tempo, per cui ci possono essere moti e oscillazioni inaspettate, quindi devono
essere previsti dei processi e dei dispositivi atti a smorzare questi effetti indesiderati.
12.3.2
Metodi attivi
Il concetto basico dei sistemi attivi di controllo e determinazione dell’assetto è, come già detto, che l’assetto
dello spacecraft è misurato e comparato con un valore desiderato. Il segnale che misura l’errore tra questi
due è processato in maniera tale da determinare un’azione correttiva (coppia di controllo) da generare per
mezzo degli attuatori di bordo.
Il controllo attivo è necessario per gli spacecraft che richiedono una stabilizzazione a 3 assi. Le strategie
di controllo sono
• Utilizzo di thrust, mediante reaction control jets.
• Controllo del momento angolare, mediante reaction wheels, momentum wheels oppure CMG (control
moment gyro), usati in particolare sulla ISS per via della loro rapidità di intervento.
• Utilizzo del magnetismo, mediante magnetotorquers oppure bobine/barre magnetiche.
I vantaggi nell’uso di questi metodi sono il fatto che vi è un’elevata precisione di puntamento ed un elevato
rateo di cambiamento. Gli svantaggi sono il costo, la complessità e la durata limitata a cui sono soggetti.
Figura 12.5: Riassunto dei sistemi attivi e passivi visti poco sopra.
112
12.4
Attitude and orbit determination
Che si parli di assetto o di orbita, la determinazione di essi passa per 3 fondamentali step conseguenziali.
1. Misurare, così da ottenere il vettore di stato corrente.
2. Stimare orbita/assetto a partire dal vettore di stato misurato.
3. Prevedere nell’imminente futuro quale sarà il vettore di stato.
La misurazione è fatta attraverso dei sensori, la determinazione e la previsione sono fatte attraverso metodi/algoritmi. La previsione non è scontato che venga fatta sempre, mentre misurazione e determinazione
sono obbligatorie (tant’è che si chiama sistema di determinazione e controllo). Per determinare mi serve
misurare, chiaramente.
12.4.1
Sensori per la determinazione dell’assetto
Per poter determinare l’assetto è necessario prima misurare, ossia capire dove ci troviamo nello spazio e nel
tempo (in questo caso, in termini di assetto, ossia in termini di angoli di rollio, beccheggio e imbardata).
Per fare ciò si utilizzano dei sensori, di varia tipologia e precisione, che fanno uso di diverse tecniche per
comprendere l’assetto del veicolo nello spazio.
Star sensors
Rappresentano i sensori maggiormente accurati, e forniscono una misura dell’assetto lungo 3 assi con una
precisione di qualche arcosecondo2 . Essi possono essere scanners o trackers.
Gli star trackers, usati sugli spacecraft che necessitano di stabilizzazione lungo tutti e 3 gli assi, sono
basati su una camera che fotografa le stelle nel suo campo di vista (FOV) e le compara con quanto
presente nel suo catalogo, in termini di posizioni dei centroidi delle stelle. Idealmente, la foto scattata
coincide perfettamente con quanto in catalogo; tuttavia, Wish insegna, tra catalogo e realtà possono esserci
delle differenze. È comunque possibile tenere conto di questo offset quando si calcola l’assetto, per cui non
ci sono grandi problemi entro una certa tolleranza.
Gli star tracker possono presentare comunque alcuni problemi, quali
• Blinding, ossia se puntati al sole, alla luna o alla terra. In tal caso non funzionano.
• Tempeste solari. La radiazione solare e/o le GCR possono eccitare particelle che il sensore interpreta
come stelle, quindi lo mandano un po’ fuori strada.
• Buchi nel cielo, ossia zone in cui non si vedono stelle. Questo è frequente se il FOV della camera è
molto ristretto. No stelle no party.
Questi sensori presentano vantaggi e svantaggi. I vantaggi sono rappresentati dalle grandi precisioni che il
sistema riesce a raggiungere. Gli svantaggi sono il costo, in termini di costruzione e di memoria necessaria
ad archiviare i cataloghi e a operare il confronto, nonché l’elevato peso/ingombro/consumo di potenza ed il
fatto che il veicolo, perché gli star tracker funzionino, deve essere stabilizzato prima. Per fare ciò capiamo
che è quindi necessario l’uso di altri sensori, magari anche più grossolani, per permettere il funzionamento
di un sensore così preciso.
Sun sensors
Il loro funzionamento può essere digitale oppure analogico.
• I sensori analogici si basano su materiali che producono un segnale elettrico (corrente) quando illuminati dalla radiazione solare. In base al valore di tale corrente si riesce a capire qual è l’incidenza del
sole rispetto alla superficie illuminata. A seconda del FOV, sono necessari da 3 a 6 sensori.
I vantaggi sono il fatto che possono essere usati anche in safe mode, in quanto si punta il sole. Gli
svantaggi sono il fatto che non funzionano in eclissi e che non possono misurare l’angolo di rollio
2 Un secondo di arco. Gli angoli si misurano in gradi, primi e secondi nel sistema sessangesimale.
113
intorno al vettore sole. Inoltre, hanno poca sensibilità per angoli intorno allo 0, essendo che la corrente
decade come una parabola rovesciata, molto piatta intorno ad incidenze nulle.
Per ovviare a questo problema, allora, si possono usare i cosine sun sensor, a basso costo ed alta
robustezza. Essi combinano (sottraggono) il segnale ricevuto da 3 diverse celle, una orizzontale e due
oblique, così che ci sia elevata sensibilità in prossimità di incidenze solari nulle. Il problema è che
hanno un ridotto campo di funzionamento, non andando oltre i 5 gradi.
• I sensori digitali si basano sul fatto che il raggio di luce passa attraverso una "scatola" forata, al di
sotto della quale ci sono tante fotocelle che si attivano se colpite dalla radiazione. Se la cella si attiva
(passa corrente) allora questo viene interpretato come un 1 logico, viceversa come uno 0 se non si
attiva. In base alla mappa di 0 e 1 che si crea, si ottiene una misura dell’incidenza del sole rispetto al
sensore.
Le celle hanno le stesse proprietà ma "finestre" diverse al di sopra di esse, per cui sono attivate tutte le
celle sulla stessa linea, quando il raggio arriva con una certa incidenza. Questo può causare problemi se
il raggio arriva "al confine", per cui si genera uno 0 oppure un 1 casualmente; per risolvere il problema
si fa in modo che non si abbiano mai due numeri interi consecutivi che differiscano per più di 1 bit;
questo è chiamato Gray code.
Horizon sensors
I sensori di questo tipo si basano sul riconoscimento del contorno della terra rispetto allo spazio, da cui riescono a capire l’assetto dello spacecraft in termini di pitch e roll, quindi non misurano l’angolo di imbardata.
Essi possono essere di due tipologie.
• IRES. Si basano sul riconoscimento, mediante IR, del contorno della terra rispetto allo spazio. Grazie
ai raggi IR si riesce a riconoscere la terra perché più calda dello spazio profondo, quindi banalmente
vedono quanta parte calda c’è nell’immagine rispetto a quella fredda, nei 4 angoli, e capiscono da ciò
come il veicolo è orientato in termini di rollio e beccheggio. Si basano su due principi:
– Determinazione statica del contorno nel FOV
– Determinazione dinamica del contorno e determinazione esatta dei punti di passaggio
I problemi che possono esserci riguardano il fatto che il sole e/o la luna possono entrare nel FOV e
quindi sballare le misure (blinded). Per risolvere questo problema si può calcolare al ground i passaggi
nel FOV di luna e sole e, quando avvengono, tenerne conto "mascherando" il bolometro che dovrebbe
registrare quella parte di scena.
I vantaggi che hanno gli IRES sono le alte performance. Gli svantaggi invece sono l’elevato costo,
l’elevata complessità, la dipendenza dall’orbita ed il fatto che le parti rotanti riducono l’affidabilità.
Come detto, non misurano l’imbardata.
• Scanning. Sono basati su 4 principali componenti:
– Meccanismo rotante di scanning
– Sistema ottico
– Bolometro per rilevare la radiazione
– Sistema di processamento del segnale
Essi richiedono tipicamente ben precisi angoli di FOV. Il loro funzionamento è sostanzialmente quello
di scansionare, ruotando, la scena e rilevare quando e per quanto tempo viene rilevata la terra. In base
a ciò riescono a capire l’assetto (roll e pitch) del veicolo. Il pitch è facilmente calcolabile tramite questo
meccanismo, in quanto basta vedere, rispetto all’asse di riferimento, qual è il valore della scansione che
viene rilevato man mano. Il rollio non è univocamente determinato se non si conosce la quota, nota
però dalla determinazione dei parametri orbitali. Esso è infatti calcolabile come scarto rispetto ad un
valore iniziale, che si può conoscere solo conoscendo la quota.
Per svincolare l’angolo di rollio dalla quota si possono usare allora due sensori combinati, in modo da
fare due scansioni "schiena-schiena" l’uno all’altro. In questo modo si possono prendere le due scansioni
114
e calcolare l’angolo di rollio vedendo in quale dei due path è stata presa di più la terra. Se la porzione
di terra rilevata è la medesima allora il rollio è nullo, altrimenti lo spacecraft è più "sbilanciato" da
una parte, quindi rollato in quella direzione.
Magnetometri
Si tratta di semplici e leggeri sensori che misurano la direzione e il modulo del campo magnetico terrestre.
Questa misura è confrontata con il campo magnetico terrestre modellato matematicamente (come un dipolo,
o con modelli di ordine superiore, tipo IGRF), al fine di stabilire l’assetto del veicolo.
Per fare ciò occorre che l’ADCS abbia una mappa del campo magnetico terrestre nelle condizioni di
assetto voluto, oltre che un’accurata idea sulla posizione in orbita dello spacecraft. Usando l’informazione
sulla posizione, il sistema consulta la mappa e determina l’errore che c’è tra quanto misurato e quanto
dovrebbe essere se l’assetto fosse quello desiderato. A partire da tale errore quindi si determina l’assetto
corrente.
Questi sensori sono poco accurati, ma comunque utili per missioni che hanno requisiti sul puntamento
poco stringenti. Sono soggetti a bias, rumore, non linearità e disallineamento. Inoltre, giacché il campo
terrestre varia nel tempo, ci sono delle imprecisioni anche nei modelli di ordine più elevato.
Giroscopi
Sono sensori inerziali che misurano la velocità e la posizione angolare rispetto ad un riferimento iniziale,
ma senza alcuna conoscenza di un riferimento esterno assoluto. Essi sono fatti da cose che rimangono stabili
nello spazio inerziale.
Quando lo spacecraft ruota nello spazio, viene prodotta una forza tra giroscopio e resto del veicolo;
misurando tale forza, si può risalire alla velocità angolare di rotazione dello spacecraft. I giroscopi possono
essere di varia tecnologia, come ad esempio gli iron gyro, i MEMS oppure i giroscopi ottici.
Il più semplice giroscopio è una ruota che è soggetta ad una rapida rotazione intorno ad un asse (di
massima inerzia) in un ambiente pressoché privo di attrito. Esso ha una elevata rigidezza giroscopica e l’asse
di spin tende a rimanere fisso nello spazio inerziale (invarianza del momento angolare in assenza di coppie).
Ogni rotazione del satellite si misura perché la conservazione del momento angolare produce un momento
in opposizione alla coppia perturbatrice. Integrando la velocità angolare misurata, si trova la posizione
angolare.
Un’altra tipologia è quella ottica, che sfrutta la conservazione dello della velocità della luce nel vuoto.
Essi fanno uso di un raggio laser che viene diviso in due semicirconferenze di fibra ottica. Se il veicolo non
ruota allora i due raggi, quando si incontrano di nuovo, sono in fase. Se il sistema ruota, invece, un raggio
deve viaggiare più veloce dell’altro, in modo tale che arrivino insieme, quindi si misura una certa differenza
di fase da cui calcolare la rotazione.
I giroscopi, quando si usa un’accurata e adeguata fonte di riferimento esterno, possono fornire una
precisa e frequente misura dell’assetto. Il loro partner ideale è rappresentato dagli star trackers, che forniscono
invece una misura assoluta e a più bassa frequenza, che manca ai giroscopi.
I vantaggi dell’uso di giroscopi sono il fatto che non necessitano di un riferimento esterno, potendo
misurare internamente le variazioni di assetto. Gli svantaggi sono invece che il non avere riferimento
esterno porta ad un’accumulazione degli errori.
Infatti, i giroscopi possono misurare solo un cambiamento di assetto rispetto ad un certo punto, ovvero
il punto di reset del giroscopio (gyro calibration), nel quale gli si dice che l’assetto è quello, grazie alle
informazioni fornite da un altro sensore di assetto (ad esempio, star tracker, una tantum).
L’accumulazione degli errori avviene con una certa velocità (gyro drift) ed è dovuta al fatto che la
posizione angolare è ottenuta integrando nel tempo la velocità angolare, quindi a meno di una costante.
Portandoci dietro la costante si ha che, commettendo un errore ad una misurazione, esso non va via alla
successiva, quindi si accumula il tutto.
12.4.2
Metodologie per la determinazione dell’assetto
Ora che abbiamo dei dati provenienti dai vari sensori (usati mai singolarmente, ma in combinazione sinergica), ci serve un modello matematico per poter estrapolare, da questi dati "grezzi", un’indicazione
dell’assetto.
115
Teoricamente, l’assetto è espresso sotto forma di matrice di rotazione, ossia la matrice che esprime
l’orientamento di una terna di assi body rispetto ad una terna inerziale, oppure sotto forma di quaternioni.
Questo ci fa capire che gli algoritmi di determinazione dell’assetto necessitano di almeno due vettori di stato
(misurazioni). Noi abbiamo un solo vettore di stato (quello che ci giunge dai sensori), quindi il problema è
sottodeterminato. Se avessimo due vettori il problema sarebbe soradeterminato, quindi è più corretto parlare
di stima dell’assetto, anziché di determinazione. Attualmente esistono due metodi per la stima dell’assetto,
presentati di seguito.
Metodi deterministici
Fanno uso di due vettori di stato ottenuti al medesimo tempo per determinare l’assetto in 3 assi. I due
vettori di stato li ottengono da due sensori, come ad esempio un sun sensor e un magnetometro. Essi non
includono la dinamica del sistema, per cui sono chiamati "single-frame" oppure "point" methods.
Un chiaro problema ci può essere quando si è in condizioni per cui almeno uno dei due sensori non
funziona (eclissi per il sun sensor, ecc). In tali casi è necessario che la determinazione dell’assetto venga
effettuata con un’integrazione mediante filtro di Kalman.
Metodi ricorsivi
Sono basati su una serie di misurazioni a diversi istanti di tempo, contenenti ovviamente rumore e altre
inaccuratezze, per produrre una stima delle variabili ignote per l’assetto. In altre parole, il filtro di Kalman
opera ricorsivamente su flussi di dati input con rumore al fine di produrre una stima statisticamente valida
dello stato fondamentale del sistema. La principale assunzione che si fa è quella di considerare il sistema
principalmente come un sistema dinamico lineare soggetto ad errori di misura con distribuzione gaussiana.
Il filtro di Kalman agisce in due differenti e sostanziali fasi:
1. Predizione. In tale fase stima lo stato corrente a partire dallo stato precedente (a priori ), senza
considerare ancora quanto misurato dai sensori.
2. Aggiornamento. In tale fase si combina lo stato a priori con l’osservazione dello stato corrente, al
fine di correggere la stima a priori e produrre un termine a posteriori.
12.4.3
Metodologie per la determinazione dell’orbita
Passiamo adesso a capire come possiamo conoscere la nostra posizione nello spazio in termini di traiettoria
di punto materiale. Differentemente a quanto visto per la determinazione dell’assetto, qua possiamo fare
uso di diverse tipologie per determinare l’orbita, potendo contare sull’aiuto della stazione di terra o di altri
satelliti in orbita, oltre che chiaramente sul satellite stesso (navigazione autonoma).
Ground/TDRS
Per operare un tracking dell’orbita da terra è possibile usare due metodologie, al fine di ottenere dei dati
utili alla sua determinazione.
• Ground tracking. Si può operare misurando il tempo che intercorre tra l’invio e la ricezione di un
segnale di telemetria oppure usando il radar tracking da un sito terzo allo spacecraft. In entrambi i
casi, comunque, i principali dati usati per la determinazione dell’orbita sono il range e il range rate,
ossia la distanza tra ground e spacecraft e la velocità del satellite in linea di vista durante il passaggio
sopra la stazione.
Il principio è che l’accuratezza della determinazione aumenta con l’aumentare dei passaggi (sopra la
stessa stazione o su varie stazioni). I sistemi ground-based lavorano quindi su delle cronologie e poi
prevedono le orbite al fine di realizzare operazioni real-time o comunque per pianificare le successive
fasi della missione. I range tipici di precisione sono dalle unità alle decine di km.
• TDRS, ossia Tracking and Data Relay Satellite. Riesce a fornire dati di tracking su almeno l’85%
dell’orbita, per molte LEO. Il sistema riceve informazioni su range e range rate dal satellite TDRS al
satellite da tracciare e riesce ad avere precisioni intorno alle decine di metri. Tuttavia, questo tracking
non funziona per satelliti in GEO.
116
Intersatellite RF link
Si basa sostanzialmente sul crosslink tra due satelliti, effettuabile mediante la maggior parte dell’hardware
comunque usato per il link tra satelliti, quindi richiede poche aggiunte. Si basa su due possibili principi di
misura:
• Tempo che intercorre tra l’invio e la ricezione di un segnale EM.
• Differenza di fase tra l’onda EM inviata dal trasmettitore e quella ricevuta dal ricevitore. Questo
richiede la conoscenza della fase iniziale dell’onda ovviamente.
C’è comunque da dire che questo sistema può fornire solo la posizione relativa tra i due satelliti in crosslink
(o comunque tra i due sistemi che comunicano). Questo è particolarmente utile nel caso di RVD, ma non lo
è se si deve conoscere la posizione assoluta del veicolo rispetto alla superficie terrestre.
Inoltre, in questo modo i satelliti che comunicano diventano interdipendenti, per cui se uno dei due smette
di funzionare allora non c’è più questa possibilità di misurare la posizione relativa.
RF per navigazione in deep space
Sempre sfruttando la medesima idea delle RF, si possono stabilire metodologie per tracciare un satellite/sonda
nello spazio profondo. Il range rate viene misurato con effetto Doppler, misurando quindi le frequenze di
invio e ricezione (dal satellite al ground); questo è molto usato nelle missioni interplanetarie. Il range è
misurato calcolando il tempo che intercorre tra invio e ricezione di un segnale dal satellite al ground. Le
bande usate vanno dalla S alla Ka. Questo è usato, oltre che per le missioni interplanetarie, anche per
l’approccio e il posizionamento sulla superficie di un pianeta.
Altre metodologie simili, ma basate sulla comunicazione reciproca di due stazioni di terra e due oggetti
nello spazio (di cui almeno uno lo spacecraft), sfruttando la cross-correlazione dei segnali che si ottengono e
del loro delay.
• La SC/SC DDOR (delta DOR) fa uso della correlazione tra segnali inviati da due spacecraft. Si usa
tipicamente per l’approccio ai pianeti e per la navigazione dei rover su di essi.
• La SC/Quasar DDOR usa, al posto del secondo spacecraft, il segnale proveniente da una sorgente
radio naturale come i Quasar. È stata usata per missioni come Voyager, Ulysses, Magellan e Mars
Observer.
Navigazione autonoma
• Si fa uso del GPS per applicare metodi di trilaterazione del segnale. Il funzionamento è lo stesso del
GPS a terra, solo che ora, essendo il ricevitore in movimento rispetto ai satelliti GEO che provvedono
al servizio, è necessario che venga fatta una correzione doppler del segnale ricevuto. Questo richiede
orologi atomici e complessi algoritmi a bordo.
Si può usare anche il GPS per calcolare la posizione relativa tra due oggetti in orbita. Se infatti
un oggetto invia la propria posizione GPS all’altro oggetto si può calcolare la posizione relativa o
differenziale. Relativa se i due oggetti sono in moto relativo, differenziale se uno dei due riferimenti è
fisso e noto in posizione. È richiesta una sincronizzazione real time, oltre che un robusto link chiuso
tra i due satelliti ed una relativamente piccola distanza tra i due, affinché ci sia alta precisione.
• Si fa uso delle optical cameras per stimare la posizione attraverso il riconoscimento della scena,
secondo algortmi e metodologie più o meno precisi.
– Centroid estimating. Stima il centroide della figura di cui riconosce il bordo al fine di calcolare
approssimativamente il range da essa.
– Feature detection. Riconosce alcune parti notevoli del target e da esse riesce a stimare la posizione.
Funziona anche se non c’è tutta la scena nel FOV.
– Marker detection. Riconosce sempre dei punti notevoli, solo che questi punti sono stati inseriti
deliberatamente sotto forma di marker. Questo richiede meno sforzo (riconosco qualcosa di predefinito) ma necessita di buona visibilità dei marker e di buona illuminazione. Usata molto per
operazioni di RVD.
117
• Si fa uso del LIDAR per ottenere informazioni sul range, nel campo di decine di metri dal target.
Non si può misurare l’assetto ma le informazioni sull’orbita sono piuttosto precise. Questo è utilissimo
nelle fasi finali dell’approccio in docking.
• Si possono, infine, sfruttare dei sistemi ottici per effettuare un landmark tracking. È utile per la
navigazione in prossimità di superfici, soprattutto se accidentate. Funziona in tre step:
1. Ottenere o pre-caricare una mappa della zona, al fine di caratterizzarla
2. Definire o pre-caricare dei landmark points sulla mappa
3. Determinare la posizione dal confronto delle immagini viste dal sistema ottico con quanto presente
in memoria. La posizione dello spacecraft è così ottenuta per triangolazione.
12.5
Attitude and orbit control
L’idea del controllo di orbita e assetto è quella di effettuare delle manovre (inviando dei comandi agli
attuatori), al fine di portare lo spacecraft in una certa configurazione desiderata. Ciò può essere fatto
con o senza retroazione, ossia confrontando (con una certa frequenza) o meno lo stato attuale con quello
desiderato. Se non lo si fa, semplicemente si ha una certa guidance strategy da cui il controllore capisce quali
manovre far fare allo spacecraft e le comunica agli attuatori. La retroazione si usa sempre per il controllo
dell’assetto (problema con dinamica molto più rapida), mentre può non essere usato con il controllo dell’orbita
(dinamica più lenta e "correggibile").
Un controllore closed loop deve conoscere:
• Cosa sta succedendo. Questo glielo dice il sensore/i sensori.
• Cosa potrebbe accadere in futuro, al fine di generare i giusti eventuali comandi.
• Cosa è successo in passato
e deve confrontare cosa sta succedendo con cosa dovrebbe succedere. Da questo confronto nasce il segnale
di errore, che viene usato per comandare.
I controllori per l’orbita possono essere sia closed che open loop, come già detto.
• I controllori open loop si usano per manovre di lunghe distanze. In pratica si calcola tempo e momento
di attivazione dei thrusters per arrivare in un punto con una certa velocità. Il principale problema è
il propulsore stesso, che può non fornire esattamente le prestazioni desiderate a causa di eventuali
perturbazioni imprevedibili. Altra cosa da tenere in conto è il fatto che durante il boost possono
esserci disturbi di assetto, che devono essere correttamente controbilanciati.
• I controllori closed loop sono usati per manovre di più corto periodo e quando sono necessarie lunghi
boost con piccoli thrusters. Bisogna ovviamente tenere in conto nel modello di tutti i disturbi che
possono essere previsti. I closed loop sono usati anche quando si devono compiere manovre molto
precise, come l’approccio ad un target, che richiede incrementi di posizione e velocità estremamente
precisi.
12.5.1
Obiettivi del controllo
Ci possono essere vari obiettivi che vengono perseguiti dal controllo, ossia varie modalità con cui decidere
cosa fare (qual è il requisito che devo rispettare? Di cosa invece posso fregarmene?).
• Terminal control, ossia si cerca di arrivare al punto target con la maggior precisione possibile.
• Minimum time control, ossia si cerca di arrivare al target nel minor tempo possibile.
• Minimum energy control, ossia si cerca di arrivare al target con il minor consumo di fuel possibile.
• Tracking control, ossia si cerca di seguire più precisamente possibile la traiettoria intera, a differenza
del terminal control, dove conta solo il target.
• Disturbance rejecton, ossia si cerca di reagire ai disturbi/incertezze (forze inattese) che cercano di
muovere lo spacecraft via dalla configurazione desiderata.
118
12.5.2
Tecniche di controllo
• Optimal control. Si cerca di ottimizzare un certo indice di costo. Richiede la conoscenza precisa di
tutti i parametri in gioco.
• Robust control. Si usa quando ci sono delle incertezze nei parametri del satellite e quando ci sono
disturbi di entità ignota. L’idea è quella di fare qualcosa che riesce a reagire ai disturbi in un certo
range, a patto di non uscire da questo range.
• Intelligent control. Si usa come miglioramento del robust control, in quanto viene utilizzata un’IA
per controllare la dinamica dello spacecraft. L’IA è capace di ampliare i range di incertezze perché
riesce molto meglio ad adattarvisi.
12.6
Attuatori per il controllo
Una volta che abbiamo capito dove siamo, a partire dall’osservazione dello spazio circostante, e una volta
che sappiamo dove dovremmo essere, quindi dedotto cosa dobbiamo fare per andare da dove siamo a dove
dovremmo essere, è arrivato il momento di agire. I controllori calcolano quale e che entità di forza/coppia
deve essere generata e inviano il comando agli attuatori. Essi possono essere divisi in attuatori per il controllo
dell’assetto (generazione di coppie, solitamente tramite wheel o magnetorquer) e per il controllo dell’orbita
(thruster).
12.6.1
Wheel
Il loro funzionamento si basa su delle ruote in rotazione (davvero?) che, se frenate o accelerate, producono
una rotazione del satellite in una o nell’altra direzione (intorno chiaramente ad un solo asse). Ovviamente
non si possono accelerare all’infinito le ruote, e non si possono neanche frenare per riaccelerarle (il satellite
ruota appena freno), quindi serve qualcosa che contrasti la coppia che genera il satellite quando si frena la
ruota per riaccelerarla (desaturazione del momento angolare).
• Una particolare tipologia è rappresentata dalle reaction wheels. Esse non provvedono alla stabilità
giroscopica, per cui sono più piccole e lente. Se ne usano 3 (o spesso 4, una per ridondanza), una per
asse in configurazione tetraedrica.
Sono basate su motori brushless DC con cuscinetti meccanici, tipicamente in carenature ermeticamente
sigillate. Chiaramente, essendo basate su motori DC, si portano dietro i problemi di questi, e ne
aggiungono altri.
– I cuscinetti devono sopravvivere alle vibrazioni del lancio
– Ci sono problemi di jitter causati da microvibrazioni (sbilanciamento statico e dinamico, rumore
dei cuscinetti, modi flessionali della ruota)
– Attrito (coulombiano e viscoso) dovuto alla rotazione del motore DC
– Soffrono lo zero-crossing (start & stop continuo non va bene perché si perde precisione in spunto)
I loro vantaggi sono il fatto che non consumano fuel, sono efficienti in termini di potenza e conservano
il momento angolare. Gli svantaggi sono invece il fatto che si tratta di un meccanismo, che necessitano
di periodici smorzamenti del momento e che generano microvibrazioni.
• Ci sono poi le fixed momentum wheels, le quali ruotano ad alte velocità angolari, provvedendo ad
una stabilità giroscopica su almeno 2 assi. Di esse ve n’è solo una tipicamente a bordo.
• Infine, abbiamo i control moment gyro, che forniscono elevati livelli di coppia (usati per questo
sulla ISS). Essi si basano sul funzionamento di una ruota in spinning, in cui però possiamo cambiare
anche l’asse di rotazione mediante l’uso di un giunto cardanico (utilizzando degli stepper motors). Ciò
permette di ottenere una notevole agilità e autorità nel controllo.
119
12.6.2
Magnetorquer e magnetic rods
Il loro funzionamento si basa sulla generazione di un momento di dipolo grazie ad un segnale di corrente
elettrica all’interno di una bobina. L’interazione del momento di dipolo con il campo magnetico genera una
coppia T = M × B. Si possono avere due diverse forme, cilindrica o quadrata.
I vantaggi sono l’assenza di fuel espulso e il fatto che possono generare una coppia esterna. Gli svantaggi
sono che si possono usare solo in LEO, che generano una coppia ridotta e che richiedono orbite molto inclinate
per funzionare. È per questo che si usano per smorzare agilmente le altre coppie e non come controllo diretto.
12.6.3
Thruster
Il loro funzionamento consiste nel generare una spinta espellendo massa (fuel). Quando il sistema elettronico di propulsione riceve il segnale, esso invia corrente alla valvola che rilascia fuel e oxidizer e ne consente
il miscelamento. Quando la corrente si ferma la valvola si chiude automaticamente.
I thruster sono usati per controllare l’orbita, ma possono essere usati anche per controllare l’assetto,
pagando in termini di consumo carburante. Sono usati per smorzare le coppie, per manovre grossolane, per
fare detumbling di grandi spacecraft o per tenere in orbita GEO i veicoli.
Essi operano con una logica ON/OFF ma, con l’uso di modulazione PWM, si può ottenere una certa
parzializzazione della spinta, con il problema comunque della sua granularità nel controllo.
I controlli di assetto 3DOF richiedono almeno 6 thrusters (12 in ridondanza) e almeno 8 thrusters per i
controlli in orbita. Con 16 thrusters si ha un controllo 6DOF (in orbita e assetto quindi).
I loro vantaggi sono la potenza e la velocità. I loro svantaggi sono l’accoppiamento tra orbita e assetto
che si crea (non sono mai così preciso da attivare della stessa entità e nello stesso istante due thruster opposti),
oltre che la complessità, il consumo di fuel e la poca sicurezza, potendoci essere problemi di esplosione in
caso di (anche piccole) perdite.
I thrusters si dividono in due categorie:
• Chimici. Possono essere
– A gas freddo. Bassa efficienza e bassa spinta. Agilità di manovra e granularità nel controllo.
– A propellente liquido.
∗ Monopropellente (idrazina)
∗ Bipropellente (LOX, Kerosene, idrogeno molecolare)
– A propellente solido. Alta spinta, media efficienza. Non si possono fermare o riavviare.
• Elettrici, ossia con uso di potenza elettrica anziché fuel. Alta efficienza ma bassa spinta.
120
Parte III
Aeronautica
121
Capitolo 13
Introduzione ai sistemi aeronautici
13.1
Sistemi aeronautici
Ogni industria ha chiaramente l’obiettivo di sviluppare prodotti che sono utili ai clienti. I clienti hanno dei
bisogni e i prodotti che usano per soddisfare questi bisogni sono collocati all’interno di un certo ambiente.
La combinazione di bisogni e ambiente di missione da parte dei clienti stabiliscono il cosiddetto mission
statement, il quale è chiaramente portato a compimento dal velivolo/veicolo spaziale.
Il velivolo può essere suddiviso in tre macro porzioni:
• L’airframe, ossia la struttura.
• Gli utility systems, che sono i sistemi atti alla fornitura di fonti di energia di vario tipo, al fine
di permettere lo svolgimento delle funzioni basilari e generali di un qualsiasi velivolo. Essi sono, nel
dettaglio:
– Sistema propulsivo
– Sistema carburante
– Sistema anti-ghiaccio
– Sistema di controllo ambientale
– Sistema carrello principale
– Sistema comandi di volo
– Sistema di potenza elettrica
Essi sono sistemi non avionici, in quanto non si basano prevalentemente sull’elettronica, ma hanno lo
scopo di garantire delle certe performance a delle certe attività funzionali adeguatamente controllando
l’energia prodotta in modo da fornire un certo flusso (di fluido) o da causare un certo moto.
Sono prevalentemente dei sistemi meccanici ed interconnessi mediante cavi ; la loro esistenza è dovuta
alla necessità di fornire al veicolo la possibilità di agire come un velivolo, nonché alla necessità di
garantire delle condizioni accettabili al trasporto della crew umana e dei sistemi avionici. Per fare
tutto ciò forniscono quindi sorgenti varie e controllate di energia.
• Gli avionic systems, ossia i sistemi avionici, che consentono al velivolo di svolgere il suo ruolo
operativo. I sistemi avionici includono:
– Sistemi avionici di base. Il loro scopo è quello di ottenere informazioni riguardo il velivolo,
riguardo l’ambiente e riguardo tutti gli altri elementi che possono essere necessari per il velivolo,
di processare tali informazioni e, infine, di fornire tali informazioni alla crew, al velivolo stesso
e a tutti gli elementi che possono richiederle.
La definizione appena data è completa per quanto riguarda i velivoli civili. I sistemi avionici di
base comprendono:
∗ Sistema di comunicazione
122
Figura 13.1
∗ Sistema di identificazione e sorveglianza
∗ Sistema di navigazione
∗ Sistema di controllo del volo
∗ Sistema di gestione del velivolo intero
– Sistemi avionici di missione. Essi sono analoghi ai sistemi base ma con un buon occhio alla missione
che, nei velivoli militari, non è solo il volo dell’aereo. Sono usati tipicamente su velivoli militari,
per cui non ce ne occuperemo. Comprendono comunque sistemi di difesa e di attacco/gestione
delle armi a bordo.
Sono prevalentemente interconnessi mediante data bus e si tratta sostanzialmente di sistemi per la
gestione di informazioni.
È chiaro che, nei moderni velivoli, sistemi avionici e sistemi non avionici debbano coesistere in una certa
interdipendenza. Ad esempio, il sistema avionico necessita di potenza elettrica e di raffreddamento ad aria,
generati da sistemi non avionici e, di contro, i sistemi non avionici devono in qualche modo essere disponibili
ad un’interfaccia uomo-macchina, per cui c’è bisogno di avionica che faccia visualizzare dati di interesse e
che notifichi eventuali warning in caso di problemi ai sistemi non avionici. Inoltre, entrambi i sistemi hanno
la necessità di scambiare dati generati.
Figura 13.2
123
13.2
Sistemi avionici
Prima di parlare in generale dei sistemi avionici diamo alcune brevi definizioni delle funzioni avioniche
presentate poco sopra, per quanto riguarda velivoli civili.
Comunicazione Capacità di comunicare, sia tramite voce che tramite scambio di dati, ossia con oppure
senza intervento della crew, ed in maniera sia analogica che digitale, tra velivoli (air to air) sia tra
velivolo e ground station (air to ground).
Identificazione e sorveglianza Capacità di sorvegliare l’ambiente esterno e individuare altri velivoli o
altri oggetti (sorveglianza). Capacità di identificare altri velivoli/oggetti attraverso l’acquisizione di
dati (air to air) o anche di dare la possibilità alla ground station di identificare il velivolo stesso (air
to ground) (identificazione).
Navigazione Capacità di determinare la posizione e la velocità del velivolo, considerato come un punto
materiale di massa concentrata.
Controllo del volo Capacità di determinare sia l’assetto del velivolo che le condizioni ambiente e di controllare l’orientamento del velivolo al fine di guidarlo verso una destinazione. Il velivolo è ora considerato
un corpo tridimensionale. Si interfaccia molto con la funzione di navigazione ovviamente
Gestione del velivolo Capacità di garantire lo scambio e il processamento di dati (data handling) tra
i vari sistemi del velivolo ed anche capacità di immagazzinare informazioni riguardo le performance
dei suddetti sistemi, in un formato che è compatibile con l’architettura computazionale dei sistemi di
missione.
Ogni funzione tra quelle che abbiamo appena elencato può essere suddivisa in sotto-funzioni secondo lo
schema generale (albero funzionale) in figura 13.3. In pratica ogni funzione deve essere in grado di
• Ottenere le informazioni da chi di dovere
• Processarle
• Fornirle a chi di dovere.
Ciascuna di queste sotto-funzioni è svolta quindi da un certo prodotto.
• L’ottenimento di informazioni è affidato ai sensori
• Il processamento di queste è affidato ai processori
• La fornitura di queste è affidata a
– Display nel cockpit, se dobbiamo visualizzare queste informazioni processate
– Attuatori, se dobbiamo inviarle ad un sistema con lo scopo di dargli un input (comandi di volo,
rilascio di armi, altri sistemi di bordo)
– Telemetria, se dobbiamo inviarle ad altri velivoli/ground/manutentori
124
Figura 13.3
125
Capitolo 14
Sistemi di comunicazione
14.1
Introduzione
Lasciando perdere anche qua l’ambito militare, e concentrandoci sul civile, l’ambiente in cui avvengono
le comunicazioni per un velivolo richiede l’abilità di comunicare sia tramite voce (che sia analogicamente
o digitalmente), ossia tramite un contatto che prevede l’intervento della crew, sia tramite data link (in
maniera digitale), ossia tramite un contatto che non prevede l’intervento della crew, tra due velivoli (air to
air) oppure con le ground stations (air to ground).
Gli elementi atti alla comunicazione, facenti parte dei sistemi CNS (Communications Navigation Surveillance) e ATM (Air Traffic Management) attuano quindi uno scambio di dati e messaggi tra utenti (voce)
o tra sistemi automatici (data link), chiaramente di tipo aeronautico.
Sia in ambito civile che in ambito militare, comunque, oltre alle comunicazioni esterne al velivolo,
ossia comunicazioni velivolo-oggetto esterno, esistono anche comunicazioni interne, ossia comunicazioni
all’interno del velivolo stesso.
14.1.1
Safety-non safety related communications
• Le safety related communications sono quelle comunicazioni che richiedono un’elevata integrità ed
un’altrettanto elevata rapidità di risposta.
– ATSC, ovvero Air Traffic Services Communications, avvenenti tra le unità ATS (Air Traffic
Service) oppure tra l’unità ATS e il velivolo, per ragioni di ATC (Air Traffic Control), informazioni
sul volo, allerta, ecc, gestite comunque dall’ATM.
– AOC, ovvero Aeronautical Operation Control, portato avanti dagli operatori di volo e legato a
sicurezza, regolarità ed efficienza dei voli. Implica la fornitura di informazioni circa lo stato di
salute del velivolo e tutto ciò che riguarda la navigazione (traiettoria, meteo, ecc).
• Le non safety related communications invece possono essere
– AAC, ovvero Aeronautical Administrative Communications, e sono portate avanti da personale
aeronautico e/o organizzazioni riguardo ragioni di tipo amministrativo e "privato".
– APC, ovvero Aeronautical Passenger Communications.
In generale, i sistemi di comunicazione usati nei CNS/ATM systems sono in grado di svolgere le funzioni di
entrambe le categorie appena citate. In ogni caso, le safety related communications hanno chiaramente la
priorità su quelle non safety related.
14.1.2
Routine-non routine communications
Rispetto ai sistemi aeronautici di comunicazione "convenzionali", i nuovi sistemi CNS/ATM hanno alcune
differenze. Infatti, ci sono 3 principali caratteristiche chiave di questi nuovi sistemi che riguardano il modo
in cui vengono gestite le comunicazioni di routine e non di routine. Le comunicazioni di routine e non di
routine possono entrambe essere safety related o non safety related.
126
• La maggior parte delle comunicazioni di routine sono fatte mediante data link digitale. L’idea è
quella di derivare, se si può, tutte le informazioni necessarie direttamente dal processore di bordo
oppure, al massimo, fare in modo che il pacchetto dati sia già pronto per l’invio e necessiti giusto di
qualche parametro specifico/commento libero, mediante l’uso di menu su schermi e con dei messaggi
predefiniti. Il tutto al fine di ridurre il volume di comunicazioni a voce e il carico di lavoro su piloti
e controllori di volo.
• Invece, le comunicazioni non routine e di emergenza sono svolte mediante voce. C’è comunque da
dire che nelle aree terminal molto affollate è e sarà ancora preferibile l’uso di comunicazioni a voce.
Il tutto è in un’ottica di enfasi sulla connettività e operatività globale. In ogni caso, queste caratteristiche
consentono un miglior utilizzo dei canali di comunicazione e consentono anche la condivisione tra molti utenti
delle infrastrutture relative.
14.1.3
Spettro a radiofrequenze
Lo spettro RF associato alle funzioni del CNI (Communication Navigation Identification) copre un range di frequenze dai 100kHz fino ai 10GHz. Noi ci concentreremo ora su quanto compete alle funzioni di
comunicazione, il cui spettro RF dedicato va dai 3MHz ai 3GHz.
Le comunicazioni avvengono, a loro volta, in 3 range di frequenze:
• HF (High Frequency), 3-30MHz
• VHF (Very High Frequency) 30-300MHz
• UFH (Ultra High Frequency) 300MHz-3GHz
Ci sono poi le comunicazioni satellitari che fanno uso di bande UHF,SHF e SATCOM (frequenze ancora
più alte, ma comunque le comunicazioni satellitari le riconduciamo alle 3 bande citate sopra).
Le frequenze HF si riflettono nell’atmosfera, quindi possono essere sfruttate anche per comunicazioni
BLOS (Beyond Line Of Sight), mentre le VHF e UHF non si riflettono e quindi sono usate per comunicazioni
LOS o sfruttate per le comunicazioni satellitari, che sono BLOS ma solo perché fanno in un certo senso da
relay di due comunicazioni LOS (il satellite vede sia trasmettitore che ricevente).
14.2
Albero funzionale e prodotti associati
Figura 14.1: Albero funzionale delle funzioni (grigio) di comunicazione nei sistemi avionici e dei relativi
prodotti (blu)
127
Questa figura illustra un possibile albero funzionale (se ne possono fare tanti, più o meno dettagliati)
delle funzioni e prodotti di comunicazione nei sistemi avionici. L’idea di fondo è, per ogni livello, chiedermi
"come posso svolgere tale funzione? " ed associare infine tale funzione base ad un prodotto.
14.2.1
Sistema di comunicazioni radio
Il sistema di radiocomunicazioni generalmente è composto da
• Antenna, con lo scopo di ricevere/trasmettere onde elettromagnetiche.
• Ricetrasmittente, con lo scopo di demodulare/modulare le informazioni ricevute/trasmesse. Esso è
composto da:
– Oscillatore
– Amplificatore, in quanto i segnali perdono potenza viaggiando
– Modulatore/demodulatore, dato che le frequenze a cui sono generati i dati/onde audio sono troppo
basse per essere trasmissibili
– Alimentatore
• Unità di controllo, con lo scopo di selezionare le frequenze operative del ricetrasmittente ed i suoi
modi operativi. Essa fa parte dell’interfaccia uomo-macchina, dato che può essere un membro della
crew a fare ciò.
• Sistema audio, che gestisce i segnali audio a bordo e riceve/trasmette quanto proveniente dai microfoni/quanto desiderato alle casse.
14.2.2
Sistemi di comunicazione VHF, HF, SATCOM per voce e dati
Figura 14.2: Overview dei sistemi di comunicazione VHF, HF e SATCOM per voce e dati.
Come mostra lo schema, le radio VHF sono 3 (L, R, C), quelle HF sono 2 (L, R) mentre il SATCOM
(VHF e UHF) è presente in una sola unità. Ciascuna unità radio ha la sua antenna dedicata e si interfaccia
con l’ACARS e con il pannello di selezione audio di capitano e primo ufficiale. L’ACARS si interfaccia con
il FMS (Flight Management System, composto da FMC e CDU).
Tendenzialmente, le radio VHF si usano in zone densamente popolate, dove può esserci una comunicazione
LOS, mentre le HF si usano in zone poco popolate, dove c’è una comunicazione BLOS.
Il sistema di navigazione, infine, si interfaccia (inviando soltanto) con il pannello di selezione audio di
capitano e primo ufficiale, in modo tale da inviare eventuali segnali audio di warning.
128
Figura 14.3: Posizionamento antenne a bordo.
14.2.3
Posizionamento delle antenne VHF, HF e SATCOM per comunicazioni
di ogni tipo
Ci sono sicuramente molte antenne richieste a bordo del velivolo, al fine di gestire sensori, sistemi di comunicazione e sistemi di navigazione; inoltre, tali antenne sono spesso presenti in duplici o triplici posizionamenti
(specie per antenne VHF, HF, VOR e DME).
Infine, c’è da considerare il fatto che ogni antenna ha dei criteri di installazione a bordo, perché deve
rispettare requisiti operativi e di trasmissione. Ad esempio, le antenne SATCOM sono montate sul dorso
per avere una miglior coverage del cielo, le antenne ILS per approach e landing sono montate sul ventre del
nose della fusoliera, ecc. Il tutto dipende anche dalla direzionalità delle antenne (connessa al gain).
14.3
ACARS
Abbiamo detto che i velivoli hanno tre radio VHF, due di queste sono usate per comunicazioni vocali con
l’ATC, mentre una (per ora) di queste è usata per il data link dell’ACARS. ACARS sta per Aircraft Communications Addressing and Reporting System e ci si riferisce ad esso anche come controllo delle comunicazioni
operative dell’airline.
Si tratta di un sistema di data link digitale che trasmette nel range di frequenze VHF ma anche HF e
SATCOM (tutte le radio ci si interfacciano) e che fornisce un mezzo con cui il ground può scambiare dati
con il velivolo, il tutto senza intervento umano. In questo modo si riduce la necessità di inviare messaggi
vocali in HF e VHF e si ha anche un sistema di comunicazione che può essere tracciato e loggato, inoltre, la
trasmissione di dati è più pulita e meno intrusiva rispetto a quelli di tipo vocale.
Un’importante caratteristica dell’ACARS è quella di fornire in tempo reale dei dati riguardo le performance del velivolo, così da poter identificare e pianificare le eventuali operazioni di manutenzione del
velivolo stesso. Le risposte automatiche, dove possono essere rese tali, migliorano l’efficienza sia dal punto
di vista degli ATCs che dal punto di vista della crew in volo. Tipicamente i messaggi che invia l’ACARS
sono riguardo informazioni di routine di tipologia safety related, come report di partenza/arrivo, carico
passeggeri, fuel, performance dei motori, ecc.
Dal punto di vista storico, l’ACARS nasce per le comunicazioni tra velivoli e AOCs, a fini organizzativi.
Nelle ultime decadi però è stato esteso anche ai dati di ATC (ad esempio per update sul meteo in volo).
14.3.1
Architettura e generalità
L’ACARS può sia inviare dei messaggi a terra (downlink), sia ricevere dei messaggi da terra (uplink).
Tali messaggi (informazioni) possono essere richiesti dalla compagnia e possono inoltre essere "estratti" dal
velivolo ad intervalli periodici o su richiesta specifica. Tutto questo senza che la crew faccia nulla, quindi
sottolineiamo ancora una volta quanto ciò riduca il suo carico di lavoro.
L’architettura avionica dell’ACARS è centrata sulla management unit (MU)/CMU/CMF che funge da
router a bordo. La MU/CMU/CMF è connessa alle varie radio, così da comunicare a terra. La MU è l’unità
129
Figura 14.4: Schema base e interfacce dell’ACARS.
Figura 14.5: Schema della MU.
che gestisce l’uplink/downlink dei messaggi via ricetrasmittenti ed è al suo interno che sono implementati i
protocolli di data link, ovvero
• In uplink si deve:
– Ricevere, amplificare, demodulare i segnali (Ricetrasmittente)
– Validare, decodificare e trasferire al FMC i comandi (MU)
– Distribuire i comandi ai sottositemi adeguati (FMC)
• In downlink si deve:
– Prendere dati dai sottosistemi adeguati (FMC)
– Ricevere dal FMC, codificare e trasferire al ricetrasmittente i dati (MU)
– Modulare, amplificare e trasmettere i segnali (Ricetrasmittente)
Come già detto, la MU agisce da router, per cui tutti i messaggi da e per il velivolo passano dalla MU. Essa
identifica, blocca e smista ogni messaggio in uplink al dispositivo più adeguato, nonché prende i messaggi da
inviare in downlink, gli aggiunge informazioni riguardanti il velivolo e li invia al subnetwork più adeguato.
Invece, la control unit, che invece provvede all’interfaccia con la crew, mediante display e stampanti.
130
Figura 14.6: Modi operativi dell’ACARS.
Concentrandoci ora su quanto riguarda la comunicazione VHF, vediamo che i modi operativi di un
generico ricetrasmittente di dati/voce sono 4, e sono quelli rappresentati in figura 14.6, 1 per la voce (analogico in PTT) e 3 per i dati (1 analogico e 2 digitali, su data bus con interfaccia ARINC429). Possiamo
notare differenti modulazioni (la modulazione base è la Double Side Band Analog Modulation) e differenti
spaziature in frequenza tra canali di comunicazione (channel spacing), oltre che diversi metodi di accesso,
data rate, tipo di traffico e interfaccia.
Il modo 2 è quello sicuramente più avanzato e rappresenta uno dei punti di partenza per la futura
migrazione dal VDL al cosiddetto ATN (Aeronautical Telecommunications Network), che ha l’obiettivo di
garantire delle comunicazioni più efficienti e senza failure e/o interruzioni tra ground e velivolo. Questo è sì
analogo a quanto fa l’ACARS, ma è migliorato e soprattutto nasce per scopi di ATC da parte di istituzioni
come ICAO (ACARS nasce per AOC, quindi compagnie private).
Dal punto di vista di comunicazioni, l’ACARS può beneficiare di 5 air-ground subnetwork:
1. VHF (come in origine)
2. SATCOM con costellazione Inmars (satelliti GEO, non c’è copertura ai poli)
3. HFDL
4. VDL Mode 2
5. SATCOM con costellazione Iridium (satelliti LEO, copertura globale e meno potenza richiesta in
trasmissione al velivolo)
Questo è sostanzialmente il network di cui si serve l’ACARS per far avvenire le sue comunicazioni. Il central
message processor, all’interno di questo network, è l’hub. Il ground message network invia/riceve i messaggi
dall’hub e i vari subnetwork citati sopra diffondono il tutto dall’hub. Attraverso l’ACARS, vengono effettuate
comunicazioni air to ground via:
• VHF, attraverso le radio VHF
• SATCOM, attraverso la SDU (Satellite Data Unit), usando le costellazioni Inmarsat o Iridium
• HF, attraverso le radio HF (rotte polari)
L’ACARS si interfaccia, tramite la MU, con il FMS, come mostrato in figura 14.7. Inoltre, l’ACARS
garantisce la capacità di identificazione mediante il link con il transponder Mode S.
14.3.2
ACARS per AOC
Come abbiamo già detto, l’ACARS nasce per esigenze di AOC, ossia per inviare messaggi automatici in
downlink in 4 delle fasi di volo (taxi, take-off, land, taxi), chiamati OUT, OFF, ON, IN (OOOI). Oggi invece
ci sono messaggi praticamente per qualsiasi immaginabile sfaccettatura delle operazioni del velivolo, delle
informazioni operative, sui passeggeri, sulla manutenzione, sulla coordinazione delle operazioni di routine
(deice, refuel), sull’aeroporto, ecc.
In più, molti data link sono sia downlink che uplink, essendoci particolari applicazioni che richiedono
richieste e risposte tra ground e crew in volo.
Quando l’ACARS è poi diventato essenziale per le operazioni di AOC, le limitazioni sul VHF usato
inizialmente si sono fatte intollerabili, sia per questioni di coverage che di velocità (intesa come velocità di
comunicazione).
131
Figura 14.7: Interfaccia FMS-ACARS (MU).
Figura 14.8: Fasi di volo e relative comunicazioni ACARS. Il CMC è il processore fondamentale del VMS.
132
Figura 14.9: Riassunto dell’evoluzione delle comunicazioni per scopi di AOC e di ATC.
• I problemi di coverage sono stati risolti usando:
– Data link a lungo raggio (SATCOM Inmarsat)
– Data link ad alta frequenza (HFDL), dove il SATCOM Inmarsat non arriva (regioni polari)
• I problemi di velocità sono stati risolti usando il VLD Mode 2 (VHF Digital Link).
14.3.3
ACARS per ATC
Nel 1995 fu approvato il primo utilizzo dell’ACARS per scopi ATC, nelle FIR del Sud Pacifico. Prima di
allora le comunicazioni voce in VHF erano la prassi per quanto riguardava l’ATC, mentre dopo sono state
relegate allo spazio aereo "domestico". Inizialmente furono i B747-400 che volavano dagli USA all’Australia
e Nuova Zelanda ad usare l’ATC data link mediante comunicazioni CPDLC (Controller Pilot Data Link
Communications) e ADS (Automatic Dependent Surveillance).
Pertanto, fu la Boeing a offrire queste caratteristiche nel pacchetto avionico FANS-1 (Future Air Navigation System). L’Airbus ne rilasciò uno simile, chiamato FANS-A. Tali pacchetti avionici usano applicazioni
sia ADS che CPDLC, quindi integrano l’ACARS anche per scopi ATC.
Ciò nacque per una principale esigenza, ovvero quella di stabilire comunicazioni a terra quando il velivolo
passava in zone oceaniche. Tali zone sono praticamente scoperte da VHF e RADAR, quindi l’uso di ACARS
per scopi ATC, facendo uso del SATCOM, ha permesso di sperimentare questa configurazione e risolvere il
problema.
L’ACARS per scopi ATC implementò per primo due applicazioni quali la PDC (Pre-Departure Clearance) e la D-ATIS (Digital Automatic Terminal Information Service). L’ICAO comunque prese la palla
al balzo e sviluppò delle SARP per l’ATN (Aeronautical Telecommunication Network), col fine di svolgere
comunicazioni A-A e A-G per scopi di ATC.
14.4
SATCOM
Il SATCOM (SATellite COMmunication) fornisce un metodo di comunicazione, specialmente pensato per
comunicazioni BLOS, facendo uso della costellazione INMARSAT (International Maritime Satellite Organization), originariamente sviluppata per scopi marittimi. Il SATCOM permette comunicazioni BLOS tra
trasmettitore e ricevente, ma entrambi devono avere una comunicazione LOS con il satellite che fa da relay,
in quanto si usano bande UHF e SHF che sono LOS (non rimbalzano sulla ionosfera).
133
Figura 14.10
• La banda L (UHF) è usata per la comunicazione aereo-satellite
• La banda C (SHF) è usata per la comunicazione satellite-ground
La costellazione INMARSAT è comunque geostazionaria, quindi non provvede alla copertura delle regioni polari estreme. Tuttavia, è comunque un’aggiunta al pacchetto comunicativo aeronautico che è stata
utilissima.
Sebbene il SATCOM sia pensato per comunicazioni A-G, nulla vieta di usarlo anche per comunicazioni
A-A (entrambe in banda L).
14.5
HF
La banda HF è compresa nel range 3-30MHz ed è spaziata di 1kHz (channel spacing). Il suo primario
vantaggio è che permette di per sé una comunicazione BLOS, in quanto le onde HF si riflettono negli strati
Figura 14.11: Particolare del SATCOM sull’A320.
134
Figura 14.12: Architettura ATN.
ionizzati dell’alta atmosfera (ionosfera). Il suo primario svantaggio invece è che la sua richiesta di potenza è
più di 5 volte tanto rispetto a quanto richiesto dalle trasmissioni in VHF, poiché si fanno comunicazioni a
più ampio raggio e per via dell’assorbimento di parte delle onde nella ionosfera.
Le onde HF fanno parte delle cosiddette sky wave, che si riflettono nella ionosfera. Le space wave sono
le VHF (e superiori), dato che bucano tutti gli strati atmosferici, mentre le ground wave, ormai inutilizzate
per scopi aeronautici, sono onde LF che non arrivano neanche al primo strato (D Layer).
C’è comunque da dire che l’altezza e l’intensità degli strati della ionosfera è estremamente variabile, in
quanto dipendente dall’attività solare (molto variabile e poco prevedibile nel breve periodo), quindi bisogna
spesso variare le frequenze per riuscire a beccare quelle che si riflettono come si vuole nella ionosfera, e questo
è un altro enorme svantaggio.
Nonostante ciò, le comunicazioni HF sono uno dei principali mezzi di comunicazione a lungo raggio,
specie quando si passa da zone oceaniche/poco popolate, per cui non c’è linea di vista tra velivolo e stazione
di terra. Tipici range vanno dai 500km ai 2500km e oltre. A questo scopo, abbiamo visto che i moderni aerei
civili a lungo raggio usano due radio HF, con un trend che punta verso l’utilizzo di data link in HF (HFDL).
Questo migliorerebbe le cose dal punto di vista del bit encoding e renderebbe fattibile l’uso di data link in
condizioni di propagazione dove le comunicazioni HF voce sarebbero inutilizzabili. A tal proposito è stato
recentemente implementato l’uso di comunicazioni data link in HF mediante delle ground stations ARINC
(Aeronautical Radio Incoroporated Service), e questo consente un data link efficace sia per quanto riguarda
l’indice costi-benefici, sia per quanto riguarda la coverage su rotte transpolari, dove il SATCOM cade.
In ogni caso, siccome la potenza richiesta dalle radio HF è ben maggiore delle VHF, si forniscono report
sulla posizione agli OACC (Atlantic Oceanic Area Control Centers) ogni 10o di longitudine, mentre in
SATCOM si fornisce il report ogni pochi minuti, usando esso UHF e SHF, che richiedono meno potenza.
14.6
ACARS vs. ATN
Prima cosa da ricordare è che l’ACARS nasce per scopi AOC "privati" ed è stato adattato anche a scopi
ATC mediante il FANS-1/A, l’ATN invece nasce per scopi ATC e per volere di ICAO/ISO.
Una tipica architettura ATN coniuga la flessibilità con la necessità di un traffico ordinato di messaggi da
e verso l’ES (End System). L’ATN si basa su subnetwork A-G multipli, per facilitare la comunicazione verso
una grande varietà di velivoli ed in un ampio raggio di spazi aerei variabili, e su subnetwork multipli di tipo
G-G. La struttura di un ATN include:
• ES, che manda e riceve i messaggi ATN all’interno del suo network
• IS (Intermediate System), chiamati anche routers, che si assicurano che il pacchetto di messaggi vada
alla destinazione adeguata all’ES.
Inoltre, l’ATN utilizza solo VDL-2 (VHF Data Link Mode 2), al contrario dell’ACARS che usa anche altre
frequenze (VDL, HFDL e SATCOM). Infine, diciamo che l’ATN usa protocolli e procedure definite da ICAO.
I protocolli ACARS e ATN possono essere inclusi nella medesima unità, che prende il nome di ATSU
(Air Traffic Service Unit).
135
Figura 14.13: ACARS e ATN.
Figura 14.14: ACARS (FANS-A) vs. ATN (FANS-B). Notare come l’ATN integri protocolli/applicazioni
CPDLC mentre l’ACARS integri anche protocolli ADS-C (A623). Protocolli/applicazioni A623 sono D-ATIS,
DCL (departure clearance) e OCL (oceanic clearance).
Poiché l’ATN utilizza solo VDL-2, può essere usato solo in zone continentali, quindi con comunicazioni
LOS (in aree oceaniche si usano comunicazioni ATC di tipo voce). La suite avionica che integra l’ATN è
chiamata FANS-B+. Esistono velivoli che integrano entrambe le suite, dette FANS-A+B (ciò comunque
non equivale a dire che integrano l’ATSU, che una cosa concettualmente simile, ma praticamente diversa,
per quanto il FANS A+B sia meglio dell’ATSU).
La figura 14.15 rappresenta due schemi di architetture FANS-A (a sinistra) e FANS-B (a destra). L’AOC
(non quello degli scopi ACARS) è l’Air Operator Certificate, ed è un certificato che autorizza l’operatore a
compiere specifiche operazioni di trasporto aereo commerciale. L’AFN sta per ATC Facilities Notification
ed è un’applicazione che consente all’ATC di sapere quando il velivolo è disponibile all’uso di comunicazioni
in data link.
Il CM (Context Management) fornisce il servizio DLIC (Data Link Initiation Capability), che è simile
all’applicazione AFN del FANS-A ed è mandatoria per qualsiasi connessione CPDLC. Il CPDLC è un tool
molto potente perché sostiene un data link tra il pilota ed il controllore di volo di tale zona.
Menzione speciale, oltre al FMS (formato da MCDU e FMC), al CVR (Cockpit Voice Recorder) e
RMP (Radio Management Panel), va fatta all’AESS (Aircraft Environmental Surveillance System), che è
un’applicazione che provvede un costante scambio di informazioni meteo, traffico e di sicurezza, al fine di
fornire al pilota in tempo molto utile delle informazioni di safety molto utili ad un volo sicuro.
136
Figura 14.15: FANS-A vs. FANS-B
137
Figura 14.16: ATC facility del futuro
Per riassumere diciamo che
• Con FANS-A possiamo comunicare nelle zone oceaniche e usiamo
– ACARS per AOC con qualsiasi A-G network
– ACARS per ATC in SATCOM e HF data link
– Trasponder ATC con RADAR
• Con FANS-B possiamo comunicare (in data link) nelle zone continentali e usiamo
– ACARS per AOC con qualsiasi A-G network
– ATN per ATC continentale con VLD-2
– Trasponder ATC con RADAR
– Voce per ATC in SATCOM e HF
Chiaramente con FANS A+B possiamo fare entrambe le cose.
14.7
Trend futuri
Il trend delle telecomunicazioni è verso una connettività veloce, ad alta capacità e di scopo generale. Un’infrastruttura per ATC deve e dovrà essere capace di gestire comunicazioni voce, ATN data link e FANS
ACARS data link e avrà sempre più "attori" al suo interno con cui dialogare, dato che le tecnologie più
datate cessano di essere usate da tutti molto tempo dopo la loro iniziale obsolescenza.
In ogni caso, il moderno velivolo civile da trasporto va verso il diventare un flying network node, che
dovrà sempre essere connesso al ground, al fine di garantire comunicazioni precise e senza failures.
Altri trend del futuro sono l’utilizzo di SATCOM con satelliti in LEO, che permettono una copertura
globale ed hanno una minor potenza richiesta al sistema di comunicazione del velivolo, nonché l’uso di
nuove tecnologie per servizi integrati voce/data. In ogni caso, la domanda da porci quando consideriamo
un nuovo sistema è se incontra requisiti operativi esistenti o emergenti, considerando sempre questioni come
la standardizzazione, la certificazione e il rilascio "armonizzato" a vari utenti, nonché considerazioni di tipo
costi-benefici.
14.8
Sistemi di comunicazione: A320 vs. A380
14.8.1
A320/A330/A340
L’A320 è stato il velivolo che ha messo le basi per il design tecnologico dei successivi A330/A340. Essi
usano lo stesso sistema flight crew audio e selezione frequenze dell’A320 (questa fu una rivoluzione rispetto
ai precedenti sistemi altamente customizzabili e di inferiore capacità), nonché adottano il rivoluzionario
138
Figura 14.17: Architettura FANS su A320/A330/A340.
passaggio alle comunicazioni data, in favore di quelle voce. Questo porta a minori errori, più puntualità nei
servizi e inferiori costi ed inizia con l’introduzione dei sistemi ACARS altamente customizzati per ragioni
AOC, che usano le frequenze VHF. Gli A330/A340 sono equipaggiati con sistemi ACARS standard, che
possono essere usati da qualsiasi cliente e che gli permettono inoltre di introdurre le loro personali features.
Questi sistemi ACARS sono stati poi estesi ad una coverage mondiale, usando le frequenze HF e SATCOM
(INMARSAT) e, inoltre, anche per soddisfare esigenze di ATC, inizando con le DCL e le OCL. Dal 1998 poi
le unità ACARS sono state rimpiazzate dalle unità ATSU (Air Traffic Service Unit), progettate per esigenze
sia di AOC che di ATC, usando l’ATN.
L’unità ATSU è progettata inoltre per essere facilmente smontabile e sostituibile (LRU ATSU), e le sue
funzioni sono quelle di:
• Gestire la HMI con display e sistemi di warning.
• Consentire l’accesso a tutte le comunicazioni.
• Sostenere le operazioni di comunicazione.
Essa si interfaccia poi con il FMS, il quale fornisce i dati all’ATSU, monitora i messaggi dell’ATC e le loro
conseguenti implicazioni, nonché gestisce e processa alcuni dei messaggi ATC. L’interfaccia con la crew la si
ha principalmente mediante l’unità MCDU (Multifunctional Display Control Unit), che comprende 2 DCDU
(Data link Control and Display Unit), i quali permettono di visualizzare i messaggi ATC, le clearances
(uplink) e le richieste/risposte inviate in downlink. La MCDU è usata inoltre per preparare una richiesta.
14.8.2
A380
L’architettura di questi velivoli è diversa da quella degli A320/A330/A340, sebbene i principi operativi di
base rimangano gli stessi. Le funzioni gestite dall’ATSU sull’A320 ora sono distribuite tra le applicazioni
ATC e l’ACR.
• Le applicazioni IMA ATC (Integrated Modular Avionics) assicurano la gestione della HMI, display
e warnings, nonché gestiscono l’interfaccia con le varie periferiche. Inoltre, si fanno carico di task
comunicativi (ad esempio selezionano il centro ATC più appropriato per i vari data link).
• L’ACR (Avionics Communication Router) si occupa principalmente di consentire l’accesso a tutte le
fonti di comunicazione (correnti e future) e seleziona queste automaticamente, senza intervento del
pilota.
La maggior enfasi è sulla modularità, così che se ci fosse una failure, qualcos’altro potrebbe svolgere le
funzioni di chi è andato down (riconfigurazione del sistema).
14.9
Controllo dei sistemi di comunicazione
Il controllo della suite di sistemi di comunicazione nei velivoli, comunicazioni interne comprese, è diventato
un task sempre più impegnativo. Questo è aumentato di pari passo con l’aumento della velocità dei velivoli,
della densità del traffico e dei tipi di comunicazione.
139
Figura 14.18: Architettura su A380.
Figura 14.19: CCS (Communications Control System) di un A320.
Le funzioni di controllo alle comunicazioni sono state sempre più assorbite dalle funzioni di flight management, siccome la gestione del tipo di comunicazione, la selezione della frequenza ed il flight path
pianificato sono diventati sempre più connessi tra loro. Oggi il FMS può automaticamente selezionare e
sintonizzare i segmenti di comunicazione e navigazione richiesti per un particolare tratto di rotta, riducendo
il carico di lavoro della crew e consentendogli di concentrarsi di più sulla gestione dei sistemi di bordo.
L’equipaggiamento base prevede un doppio fit di elementi di comunicazione (COMMS) e di navigazione
(NAV). Le frequenze VHF 1 e 2 sono usate per la comunicazione, così come le HF 1 e 2. Il NAV usa VOR,
DME, ILS e ADF. Altri equipaggiamenti più forniti possono includere un terzo VHF per ACARS, un ATSU
e un MMR (Multi Mode Reciever) che integra ILS, GPS e MLS. Il controllo della suite COMMS e NAV è
reso possibile con l’utilizzo del RMP (Radio Management Panel); di essi ne sono presenti due, uno per il
comandante e l’altro per il primo ufficiale. Il RMP ha bottoni per la selezione della radio e finestre per la
selezione e la visualizzazione delle frequenze usate.
Il RMP contiene inoltre una standby navigation capability nel caso ci sia una failure di MCDU e FMGC
insieme. Normalmente, il FMGC controlla automaticamente l’equipaggiamento radio e navigatore che la
crew di volo ha precedentemente selezionato dal MPCD e RMP. Oltre al RMP, ogni pilota ha accesso ad un
ACP (Audio Control Panel), con cui mixare e controllare il volume di tutti gli equipaggiamenti usati per le
comunicazioni interne ed esterne, come il VHF, HF, VOR, ADF, ILS, SELCAL e interfono.
140
Capitolo 15
Sistema di sorveglianza e identificazione
I sistemi di sorveglianza e identificazione attualmente in uso si possono dividere in due principali tipologie:
• Sistemi dipendenti (dal sistema di comunicazione), in cui la posizione è determinata a bordo, mediante
gli equipaggiamenti per la navigazione, e poi trasmessa all’ATC mediante quanto abbiamo visto nel
capitolo precedente.
• Sistemi indipendenti, in cui la posizione del velivolo è misurata da terra, mediante i radar primario
e secondario (PSR e SSR), insieme all’ATC trasponder.
Al giorno d’oggi la sorveglianza è basata sia su comunicazioni voce che su data link che indicano la posizione,
oppure sulla determinazione e identificazione da terra con PSR e SSR.
Andiamo però nel dettaglio: identificazione significa interrogare il velivolo e farsi dire delle informazioni
come il suo ID ICAO ed eventualmente quota ed altri parametri (dipende dal tipo di trasponder). Essa può
avvenire in senso Air-Air, ed è il caso del sistema TCAS, che permette la comunicazione tra due velivoli
direttamente, oppure in senso A-G/G-A, con il ground che, mediante SSR, interroga il velivolo (che riceve il
segnale con il transponder e con lo stesso invia la risposta), il quale risponde e si rende identificabile, ovvero
si fa distinguere da tutti gli altri velivoli che ci sono. Tutto ciò fa parte di sorveglianza indipendente, dato
che non si fa uso di strumenti interni ma c’è sempre un esterno che interroga (ground o altro velivolo)
Per quanto riguarda la sorveglianza (o individuazione) invece essa significa che vogliamo conoscere la
posizione e la velocità del velivolo, senza sapere necessariamente di chi si tratta (quello lo fa l’identificazione).
Essa può avvenire tra ground e velivolo solo nel senso G-A, per mezzo del PSR, che si basa su una riflessione
di onde EM sul velivolo, il quale quindi non deve ricevere e inviare niente ma soltanto riflettere le onde
passivamente. Questo permette al radar primario di identificare la posizione del velivolo, che non deve
quindi fare nulla per rendersi individuabile.
In sostanza, sorvegliare vuol dire individuare che c’è qualcuno, semplicemente inviando un segnale e
misurando la riflessione di questo, mentre identificare significa, mediante domanda e risposta, dare un volto
(in questo caso un identificativo ICAO) a chi abbiamo individuato, e questo richiede una comunicazione
bidirezionale.
Figura 15.1: Stato dell’arte di un sistema di sorveglianza e identificazione. In grigio ci sono le funzioni, in
verde i sistemi del velivolo e in azzurro i sistemi a terra.
141
Figura 15.2: Flusso di processi e informazioni che assicurano le funzioni di planning del traffico e di
separazione dei velivoli in aria.
15.1
Struttura funzionale di un ATM
Prima di iniziare, è necessario dire che ogni zona del globo terrestre è divisa in varie aree, che si infittiscono
nelle zone aeroportuali, in ciascuna delle quali vi sono dei responsabili per il controllo del traffico aereo. Ad
esempio, il surface control è a carico del ground, il local control è a carico della tower, ecc.
In ogni caso, la funzione principale dell’ATM è quella di pianificare il traffico aereo e di assicurare la
separazione dei velivoli (ovviamente) in aria. Al momento la separazione è demandata a terra, con un
sistema di backup in volo composto prima dal TCAS (lo si usa così perché ha portata troppo limitata per il
lungo periodo) e poi, in ultima spiaggia, dalla vista della crew.
La figura 15.2 illustra in un diagramma quello che è il percorso, da sinistra a destra, che va dalla
pianificazione del volo sino al vettore di stato vero e proprio del velivolo in crociera. Ogni blocco blu indica
una funzione, mentre i blocchi grigi indicano gli "attori" di tale funzione. Le frecce indicano invece cosa
entra/esce dal blocco della funzione, ossia di cosa ha bisogno in input la funzione e cosa da in output; essi
possono essere delle richieste, delle misure, degli intenti oppure degli stati reali. Le funzioni possono essere
raggruppate in
• Pianificazione
• Esecuzione
con una netta sovrapposizione nel settore di controllo, che pianifica, esegue e ripianifica in base ai feedback
dell’esecuzione. Ogni funzione può richiedere da giorni, ore, minuti, fino a pochi secondi.
È utile notare come l’incertezza sia affrontata mediante svariati livelli di replanning nel sistema. La
funzione di flight planning, tenuto conto di meteo e flight schedule, elabora i piani di volo, passati alla
funzione di flow planning (nazionale) in termini di intenti; essa, tenuto conto della schedule of capacities,
approva o modifica questi piani di volo e li manda alla funzione di facility flow planning, che tira fuori i
planned flow rates. La compagnia aerea/AOC/crew elabora il piano di volo, il Central Flow Management
Unit (CFMU) effettua la pianificazione del traffico nazionale e la Traffic flow Management Unit (TMU)
effettua la pianificazione del traffico in termini di facilities. Tutto questo fa parte della pianificazione "pura",
ovvero che viene fatta a priori.
15.1.1
Planning e control
Una volta che la funzione di facility flow planning ha elaborato il planned flow rates, la funzione di sector
traffic planning si occupa, tenuto conto delle richieste di clearance da parte del controllo, tenuto conto dei
desired sector loads, e tenuto conto del vettore di stato che giunge direttamente dal velivolo, approva o chiede
di modificare gli handoffs. Il sector traffic control invece, tenuto conto del vettore di stato e delle richieste
di clearance da parte del velivolo, invia a questo eventuali clearances.
Il sector controller team svolge la funzione di assicurare la separazione dei velivoli in aria. Tale funzione
può essere suddivisa in due sotto-funzioni, ovvero il sector traffic planning ed il sector traffic control.
142
Figura 15.3: Funzioni in dettaglio di planning, control e velivolo.
• Il sector planning ha l’obiettivo di gestire tutte le potenziali situazioni di conflitto che il controller
potrebbe aver bisogno di processare, nonché deve poter assistere il controller con le richieste di clearance
dal velivolo, se non possono essere immediatamente processate. Dunque diciamo che il sector planner
aiuta ad alleviare il carico di lavoro del sector controller ed è pertanto il primo attore nella gestione
dell’esposizione ad eventuali rischi di collisione. Tale funzione fa uso di dati non provenienti da radar.
• Il sector control invece è l’unico attore del traffic management che comunica direttamente col velivolo.
Esso ha le funzioni di
– Monitorare la conformità della traiettoria al piano di volo (conformance monitoring)
– Comandare al velivolo cosa fare nel caso di identificazione di conflitti a breve termine (detection
e intervention)
– Ricevere, approvare o rifiutare richieste di modifica della rotta da parte del velivolo
La bontà dell’identificazione dipende da
– Accuratezza del sensore di stato a bordo del velivolo
– Risoluzione del display a terra
– Frequenza di aggiornamento
– Abilità del controllore nel prevedere la traiettoria del velivolo
Con l’introduzione di applicazioni FANS C la detection è stata migliorata, giacché si ha una condivisione
via data link del vettore di stato 4D del velivolo con la stazione di terra. La funzione di traffic control
fa uso ovviamente di dati provenienti da radar.
L’intervento implica invece prendere la decisione di agire su un potenziale conflitto e la comunicazione
dell’azione da compiere alla crew a bordo, che deve quindi intervenire nel vero senso della parola e
cambiare la traiettoria.
Il velivolo, infine, in base a ciò che dice a planning e control, riceve delle clearance/dei comandi con cui
assicura le funzioni di eventuale replanning, di verifica della conformità al piano di volo e di collision avoidance
(TCAS). Il suo stato viene misurato e inviato quindi a control e planning. È importante sottolineare che
l’AOC ha una certa interfaccia col velivolo.
Il loop che c’è tra planning, control e velivolo prende il nome di separation assurance loop.
15.1.2
Cockpit crew
La crew a bordo ha la più dettagliata e aggiornata conoscenza dell’ambiente circostante e dele performance
del velivolo, in più è l’unico attore che può controllare effettivamente il velivolo stesso (è quindi responsavile
della sua guida e navigazione, in accordo al piano di volo, eventualmente rimodulato su esigenze di efficienza,
comfort o sicurezza). Attualmente, la crew ha informazioni su meteo e traffico molto ridotte, in quanto i
radar meteo non sono aggiornati per tutti i velivoli ed il TCAS ha una portata ridotta, che consente delle
previsioni solo a breve periodo. Per le previsioni a medio/lungo periodo è necessario che la crew faccia
riferimento ad altro.
La crew contribuisce alla performance della funzione di intervento mediante la sua risposta ai vettori
inviati dall’ATC. Essa ha inoltre la responsabilità di garantire la sicurezza a bordo monitorando ed evitando
gli altri velivoli nelle vicinanze, visualmente o col TCAS.
143
Figura 15.4: Alcune delle tecnologie che possono/potrebbero essere applicate nel separation assurance loop.
15.1.3
Tecnologie per assicurare la separazione
• ADS sta per Automatic Dependent Surveillance. La A finale sta per Addressed, la C finale sta per
Contract. La variante ADS-B, dove B sta per Broadcast, consente di diffondere informazioni utili
all’identificazione verso altri velivoli in linea di vista.
• CDTI sta per Cockpit Display of Traffic Information.
• La funzione Precision 4D Nav (spazio + tempo) di guida e navigazione è basata su area navigation
(RNAV) capability, vertical guidance ed una comune e accurata sorgente di tempo.
L’ADS-B, insieme al TCAS, riceve/diffonde info sul traffico in senso A-A ed il CDTI permette l’interfaccia
con la crew. Dal velivolo, come vediamo, possono andare comunicazioni in termini di richieste sia tramite voce
che tramide CPDLC (data link). Grazie al sistema ACARS in termini AOC, l’AOC stesso può intervenire
per quanto riguarda le modifiche al piano di volo, che devono comunque sempre essere validate dal centro di
controllo.
15.2
PSR e SSR
Nel sistema di ATC, le antenne di PSR e SSR sono montate sullo stesso assieme rotante, così da fornire un’azione sincronizzata. Il PSR trasmette energia radar e individua il velivolo per mezzo dell’energia da questo
riflessa. Questo permette di visualizzare sulla console ATC il range e l’azimuth del velivolo. Contemporaneamente, il SSR trasmette una serie di pulsazioni di interrogazione che vengono ricevute dal trasponder a
bordo del velivolo, il quale risponde con una differente serie di impulsi che danno informazioni sull’ID ICAO
del velivolo e tipicamente anche sulla quota di esso.
Se PSR e SSR sono sincronizzati, allora la console ATC presenta insieme sia la posizione e quota del
velivolo sia il suo ID, e questo aiuta ad incrementare la situational awareness del controllore. In questo modo
il PSR permette di stabilire dove sta il velivolo sulla mappa, mentre il SSR permette di stabilire chi è il
velivolo. Inoltre, l’uso del SSR permette di non visualizzare tutto ciò che non è un velivolo, ma che riflette
energia radar (alberi, palazzi, ecc), permettendo quindi di includere più velivoli nello spazio controllato ed
alleggerire il lavoro dei controllori.
15.2.1
PSR
Come già detto, il PSR si basa sull’emissione di energia radar che, riflessa dal velivolo, permette di capire
qual è la sua posizione rispetto alla stazione emittente in termini di range (distanza) e di posizione azimutale.
In questo caso il velivolo non ha bisogno di nient’altro che sé stesso per rendersi individuabile, giacché deve
solo riflettere l’energia e non rispondere ad alcuna interrogazione.
144
Figura 15.5: PSR e SSR.
Figura 15.6: Radar SSR.
Chiaramente, bisogna far si che la potenza trasmessa dal radar sia sufficiente affinché quanto riflesso dal
velivolo e captato a terra sia ancora intellegibile. Sulla console ATC quindi il controllore vedrà un punto che
si muove, quindi sa esattamente dove si trova, ma non sa (ancora) chi è quel velivolo.
15.2.2
SSR
Il SSR si occupa invece di determinare l’identità del velivolo (almeno) e di ottenere da esso anche altre info
(quota ed altro eventualmente). L’antenna radar emette una serie di pulsazioni a 1030MHz per interrogare il
velivolo che risponde con una serie di altre pulsazioni a 1090MHz. Come già visto, il SSR richiede al velivolo
la presenza a bordo di un trasponder. In particolare, l’equipaggiamento a bordo comprende:
• ATC transponder controller unit per selezionare eventuali modi e risposte in codice
• Una ATC transponder unit dedicata
• Una ATC antenna, con eventuale opzionale seconda antenna che serve a prevenire effetti di blanking
durante le manovre
Il transponder riceve un’interrogazione sotto forma di codici su una onda carrier a 1030MHz via una delle
due antenne sull’airframe. Questi segnali sono amplificati, demodulati e decodificati nel transponder. La
risposta del velivolo è quindi codificata, modulata, amplificata e trasmessa su un’onda carrier a 1090MHz in
RF.
La stazione radar SSR sorveglia un cilindro di raggio 370km e altezza 15km. In questa area ci sono pochi
e veloci velivoli che sono ben separati tra loro. A causa della loro alta velocità, l’informazione sulla posizione
deve essere aggiornata frequentemente. Tipicamente l’antenna ruota a 5-15 RPM e scansiona l’ambiente nel
cilindro con un raggio che è molto stretto in azimuth e più ampio in elevazione.
Le interrogazioni/risposte sono inviate/ricevute dalla stazione di terra solo ogni 4-12 secondi, a seconda
se la velocità è di 15-5 RPM. Diciamo quindi che la posizione del velivolo può essere aggiornata solo ogni 4-12
145
Figura 15.7: Due velivoli dotati di TCAS e le relative regioni RA e TA.
secondi. Questo fa parte della detection capacity menzionata prima, in quanto più è veloce la frequenza di
aggiornamento e più in fretta posso sapere dov’è il velivolo.
Se consideriamo ad esempio una PRF (Pulse Repetition Frequency) di 450Hz, ovvero la frequenza con
cui vengono inviate le pulsazioni (non la frequenza dell’onda in sé ma quanti impulsi vengono inviati ogni
secondo), abbiamo che il raggio colpisce il velivolo da 5 a 15 volte ogni volta che il velivolo stesso è illuminato
dal raggio. La PRF di interrogazione (uguale a quella di risposta) è unica per ogni stazione di terra.
Sia PSR che SSR usano la modulazione in pulsazione ma, a differenza del PSR, la SSR si basa su gruppi
di pulsazioni che sono adeguatamente codificate. Sono quindi previsti i seguenti modi, parlando di aerei
commerciali.
• Mode A. Fornisce solo il codice ICAO del singolo volo. Viene inviato a tutti i velivoli, che devono di
conseguenza rispondere.
• Mode C. Fornisce codice ICAO e quota, quindi si ha un’informazione 3D (range e azimuth dal PSR
e quota dal SSR). Viene inviato a tutti i velivoli, che devono di conseguenza rispondere.
• Mode S, dove S sta per Select. Si tratta di una modalità molto importante in quanto, oltre a ID
e quota, include la capacità di effettuare data link, al fine di fornire una cooperazione ai sistemi di
sorveglianza e comunicazione.
Infatti, i transponder con Mode S permettono al ground di interrogare il velivolo specifico, e non inviare
delle domande a tutti (cosa che potrebbe portare a una possibile sovrapposizione delle risposte, quindi
alla corruzione del messaggio, e bisognerebbe aspettare il successivo interrogatorio). Questo permette
dunque di interrogare un velivolo e di chiedergli l’intero vettore di stato, incrementando l’efficienza
delle risorse ATC e introducendo una nuova capacità di sorveglianza. Ovviamente il velivolo sappiamo
che è nei paraggi dai piani di volo.
Inoltre, i velivoli equipaggiati con transponder Mode S possono comunicare tra loro (devono avercelo
entrambi), e questa è proprio la base del sistema TCAS! Diciamo quindi che il Mode S non solo
risponde, ma può anche fare domande.
Il sistema Mode S ha quindi i seguenti vantaggi:
– Maggior integrità dei dati (molte meno corruzioni)
– Incrementa la densità di traffico (posso gestire più velivoli)
– Riduce il carico di lavoro ai controllori
– Rende disponibili al ground ulteriori parametri del velivolo
– Allevia la scarsità di codici nei modi A e C
15.3
TCAS
Lo sviluppo del Mode S nel SSR ha portato alla creazione di due sistemi ad esso relativi: il TCAS e l’ADS-B.
Entrambi i sistemi permettono di scambiare dati direttamente tra due velivoli.
Il TCAS (Traffic alert and Collision Avoidance System) è un sistema di sorveglianza e anti-collisione che
fornisce dei warning alla crew quando altri sistemi di navigazione/sorveglianza & identificazione (incluso
l’ATC) non riescono a garantire una separazione sicura tra i velivoli.
Il TCAS è un sistema di bordo, basato sui principi del SSR, che interroga e risponde direttamente con un
altro velivolo via data link. Le interrogazioni e le risposte sono inviate direttamnete dal transponder ATC di
146
Figura 15.8: Sistema TCAS tipico di un velivolo.
bordo, per cui è necessario che entrambi i velivoli siano equipaggiati con transponder ATC; inoltre, il velivolo
che interroga deve avere il transponder ATC Mode S. Questo sistema è quindi completamente indipendente
dalle stazioni di terra (ma non è un sistema dipendente perché determina la posizione sulla base di cosa gli
dice un oggetto esterno e non i soli sensori di bordo).
Il computer del TCAS si interfaccia con il transponder ATC e calcola quindi il tempo che manca ad una
potenziale collisione, noto come CPA (Closest Point of Approach). Possiamo distinguere, dato il velivolo host
(noi) ed il velivolo intruder (quello che si deve evitare), una regione più ampia, chiamata TA (Traffic Advisory)
region, in cui si ha solo un warning, ed una più ristretta regione, chiamata RA (Resolution Advisory) region,
in cui l’intruder è segnalato sia con un warning che con eventuale sollecitazione alla manovra istantanea.
Il TCAS esiste in due forme:
• TCAS I, per sorveglianza e identificazione
• TCAS II, per anti-collisione
Entrambe le forme forniscono dei warning quando c’è una potenziale collisione. Il TCAS I indica il range e
l’azimuth dell’intruder in un range di 15-40 nm avanti, 5-15 nm dietro e 10-20 ai lati, oltre che indicare la
presenza di intruder 850ft più in alto/basso dell’host.
Il TCAS trasmette un’interrogation search pattern in Mode C in cerca di transponder Mode A e Mode C
equipaggiati sui velivoli e riceve le risposte da tali velivoli. In più, esso trasmette un’interrogazione in Mode
S in cerca di altri Mode S, ricevendo risposta individuale da ognuno di essi. In aggiunta alle informazioni
che giungono dalle interrogazioni, come già detto, il TCAS rileva il range ed il bearing dei velivoli nel raggio
di una decina di km, per mostrarli su display al pilota.
Il TCAS consiste in
• 1 computer TCAS
• 2 antenne direzionali
• 1 pannello di controllo
• 2 display
Esso opera in congiunzione con il sistema di sorveglianza in Mode S, che include 2 transponder, 1 pannello
di controllo e delle antenne. I warning visivi possono essere visualizzati sul VSI (Vertical Speed Indicator)
o sull’EFIS (Electronic Flight Instrument System). È quindi tutto molto basato sul sistema ATC, con
l’aggiunta di eventuali componenti. Precisiamo che il transponder del TCAS è lo stesso del Mode S nel SSR.
ACARS e ATSU possono operare insieme al transponder Mode S (lo stesso del TCAS e del SSR) per
scopi ATC, in coordinazione con le stazioni di terra ATC. Se ci si trova in zone oceaniche allora l’ACARS
può usare HF e SATCOM (data link) per scopi ATC, mentre l’ATN sappiamo che opera solo con radio VHF.
L’ACARS può ovviamente comunicare per scopi AOC oltre che ATC. In questo modo abbiamo evidenziato
147
Figura 15.9: TCAS, ATSU-FMS e connessioni in una tipica architettura. Notare come l’ACARS si interfacci
con il transponder Mode S, usato anche dal TCAS.
Figura 15.10: Varie possibilità per la sorveglianza indipendente e dipendente su spazio continentale e oceanico, nel passato e nel presente. In passato si faceva uso di messaggi audio, ora si usano ACARS/ATSU per
data link.
l’interconnessione tra il TCAS e ATSU-FMS, dato che comunque sia per scopi AOC/ATC che per scopi
TCAS (e SSR) si prendono dati dal FMS (quando interrogo dico di cercare nel FMS e con il FMS elaboro
la risposta da inviare col Mode S, in quanto al FMS sono collegati i sensori che permettono di generare il
vettore di stato). Tutto ciò ci fa capire come vi siano elementi che svolgono più funzioni nelle architetture
moderne e future.
Purtroppo non è attualmente possibile effettuare sorveglianza indipendente (dalla stazione di terra) su
spazi oceanici. Una possibilità futura è rappresentata dall’ADS-B, nella variante ADS-C.
15.4
ADS-B
L’ADS-B è una tecnologia di sorveglianza del traffico aereo che sta emergendo negli ultimi tempi. Essa
consente di equipaggiare il velivolo affinché esso possa essere tracciato da
• Controllori del traffico aereo, senza l’uso di radar convenzionali
• Piloti di altri velivoli equipaggiati con ricevitori ADS-B
Le informazioni sulla sorveglianza del traffico sono trasmesse (ADS-B OUT) da stazioni di terra/velivoli
equipaggiati con ADS-B in maniera periodica e broadcast, ossia vengono periodicamente diffuse e sono
148
Figura 15.11: Trend futuro di S&I.
captabili da tutti i ricevitori in linea di vista. Gli ADS-B dovrebbero così rimpiazzare i radar come
primaria sorgente di sorveglianza del traffico aereo mondiale. Allo stesso modo, l’ADS-B permetterà di avere
delle applicazioni sul velivolo che permetteranno ai piloti di operare in maniera più sicura ed efficiente a
distanze di separazione minori.
L’acronimo ADS-B sta per Automatic Dependent Surveillance Broadcast, dove
• Automatic perché trasmette le informazioni in maniera automatica, senza ricevere alcuna interrogazione, per cui non si usa più il protocollo interrogazione-risposta ma si diffonde ogni tot le informazioni
utili a tutti
• Dependent perché il suo funzionamento corretto ed efficace dipende dalla cooperazione di tutti i veicoli equipaggiati, che forniscono le loro informazioni di posizione (e altro) basandosi su una sorgente
di determinazione della posizione quali i ricevitori GNSS (GPS, GALILEO, ad esempio), che sono
comunque già a bordo dei velivoli (è cosa buona e giusta)
• Surveillance perché le informazioni che vengono diffuse servono ad un adeguato tracking del velivolo
per scopi di controllo del traffico
• Broadcast perché le informazioni sono diffuse simultaneamente a tutti gli apparati equipaggiati con
ricevitori ADS-B (ADS-B IN).
Diciamo quindi che l’ADS-B è la trasmissione periodica delle proprie info utili alla sorveglianza in maniera
cooperativa da parte di velivoli e stazioni di terra. Le informazioni vengono diffuse con un segnale che si
propaga solo in linea di vista. Dal momento che si usano ricevitori GNSS, si riesce ad ottenere una frequenza
di aggiornamento maggiore del SSR ed anche una maggior accuratezza rispetto sempre ai radar. Ciò
permette di avere anzitutto un miglior uso dello spazio aereo, avendo informazioni più accurate e aggiornate,
e poi è anche una tecnologia che costa di meno dei radar, nonostante permetta ai piloti e ai controllori di
vedere più precisamente e più ampiamente ciò che c’è intorno al velivolo, quindi è piuttosto vantaggioso il
suo utilizzo, specie al posto del rinnovamento di tante stazioni radar già obsolete, che dovrebbero essere
aggiornate o, a questo punto, riconvertite per ADS-B.
15.4.1
ADS-B OUT
Esso è, in un certo senso, il pacchetto di informazioni che il veicolo trasmette periodicamente in broadcast.
Si tratta sostanzialmente del vettore di stato (posizioni, velocità) e di qualità (indicante l’accuratezza e l’integrità di quanto registrato nel vettore di stato), oltre che dell’identificativo e di eventuali altre informazioni.
Il tutto viene trasmesso via data link con 3 possibili frequenze:
• 1090MHz extended squitter. Si tratta di un’estensione della tecnologia Mode S in cui l’avionica
1090ES diffonde periodicamente un breve messaggio ADS-B a 1090MHz.
• 978MHz, chiamata UAT (Universal Access Transciever)
• VDL-4
149
Nel futuro si prevede di poter diffondere informazioni anche sulla traiettoria futura, oltre che attuale, così
da poter meglio prevedere quale sarà la posizione del velivolo in futuro e gestire meglio il traffico aereo. Ciò
potrebbe essere fatto includendo nel pacchetto le informazioni sui waypoints correnti e futuri, programmati
nel FMS del velivolo. In ogni caso, l’ADS-B OUT è stato progettato per supportare numerose applicazioni,
sia per ATC che per ADS-IN on-aircraft.
Attualmente, comunque, l’unica tipologia di informazioni che sono state ritenute affidabili (in termini di
accuratezza e integrità) sono quelle relative a posizione e velocità, mentre eventuali input del pilota, stato
del TCAS (TCAS II), heading, altitudine barometrica, ecc devono essere ancora approvate dalle autorità
15.4.2
ADS-B IN
Esso si riferisce all’abilità di un velivolo equipaggiato con ADS-B di ricevere, processare e visualizzare
le informazioni ottenute via ADS-B OUT, ossia quanto ricevuto in broadcast da chi ha diffuso (velivoli e/o
stazioni di terra). Per fare ciò serve, di base, l’antenna ricevente e tutto ciò che permette di processare
e visualizzare quanto ricevuto. Tuttavia, sebbene il velivolo sia equipaggiato di ADS-B, può capitare che
l’ADS-B OUT sia su una frequenza diversa (ne abbiamo tre possibili abbiamo detto), oppure che non sia in
linea di vista, o ancora che trasmetta delle informazioni ancora con il radar (che boomer), quindi c’è bisogno
di qualcosa che ci venga in soccorso dalla stazione di terra. Tutto ciò ha i nomi ADS-R e TIS-B.
ADS-R e TIS-B
• Nel ADS-R, dove la R sta per Rebroadcast, la stazione di terra provvede a prendere l’ADS-B OUT
in una frequenza e rimandarlo (relay) all’ADS-B IN (altro velivolo) nella sua frequenza che usa. In
pratica lui intercetta tutti i messaggi ADS-B (tanto è broadcast) e, se vede che nei paraggi c’è qualcuno
che non capirebbe quel messaggio1 (perché usa frequenze diverse), glielo traduce nella sua frequenza.
Una cosa analoga può valere se i due velivoli non sono in linea di vista.
• Nel TIS-B invece si fa una cosa analoga, ma tra un velivolo ricevente con ADS-B e un velivolo
trasmettitore senza ADS-B. In pratica lui prende i messaggi non ADS-B e li traduce in modo che i
velivoli con ADS-B possano riceverli, quindi è in un certo senso complementare al servizio ADS-R, al
fine di fornire un ADS-B OUT opportuno a tutti i velivoli equipaggiati con ADS-B.
CDTI
La visualizzazione delle informazioni di sorveglianza ricevute (ADS-B IN) è appropriatamente fornita su un
display comunemente chiamato CDTI (Cockpit Display of Traffic Information). Esso è un generico nome per
un display che fornisce al pilota informazioni di sorveglianza riguardo il traffico aereo (con posizioni relative al
velivolo) ma anche informazioni specifiche di applicazioni, come ad esempio indicazioni sul traffico, avvertenze
e guide alla separazione in volo.
Le informazioni visualizzate sul CDTI sono ottenute da più eventuali sorgenti, come l’ADS-B, ADS-R,
TIS-B oppure ancora il TCAS. In aggiunta ad esse possono essere fornite informazioni riguardo i waypoints,
il meteo, la struttura del terreno e le limitazioni dello spazio aereo, ostacoli, mappe aeroportuali e tutto ciò
che è ritenuto rilevante al volo.
Applicazioni ADS-B IN
Le possiamo dividere in 5 macro categorie:
1. Situational awareness. Sono quelle applicazioni in cui si cerca di aumentare la conoscenza del
pilota riguardo il traffico circostante, sia in aria (con portata maggiore del TCAS), sia nello spazio
aeroportuale.
2. Extended situational awareness. Sono applicazioni che aumentano la situational awareness al punto precedente, segnalando al pilota le condizioni di traffico mediante alerts o fornendogli informazioni
che possono portare ad una separazione minore in maniera ugualmente sicura.
1 Ad esempio le FIS (Flight Information Services) - B (Broadcast) sono disponibili solo in data link UAT, quindi i velivoli
che non usano UAT nell’ADS-B devono passare per ADS-R.
150
Figura 15.12: ADS-B e ADS-C.
3. Spacing applications. Esse richiedono al pilota di raggiungere e mantenere una data spaziatura
longitudinale con un certo velivolo, come specificato dall’istruzione ATC. Quando i piloti ricevono
nuovi task relativi a spacing applications, la separazione rimane a carico del controllore.
4. Delegated separation. Il controllore delega la responsabilità di separazione al pilota, ma solo per quel
preciso velivolo (il suo) e in maniera limitata nel tempo, nello spazio e nello scopo. La responsabilità
di separare tutti gli altri velivoli però rimane sempre a carico del controllore.
5. Self separation. In questo caso sono i piloti che separano "da sé" i velivoli, in accordo ai requisiti e
alle regole, ma senza limitazioni spaziali, temporali e di scopo.
15.4.3
ADS-A,C e ADS-B
Può capitare che alcuni ATS providers abbiano la necessità ed il desiderio di ottenere/inviare informazioni
di tipo ADS-B in zone dove non è così fattibile l’installazione di network ADS-B, per cui, siccome l’ADS-B
poggia su trasmissioni LOS, c’è la necessità di inventarsi qualcosa per permettere tali comunicazioni.
Una prima possibilità può essere quella di sfruttare i satelliti per fare un relay del segnale. Tuttavia,
l’ADS-B si basa prevalentemente sul Mode S 1090ES o sul UAT, che non sono usate sui satelliti. Si potrebbe
quindi
• Dotare i satelliti di ricevitori 1090ES e UAT
• Installare sui velivoli una funzione che possa convertire le informazioni in modo tale che i satelliti le
possano ricevere e ritrasmettere alla stazione di terra. Questa sembra la strada più percorribile, dato
che i satelliti che si userebbero sono già in orbita e non credo che Manny Tuttofare sappia lavorare nel
vuoto cosmico su dei satelliti INMARSAT.
Quindi, in ogni caso, l’idea potrebbe essere quella di aumentare la portata dell’ADS-B stesso e fornire una
coverage alla sorveglianza di portata mondiale.
Un’altra possibilità invece è quella di usare il cosiddetto ADS-C, dove C sta per Contract, ossia una
relazione paritaria 1-1 tra il velivolo dotato di ADS ed una infrastruttura a terra che richiede l’invio di
messaggi ADS. Esso fa quindi uso dell’ATSU, che si interfaccia con l’ADS-B, per inviare messaggi ADS-C
mediante HF o SATCOM alle stazioni di terra (eventualmente passando per i satelliti se uso SATCOM).
Questo è usato ad esempio per supportare il volo (credo) a vista con il pacchetto FANS (A/A+) dove
la copertura radar non c’è (zone polari o oceaniche). Vengono infatti inviati mediante ADS-C dei report
periodici al velivolo dall’ATC, mediante l’ACARS come protocollo comunicativo.
15.4.4
Concept of operations di ADS-B
Come abbiamo più volte detto, l’ADS-B porta significativi benefici ai provider ATS grazie ai minori costi, la
maggior coverage e le migliori performance in termini di accuratezza e frequenza di update delle informazioni.
151
Figura 15.13: ADS-B e ADS-C. Trend presente/futuro.
Figura 15.14: Concept of Operations dell’ADS-B a supporto delle operazioni in tutte le fasi del volo.
Per queste ragioni sono state sviluppate un sacco di procedure per lo scambio broadcast di informazioni via
ADS-B tra velivoli e tra velivoli e stazioni di terra, che miglioreranno l’efficienza e la sicurezza delle
operazioni aeronautiche. Per un riassunto generale dell’ADS-B vedi le slide parte 2 del S&I system pp.23-28.
15.4.5
ADS-B e TCAS
L’ADS-B non è pensato per sostituire il TCAS, che è più l’ultima spiaggia per quanto riguarda l’evitare la
collisione tra velivoli. L’ADS-B infatti è una tecnologia di sorveglianza del traffico aereo che è progettata per
fornire informazioni sia alle applicazioni ground-based che a quelle aircraft-based, quindi a supporto delle
operazioni del velivolo.
L’ADS-B infatti diffonde le informazioni riguardo posizione e velocità a tutti, mentre il TCAS si basa sul
protocollo interrogazione-risposta. L’ADS-B ha una portata maggiore e una maggiore accuratezza. L’ADSB si basa su misure altamente accurate dal GNSS, mentre il TCAS misura il range accuratamente ma
poco accuratamente l’azimuth. L’ADS-B è vista come una tecnologia valida per migliorare l’operazione
del TCAS mediante un concept noto come hybrid surveillance. Facendo uso dell’ADS-B IN come fonte di
informazioni in questa hybrid surveillance si può migliorare il TCAS
• Riducendo il numero di interrogazioni richieste dal TCAS, riducendo così la congestione nelle frequenze
e incrementandone effettivamente il range operativo negli spazi aerei altamente densi
152
Figura 15.15: Albero funzionale di funzioni e prodotti.
indipendente (da sensori a bordo).
Particolare della funzione di identificazione
• Riducendo warning inutili del TCAS incorporando piuttosto informazioni di stato più precise con
l’ADS-B nel processo di sorveglianza del TCAS stesso
• Integrando TCAS e ADS-B IN nel display del traffico, così da fornire un unico display con le migliori
e più esaustive informazioni di sorveglianza che si possono fornire ai piloti
• Estendendo l’anti-collisione sotto i 1000ft, includendo l’identificazione di potenziali runway incursions
15.4.6
Albero funzionale e prodotti di ADS-B
L’idea di fondo per leggere bene l’albero funzionale 15.15 è che l’identificazione può essere sia G-A/A-G,
che A-A. Di base, abbiamo bisogno di procurarci e trasmettere le informazioni di identificazione (con sensori
e trasmettitori), ma anche di eventualmente riceverle (con dei ricevitori) e di visualizzarle a bordo (CDTI,
EFIS). Il massiccio uso di ADS, TIS, FIS, ecc è più che evidente.
153
Capitolo 16
Sistema di navigazione
La funzione di navigazione assolve al compito di manovrare il velivolo da un punto noto di inizio, fino alla
destinazione desiderata, usando una moltitudine di sensori (interni al velivolo, senza dialogo con terra) e
aiuti alla navigazione (da terra o comunque dall’esterno del velivolo). La navigazione è inoltre fatta facendo
passare il velivolo per una serie di waypoints specificati a priori. I parametri di navigazione basilari
sono:
• Altitudine, che sia barometrica (relativa ad un riferimento di pressione) o radar (dal terreno).
• Velocità, espressa in IAS (indicated airspeed) o Mach, oppure in TAS (true airspeed), che invece è
relativa a terra (ma è la velocità della massa d’aria in cui si sposta). Se c’è un certo vento relativo
che sposta l’intera massa d’aria, allora si parla di GS (groundspeed) riguardo la velocità del velivolo
rispetto a terra e sempre di TAS riguardo la velocità dell’intera massa d’aria rispetto a terra.
• Heading del velivolo, ossia la direzione dell’asse velivolo longitudinale (asse x) rispetto ad un riferimento nord, che sia geografico oppure magnetico (true o magnetic). In alcuni casi si può parlare
di bearing anche, quando ci si riferisce talvolta alla direzione, sempre rispetto a un Nord, del prossimo waypoint di destinazione (ad esempio un radiofaro VOR/DME). In ogni caso, bearing indica
una generica direzione rispetto ad un riferimento, mentre heading indica la direzione del velivolo (asse
longitudinale corpo) rispetto ad un riferimento.
In ogni caso, avremo che il velivolo volerà da un segmento all’altro, dove ogni segmento è delimitato da due
waypoints, e tutto il percorso fa parte del flight path designato in partenza. Il flight path è l’elenco di tutti
i waypoints da cui passare (in ordine), seguendo idealmente una linea retta che va da uno all’altro.
Dunque, possiamo dire che la navigazione dovrà sia calcolare in qualche modo come arrivare a destinazione
(passare da quali waypoint e in che ordine) e poi dovrà assicurarsi, mediante sensori e attuatori, che il velivolo
effettivamente faccia quanto programmato e non vada completamente a caso.
Figura 16.1: Questione TAS, GS e drift angle (ossia l’angolo tra TAS e GS) e heading vari.
154
Figura 16.2
16.1
Metodi di navigazione
Tradizionalmente, fino agli anni 1930, la navigazione era fatta secondo metodi classici, che prevedevano l’uso
combinato di bussole, giroscopi inerziali e informazioni sulla velocità dell’aria prese dai sensori (più un clock),
per ottenere un sistema chiamato dead-reckoning (trad. determinazione della posizione sulla base di quella
precedente). Tuttavia, ciò era estremamente soggetto a errori multipli (sia across che along track), dovuti
a errori all’heading ed al fatto che si trascurava l’effetto di eventuali venti. Già dagli anni 1930 quindi si è
scoperto che dando al velivolo la posizione relativa ad una stazione nota sulle carte geografiche, era possibile
azzerare di volta in volta questi errori commessi e quindi eventualmente ricalibrarsi sulla base dei dati freschi
che arrivavano di volta in volta.
Al giorno d’oggi si usano delle combinazioni di differenti tecniche, a seconda di qual è la più appropriata/utilizzabile in quel momento. Le tecniche suddette sono tre:
• Aiuti alla navigazione
• Navigazione autonoma con sistemi inerziali e di dati aria
• Uso del GNSS per la navigazione
16.1.1
Ground-based con aiuti alla navigazione
L’idea primaria di questo tipo di navigazione è che i waypoint sono punti fisici a terra, e sono rappresentati
dalle stazioni VOR/DME. Se infatti abbiamo note le posizioni sulla terra di queste stazioni, possiamo
costruire tutta una serie di aerovie che passano per tutti questi waypoints. Questa tipologia di navigazione
si basa, come abbiamo visto, su:
• VOR (VHF Omni Ranging), che fornisce la direzione (radiale) del velivolo rispetto alla stazione di
terra.
• DME (Distance Measuring Equipment), che fornisce la distanza (range) del velivolo dalla stazione di
terra. Si accoppiano tipicamente VOR e DME per fornire una doppietta di coordinate polari ρ, θ, in
modo da determinare la posizione del velivolo nel piano x − y.
• NDB (Non Directional Beacons), che sono delle stazioni trasmittenti segnali omnidirezionali. Sono
analoghi al VOR ma il calcolo della radiale lo deve fare il velivolo mediante ADF e non la stazione
stessa (sono antecedenti al VOR).
155
Figura 16.3: Aiuti alla navigazione (VOR/DME, NDB, DME aggiuntivi di aiuto).
In ogni caso, il velivolo con questi segnali da stazioni note riesce a calcolare la sua posizione in termini di
latitudine e longitudine a terra e capire quindi dove si trova. Tutto questo funziona comunque solo in linea
di vista, siccome si basa su onde VHF.
16.1.2
Autonoma con uso di dati aria e inerziali
Quando sono diventati disponibili i sistemi inerziali di navigazione (INS) per l’aviazione civile, è stato
possibile pensare ad una navigazione autonoma che si basi sull’utilizzo dell’INS con sensori inerziali, senza
fare affidamento ad alcuna stazione VOR/DME a terra. Questo ha permesso di non dipendere più da
waypoints fisici, ma di avere dei waypoints non fisici, specificati semplicemente in termini di latitudine e
longitudine a terra, quindi con più possibilità di coincidere con il flight path che il velivolo intenderebbe
seguire. L’uso di dati aria, combinato con quelli INS, permette di derivare ulteriori informazioni in merito
anche all’aria stessa (ad esempio la TAS).
Per ragioni di affidabilità e disponibilità, tali sistemi si basano su una doppia o tripla ridondanza di INS.
Infatti, tali sistemi sono soggetti, per quanto riguarda la parte INS, ad errori (di integrazione) su posizione
e velocità che si accumulano man mano. Per ovviare a questo problema si è pensato di interfacciare questa
modalità con una periodica comunicazione di una posizione "corretta" da parte di una stazione di terra o,
più frequentemente, un satellite (che può operare anche BLOS), così da azzerare periodicamente gli errori
accumulati.
Come detto, questa modalità è molto utile quando non si è in linea di vista con le stazioni di terra, giacché
si basa su qualcosa di interno al velivolo (con qualche interfaccia esterna ogni tanto). I sensori aria e inerziali
possono essere combinati nel sistema ADIRS (Air Data and Inertial Reference System) per avvantaggiarsi
della fusione di questi sensori.
16.1.3
Navigazione satellitare con GNSS
Di base, non c’è molto da dire oltre al titolo del paragrafo. Si fa uso di ricevitori GNSS (GLONASS,
GPS, ecc) per avere una navigazione basata sul satellitare, oppure per fornire un aiuto ad un altro sistema.
Infatti, se si deve correggere o aiutare un altro sistema, tipicamente si pone sul velivolo un ricevitore GPS
"stand-alone". Se invece si deve usare il sistema per navigare direttamente allora si vira tipicamente su
dei ricevitori GNSS multicanale (12 canali di solito), come usato da molti velivoli. I ricevitori GPS possono
essere, volendo, integrati in un ricevitore chiamato MMR (Multi Mode Reciever) che integra i ricevitori GPS,
ILS e VOR/DME.
16.2
Approcci e tipologie di navigazione
16.2.1
Navigazione standard e ad area
Possiamo avere due approcci alla navigazione: uno basato su waypoints fisici (stazioni VOR/DME) e l’altro
basato invece su waypoints non fisici, ma rappresentati da certi punti nello spazio. La challenge in questo
ultimo caso è quella poi di andare a misurare effettivamente tale posizione, e lo si può fare autonomamente
156
Figura 16.4: Standard vs area navigation.
oppure usando sempre le stazioni VOR/DME ma senza passarci esattamente sopra (mi faccio dire quanto
disto da quelle e in base alle distanze standard da esse dei waypoint so dove sono e dove devo andare).
• La navigazione standard fa uso di waypoints fisici. Essa ha il vantaggio di essere svolta mediante
stazioni di terra, quindi si deve soltanto passare su tutte quelle necessarie senza troppi magheggi. Gli
svantaggi sono che la traiettoria non è per forza ottimizzata, dato che è vincolata al passaggio sulle
stazioni radio, e che i waypoints VOR/DME possono spesso essere altamente congestionati, dato che
devono passarci sopra molti velivoli.
• La navigazione ad area invece si basa sulla combinazione di più input dati da vari sensori di navigazione, al fine di determinare la posizione nello spazio, dal momento che i waypoints non coincidono
necessariamente con punti fisici a terra (stazioni radio), ma sono generici punti nello spazio. Il vantaggio è che la traiettoria può ora essere ottimizzata, mentre lo svantaggio è che il tutto necessita di
alte capacità elaborative a bordo, che devono essere necessariamente essere garantite dal FMS.
16.2.2
Navigazione laterale e verticale
Laterale
I sistemi LNAV permettono al velivolo di operare una qualsiasi rotta desiderata, a patto di rimanere nella
coverage delle stazioni radio o nei limiti di IRS, GPS o in una combinazione di questi. I sistemi RNAV
(Area Navigation) hanno tipicamente una capacità di navigazione 2D ed utilizzano uno o più dei sensori di
bordo per determinare un flight path (RNAV path) attraverso waypoints fisici o non fisici. I sistemi moderni
includono anche informazioni sull’altitudine (capacità 3D) o ancora un modello di performance dell’intero
velivolo e del motore.
Abbiamo tre diverse tipologie di errori che possiamo compiere:
• Path definition errors, ossia la differenza tra il path designato e il path che si sta effettivamente
percorrendo
• Path steering errors (o FTE, Fligth Technical Errors), ossia l’abilità del pilota/autopilota di conformarsi al path definito
• Position estimation errors, ossia l’abilità del sistema di navigazione di stimare la posizione. Essi si
dividono in across e along track errors, ossia errori di "avanti-indietro" sul desired path oppure errori
di "destra-sinistra" sul medesimo.
157
Figura 16.5: Position estimation error.
Figura 16.6
Accuratezza di navigazione (per il 95% del tempo) e FTE devono garantite entro un certo range di miglia
nautiche per ogni fase di volo. Questi requisiti cambiano tipicamente per le fasi e, in realtà, cambiano a
volte anche in base alle aree che si sorvola. In ogni caso, quello che dobbiamo capire è l’idea che ci sono
dei range entro cui stare, in base alla fase di volo (nelle zone più congestionate il range è più stringente).
L’errore complessivo è comunque dato dalla somma di tutti gli errori visti poco sopra.
Verticale
Le capacità VNAV migliorano le operazioni in volo, facendo un medesimo discorso di desired path, ma in
termini di posizione verticale, ossia nel piano x − z. In questo modo, unendo VNAV e LNAV, possiamo
ottenere un path 3D da seguire. Questo lo si fa per ottimizzare le performance del velivolo e ridurre quindi
costi operativi. Di base, si calcolano le performance del velivolo sulla base di un sacco di fattori tipici del
velivolo ma anche dell’ambiente circostante, in continuo mutamento.
Anche in questo caso, come in tutto, ci sono degli errori di cui tenere conto. Essi sono di 3 tipologie:
• Fligth path definition error, ossia la differenza tra il path desiderato e quello definito
• Altimetry error, ossia la differenza di quota tra la posizione vera e quella stimata (position estimation
error)
• FTE, che sono gli stessi della LNAV sostanzialmente
16.3
Principi del FMS
In sostanza, il FMS ha il compito di far convergere a sé una moltitudine di input dai vari sensori di
navigazione nella maniera ottimale, di navigare attenendosi precisamente ai piani e procedure di volo iniziali
(nello spazio e nel tempo) e a provvedere infine ad un’adeguata interfaccia con la crew umana.
158
Figura 16.7: I-O del FMS.
Tipicamente tutto ciò che riguarda il FMS è ridondato due volte, per cui quando parliamo di computer,
sensori e output vari, intendiamo sempre che ce ne sono due. In ogni caso, gli input vengono dai vari
sensori, dagli aiuti alla navigazione, dai dati aria e dal clock che tiene il tempo e dai sensori per il fuel. Gli
output sono di tipo HMI, ossia le due MCDU, per la visualizzazione, ma anche tutti quelli usati per inviare
questi dati al sistema di comunicazione per dare poi agli attuatori veri e propri i comandi su cosa fare per
eventualmente modificare la rotta, se non si sta seguendo quella voluta (o per mantenere quella voluta). In
pratica, il FMS elabora la rotta, l’autopilota/flight director system AFDS si occupa di implementare tale
rotta e, infine, il FBW (fly by wire) si occupa di controllare tale rotta con le varie manovre necessarie. Il
FBW controlla quindi l’assetto nello spazio, mentre l’AFDS controlla la traiettoria.
L’interfaccia uomo-macchina con la crew avviene mediante due display (ciascuno di essi ridondati), uno
per il comandante e l’altro per il primo ufficiale.
• Navigation Display, parte dell’EFIS (Electronic Flight Instrument System), che fornisce informazioni
di vario tipo
• Control and Display Unit, parte del FMS stesso, che mostrano informazioni ma sono anche un mezzo
per la crew per inserire manualmente dei dati.
Il computer del FMS fa tutti i calcoli necessari e visualizza le informazioni di navigazione appropriate nei
display appropriati (penso che visualizzarli sul libro che sta leggendo la signora in quarta fila sia poco
sensato, vero?). Tali display contengono informazioni di navigazione e guida necessarie per percorrere la
rotta prefissata.
16.3.1
Funzioni top level del FMS
• Navigation computations and display data. Il computer fa tutti i calcoli necessari per tracciare la
rotta, a seconda di sensori e/o fasi del volo. L’informazione è visualizzata sui display EFIS e sulle CDU
del FMS stesso. Eventuali comandi sono inviati all’autopilota, con eventuale intervento del pilota.
159
Figura 16.8
• Navigation sensors. Si tratta di tutti quei sensori che forniscono le varie info (usati principalmente
nella LNAV).
• Air data. Forniscono informazioni sull’aria e sulla quota utili per i calcoli (usati principalmente nella
VNAV).
• Fuel state. Misura la quantità e la portata di fuel. Se abbinato con il modello di performance si può
ottenere una guida ottimale per minimizzare i consumi di carburante.
• Sensor fusion e filtri Kalman. Servono sostanzialmente per validare e/o correggere le informazioni
dei vari sensori "fondendo" quanto proveniente da essi, per fornire l’informazione suddetta in maniera
più precisa possibile.
• Communications management. Il sistema passa informazioni al communication control system,
così da poter ad esempio selezionare o canali adeguati di comunicazione per gli aiuti alla navigazione,
inizialmente definiti dal FMS in accordo con i requisiti del piano di volo.
• Navigation database. Contiene un ampio range di dati che sono rilevanti per il volo e che il velivolo
potrebbe aver bisogno di usare. Tutto quanto è regolarmente aggiornato e controllato.
• Aircraft performance model. In questo modo il sistema computa un proflo del volo in 4D (3D più
il tempo) e, allo stesso tempo, ottimizza e minimizza il consumo di carburante. In pratica è il nirvana
della navigazione.
Tutto quello di cui abbiamo appena parlato riguarda le performance, non dobbiamo però scordarci di
quanto il FMS fa in termini di procedure. Esse sono, cronologicamente, la SID (Standard Instrument
Departure), le varie procedure en-route, la STAR (Standard Terminal Arrival Requirements) e l’approach
ILS.
Le procedure en-route sono di vario numero, dalla più semplice alle più complesse (seguire un percorso
rispetto a una stazione radio oppure tenere dei pattern nelle aree terminal).
16.3.2
Architettura del FMS
Una tipica e reale architettura del FMS può essere basata su 2 computer FMS che si interfacciano coi ND e
gli MCDU, sull’autopilota/AFDS che si interfaccia coi due computer FMS, su una doppia sorgente di dati
inerziali e aria e su una doppia interfaccia con i vari ricevitori. In alcuni casi i ricevitori possono essere
integrati nelle MMR. Vi è poi un’interfaccia con i TCAS (I e II) per il calcolo dei CPA, ed una interfaccia
anche con i sistemi di FDR (Flight Data Recorder) e scatola nera (CSM - Crash Survivable Memory). Se
il velivolo è a lungo raggio si aggiunge un terzo set di dati aria e inerziali per ragioni di disponibilità (zone
BLOS).
160
Figura 16.9
Figura 16.10
161
Figura 16.11: Stato dell’arte.
16.4
Stato dell’arte e trend futuri della navigazione
Lo stato dell’arte prevede sostanzialmente che si ottengano, elaborino e forniscano le informazioni della
navigazione. L’elaborazione è affidata al FMS, la visualizzazione è affidata all’EFIS ed al FMS con le
DCU. Per quanto riguarda l’ottenimento delle informazioni si apre tutto il discorso di LNAV, VNAV e
approach/discesa. All’interno di ciascuna navigazione bisogna poi di volta in volta capire come ottenere i
vari tasselli del puzzle che ci permettono di avere una informazione completa riguardo la navigazione di quel
tipo.
I trend futuri vogliono sostanzialmente usare il GNSS in congiunzione con altri mezzi di navigazione
per aumentare l’accuratezza e permettere una minore spaziatura dei velivoli, dato che si ha più accuratezza
nella navigazione (rendo meno cieco l’aereo, posso avere più aerei meno ciechi nello stesso spazio perché
sanno come comportarsi). Altri trend sono quelli che vogliono l’introduzione di RNP e ANP (Required
e Actual Navigation Parameters), ossia dei parametri richiesti ed effettivamente poi perseguiti, ma anche
considerazioni volte alla RVSM (Reduced Vertical Separation Minima) e la GNSS augmentation (che vedremo
dopo), la quale sostanzialmente migliora l’informazione satellitare con una correzione a terra o sul velivolo.
Infine si sta pensando anche all’introduzione di un sistema alternativo all’ILS, ossia il MLS (Microwave
Landing System), più accurato e con più libertà di scelta del sentiero di discesa (solita storia della complessità
162
come prezzo per la precisione e l’efficacia), come primo step prima dell’introduzione degli approaches di
precisione basati sul GNSS.
16.5
Performance based navigation
Intorno agli anni 1990, quando fu introdotto il FANS, fu introdotto anche il concetto di RNP (Required
Navigation Performance) con lo scopo di definire l’accuratezza nella navigazione che era necessaria a svolgere
determinate tratte e procedure in volo. Successivamente, nel 2006, tutto ciò venne portato ad uno step
successivo, per cui furono definite queste rotte e procedure mediante ciò che si chiama PBN (Performance
Based Navigation). Questo ha comportato una più precisa definizione della RNAV (Area Navigation) e delle
procedure RNP.
Gli standard RNAV (sviluppati in Europa) sono:
• BRNAV (Basic RNAV), equivalente alla RNP-5 in operazioni RNAV, introdotto in alcune zone europee
• PRNAV (Precision RNAV), che dovrebbe essere a breve introdotta in Europa. Essa richiederà un
RNP-1 almeno
Invece, le definizioni delle RNP sono:
• RNP-4 per rotte oceaniche oppure continentali remote
• RNP-2 e RNP-1 (PRNAV) basiche
• RNP-0.3 advanced
• RNP-5 (BRNAV)
• RNP-0.15, usato in zone dell’Alaska per precision approach in zone montuose
• Due ulteriori suddivisioni per i precision approach: RNP APCH e RNP AR APCH
Il numero dopo RNP sta a indicare le NM (Nautic Miles) di raggio entro cui si deve garantire la precisione,
per il 95% del tempo, come ora vedremo.
16.5.1
RNP e ANP
L’idea è quella di dare dei requisiti in termini di forchetta (espressa in NM) entro cui bisogna garantire
l’accuratezza nella navigazione; tali requisiti sono espressi in termini proprio di RNP (il numero dopo RNP).
Quello che invece riesce a garantire il sistema di navigazione del velivolo (almeno per il 95% del tempo) si
esprime invece in termini di ANP, e abbiamo che l’ANP deve rimanere nel range indicato dal RNP.
I valori di RNP e ANP sono mostrati sul CDU del FMS, così che possano essere controllati sempre dalla
crew e, se l’ANP dovesse eccedere il RNP il sistema provvederà a inviare degli alert. Il velivolo allora passerà
a dei mezzi di navigazione a capacità inferiore come tamponamento.
L’effetto che ha avuto l’introduzione dell’RNP come mezzo per specificare la struttura della rotta ha
portato ad una minore spaziatura dei velivoli richiesta. Prima, infatti, la spaziatura (nel piano) era intorno
alle 60-100nm, a causa della somma che i vari errori, performance, e altro producevano (c’era bisogno di
questo buffer come sicurezza per i vari errori commessi). Ora invece, tra RNP e altri miglioramenti nella
sorveglianza e nelle comunicazioni dati dal FANS, si possono avere spaziature che sono di poche decine di
nm. Infatti, si spaziano i velivoli di 5-6 volte gli RNP (ad esempio in RNP-4 possono esserci spaziature di
20-24nm). Tutto questo vale sia across che along track, dato che le performance sono analoghe.
Attualmente circa il 30% dei velivoli utilizzano questo tipo di navigazione, permettendo rotte più complesse (non per forza point-to-point), performance più stringenti e nessun bisogno di equipaggiamenti radar.
163
Figura 16.12: RNP, ANP della PBN.
Figura 16.13: Effetto sulla separazione dei velivoli.
164
16.5.2
GNSS augmentation
Per superare limiti intrinseci del sistema e soddisfare i requisiti di performance in tutte le fasi di volo, GPS
e GLONASS devono essere "potenziati" in qualche modo, ossia deve essere trovato un modo per correggere i
segnali che vengono inviati, così da avere maggior sicurezza che la posizione segnalata sia quella corretta. In
questo modo si può pensare non solo di operare una navigazione basata sul satellite (applicazione di breve
termine), ma anche di renderla più precisa, aumentando la precisione dei sistemi già esistenti (applicazione
di medio termine), nelle fasi più critiche del volo. Ovviamente, ricordiamo che tutto ciò lo stiamo facendo
in ottica di ottenere la posizione del velivolo (vedi albero funzionale).
Questi tipi di potenziamento sono fondamentalmente 3, ma poggiano tutti sull’idea di base che si confronta
il segnale dato dal GPS con la conoscenza di posizioni note di stazioni a terra, che ricevono e correggono
il segnale, per poi rimandarlo al velivolo, oppure sul confronto di segnali di più satelliti, così da capire
chi sbaglia. Chiaramente, più sono stringenti i requisiti in termini di precisione che devo avere, più devo
potenziare il sistema GNSS.
ABAS
Si tratta della Aircraft Based Augmentation, la quale potenzia e corregge il GNSS basandosi su un confronto
del segnale con qualcosa presente a bordo oppure su una valutazione, sempre a bordo, di più segnali.
• RAIM (Reciever Autonomous Integrity Monitoring). Essa può essere usata solo se ci sono in vista (e
con geometria adeguata) almeno 5 satelliti. Il velivolo calcola 5 (o più) posizioni indipendenti e da ciò
capisce se e chi sta sbagliando, confrontando i match di queste tra loro. Chi sbaglia viene escluso dai
calcoli per la determinazione della posizione finché non lo si corregge.
• AAIM (Aircraft Autonomous Integrity Monitoring). Si basa sul confronto della posizione data dal
GNSS con quanto segnalato dall’INS (Inertial Navigation System) oppure semplicemente sull’aiuto nel
breve periodo, quando magari le antenne sono oscurate o quanto non ci sono sufficienti satelliti in vista.
Altre tecniche possono coinvolgere altimetry-aiding, sorgenti di tempo più accurate oppure una combinazione
di input di sensori attraverso tecniche di filtraggio.
GBAS/LAAS
Si tratta della Ground Based Augmentation, la cui idea è quella di posizionare una stazione di monitoraggio
a terra in prossimità o all’interno dell’aeroporto dove sono richieste operazioni di precisione.
Queste stazioni infatti prendono la posizione che gli segnala il GNSS e la confrontano con la loro (nota),
per cui elaborano una correzione e la inviano via VDL (data link VHF) ai velivoli nel raggio di 20nm (37km).
Questo permette di avere accuratezze inferiori al metro e si spera possa presto rimpiazzare i sistemi ILS,
diventando di fatto un sistema GLS (GNSS Landing System). Poiché il tutto è diffuso a breve raggio, questa
augmentation si chiama anche LAAS (Local Area Augmentation System)
SBAS/WAAS
Come è intuibile, in alcune zone non si può fornire adeguata coverage per GBAS (agiamo in VDL e in corto
raggio comunque), per cui l’idea è quella di sfruttare una specie di SATCOM per comunicare al velivolo le
correzioni. Un po’ come quando si impana il petto di pollo nelle uova, mandiamo le correzioni dei satelliti
mediante satelliti stessi.
Sostanzialmente si hanno sempre le stazioni a terra di posizione nota, che prendono il segnale e lo
correggono; invece di mandarlo al velivolo però lo mandano ad una master station, la quale, tramite un
satellite in GEO, invia il tutto al velivolo. Esso compara il segnale con quanto gli dice il GPS ed eventualmente
avvisa la crew che il segnale GPS non è preciso.
Questo sistema agisce su larghe aree, quindi è chiamato WAAS (Wide Area Augmentation System) e
permette di migliorare l’accuratezza del GPS da 20m a circa 1.5m di precisione in verticale e orizzontale.
Tuttavia, la fornitura di questo potenziamento ha delle limitazioni (pensiamo solo al fatto che usiamo satelliti
GEO, quindi no party ai poli), sia in termini di coverage che in termini di possibili oscuramenti che possono
esserci. Per aggirare il problema si può allora pensare di usare o altri satelliti in altre orbite e/o usare
potenziamenti di tipo GBAS.
165
Capitolo 17
Flight Control System
Il controllo del volo, funzione a livello macroscopico, può essere suddiviso in 5 funzioni ulteriori, ciascuna delle
quali può essere ancor più suddivisa in ulteriori funzioni di più basso livello. Sostanzialmente, per andare da
un livello più alto ad un livello più basso occorre chiederci "come posso svolgere questa funzione?", mentre
per fare il contrario occorre chiederci "perché devo svolgere questa funzione?", proprio come un bambino
chiede ai più grandi una serie di perché e come un adulto cerca di spiegare le cose come se lo stesse facendo
ad un bambino (dov’è la mia laurea in filosofia?).
Nel corso di questo capitolo andremo ad analizzare 4 delle 5 funzioni di più alto livello che compongono
il FCS, vedendo in particolare come ognuna di esse può essere svolta e perché deve essere svolta. La
prossima sezione riguarda l’acquisizione e la computazione dei dati di volo, accorpata in un’unica parte
perché l’acquisizione dei dati di volo è di fatto il primo passo per il loro calcolo, che servirà eventualmente
come input a processi di controllo/decisione oppure, banalmente, ai display per informare il pilota. L’ultima
funzione, quella di informare i piloti, è affrontata in un capitolo a parte (il successivo) perché la lezione sul
display l’hanno caricata prima a sto giro.
17.1
Flight data (Air data e IRU)
17.1.1
Air data system
Iniziamo subito parlando di air data system, ossia di tutto ciò che si occupa di acquisire (sensori) e calcolare
(computer) i dati aria. I dati che si acquisiscono sono misure "dirette", come la pressione o la temperatura,
mentre i dati che si calcolano possono essere dati che dipendono dai primi, come il Mach, la TAS oppure la
quota. In dettaglio, i sensori in utilizzo sono:
• Sensore per l’AoA
• Sensore per la temperatura totale
• Tubo di Pitot
• Sensore di pressione statica
Questi forniscono le loro grandezze sia come tali, sia come input per il calcolo di altre grandezze. Sostanzialmente si ha che la misura fisica viene trasformata in un segnale elettrico mediante un trasduttore, il quale
invia questo segnale come output e, eventualmente, lo manda in input al computer che calcola altro.
Una menzione particolare la possiamo fare alla pressione statica, che è di regola una funzione anche del
Mach, che però è incognito. Quello che si fa allora è correggere la sua misura in maniera iterativa, prendendo
inizialmente per buona la pressione statica che arriva e calcolando di seguito il Mach come rapporto tra
pressione dinamica e statica, per usarlo come Mach di primo tentativo e correggere la pressione statica;
tutto ciò è iterato fino a convergenza e si ottiene quindi il numero "buono" di Mach, usato per calcolare la
TAS a partire dalla temperatura totale. La pressione statica corretta viene usata inoltre per calcolare la
quota, la quale è usata per calcolare la velocità verticale (banalmente, vedo come varia nel tempo la quota
e ho la w).
166
Figura 17.1: Albero funzionale FCS.
Figura 17.2: ADC.
167
Figura 17.3: ADS.
Dal punto di vista del sistema ADS abbiamo che le varie misure, opportunamente trasdotte dai sensori,
giungono al computer per gli eventuali calcoli. Il tutto è ridondato tre volte, sia come computer che come
sensori. I sensori sono posti tipicamente sulla parte frontale del velivolo (muso) ed è previsto che vi sia
un collegamento diretto dei sensori con una visualizzazione analogica, per tutte le informazioni base che
essi forniscono. Questo funge da ulteriore backup e permette di visualizzare le informazioni che prendono i
sensori (velocità indicata, quota, ecc) se dovessero esserci problemi al computer.
17.1.2
IRU
La IRU (Inertial Reference Unit) è composta da sensori e computer. I sensori, che si occupano quindi di
acquisire informazioni riguardanti l’assetto del velivolo, sono giroscopi (velocità angolari) e accelerometri
(accelerazioni). Grazie alle misure di questi due strumenti e ai calcoli eseguiti dal computer è possibile
calcolare l’assetto (usando i giroscopi) e, giacché con l’assetto e le accelerazioni (il giroscopio le misura in
assi corpo) si possono calcolare le accelerazioni nella terna di navigazione Nord-Est-Verticale, si può calcolare
posizione e velocità integrando due e una volta le relative accelerazioni. In questo modo possiamo ottenere
informazioni riguardo l’assetto, la velocità e la posizione rispetto a quella iniziale. Un possibile tipo di IRU
può essere quello che si chiama strap-down IRU con giroscopi laser. La dicitura strap-down indica che non
vi sono al suo interno elementi in movimento.
Quello che tipicamente viene fatto, inoltre, è integrare la parte di air data e IRU, in quello che viene
chiamato ADIRU, ossia un sistema di 6 accelerometri, 6 giroscopi e 4 sensor processing unit che prendono
e calcolano sia dati aria che assetto. Un secondo sistema, chiamato SAARU (Secondary Attitude Air data
Reference Unit), composto da 4 accelerometri, 4 giroscopi e 2 sensor processing unit (ridondato meno perché
ridondare costa), viene anche utilizzato. Tipicamente vediamo ce ci sono 3 ADIRU e 2 SAARU come ulteriore
ridondanza.
17.2
AFDS
Passiamo ora alla funzione di alleviare il carico di lavoro al pilota; questo è inteso sia come evitare che
impazzisca dietro a tantissime cose da controllare e monitorare, sia come evitare che faccia azioni noiose e
ripetitive, che possono portare a potenziali errori. L’AFDS (Autopilot/Flight Director System) si occupa
quindi di
• Gestire la stabilità del velivolo
• Controllare autonomamente le superfici di controllo
in ottica di non uccidere di lavoro il pilota ma anche di non fargli fare cose noiose, come già detto. Se andiamo
ora a riprendere l’importantissimo schema che vede i 3 loop FMS-AFDS-FBW, ossia missione-traiettoria168
Figura 17.4: IRU.
Figura 17.5: SAARU e ADIRU.
169
Figura 17.6: 3 loop di controllo.
assetto, vediamo che ci sono per l’appunto 3 loop "a matrioska". Tali loop hanno lo scopo finale di decidere la
missione, decidere come comandare il velivolo per raggiungerla e, infine, comandare effettivamente il velivolo.
Il tutto provvede a un feedback sia al pilota (mediante display), sia ai sistemi stessi, parte del loop.
In particolare, il pilota/autopilota interviene mediante la MCDU per ragionare sul piano di volo (decide
quindi la missione), la quale comunica ciò al AFDS, che prende anche in input quanto dato dal pilota tramite
il FCU; questo secondo loop quindi elabora, a partire dalla missione che gli da il primo loop, la traiettoria
da seguire e la comunica al sistema FBW (comandi di volo), che prende eventuali input anche dai controlli
del pilota su barra/pedali, il quale invia tutto agli attuatori che muovono le superfici di controllo. Ciò viene
registrato da dei sensori che forniscono sia l’output visivo (chiusura del loop col pilota), sia dei feedback a
ciascuno dei 3 loop, così da chiuderli tutti. In sostanza avremo che ogni loop agisce su una cosa diversa
(missione, traiettoria, assetto) ed è comandato sia dal pilota/autopilota, sia dal loop più esterno rispetto ad
esso; il feedback infine consente di chiudere il suddetto loop.
Dovremo quindi ora andare ad analizzare quello che è il loop intermedio (quello esterno l’abbiamo implicitamente analizzato col sistema di navigazione), mentre nella prossima sezione analizzeremo quello più
interno. L’AFDS, come riferimento quello dell’A320, si compone di più moduli in cascata; il modulo FMGC
comprende il modulo FM e, quello che analizzeremo, il modulo FG (Flight Guidance). Esso si compone di:
• Flight Director Module, che calcola la traiettoria e la mostra sul display, utile quando l’aereo è
controllato manualmente
• Autopilot Module, che comanda automaticamente il velivolo per fargli seguire la traiettoria calcolata
• Autothrust Module, che comanda automaticamente la manetta, così da far seguire la traiettoria
calcolata
Il secondo modulo è invece il FAC (Flight Augmentation Computer), il quale ha le funzioni di
• Aumentare la stabilità del velivolo (yaw, pitch, roll damper)
• Proteggere l’inviluppo di volo
• Rilevare condizioni potenzialmente pericolose (capacità predittive)
Il FAC si interfaccerà chiaramente con l’ADIRS, ma anche con l’EFIS, per visualizzare le informazioni. Il
FG invece si interfaccerà con una serie di equipaggiamenti per la navigazione (a volte potrei dover seguire
questi segnali), ma anche con l’ECAM (visualizzare stato di salute), col FADEC (per autothrust) e con i
computer per l’attuazione delle superfici di controllo del FBW. Ovviamente FAC e FG saranno tra loro in
comunicazione, in quanto l’uno con l’altro si devono poter scambiare informazioni utili al controllo degli
attuatori.
170
Figura 17.7: AFDS (A320).
17.2.1
Autopilot control loop
Un generico loop di controllo dell’autopilota funziona nel seguente modo: giungono degli input dall’autopilota, in termini di traiettoria, i quali vengono processati secondo delle determinate leggi di controllo; ciò
viene successivamente inviato a servoattuatori che impartiscono i comandi (processati) dell’autopilota alle
superfici di controllo.
Il feedback che viene fornito al processore è doppio: uno interno è fornito dai servoattuatori e serve per
assicurare che questi raggiungano e mantengano la posizione desiderata con la stabilità e la frequenza di
risposta volute, uno esterno è invece fornito dall’aerodinamica che si scaturisce dall’attuazione delle superfici
che, tradotta in termini di accelerazioni, velocità e posizioni, permette di incrementare ulteriormente le
prestazioni del sistema.
17.2.2
Autopilot modes
Essi sono sostanzialmente 3+1 ulteriore:
• Attitude modes. Permettono al pilota di mantenere l’assetto corrente del velivolo e possono essere
sui 3 angoli di assetto (pitch, roll, heading)
• Datum modes. Permettono al velivolo di "inseguire" un certo parametro dato (quota, velocità
verticale, IAS, Mach, ecc)
• Acquire/capture modes. Danno maggiore autorità all’autopilota, giacché consentono di acquisire e
poi mantenere una specifica traiettoria (in termini di quota, heading, ecc)
Il quarto modo è l’automatic landing mode e da ancora più autorità all’autopilota. Esso sostanzialmente
gli permette di effettuare una manovra di atterraggio (talvolta fino solo alla testata della pista) in condizioni
anche di visibilità nulla. Di base funziona che c’è una certa altitudine al di sotto della quale il comando
del velivolo passa al pilota (DH - decision height) che, insieme alla RVR (Runway Visual Range) ed alla
171
Figura 17.8: Autopilot control loop.
Figura 17.9: Categorie atterraggio.
eventuale visibilità massima, compongono le categorie di atterraggio. Esse sono comunque funzione anche
dell’equipaggiamento che è disponibile a terra, e non solo di quanto si ha in volo. In ogni caso, le categorie
sono I, II, IIIA, IIIB e IIIC. Ognuna di esse ha una certa DH minima/massima, una RVR minima/massima e,
solo per la CAT I, c’è bisogno di una visiblità non meno di 800m. La CAT IIIC è praticamente un atterraggio
completamente automatico, mentre via via che si diminuisce da B, A, II, I si ha una visibilità/RVR maggiore
e una maggiore quota (DH) in cui il pilota prende controllo del velivolo, ossia l’atterraggio è sempre meno
automatico. Meno visibilità c’è e più è automatico l’atterraggio.
L’ultima cosa da dire a riguardo è che, tramite il control panel dell’AFS (AFS CP), la crew può selezionare
i target da inseguire (Mach, quota, ecc), i quali vengono inviati direttamente al FG che se la vede lui a
comandare l’aereo per soddisfare i target. Si può invece direttamente dare il piano di volo, che il FMS
prende dal MFD in termini di waypoints e quote, al FG, il quale sempre si occupa di manovrare il velivolo
affinché faccia quanto voluto. In pratica il FG prende ordini da qualcuno (di autorizzato) e da ordini al
velivolo, muovendo le sue superfici di controllo.
FMS (FMC) e FCS (ADFS) sono fortemente comunicanti e provvedono a dare informazioni alla crew
mediante il sistema di display (analizzato nel capitolo successivo). I comandi che da la crew passano sicuramente per il modulo FG, ma il FMS da il suo contributo sia in termini di ulteriore input (il piano di volo),
sia in termini di gestione del tutto. Infatti, il FMS si occupa di gestire, quindi eventualmente di fare un
lavoro iniziale di calcolo della missione e della gestione di questa, mentre il FCS si occupa poi effettivamente
di controllare che tutto quello che il FMS "pensa" venga eseguito, in termini sia di cosa fare per raggiungere
l’obiettivo (AFDS), sia in termini di come poi far sì che ciò venga effettivamente fatto (FBW).
172
Figura 17.10
17.3
FBW
Parliamo ora del loop più interno, ossia quello del FBW, il quale prende ordini dal ADFS e ne impartisce alle
superfici di controllo, mediante attuatori servocomandati (il tutto con opportuno feedback). L’attuazione
delle superfici tempo fa avveniva in maniera "meccanica", con i comandi che chiamiamo potenziati. Essi
consistevano in un input (del pilota o dell’autopilota), il quale andava direttamente e meccanicamente ad una
servovalvola che azionava così l’attuatore per muovere la superficie di controllo. Il feedback era chiaramente
di tipo meccanico e non c’era alcuna possibilità di avere delle leggi di controllo.
Al giorno d’oggi invece si usano comandi di tipo elettrico per muovere un attuatore idraulico, che fornisce
un feedback elettrico per mezzo di un trasduttore lineare (LVDT). Abbiamo quindi che il comando elettrico
giunge all’ACE (Actuator Control Electronics), il quale fa da "filtro" per mandare poi il comando all’attuatore. Tale filtro consiste nell’implementazione di una serie di leggi di controllo riguardo inviluppo di volo,
stabilità, peso, ecc.
17.3.1
Modi operativi
La norma è l’utilizzo di quelle che si chiamano normal laws, ovvero un controllo basico con algoritmi di
coordinazione, che servono per incrementare le qualità di volo, la precisione/ottimizzazione e per evitare
assetti pericolosi. In caso di una doppia failure rilevata e identificata si passa allora alle alternate laws,
che in pratica tolgono gli algoritmi di coordinazione (solo controllo basico). Se invece c’è una tripla failure
identificata oppure una doppia failure non identificata si passa alle direct laws, ossia c’è un collegamento
diretto tra la deflessione del comando e della superficie di controllo mediante sempre FBW. Se la crew
interviene, può ritornare alle alternate laws. Infine, se c’è un ulteriore stadio finale di failure si passa a ciò
che chiamiamo mechanical reversion, ossia la possibilità di agire meccanicamente sul trim di timone e
pitch, così da poter atterrare in emergenza o cercare intanto di ripristinare il sistema.
Con le normal laws attive correttamente il velivolo rimane necessariamente nel suo inviluppo di volo
normale; se invece ne si prende il controllo manuale lo si può portare nella zona "periferica" di tale inviluppo,
ossia fino ai valori massimi di incidenza, derapata, ecc. Se poi il velivolo esce eccezionalmente dal suo
inviluppo di volo allora si disattivano tutte le protezioni e il controllo torna al 100% al pilota.
Quando normal e alternate laws sono attive abbiamo detto che tra comando e superficie "intercorre"
l’ACE, per cui se diamo un comando, ad esempio nose up, il velivolo tenderà ad alzare il muso e lo farà
anche quando lo stick ritornerà, per effetto del sistema di sensibilità artificiale, in posizione neutra (perché
non c’è collegamento diretto con la superficie mobile); per farlo tornare all’orizzonte sarà necessario quindi
premere lo stick come per un nose down e poi lasciare che esso torni in posizione neutra. Questo sia con
173
Figura 17.11: Modi operativi FCC.
Figura 17.12
normal che con alternate, quello che cambia è che nelle alternate laws si perdono molte delle protezioni e
ottimizzazioni per il volo. Quando invece sono attive le direct laws allora è proprio come se si avessero dei
comandi meccanici, quindi se tiro su il muso e poi rilascio lo stick il velivolo cabra e poi ritorna ad incidenza
nulla.
17.3.2
Architetture
La Boeing e l’Airbus hanno due architetture diverse per il FCS. La Boeing (es. B777) usa 3 PFC (Primary
Flight Computers), uno Left, uno Center e uno Right, ciascuno dei quali ridondati 3 volte in hardware, ma
con lo stesso software montato in ogni computer. Essendoci 3 linee di computer si hanno 3 linee di bus
(A629) e 4 ACE (2L, 1C, 1R) che controllano le superfici. Per rilevare le failure si usano le cosiddette voting
techniques, ossia si prende per buono il dato che viene dalla maggior parte dei computer e si esclude quindi
chi non è in linea con esso.
L’Airbus (es. A330/A340) usa invece 3 FCPC e 2 FCSC (Flight Control Secondary Computer), i quali
hanno sia hardware che software differenti (per evitare che un bug invalidi contemporaneamente tutti i
computer). Tali computer, composti di unità comando e unità monitor, muovono le superfici di controllo.
Analizziamo ora l’architettura del FCS del B777 più in dettaglio. Ciò che maggiormente ci interessa è
la zona con PFC e ACE, che comunicano mediante la linea di tre bus A629 dedicata al flight control, sulla
quale poi agisce anche l’AFDC. Esso comunica anche con l’attuazione di superfici secondarie (flap e slat)
sull’altra linea di tre bus A629. Come notiamo, la presenza di ADIRU e SAARU, oltre che CDU, air data e
convertitori vari è essenziale.
174
Figura 17.13: Architettura FCS del B777.
Figura 17.14: Evoluzione FCC Airbus.
175
L’Airbus ha invece, come visto, un’architettura un po’ diversa; la sua evoluzione è partita con la famiglia
A320, in cui c’erano 2/3 computer per alettoni/equilibratore, per spoiler/alettoni e 2 Flight Augmentation
Computer (yaw damper e controllo inviluppo), corredati da autopilota e FMC separati. Con la famiglia
A330/A340 si è passati poi ad un aumento di ridondanza, ad un’integrazione di autopilota e FMC, oltre
che all’introduzione di computer per il controllo di slat/flap e due FC data concentrator, che forniscono dati
da FCPC e FCSC per vari scopi. Infine, l’A380 ha aumentato ulteriormente la ridondanza e ha aumentato
ulteriormente l’integrazione tra FMC e autopilota.
17.3.3
Superfici di controllo
Sensibilità artificiale
Prima di parlare di superfici di controllo, spendiamo due parole per il meccanismo di sensibilità artificiale.
Esso è necessario in tutti i velivoli che non forniscono feedback meccanico ai comandi. In particolare, è
necessario fornire il feedback su
• Velocità del velivolo
• Deflessione delle superfici
• Forza di gravità
• Stick shaker (quando ci si avvicina allo stallo vibra lo stick)
Tali meccanismi coinvolgono l’uso di molle, smorzatori, solenoidi e trasduttori vari.
Superfici di controllo
Parliamo ora di superfici di controllo. L’Introduzione del FBW ha reso possibile l’introduzione di ulteriori
comandi, che prima sarebbero stati complicati da implementare, sia in quanto a complessità pura, sia in
quanto a conseguente carico di lavoro al pilota, che avrebbe avuto più libertà e quindi più possibilità di
errore, ecc. Oggi come oggi la configurazione è la seguente:
• Il pitch lo si controlla con 4 sezioni di equilibratore. Il trim del pitch avviene per mezzo di due
stabilizzatori orizzontali trimmabili (calettamento variabile)
• Il roll è controllato da alettoni e spoiler
• Lo yaw è controllato da due o tre sezioni del timone
Gli spoiler invece servono per varie cose: sicuramente per fare da freno aerodinamico in volo (perdere quota
e velocità velocemente), sia da freno aerodinamico a terra (riduco la portanza per avere più attrito frenante),
ma anche come lift damper (riduco portanza ai tip per ridurre il momento flettente sull’ala) e come aiuto agli
alettoni (aziono solo un po’ lo spoiler per aiutare la portanza a decrescere sulla semiala che deve andare già
in rollio). Cogliamo la palla al balzo per parlare quindi di come gli spoiler siano diventati ormai un comando
primario, in quanto non sono più ad azionamento on-off, ma possono essere azionati gradualmente sia come
deflessione che come zona, così da poter fornire ulteriori funzionalità quali lift damper e aiuto agli alettoni
in rollio. Diciamo infine che flap e slat servono per aumentare la portanza (come abbiamo ormai visto in
tutti i corsi).
Nel velivolo A320 possiamo notare come ogni superficie sia ridondata da almeno 2 linee di attuazione
(con una terza eventuale di emergenza). Inoltre, alettoni e spoiler sono alimentati con linee in parte differenti
(gli spoiler hanno anche quella gialla di emergenza), così che si possa eventualmente (facendo corna) usare
la linea di emergenza e trasformare gli spoiler in alettoni. Il timone ha tutte e tre le linee, mentre flap e
slat ne hanno solo due (ma non entrambi le stesse due), così come le sezioni dell’equilibratore. Notiamo la
presenza di ELAC e SEC che fanno da tramite tra computer e superfici.
L’A380 invece (more electric) usa attuatori elettrici, in ridondanza con 2 sole linee idrauliche, nell’ottica
proprio di diventare un velivolo sempre più votato all’uso di energia elettrica. Diverso è il discorso invece
per un velivolo con ala a delta (Concorde), il quale utilizzava sia diverse superfici (elevoni), sia diversa
attuazione (2 attuatori in serie, se uno si rompeva l’altro poteva dare comunque movimento, seppur in un
campo ridotto). Tale velivolo utilizzava 3 superficie mobili per semiala e due superfici per il timone.
176
Figura 17.15: A320.
Figura 17.16: A380.
Figura 17.17: Concorde.
177
Figura 17.18: A320.
17.4
Attuatori
In questa sezione del capitolo ci concentriamo sul sistema di attuazione delle superfici mobili (primarie e
secondarie), facendo l’esempio di 3 velivoli Airbus: A320 (standard), A380 (more electric grande) e A350
(more electric piccolo). Questa è la parte teorica utile per l’esercitazione 2.1 in ASTRID, quindi per risultati
numerici si rimanda a quel capitolo in appendice.
Prima di iniziare con l’analisi dei tre velivoli, è fondamentale sapere che esistono due fasi tipiche durante
la missione che richiedono l’attuazione di superfici mobili:
• Fase primaria, in cui abbiamo un’attuazione lunga di entità continua (considerevole lungo il profilo di
missione) che richiede una certa potenza (non troppo alta). Tale fase coincide con la movimentazione
delle superfici primarie.
• Fase secondaria, in cui abbiamo un’attuazione istantanea (molto breve, quasi impulsiva) che avviene
puntualmente lungo il profilo di missione e richiede una potenza maggiore rispetto alla fase primaria.
Tali fasi coincidono con l’attuazione di superfici secondarie.
L’identificazione e la caratterizzazione di queste fasi in termini di potenza è fondamentale per il dimensionamento sia degli attuatori che delle utenze che dovranno poi fornire la potenza richiesta agli attuatori.
17.4.1
Sistema di attuazione su velivoli Airbus
Analizziamo ora in dettaglio il sistema di attuazione del velivolo A320. Ci concentreremo man mano sul
controllo dei 3 angoli di assetto (pitch, roll, yaw) e vedremo quindi come il comando del pilota/autopilota
viene processato, sino ad arrivare agli attuatori demandati al controllo della superficie in questione.
• Il controllo del pitch viene fatto mediante 2 equilibratori e il THS (trim dello stabilizzatore).
– L’equilibratore ha un range di deflessione di +30◦ : −17◦
– Il trim dello stabilizzatore ha un range di 13.5◦ : −4◦
Il solo trim dello stabilizzatore è dotato di backup meccanico (come già visto nella sezione precedente),
che si collega chiaramente allo stabilizzatore, assieme all’auto trim (3 motori elettrici), alimentato (lo
stabilizzatore) dalle linee G e Y (green e yellow).
I comandi del pilota/autopilota passano per ELAC (Elevator Aileron Computer) o SEC (Spoiler Elevator Computer) e ridondanze, per andare poi ad azionare gli attuatori idraulici, alimentati da due
178
Figura 17.19: A320.
linee per lato (B e G per il sinistro e Y e B per il destro), quindi un attuatore per linea per due linee
a lato.
• Il controllo del roll avviene mediante 1 alettone e 4 spoiler (dal 2 al 5) per semiala.
– L’alettone ha un range di deflessione +25◦ : −25◦
– Gli spoiler hanno una deflessione massima di 35◦ (ma ovviamente non sono on-off, bensì sono
azionati in maniera continua, essendo ora comandi primari)
I comandi di pilota/autopilota passano anche qua per SEC e/o ELAC, opportunamente collegati al
Flight Augmentation Computer per eventuale funzione di lift damper, e poi inviano il segnale agli
attuatori che azionano le superfici. Se il momento di rollio è particolarmente elevato, si usano gli
spoiler in aiuto agli alettoni.
• Il controllo dello yaw avviene mediante una superficie di timone, la cui deflessione massima è di
– 20◦ nei velivoli A320/A321
– 25◦ nei velivoli A318/A319
in quanto gli A318/A319 sono velivoli con fusoliera più corta e quindi necessitano di maggior deflessione
per compensare il minor braccio. Ci sono qua ben 3 linee idrauliche (attuatori) per l’unica superficie
(timone). È importante ricordare che il comando (pedaliera) è collegato meccanicamente alla servovalvola che comanda l’attuazione del timone, ma il segnale arriva anche all’ELAC, che comunica col
FAC, al fine di svolgere la funzione di yaw damping. C’è ovviamente anche qua un trim (rudder trim),
quindi è vero che il collegamento alla pedaliera è meccanico, ma comunque gli attuatori del timone
sono collegati comunque anche a dei motori che si occupano di altre cose, come il trim, la sensibilità
artificiale, lo yaw damping, algoritmi di coordinazione, ecc.
Una cosa importante poi da dire riguardo il sistema di attuazione FBW del velivolo A320 è che gli
slat e i flap sono attuati tutti insieme (azionamento on-off tipico di comandi secondari) mediante l’uso di
attuatori meccanici di tipo vite-madrevite, che estendono o ritraggono le superfici. A tale proposito, è
fondamentale che le superfici siano azionate simmetricamente, altrimenti si genererebbero dei momenti di
rollio incontrastabili dal pilota/sistema; per questo si prevede l’uso di una gear box differenziale, nonché l’uso
di dispositivi quali l’APPU, il WTB e il POB, che si assicurano che le superfici slat e flap siano azionate
sempre simmetricamente e, se così non fosse, provvedono ad una frenatura di quella che sta andando troppo
veloce.
179
Figura 17.20: A380 - A350.
Per quanto riguarda invece i velivoli A380 e A350 (more electric), possiamo dire anzitutto che il velivolo
A350 è, dal punto di vista del sistema di attuazione FBW, una versione più piccola dell’A380. Il suo schema
è infatti analogo a quello dell’A380, ma con chiaramente meno superfici mobili; pertanto analizzeremo in
dettaglio solo quello dell’A380.
La filosofia "more electric" di questo velivolo è adottata pensando ai vantaggi in termini di
• Peso
• Costo
• Richiesta di manutenzione/sforzo di installazione
che vengono dati dall’utilizzo di attuatori elettrici al posto di alcuni attuatori idraulici.
• Gli attuatori elettrici sono sostanzialmente sempre degli attuatori che sfruttano un principio idrostatico
(pressione di un liquido su una supeficie genera una forza), solo che ora la movimentazione di questo
liquido non è affidata più ad un circuito idraulico (comandato comunque a monte da un segnale elettrico
FBW), ma c’è un motore elettrico "proprio" che aziona una pompa, la quale movimenta il liquido che
permette l’attuazione. Questo appena descritto è il principio di funzionamento di un EHA (Electro
Hydrostatic Actuator).
• Il funzionamento invece di un servocomando FBW, già in parte discusso sopra, è invece basato sull’utilizzo di una servovalvola comandata elettricamente (che è quanto rimpiazzato dal gruppo motorepompa nell’EHA di fatto), la quale movimenta l’attuatore. Il vantaggio nell’utilizzazione dell’EHA
rispetto a questa tipologia è che l’EHA non richiede alcun collegamento alla linea idraulica.
• Esiste poi una tipologia "ibrida", chiamata EHBA (Electrical Backup Hydraulic Actuator) che è
sostanzialmente un EHA a cui però colleghiamo come backup una servovalvola idraulica, quindi con
doppia alimentazione, che serve nel caso in cui il comando elettrico del motore non funziona.
• Una quarta tipologia, che viene usata più che altro nella movimentazione di superfici secondarie (flap
e slat) è l’EMA (Electro Mechanic Actuator), ed è un attuatore che prende un segnale elettrico FBW
e aziona, mediante un motore elettrico, un sistema vite-madrevite che permette l’attuazione.
180
L’A380 quindi si serve sia di EHA che di servocomandi FBW (HYD), che anche di EBHA (e ovviamnete
di EMA per flap e slat). In particolare, esso prevede 3 alettoni a semiala, ciascuno con 2 attuatori (1 con
due HYD e 2 con un attuatore HYD e un attuatore EHA), 8 linee di attuazione per gli spoiler per semiala
(4 HYD e 4 EBHA), 2 linee per slat e 2 per flap (1 HYD e 1 EHA per slat e 2 HYD per flap), 2 superfici
di timone, ciascuna delle quali con 2 linee di attuazione EBHA e, infine, due superfici di equilibratore per
semiala, ciascuna con 1 HYD e 1 EHA. Il trim dello stabilizzatore è alimentato invece da 2 HYD e 1 EMA.
Vediamo la presenza di tante superfici mobili per semiala perché questo è sia una ridondanza che un
modo per evitare che si blocchi qualcosa (se la superficie di controllo è enorme c’è il rischio che si blocchi).
Inoltre, l’avere una linea idraulica ed una linea elettrica rappresenta una ridondanza non solo in termini
numerici ma anche in termini di alimentazione, per cui una failure del sistema idraulico non compromette
totalmente il FBW.
17.4.2
Workflow per scelta e dimensionamento attuatori
Quanto esposto qua, in particolare, è parte teorica dell’esercitazione 2 di ASTRID sul dimensionamento del
FCS. In ogni caso, il workflow per la risoluzione di questo sistema FCS prevede le seguenti fasi.
1. Definizione delle superfici di controllo, ossia il posizionamento e l’area necessaria per ciascuna di
esse. In questo modo si può procedere poi al calcolo, per ciascuna superficie di controllo, del momento
di cerniera che l’attuatore deve nominalmente contrastare. Esso viene calcolato con la formula classica
se si tratta di superficie primaria (vedi MV), viene posto pari a 1 se si tratta di ipersostentatori, mentre
viene calcolato come momento massimo della resistenza su una lamina piana inclinata se si tratta di
spoiler.
2. Dimensionamento degli attuatori, ossia si deve:
• Scegliere l’alimentazione (pressione o corrente nei valori precisi).
• Scegliere numero di attuatori e ridondanze (tipicamente ci sono due attuatori a superficie, ognuno
collegato ad una linea idraulica per avere ridondanza).
• Scegliere la tipologia (rotativo, lineare vite-madrevite, cilindrico lineare). Tipicamente si usano
quelli lineari cilindrici per i primari e i vite-madrevite per i secondari.
al fine di stimare la potenza richiesta da tali attuatori. La potenza è infatti stimata considerando
il valore nominale, dato cioè dal prodotto P = F · v = M · ω (a seconda se attuatore lineare o
rotativo, parlando di attuatori idraulici), in condizioni di ottimo (potenza massima prodotta), ovvero
vv
, dove vv è la velocità a vuoto (v(F = 0));
con F = 23 F0 forza di stallo (F (v = 0)) e con v = √
3
momento e velocità angolare sono analoghi, per cui si ha che
P =
(v/ω)v 1
2
(F/M )0 · √
3
3 η
(17.1)
avendo considerato anche un rendimento di mezzo. Se invece parliamo di attuatori elettrici abbiamo
che P = M · ω, solo che la curva coppia-velocità angolare di un motore elettrico è, a rigore, diversa
da quella di un attuatore idraulico rotativo, avendo una coppia di stallo molto maggiore; tuttavia,
per quello che serve a noi, tali forze di stallo sono esagerate (potenze troppo alte), quindi si usa un
limitatore di corrente e si rende la curva sostanzialmente analoga a quella di un attuatore rotativo
idraulico, per cui possiamo considerare l’attuatore rotativo elettrico come analogo a quello idraulico,
e possiamo considerare il diagramma coppia-velocità angolare di un attuatore rotativo analogo al
diagramma forza-velocità lineare di un attuatore lineare.
3. Definizione degli attuatori, ossia bisogna trovare dei modelli realmente in commercio di questi, al fine
di valutarne volume, dimensioni e peso precisi. Tale ricerca può essere fatta, almeno su ASTRID, in
tre modi:
• Da un database
• Inserendo un nuovo attuatore manualmente
• Facendo una valutazione statistica di massima di volume, dimensioni, peso, ecc.
181
4. Elaborazione dei dati, ossia, una volta definito numero e prestazioni degli attuatori, si procede a
valutare questi in termini di
• Mass budget. Prende la massa di tutto (ridondanze comprese) e la somma.
• Power budget. Questo deve tenere in conto delle varie fasi del volo, in cui si specifica quali superfici
sono attive e quanto conseguentemente assorbono di potenza, per cui è una fase già più lunga e
complicata, perché bisogna dirgli fase per fase quali superfici sono attive (es. al decollo/discesa
saranno attivati/disattivati flap e slat/spoiler, in crociera ci saranno solo le superfici primarie).
Tutto ciò è stato implementato in ASTRID e si può trovare nell’esercitazione 2 in appendice.
182
Capitolo 18
Flight Deck Displays
Come abbiamo visto (e come ancora vedremo), i vari sistemi avionici devono, tra le altre cose, provvedere
a quella che abbiamo chiamato HMI (Human-Machine Inteface), ossia devono interfacciarsi al meglio con
la crew umana, fornendogli tutte e le sole informazioni utili affinché il volo proceda nel migliore dei modi,
come programmato. Per assolvere a questo compito "globale" si fa uso di vari display, posizionati in zone
ben precise del cockpit, uno per il comandante e l’altro per il primo ufficiale.1
Se, ad esempio, andiamo a vedere di nuovo i tre loop di controllo e navigazione, vediamo che il loop
del pilota (comandi in input con i vari pedali/stick) è chiuso proprio grazie ai display. Infatti il pilota in
questo modo può avere informazioni utili, se è lui che pilota, oppure può semplicemente sorvegliare cosa fa il
computer, se è attivo l’autopilota. A livello, invece, di FCS proprio, possiamo vedere come i comandi siano
inviati, oltre che agli attuatori ovviamente (e ai computer primari e secondari ridondati), anche a quello che
chiamiamo FCDC (Flight Control Data Concentrator), che si occupa di prendere le informazioni sui comandi
dai vari computer (ci sono più ridondanze) e le concentrano, così da fornire ai piloti un’informazione unica.
Essi sono anche in grado di derivare ulteriori informazioni oppure possono inviare al FWS (Flight Warning
System) degli alert che essi poi eventualmente condivideranno coi display (oltre che con altoparlanti e altro).
Torniamo ora alla visione globale dei vari display. Il pannello degli strumenti principale è tipicamente
composto da 5 display, 4 dei quali raggruppati in due sistemi.
• EFIS (Electronic Flight Instrument System), composto da
– PFD (Primary Flight Display)
– ND (Navigation Display)
• ECAM2 (Electronic Centralized Aircraft Monitoring), composto da
– E/WD (Engine/Warning Display)
– SD (System Display)
• MFD (Multi Function Display), che è "a sé" ed è un concentrato di più display (varie pagine)
18.1
Primary Flight Display
Esso ha il compito di mostrare tutte le informazioni primarie riguardo al volo, quindi tutto ciò che riguarda
assetto, dati aria e quali sono i valori di questi (e altri dati) che dovrebbero essere "rincorsi" per viaggiare
secondo quanto previsto dal piano di volo. Tutto ciò è visualizzato prevalentemente in "tema" analogico,
seppur si tratti di display digitali, in modo da rendere tutto più leggibile per il pilota.
Quello che possiamo tipicamente riscontrare su questo display è, in alto, delle indicazioni riguardo autopilota e cose riguardanti l’approach, oltre che indicazioni su quali di questi sistemi sono attivi; in sostanza,
la parte alta ci dice quali sono eventuali modalità attive e quali sistemi stiamo usando.
1 Davanti si mettono i display con le informazioni principali, mentre ai lati ci sono quelli con informazioni secondarie. In alto
ci sono invece i controlli dei vari sistemi (non sono display).
2 Per Boeing si chiama ECAS, ma è formalmente uguale, cambia solo il nome.
183
Figura 18.1: Interfaccia display del FCS.
Figura 18.2: Disposizione display sull’A380.
184
Figura 18.3: Main instrument panel dell’A380.
Figura 18.4: PFD.
In mezzo troviamo, al centro, l’orizzonte artificiale (collegato con IRS), indicazione sull’assetto, in cui
abbiamo anche un punto che ci dice dove dovremmo stare come assetto per attenerci al piano di volo.
Un’indicazione importante poi è anche quella della posizione della barra, con annessi limiti di massima
deflessione, molto utile per avere un feedback visivo, specie nei comandi FBW. Abbiamo poi, a sinistra,
l’indicatore della velocità (anemometro nell’analogico), con tanto di velocità target e limiti eventuali. A
destra, infine, abbiamo altimetro e variometro.
In basso c’è la bussola che ci indica il muso e la direzione reale della velocità (quindi ci da indicazioni
su un’eventuale presenza di vento) e poi ci possono essere anche delle indicazioni sul Mach e su modi
dell’altimetro. Di base comunque la suddivisione, per quanto ci interessa, è quella appena descritta.
L’ultima cosa che c’è da dire in merito al PFD è che esso indica anche con quale leggi di controllo si sta
pilotando il velivolo. Fornisce ossia delle informazioni sul loro status, come mostrato in figura.
18.2
Head Up Display
Si tratta di un display che è davanti al finestrino ed ha la particolarità di poter fornire informazioni leggibili
senza distogliere lo sguardo. È infatti costruito in modo che si metta a fuoco all’infinito (questo lo fa costare
moltissimo) e può fornire delle informazioni anche di tipo georeferenziato. Sostanzialmente replica alcune
parti del PFD (linea orizzontale, velocità, quota) e da informazioni visive anche per quanto riguarda la pista,
ad esempio per l’allineamento, o la stessa linea orizzontale, perfettamente sovrapposta all’orizzonte reale.
185
Figura 18.5: PFD - Control Law status information.
Figura 18.6: Head Up Display.
186
Figura 18.7: ND.
Figura 18.8: ND - vertical display zone e dati dal radar meteo.
18.3
Navigation Display
Questo display, l’abbiamo visto nel sistema di navigazione, si occupa di mostrare al pilota l’heading geografico,
la posizione del velivolo, l’angolo di drift, la rotta da seguire (con i waypoints), nonché mostra informazioni
relative al VOR/DME (posizione relativa), cross track errors e ci da informazioni anche per quanto riguarda
TAS e GS, oltre che sul vento (direzione e velocità).
C’è poi una zona (in basso) che mostra la rotta sul piano verticale (con annessi waypoints) e mostra anche
la conformazione sintetica del terreno. Ovviamente mostra sia la rotta attuale che quella pianificata. Infine,
abbiamo che su tutto il display sono fornite anche informazioni 3D riguardo il meteo, con tanto di previsioni
riguardo le zone (nello spazio 3D) di possibile wind shear e/o di turbolenza. Oltre alle informazioni fornisce
anche dei brevi messaggi, così che la crew sappia sempre cosa fare e com’è la situazione (serve cambio rotta?
Prima lo so meglio è).
Infine, vi sono delle informazioni riguardo la conformazione del terreno (zone più basse, più alte o alla
stessa quota), con anche qua dei messaggi (TAWS- Terrain Awareness and Warning System) e, chiaramente, ci
sono anche informazioni e messaggi dei sistemi TCAS (alert e visualizzazione dei velivoli intruder eventuali).
18.4
ECAM display
18.4.1
System Display
Il system display si occupa di fornire tutte le informazioni relative ai vari sistemi, cioè come funzionano, chi
funziona, e segnalare eventuali criticità su questi. Il livello di dettaglio di alcuni sistemi, come ad esempio
quello del bleed o delle superfici di controllo, è molto alto (posso vedere il corretto funzionmento delle superfici
di controllo e vedere anche la loro deflessione); quello di altri sistemi, come ad esempio quello elettrico, è
piuttosto basilare. È organizzato tutto in pagine, ed alcune informazioni (come quella del pitch trim) sono
visibili solo in alcuni momenti (a terra per esempio).
187
Figura 18.9: ECAM - SD.
Figura 18.10: ECAM - E/WD.
18.4.2
Engine/Warning Display
L’E/WD invece si occupa di fornire informazioni, alert e checklist (in caso nominale o in caso di problemi) di
tutto ciò che riguarda il sistema propulsivo. Ci fornisce le info dei sensori, le manette (insomma, i parametri
primari del motore) e, come detto, ha un sistema molto utile di checklist. Infatti esso ha in memoria le varie
checklist e, ogni volta che si effettua un task, esso riconosce che è stato effettuato (tipo che il carrello è stato
retratto) e spunta automaticamente il task dalla lista.
In caso eventuale di alert riconosciuti, esso è in grado di fornire anche qua una checklist di cose da fare per
risolvere il problema. Se invece capisce che qualcosa non va, ma non sa cosa, allora fornisce delle procedure
specifiche corrispondenti a un elenco di possibili failure (insomma, ci prova comunque ad aiutare). Infine,
può fornire memo o visualizzare limitazioni.
18.5
Multifunction Display
Questo display, organizzato in 4 pagine, ha la funzione (secondaria) di dare informazioni/visualizzare cosa
si inserisce riguardo il controllo di missione e piano di volo. Esso ha infatti una pagina riguardante il FMS,
con quello che sostanzialmente è il piano di volo in termini di "che devi fare per portarci tutti a terra sani
e salvi", una pagina di backup del FCU, una pagina riguardante dati ATC, come frequenze, messaggi e
comunicazioni data link e, infine, una pagina legata alla sorveglianza, che quindi ci da status e possiblità di
controllo di TCAS, TAWS e radar meteo.
18.6
Architetture
Prima di parlare di architetture vere e proprie, dobbiamo parlare prima delle connessioni che ha questo
sistema di display, nonché di come si interfaccia con altre parti del velivolo. Anzitutto diciamo che questo
sistema di interfaccia principalmente con ciò che riguarda
188
Figura 18.11: MFD.
Figura 18.12: Architettura del CDS intero e dell’ECAM (a destra).
• Navigazione
• Controllo
• Comunicazione
Giacché si tratta comunque di tre funzioni che devono avere una necessaria interfaccia anche con la crew
umana. In sostanza, tutto ciò che viene dai sistemi e che deve essere visualizzato passa per un’unità che si
occupa sostanzialmente di concentrare le informazioni, così da fornire qualcosa di sensato e leggibile, senza
dare output come un flusso di coscienza, dato che i piloti devono prevalentemente portarci a terra sani e
salvi e meno cose fanno meno sbagli possono fare.
C’è un passaggio anche per il FWS, che si occupa di gestire la parte di warning (non solo scritti ma anche
di altri tipi, come audio o lucine di attenzione) eventualmente da inviare ai display. Noi abbiamo ragionato
guardando, nelle immagini almeno, quello che è il CDS dell’A380, che è un velivolo comunque abbastanza
avanzato sotto molti punti di vista. Le architetture possono variare, ma neanche più di tanto, dovendo
comunque esserci un livello base sotto cui non ci pensano neanche un attimo a farti volare commercialmente.
Parlando ora invece di architetture vere e proprie, abbiamo che il CDS può seguire 4 architetture, più o
meno avanzate/smart.
• L’architettura base prevede una sorta di trenino in cui dai sensori arrivano i dati, vengono passati
ai concentrator, poi ai processori, poi al generatore di simboli/grafiche e poi all’unità display vera e
propria, composta dalla sua elettronica e dai display fisici.
In questo caso ogni elemento è separato, ed è un’architettura molto base, usata ormai solo su velivoli
di aviazione generale neanche troppo recenti.
• L’architettura dumb (sì, stupida) è fatta sempre degli stessi blocchi, solo che è composta da due unità,
una che genera i simboli sostanzialmente (fatta da concentrator, processore e generator di simboli e
189
(a)
(b)
Figura 18.13: Architetture.
grafiche) e l’altra che è il display (come nel primo caso). Questa cosa è abbastanza stupida perché
ogni display ha il suo generatore di simboli, per cui se uno si rompe posso solo bestemmiare, e non c’è
possibilità che si possa visualizzare quel display su un altro display.
• L’architettura semi-smart comprende invece due unità organizzate come un computer che comprende
concentrator e processor, che passa poi il tutto all’unità display, che ha al suo interno (e questo già ci
rende meno stupidi) il generatore di simboli. In questo modo se si rompe un display basta che a quello
che voglio usare (e che funziona) do in pasto i dati, poi ci pensa lui a convertirli in linguaggio umano.
• L’architettura fully-smart integra invece tutto in un’unità (appunto integrata), la quale permette
di operare eventualmente una totale riconfigurazione nel caso in cui un display non funzioni. Qua
arrivano i dati grezzi direttamente, lui fa tutto, dal concentrator fino al display direttamente.
190
Capitolo 19
Landing Gear
19.1
Overview teorica
Il carrello di atterraggio di un velivolo civile moderno ha 5 principali funzioni:
• Supportare il velivolo durante operazioni di terra
• Controllare il velivolo durante operazioni di terra
• Ridurre la velocità (verticale e orizzontale) del velivolo
• Retrarsi e chiudere la baia dove entra in volo, per ridurre la resistenza in volo
• Facilitare le operazioni di decollo e atterraggio
Per fare tutto ciò sono necessarie ulteriori sotto-funzioni, indicate nell’albero funzionale. Ogni sotto-funzione
è espletata da un prodotto o si traduce in un qualche vincolo per il dimensionamento del carrello. Nelle seguenti parti del capitolo andremo nel dettaglio delle singole sotto-funzioni. Ci riferiremo sempre ad
un’architettura classica triciclo con ruotino davanti (2 MLG + 1 NLG).
19.1.1
Struttura e posizionamento
Supportare il velivolo durante operazioni di terra
Le sotto-funzioni in questo caso sono 3:
• Sopportare forze verticali e orizzontali
Figura 19.1: Albero funzionale sistema landing gear.
191
Figura 19.2: Supportare il velivolo durante operazioni di terra.
• Mantenere stabile il velivolo
• Garantire le dovute distanze dal suolo
Per sopportare forze verticali si prevede la presenza di una gamba principale (tipicamente molto vicina al
baricentro), su cui si scarica (e che deve sopportare) il peso del velivolo, nella frazione che compete al carrello
(NLG o MLG). Dei bracci laterali si occupano poi di sopportare le forze orizzontali, tipicamente di flessione.
Per mantenere stabile il velivolo è necessario poi che il centro di gravità (CG) del velivolo stia, con le
dovute ed inevitabili oscillazioni, sempre all’interno del triangolo formato dalle due ruote del MLG e la ruota
del NLG.
Bisogna stimare comunque la massa del carrello stesso. Per farlo ci si serve tipicamente di formule
empiriche del tipo
mLG = 0.046(kSL + kRF + kF L ) · M LW
(19.1)
dove le k sono delle costanti numeriche e valgono


0.85 short gears
kSL = 1 average gears


1.32 long gears
kRF = 0.15
kF L = 0.11
Tipicamente il MLG pesa per l’80% del peso totale del carrello (il NLG pesa quindi per il 20%) e ciò che ha
più peso nei due carrello è il roll stock (ruota, freni, ecc), la struttura ed i controlli.
Facilitare operazioni di decollo e atterraggio
A questo scopo si hanno 3 sotto-funzioni, in questo caso espresse mediante requisiti:
• Il MLG deve essere il più vicino possibile al baricentro e deve stare dietro ad esso
• Il carrello deve consentire al velivolo di raggiungere il suo angolo di incidenza massimo, per avere
massimo coefficiente di portanza
• Il carrello deve permettere al velivolo di atterrare in condizioni di massimo vento laterale (crosswind)
Il primo requisito si esprime in termini di un angolo A, che deve essere di un certo valore minimo (15 deg) e
deve quindi essere tale per cui il baricentro sia sempre davanti (al più coincidente) con il MLG. L’angolo in
questione quindi è quello formato tra la normale al suolo e la congiungente MLG-CG. Il fatto che il MLG
stia dietro al baricentro e che stia il più vicino possibile ad esso è perché se sta dietro al baricentro allora si
192
Figura 19.3: Facilitare operazioni al decollo/atterraggio.
ha che la forza (negativa) sul tail orizzontale produce momento opposto alla forza peso e se il baricentro è
vicino al MLG (perno su cui si fa momento per cabrare) allora c’è bisogno di una piccola forza sul tail per
avere grande momento.
Il secondo requisito si esprime in termini di un angolo B, definito come l’angolo tra il suolo e la retta
tangente alla coda del velivolo, che deve essere tale per cui il velivolo raggiunga il massimo CL . Per rispettare
tale requisito è talvolta rastremata la coda.
Il terzo requisito è espresso in termini di un angolo φ, definito come l’angolo tra il suolo e la retta passante
per il MLG e tangente ai propulsori del velivolo.
19.1.2
Ruote e sistema di steering
Le ruote ed il sistema sterzante sono i due prodotti che permettono il controllo del velivolo durante le
operazioni a terra. In particolare, tale funzione richiede due sotto-funzioni:
• Consentire il movimento
• Cambiare la direzione del movimento
Le ruote sono tipicamente pneumatici (particolari per l’aeronautica), mentre lo steering può avvenire mediante due tipologie: uso di due attuatori e sistema cremagliera/pignone.
19.1.3
Ammortizzatori e sistema frenante
Al fine di ridurre la velocità del velivolo si individuano due sotto-funzioni:
• Ridurre la velocità verticale
• Ridurre la velocità orizzontale
La prima sotto-funzione è espletata mediante gli ammortizzatori, tipicamente oleopneumatici, in cui un gas
(azoto) fa da molla ed il passaggio di olio in degli orifizi fa da smorzatore.
La seconda sotto-funzione è espletata mediante il sistema frenante (ma non solo, anche dagli spoiler e
dagli inversori di spinta ad esempio), che tipicamente consta di un sistema di frenatura multi disco. Questo
permette di aumentare notevolmente la superficie frenante e, siccome sul MLG (dove c’è questo sistema) si
scarica la maggior parte del peso, si ha la maggior azione frenante.
193
Figura 19.4: Ruote e sistema sterzante.
Figura 19.5: Ammortizzatori e freni.
194
Figura 19.6: Sistemi di estrazione/retrazione.
19.1.4
Meccanismo di estrazione/retrazione
Per ridurre la resistenza in volo il carrello deve svolgere le seguenti due sotto-funzioni:
• Retrarsi (e ovviamente poi estrarsi quando si atterra)
• Chiudere (e aprire quando deve estrarsi) la baia dove si retrae il carrello
Per ciascuna di queste sotto-funzioni abbiamo un sistema di estrazione/retrazione. Il sistema più comune
prevede che ci sia un attuatore che movimenta il carrello in retrazione, il quale, una volta retratto, viene
sostenuto da un gancio (quindi l’attuatore non sostiene il carrello retratto, dal momento che andrebbe
sovradimensionato per questo). L’estrazione avviene per forza di gravità. Una catena cinematica collegata
al carrello apre e chiude la baia quando necessario. Il carrello è retratto in fusoliera, molto vicino all’attacco
alare.
19.2
Dimensionamento
La prima cosa a cui pensare è il calcolo del momento di cerniera in estrazione. Possiamo considerare, in
maniera conservativa, il peso del carrello come concentrato sulla ruota. Di conseguenza il momento di
cerniera, dato dalla forza peso, sarà semplicemente
M = mLG · g · b
(19.2)
con b braccio della forza peso rispetto alla cerniera. Dobbiamo poi calcolare il carico statico su ogni ruota
(bilancio momenti pesi e forze)
F
PN = W
(19.3)
M
dove F è la distanza tra MLG e NLG e M è la distanza tra MLG e CG. Nonché si calcola la forza agente
sul carrello sterzante. Quest’ultima si calcola nel caso peggiore in cui c’è attrito radente e la ruota sterzante
(quella sul NLG) è una sola. In tal caso avremo che ci sarà un certo schiacciamento della ruota sotto carico,
che la porterà a ridurre il suo raggio da R e RM ; possiamo definire col teorema di Pitagora la dimensione
q
2
a = R 2 − RM
(19.4)
e dire quindi che il momento sterzante è
Ms = f PN a
195
(19.5)
Figura 19.7: Calcolo peso scaricato sul MLG e momento sterzante.
Si è considerato, come ulteriore aggravante, il fatto che la forza di attrito Fs = f PN sia esercitata a distanza
a dal centro della ruota (e non a 23 come sarebbe in realtà). Se definiamo una certa velocità angolare di
sterzo ω abbiamo che la potenza sterzante è
Ps = M s ω
(19.6)
Dobbiamo infine dimensionare il sistema frenante. Per tale scopo si parte da informazioni relative a livello
di meccanica del volo sull’atterraggio, si passa a informazioni a livello ruota e le si rende poi informazioni
a livello sistema frenante, ossia l’attuazione che deve essere compiuta dagli attuatori per schiacciare i dischi
contro le pastiglie frenanti.
A livello velivolo sappiamo che questo deve atterrare sulla pista e frenare. La pista è lunga (per quanto
disponibile come corsa di atterraggio) Lc e il velivolo tiene una velocità media pari, in prima battuta, a
Vm = V2a , ossia metà della velocità di atterraggio (facendo ipotesi di andamento lineare della velocità lungo
la pista). Di conseguenza l’accelerazione (decelerazione) che il velivolo deve assicurare per frenare in una
lunghezza Lc partendo dalla velocità Va è
V2
a= a
(19.7)
2Lc
Questo vuol dire che la forza frenante necessaria per frenare l’intero velivolo è
Ff =
W
a
g
(19.8)
Questa forza deve essere esercitata in totale da tutto il sistema frenante. Se ogni ruota ha un raggio R allora
il momento frenante che deve esserci è
Mf = Ff R
(19.9)
Se consideriamo che ci sono Nr ruote frenate e ciascuna ruota ha Nd dischi di raggio Rf (raggio del freno)
e il coefficiente di attrito freno-disco è ff d abbiamo che la forza idraulica (o elettrica, insomma, quella
dell’attuatore) che ogni ruota deve garantire per azionare il sistema frenante è data da
Fi =
Mf %f reno
Nr Nd Rf ff d
(19.10)
dove %f reno indica la percentuale di forza frenante demandata al sistema frenante (tipicamente il 50%, il
resto è dato da spoiler e inversori di spinta). Questa è quindi la forza che ogni singola ruota deve fornire col
suo attuatore per azionare il sistema frenante multi disco visto prima.
A livello sistema frenante, considerando un sistema di attuazione idraulico (se è elettrico posso fare
l’equivalenza vista nella sezione di attuatori del sistema FCS), si ha che c’è un sistema di attuazione con
più pistoncini, in numero minimo nm , che esercitano una certa pressione idraulica nota. Di conseguenza, la
sezione di ciascun pistoncino deve essere pari a
Sp =
Fi
p · nm
196
(19.11)
E la cilindrata dell’intero attuatore di Np pistoncini sarà quindi
Cil = Sp Nr Np corsa
(19.12)
dove corsa è la corsa dell’attuatore. Nota la cilindrata e ipotizzato il tempo di azionamento taz si ha che la
portata dell’attuatore sarà
Cil
Q=
(19.13)
taz
e quindi la potenza (idraulica) richiesta
Pf = Qp
(19.14)
Tipicamente i raggi del freno sono il 66% del raggio della ruota, la corsa è di circa 0.5cm, il tempo di
azionamento di 0.1s e il coefficiente di attrito disco-pastiglia intorno a 0.5.
19.3
Sistema LND Gear dell’A380-800
Anche questo fa parte dell’esercitazione 2 in ASTRID, per cui si rimanda a quella parte in appendice per
numeri specifici. Analizziamo ora brevemente il sistema LND Gear del velivolo A380-800 (sia mai che capita
una domanda).
Questo velivolo ha il sistema carrello che è diviso in due parti:
• Nose Landing Gear, fatto da una gamba con 2 ruote (1 coppia di ruote)
• Main Landing Gear, a sua volta diviso in:
– Wing Landing Gear, fatto da 2 gambe con ciascuna 4 ruote (2 coppie di ruote)
– Body Landing Gear, fatto da 2 gambe con ciascuna 6 ruote (3 coppie di ruote)
Il NLG ha capacità sterzanti, il WLG ha capacità frenanti mentre il BLG ha capacità sterzanti (ultimo
asse) e frenanti (primi due assi, l’ultimo no). Ovviamente tutte le gambe devono potersi retrarre/estrarre.
19.3.1
Braking system
In tutto ci sono 16 ruote frenanti (tutto il WLG e 4 delle 6 del BLG). Il WLG e il BLG sono alimentati da
due linee indipendenti (Y e G). L’Alternate Braking Equipment è alimentato invece dal suo accumulatore
(LEHGS - Local Electro Hydraulic Gear System), il quale alimenta il parking brake, che è quindi indipendente
dalle linee idrauliche di WLG e BLG (G e Y). Sono possibili diverse modalità di frenata.
19.3.2
Steering system
La capacità sterzante è garantita, come detto, dal NLG (2 ruote) e dai primi due assi del BLG (4 ruote, 2 per
gamba), per un totale di 6 ruote sterzanti. Il NLG e il BLG sono alimentati da linee idrauliche indipendenti
e il solo NLG è collegato anche ad un accumulatore e LEHGS. Il NLG usa due attuatori accoppiati.
19.3.3
Retraction/Extension system
NLG e WLG sono retratti usando la stessa linea (G), mentre il BLG è retratto usando la linea idraulica
Y. Non c’è ridondanza in questa funzione, quindi se il carrello è bloccato sono volatili per diabetici; in
particolare
• Se il carrello non si retrae allora si abortisce la missione (cosa grave comunque)
• Se il carrello non si estrae allora non si abortisce (anche perché saremmo in volo) ma si usa un sistema
"gravity extension" che ne permette l’estrazione per forza di gravità.
197
(a) Braking system.
(b) Steering system.
(c) Retraction/extension system.
Figura 19.8
198
Capitolo 20
Environmental Control System
20.1
Introduzione al sistema pneumatico
Prima di parlare del sistema ECS è doveroso fare un’overview sul sistema pneumatico, che è ciò che fornisce aria compressa all’ECS. Sul velivolo si fa largamente uso di aria ad alta/media pressione, spillata dai
propulsori o semplicemente presa (ram air), per vari scopi, dipendentemente da categoria e dimensioni del
velivolo. La potenza pneumatica è piuttosto semplice da produrre, essendo comunque già presente a bordo
come risultato del lavoro dei propulsori (che comunque devono funzionare) oppure del volo stesso (l’aria ha
una certa pressione totale col velivolo in volo ad una certa velocità e quota).
Diciamo quindi che le principali funzioni del sistema pneumatico sono quelle di immagazzinare,
trasportare, gestire flussi di aria a media/alta pressione a bordo del velivolo. L’aria può essere poi
richiesta ed usata da vari sistemi per differenti scopi, come per esempio:
• Pressurizzazione e condizionamento della cabina
• Anti-ice e de-ice
• Pressurizzazione dei tank di acqua, olio e fuel
• Venting dei fuel tank
• Sigillo delle porte di accesso
• Avviamento del motore
• Alimentazione di attuatori pneumatici (in alcuni casi)
L’ECS quindi è soltanto uno dei vari sistemi che richiedono dell’aria in pressione per svolgere le loro funzioni.
Vedremo di seguito prima due tipiche architetture del sistema pneumatico, e poi andremo a considerare lo
specifico sistema ECS, immaginando che l’aria compressa arrivi da uno qualsiasi dei due tipi di sistema
pneumatico visti.
20.1.1
Architetture del sistema pneumatico
Bleed
Sicuramente la principale e più comune fonte di potenza pneumatica è il motore, specialmente se questo è
un motore a turbina (turbojet, turbofan, turboprop), quindi l’architettura tradizionale di tipo bleed consiste
banalmente nello spillare una certa portata di aria compressa (tipicamente da uno stadio di alta e da uno
stadio di bassa pressione) e inviarla ai sistemi che la richiedono.
Vediamo quindi che l’aria spillata viene inviata principalmente al sistema ECS, che si compone di unità
chiamate cold unit, le quali si occupano di raffreddare l’aria compressa per inviarla in cabina (così da
provvedere ad un ricambio di aria e ad un condizionamento della cabina). L’aria compressa è inviata anche
ai sistemi di anti-ice e ad eventuali attuatori rotativi, alimentati da un piccola turbina, che viene messa in
rotazione proprio con l’aria compressa spillata dal motore.
199
Figura 20.1: Architetture sistema pneumatico.
Bleedless
Spillare portata al motore però non è il modo più efficiente per ottenere aria compressa da dare a ECS e
compagnia bella. Infatti, togliere portata vuol dire modificare qualcosa che, a livello propulsivo, riduce la
spinta prodotta (e aumenta i consumi)1 , nonché significa avere peso a bordo, dato che l’aria va trasportata
in condotti.
Quello a cui si è pensato quindi, nel ragionare anche in ottica MEA (More Electric Aircraft), è stato
di prevedere un compressore dedicato, messo in rotazione da un motore elettrico, che ha lo scopo unico di
comprimere aria. Tale aria viene poi inviata ai vari sistemi che la richiedono (loro prendono in input l’aria
compressa, da dove arriva gli importa relativamente). Il secondo layer di questa filosofia/architettura è
poi quello di alimentare alcuni dei sistemi che richiedono potenza pneumatica in maniera elettrica, così da
ottenere una minor richiesta di aria compressa ed avere a monte solo la produzione di energia elettrica.
Avremo perciò che il sistema anti-ice è adesso fatto di resistenze elettriche, mentre gli attuatori rotativi sono
mossi da un motore elettrico, ecc.
La filosofia MEA infatti mira a sostituire le varie potenze secondarie (la potenza primaria è quella
pneumatica, le secondarie sono idraulica, questa sotto-pneumatica, ecc) con l’unica sorgente di potenza
secondaria elettrica. In questo modo si vede che i vantaggi compensano e superano gli svantaggi, per cui
alcuni nuovi velivoli stanno adottando questa filosofia gradualmente (A380, B787).
Parlando di vantaggi, vediamo come il sistema bleedless permetta, come detto, di non spillare alcuna
portata d’aria dal motore, quindi di fatto tutta la portata del compressore viene usata per produrre spinta.
È quindi ovvio dire che questo produce una diminuzione del consumo, quindi è benefico anche dal punto di
vista di impatto ambientale. Inoltre, togliere tutti i tubi che portavano l’aria dal motore ai sistemi consente
un risparmio in peso, che è sempre ben accetto.
20.1.2
Bleed system sul B737
Analizziamo nel dettaglio il sistema pneumatico del B737 NG, che è di tipo bleed. Infatti, passando dal
B737 Classic a questo Next Gen, è stato deciso di tenere una simile architettura bleed, dato che sarebbe
stato molto più semplice concettualmente, anche se questo rende più inefficiente il motore.
Guardando allo schema (speculare) possiamo riconoscere varie cose:
1 Comprimo aria, quindi spendo lavoro, ma poi quest’aria se al prende qualcun altro, quindi ho speso lavoro (consumato fuel)
per qualcosa di cui non beneficio.
200
Figura 20.2: Architettura sistema pneumatico del B737 (bleed).
1. Porte di bleed dal 5 e 9 stadio di compressore
2. Connessione con APU. L’APU avvia il motore mandando parte dell’aria che comprime (spillamento)
in una turbina pneumatica nel motore
3. Connessione con GPU pneumatica. Questa serve per avviare eventualmente l’APU
4. Valvola di engine start. Questa serve per prendere aria dall’APU e avviare il motore
5. Connessione con ECS (AC pack)
6. Connessione con tank di acqua e olio per loro pressurizzazione
7. Connessione con Ice Protection System di ala e cowl motore
L’aria che viene spillata dal motore ha una pressione tipicamente di 0.2 − 1M P a e una temperatura di
180 − 400◦ , che viene ridotta a circa 175◦ mediante uno scambiatore di calore chiamato ram air pre-cooler,
ossia uno scambiatore di calore che usa l’aria esterna (ram air) come fluido refrigerante.
20.1.3
Bleedless system sul B787
Il B787 nasce invece come MEA, quindi si è potuto preferire (ovviamente) il sistema bleedless. Esso ha infatti
ben 4 compressori dedicati, mossi da motori elettrici, che producono aria compressa data in pasto al sistema
ECS e altre piccole utenze. I compressori richiedono in totale una potenza al massimo di circa 500kW (più o
meno la metà della potenza prodotta totale dal sistema di potenza elettrica in crociera). A meno del sistema
anti-ice del motore stesso (che comunque è piccolo), alimentato pneumaticamente, sia l’anti-ice dell’ala che
lo start del motore sono fatti in maniera elettrica. Si hanno infatti i cosiddetti starter/generator a motore e
APU, che avviano il motore e poi producono loro stessi potenza elettrica grazie al trascinamento che compie
il motore su di essi. Vediamo quindi come solo una piccola parte di potenza pneumatica e idraulica sia
impiegata a bordo (piccole utenze minori), mentre la potenza elettrica fa da padrona nell’alimentazione di
tutto il resto a monte. Tra l’altro le pompe idrauliche sono comunque alimentate elettricamente per lo più
(EMDP).
Come già ripetuto, questo impatta notevolmente sull’efficienza (in termini di combustibile bruciato) e ha
inoltre una maggior efficienza operativa, giacché si osserva
• Minor peso
• Minor costo di manutenzione
• Maggior affidabilità (uso meno componenti e con minor failure rate)
Maggior range e minor consumo di fuel si traducono poi in un ulteriore calo di peso, di cui non ci priviamo
mica. Altra cosa interessante da notare è che il sistema pneumatico tipicamente sviluppa più potenza di
quanto richiesta, e questa potenza va dissipata comunque a bordo. Il sistema elettrico invece produce
esattamente la potenza necessaria, non di più e non di meno.
201
Figura 20.3: Architettura sistema pneumatico del B787 (bleedless).
20.2
ECS
Ora che abbiamo visto com’è che si produce potenza pneumatica a bordo (spillando dai motori o con
compressori dedicati) vediamo il sistema che richiede la maggior frazione di potenza pneumatica a bordo,
ossia l’ECS (Environmental Control System). Le sue principali funzioni sono quelle di mantenere un
livello adeguato di:
• Pressione
• Temperatura
• Umidità e composizione chimica dell’aria
in cabina e nei compartimenti sistemi. In soldoni, diciamo che il suo scopo è quello di mantenere, durante
tutte le fasi della missione, delle condizioni ambientali appropriate, così da garantire il comfort
di crew e payload, ma anche per assicurare il rispetto dei limiti operativi di tutti i sotto-sistemi
in termini di ambiente in cui essi operano.
Ora andremo prima a vedere le diverse architetture dell’ECS, concentrandoci sulla più tipica, e poi
andando a vedere brevemente come si dimensiona questo sistema, in termini di stima del carico termico che
ci dobbiamo aspettare e la conseguente portata d’aria che dobbiamo garantire per smaltire il carico termico
eccessivo/fornire il carico termico mancante.
20.2.1
Architetture e cicli
Possiamo definire diverse architetture dell’ECS, in base alla categoria velivolo, alla configurazione dell’impianto pneumatico oppure in base alla pressurizzazione della cabina. Se la cabina non è pressurizzata
abbiamo gli impianti di tipo open loop cycles, mentre se la cabina è pressurizzata abbiamo sia gli open
loop cycles che i closed loop cycles. Gli open loop possono esserci sia se l’architettura pneumatica è
bleed sia se è bleedless, mentre i closed loop possono esserci solo se è bleedless.
• Se la cabina è non pressurizzata allora abbiamo solo open loop cycles. Questo è tipico di aerei
di aviazione generale, dove l’ECS è costituito semplicemente da un sistema di ventilazione, con ovvie
limitazioni sulla capacità di regolare la temperatura.
La ventilazione (per raffreddare) è fornita mediante prese d’aria su fusoliera o ala e i ventilatori possono
essere controllati manualmente. Il riscaldamento è reso possibile usando l’aria proveniente dallo shroud
del motore. Si può controllare il mixing di aria calda e fredda proprio come in automobile. La pressione
in cabina non è regolata. Tutto ciò comporta quindi dei limiti operativi (è un po’ la Subaru Baracca
dell’aviazione).
202
• Se la cabina è pressurizzata (aviazione commerciale in su) allora abbiamo sostanzialmente che la
pressione in essa è mantenuta ad un livello superiore rispetto all’ambiente esterno. Questo viene fatto
per assicurare il mantenimento di una temperatura accettabile (18 − 25◦ ) e per assicurare una capacità
respiratoria decente ai passeggeri (la pressione parziale di ossigeno cresce con quella dell’aria totale se
manteniamo la stessa concentrazione di O2 ).
Mantenere, tuttavia, costantemente una pressione standard in cabina durante la crociera causerebbe un
carico strutturale aggiuntivo ben notevole (differenziale di pressione elevato in quota), che risulterebbe
inaccettabile dal punto di vista di massa aggiuntiva per il rinforzo e anche dal punto di vista di cicli di
fatica a cui sarebbe sottoposto il velivolo. Per questa ragione la pressione in cabina viene gradualmente
ridotta, in concomitanza con l’ascesa del velivolo, sino a un valore corrispondente alla quota di 2500m
(con velocità di 250/500 ft/min), che è comunque accettabile in termini di ∆p prodotto in crociera.
Quando poi il velivolo scende per atterrare, la pressione viene analogamente gradualmente aumentata.
Concentriamoci sulla cabina pressurizzata e vediamo ora le differenze che ci sono tra open e closed loop
cycles.
• Se si ha un open loop cycle allora l’aria compressa (tipicamente presa spillandola dal motore, ma
le bleedless architecture sono comunque possibili) viene costantemente immessa nel sistema ECS che,
mediante le CAU, si occupa di ridurre pressione e temperatura del flusso di aria ai valori richiesti in
cabina. Una valvola di outflow infine regola l’uscita d’aria e ulteriori addizionali valvole di rilascio
bilanciano la pressione in tutte le condizioni. L’idea quindi è quella di prendere aria (come decidilo
tu), condizionarla con la CAU secondo i requisiti in cabina e poi buttarla fuori con una valvola di
outflow.
• Se si ha un closed loop cycle invece vediamo come la maggior parte dell’aria a bordo sia riciclata
mediante un processo di purificazione (attraverso filtri). Appena si avvia il velivolo a terra i compressori
dedicati immettono aria (capiamo quindi che qua l’architettura è solobleedless) in cabina e, da lì in
poi, questa viene sempre riciclata. I compressori servono, a regime, solo per compensare le inevitabili
perdite di aria (leakages) che ci sono. La temperatura dell’aria viene regolata dalla CAU, di tipologia
vapour cycle CAU. I compressori sono ovviamente mossi da motori elettrici, e c’è infine bisogno di
recirculation fans al fine di evitare il ristagnamento dell’aria. L’idea quindi è quella di prendere l’aria
all’inizio e poi riciclarla sempre con dei filtri di purificazione, così da non dover sempre immetterne di
nuova.
Abbiamo accennato ai vapour cycle, quindi vediamo in breve le due tipologie di sistemi refrigeranti. Una volta
infatti che l’aria compressa arriva all’ECS, deve essere regolata in pressione e temperatura, per soddisfare i
requisiti in cabina in ogni momento. Questo compito è demandato, come detto, alla CAU (Cold Air Unit),
che può svolgere il suo lavoro secondo due metodologie:
• Air Cycle refrigeration systems. Il principio base è che il calore viene rimosso grazie ad uno
scambiatore di calore. L’aria compressa (calda) passa quindi in questo scambiatore di calore e poi va
in una turbina, dove compie lavoro espandendosi, quindi riducendo pressione e temperatura.
Questo sistema è sicuramente leggero e compatto, ma ha le sue limitazioni. Infatti, sono richiesti flussi
d’aria molto grandi, quindi sono richiesti condotti a sezione molto grande, e possono esserci quindi
problemi di installazione (lo spazio è ridotto a bordo).
• Vapour cycle refrigeration systems. Viene usato nei closed loop cycles e funziona secondo il
seguente principio. Il calore viene rimosso facendo evaporare un liquido refrigerante, il quale passa poi
attraverso un compressore (che ne aumenta pressione e temperatura quindi) e poi viene raffreddato da
un condensatore, per ritornare infine all’evaporatore attraverso una valvola di espansione.
Questo è molto efficiente ma le applicazioni sono limitate per via dei problemi legati al limitato range
di temperature e al notevole e maggior peso del sistema, rispetto all’air cycle.
Noi vedremo solo il sistema air cycle in open loop nelle CAU per cabine pressurizzate, dato che è il più
comune per l’aviazione civile, su cui ci basiamo noi. Di seguito quindi presenteremo quanto detto, analizzando due architetture diverse e andando poi ulteriormente a fondo analizzando le varianti migliorative di
un’architettura (bootstrap).
203
Figura 20.4: Simple air cycle.
Figura 20.5: Bootstrap air cycle tradizionale.
20.2.2
Focus: Air Cycle nelle CAU open loop
Iniziamo col dire che ci sono due possibili architetture:
• Simple air cycle. Si tratta di un ciclo in cui l’aria viene raffreddata da uno scambiatore di calore
(uso ram air come fluido refrigerante) e poi fatta espandere in una turbina, che muove un fan atto
proprio ad "aspirare" l’aria stessa. Questo ciclo è fatto tipicamente sui velivoli civili a bassa velocità,
in cui le temperature totali dell’aria non sono mai così elevate, per cui è sufficiente far passare l’aria in
uno scambiatore di calore e in una turbina per avere temperatura e pressione desiderata da inviare in
cabina. Questo ciclo va bene anche se il sistema è bleedless, tanto l’idea di base è che l’aria si riscalda
poco, quindi poco importa (relativamente) da quale compressore arrivi.
• Bootstrap. Si tratta di un ciclo un po’ più elaborato, in cui l’aria viene mandata ad un primo
scambiatore di calore (dove riduce la temperatura), poi viene compressa in un compressore (dove
aumenta pressione e temperatura), va in un secondo scambiatore di calore (che serve a raffreddare
di nuovo) e infine espande in turbina, raggiungendo pressione e temperatura desiderate da inviare in
Figura 20.6: Bootstrap sub-freezing air cycle.
204
cabina. Prima di inviare l’aria in cabina si provvede a separare l’acqua con un apposito water separator
a valle della turbina. Entrambi gli scambiatori di calore usano la ram air come fluido refrigerante
Questo permette di avere un ∆T maggiore rispetto al simple air cycle, dal momento che ci sono
comunque due scambiatori di calore (il compressore in mezzo non comprime chissà quanto). Avere una
maggior variazione di temperatura vuol dire che, se devo fornire sempre la stessa potenza termica
Q̇ = ṁcp ∆T
(20.1)
allora posso ridurre la portata d’aria necessaria per garantire tale potenza termica (diciamo che aumenta
la capacità refrigerante). Avere meno portata consente di spendere meno energia.
La temperatura in uscita alla CAU in questo caso non può scendere sotto i 2 − 3◦ , perché altrimenti
potrebbe formarsi ghiaccio e perché entrerebbe aria troppo fredda in cabina (farebbe un freddo barbino,
noi invece vogliamo la zona temperata).
Nota a margine nel caso di velivoli supersonici (es. Concorde), in cui la ram air avrebbe temperature
troppo alte per funzionare come refrigerante negli scambiatori di calore (specialmente il secondario,
dove l’aria è già abbastanza fredda), è che si usa come refrigerante dello scambiatore secondario il
combustibile del velivolo, lasciando la ram air come refrigerante del solo scambiatore primario.
Concentriamoci ora sul ciclo bootstrap; abbiamo visto come sia effettivamente migliore del simple air cycle
in quanto a capacità refrigerante, ma abbiamo anche visto che ci sono dei limiti sulla temperatura di uscita
dalla CAU (ossia la temperatura con cui l’aria è immessa in cabina).
Possiamo allora fare un ulteriore passo avanti e pensare al cosiddetto sub-freezing bootstrap air cycle,
in cui si ha eliminazione di acqua prima che l’aria entri in turbina (viene condensata mediante aria già
condizionata o fuel come refrigeranti e poi smaltita). In questo modo abbiamo che non può più formarsi
ghiaccio, quindi possiamo far raggiungere all’aria in uscita dalla CAU temperature potenzialmente di decine
di gradi centigradi sotto lo zero. Per ovviare al problema dei pinguini in cabina basta semplicemente miscelare
l’aria antartica in uscita dalla CAU con l’aria più calda presente in cabina, grazie a un fan mosso da motore
elettrico. In questo modo abbiamo che serve ancora meno portata (abbiamo aumentato ancora di più il ∆T )
e quindi ancor più risparmio di energia.
Ragioniamo ora su un confronto tra architettura sub-freezing e architettura tradizionale, sempre di tipo
bootstrap. Consideriamo anzitutto due casi "estremi", ovvero il caso in cui l’ambiente sia caldo (quindi
dobbiamo raffreddare la cabina) e il caso in cui l’ambiente sia freddo (quindi dobbiamo riscaldare la cabina).
• Nel caso hot abbiamo esattamente quanto descritto, ovvero l’aria che viene spillata/presa va nella
CAU, viene raffreddata e poi viene miscelata con aria in cabina per non avere aria troppo fredda.
In ogni caso vediamo come l’aria abbia una temperatura bassa, così da abbassare la temperatura in
cabina sino al valore desiderato (tipicamente 18 − 25◦ ).
• Nel caso cold abbiamo invece che l’aria che entra in cabina deve riscaldarla, quindi deve essere calda
(abbastanza da portare la temperatura sempre a 18 − 25◦ ). Abbiamo visto come l’aria che esce
dalla CAU sia a temperature prossime/sotto lo zero, quindi capiamo che c’è la necessità di riscaldare
abbastanza quest’aria. Ciò che si fa quindi è miscelare l’aria in uscita dalla CAU prima con dell’aria
calda proveniente dal bleed/compressore dedicato e poi, eventualmente, miscelarla ulteriormente con
l’aria in cabina. Quindi ora c’è in più il mix con aria calda motore/compressore dedicato, così che
l’aria arrivi già calda, mentre il mix con aria di cabina lo si fa per non avere una temperatura dell’aria
immessa troppo diversa (ma che consenta comunque un rapido raggiungimento della temperatura
ottimale). L’aria calda viene immessa aprendo una valvola di bypass apposita.
Se l’architettura bootstrap è classica vediamo che l’aria in uscita dalla CAU viene inviata in cabina (hot
case) oppure viene miscelata con aria calda motore/compressore dedicato e poi inviata in cabina (cold case).
In ogni caso si ha una TCAU sempre costante (dipendente dall’architettura bootstrap), nel hot case se c’è
SF
sub-freezing allora Ti > TCAU
, mentre senza si ha Ti = TCAU . Nel cold case invece si ha che la temperatura è
in ogni caso aumentata rispetto all’uscita CAU, quindi Ti > TCAU in entrambi i casi; se c’è sub-freezing allora
SF 2
si ha un ulteriore aumento di temperatura dato dal mix con aria di cabina, per cui Ti > TCAU > TCAU
.
Con Ti intendiamo la temperatura che entra in cabina, eventualmente a valle del mix con aria di cabina.
2 In altre parole, se consideriamo la temperatura a monte del mix con aria di cabina, abbiamo che nel hot case T
m = TCAU ,
mentre nel cold case si ha Tm > TCAU .
205
Figura 20.7: Traditional vs sub-freezing bootstrap air cycle.
20.2.3
Dimensionamento ECS
Il dimensionamento dell’ECS di un tipico velivolo di aviazione civile passa per tre step fondamentali:
1. Si definiscono irequisiti in termini di
• Range di temperatura
• Portata d’aria
necessari per assicurare comfort e adeguata ventilazione (sia per respirare che per evitare ristagno
d’aria). La pressione è considerata un vincolo, giacché la cabina abbiamo detto che viene pressurizzata,
a regime, con un livello pari ad un’altitudine di circa 2500m (8000ft)3 .
2. Si determina il carico termico a cui sarà soggetto il velivolo (potenza termica) e si sceglie il tipo
di ciclo, che dipende a sua volta dall’architettura del sistema e del velivolo (air o vapour cycle?
tradizionale o bootstrap? se bootstrap, sub-freezing o no?)
3. Si compara la portata d’aria richiesta dall’ECS per riscaldare/raffreddare la cabina con il requisito
di portata per la respirazione precedentemente definito al passo 1, così da stabilire se la portata d’aria
richiesta deve essere integrata con aria aggiuntiva (sennò muoiono tutti asfissiati) oppure se basta per
tenere in vita i passeggeri e la crew.
I requisiti di temperatura sono assunti tali (almeno per noi) in modo tale da assicurare sia il comfort dei
passeggeri (la zona temperata), sia da assicurare livelli accettabili di umidità dell’aria (30-85% sono tipici
valori accettabili). Stesso discorso sulla portata, dove si deve assicurare sempre con quella portata che ogni
umano a bordo possa fare ciò che deve fare senza fatica o disagio. Assumiamo che la portata media per noi
kg
kg
sia ṁ = 0.25 min
di aria. Se c’è qualche guasto allora tale valore di riduce a circa 0.18 min
.
Abbiamo quindi portato a termine il primo step, definendo requisiti e vincoli in termini di temperatura,
portata e pressione. Ora dobbiamo fare gli altri due passi, ovvero stimare il flusso di calore richiesto per
portare la cabina alla temperatura desiderata e poi la conseguente portata d’aria richiesta per ottenere tale
flusso. Calcoleremo prima il calore che viene prodotto (e che minaccia di aumentare/abbassare la temperatura
in cabina) e poi lo eguaglieremo al calore che l’ECS deve fornire alla cabina per portare la sua temperatura
all’interno del range prescritto (se non c’è già) e, conseguentemente, stimeremo la portata d’aria richiesta per
ottenere questo flusso. Se infatti conosciamo la temperatura richiesta in cabina e la temperatura dell’aria
che immettiamo dalla CAU (ed il cp ), possiamo ricavare la portata d’aria. Una volta ricavata questa la
confronteremo eventualmente con il valore medio richiesto dal requisito.
3 Se il velivolo richiede la certificazione per volare oltre 25000ft (7620m) allora deve mantenere una pressione associata a
15000ft (4572m) nel caso di qualsiasi guasto al sistema di pressurizzazione (nominalmente deve tenere sempre gli 8000ft).
206
Stima calore
Iniziamo quindi stimando la potenza termica che dovrà essere smaltita per ottenere la temperatura richiesta
in cabina. Essa è somma di 4 contributi, 2 interni e 2 esterni.
• I contributi interni sono
– Calore metabolico (quello prodotto dagli umani, crew e payload, a bordo)
– Calore dissipato dagli equipaggiamenti sistemistici
• I contributi esterni sono
– Calore conduttivo (calore che passa attraverso la skin, formula di Fourier)
– Calore radiativo (calore che viene irradiato dal sole, principalmente)
Avremo quindi che
Q̇ = Q̇met + Q̇sys + Q̇c + Q̇r
(20.2)
Vediamo ora ciascun contributo come può essere stimato. Il calore conduttivo si calcola con la legge di
Fourier 1D, immaginando tutto costante.
Q̇c = kSwet
Tcab − Tskin
s
(20.3)
dove k è la conduttività e s lo spessore dell’intero assieme skin (ogni strato di materiale ha suo spessore
e conduttività) Swet è la superficie di skin e le temperature sono la temperatura richiesta in cabina e la
temperatura di parete della skin. Sottolineiamo che la Tcab è quella richiesta in cabina, perché questo calore
è il calore che si sviluppa giacché cabina e skin non sono alla stessa temperatura (skin è più calda) e dobbiamo
considerare la temperatura che si vuol mantenere a regime.
Il calore radiativo è dato dalla formula
Q̇r = εq̇sun St
(20.4)
dove ε è il coefficiente di trasmissione, q̇sun è il flusso di calore prodotto dal sole (che vale tra 1380 e 1100
W
m2 ) e St è la superficie totale del velivolo (inclusi finestrini, vetri del cockpit, ecc).
Il calore metabolico è la somma di due ulteriori contributi, uno della crew e uno dei passeggeri. Infatti
crew e passeggeri producono calore diverso perché la crew fa più sforzo mentre i passeggeri sostanzialmente
si riposano. Il calore della crew è circa 300W pro capite, mentre il calore dei passeggeri e 100W pro capite.
Sarà banale quindi scrivere che
Q̇met = Q̇p Np + Q̇c Nc
(20.5)
dove il pedice "p" indica i passeggeri e il pedice "c" indica la crew. N indica il numero di passeggeri/membri
crew (sia nel cockpit che in cabina ovviamente).
Il calore dei sistemi si calcola con una formula semi-empirica ed è somma di due contributi, uno relativo
ai sistemi di bordo (dipendente dalle dimensioni del velivolo) ed uno relativo agli equipaggiamenti di cabina
(infotainment ma anche toilet, cucina, ecc). Il tutto è poi scalato di un coefficiente che tiene conto se siamo
in volo (tutto attivo) oppure a terra (molte cose spente). Avremo quindi
Q̇sys = (Q̇e + Q̇pe )Keq
dove Q̇e è il calore dei sistemi di bordo e vale

6000W



10000W
Q̇e =

15000W



20000W
(20.6)
se pax ≤ 100
se pax ≤ 200
se pax ≤ 300
se pax > 300
dove pax è il numero massimo di passeggeri che porta il velivolo. Q̇pe è il calore prodotto dagli equipaggiamenti di cabina e si calcola come
Q̇pe = 1000 + 50Np [W ]
(20.7)
207
Figura 20.8: Grafico potenza termica-temperatura di cabina SENZA ECS. Dove la potenza si annulla si ha
equilibrio termico e quindi si ha tale temperatura di cabina (che può non rispettare i requisiti).
Infine il coefficiente di utilizzazione Keq vale
(
1
se in volo
Keq =
0.11
se a terra
Ora abbiamo calcolato quindi il calore totale che il velivolo immagazzina; esso è fatto da qualcosa che è
costante con la temperatura di cabina (calore interno e calore radiativo) e da qualcosa che varia invece
linearmente con la temperatura in cabina (calore conduttivo). Quello che vedremo quindi è che, al variare
del Q̇c , avremo un fascio di rette Q̇−Tcab ; se l’ECS non fosse attivo quello che succederebbe è che la cabina si
porterebbe ad una temperatura tale per cui il calore si annullerebbe, bilanciando con il contributo conduttivo
tutti gli altri contributi. Tale temperatura sarebbe la temperatura di equilibrio termico.
Quello che vediamo però è che tale temperatura di equilibrio non cade sempre nel range desiderato; in
alcune condizioni infatti fa troppo freddo o troppo caldo in cabina, e quindi dobbiamo far intervenire l’ECS.
Infatti la funzione dell’ECS sarà proprio quella di fornire/sottrarre un calore tale per cui la temperatura di
equilibrio (ossia la temperatura per cui Q̇ = 0) sia nel range prestabilito. Da tale calcolo quindi noi estraiamo
il Q̇ECS che annulla lo scambio termico (equilibrio) in corrispondenza della Tcab desiderata.
Vedremo in particolare che se fuori fa freddo allora la CAU dovrà fornire un certo calore tale per cui la
temperatura di cabina non si stabilizza più a valori inferiori al range ma entra proprio nel range. Analogamente se fuori fa caldo allora la CAU dovrà fornire (precisamente sottrarre, quindi fornire calore negativo)
calore in modo che la temperatura di equilibrio scenda fino a stare nel range. Se prendiamo la curva del
grafico corrispondente alla temperatura esterna attuale ed entriamo con la temperatura desiderata in cabina possiamo leggere il valore non nullo di Q̇ che la CAU deve controbilanciare per avere la temperatura
desiderata in cabina.4
Stima portata d’aria
Ora conosciamo il calore che la CAU deve fornire/sottrarre, al fine di annullare quello prodotto (che abbiamo
calcolato coi 4 contributi), per cui possiamo stimare la portata d’aria necessaria alla CAU. Infatti noi
sappiamo che la CAU immette aria ad una temperatura Ti nota e prestabilita, dipendente dal tipo di
architettura (bootstrap, bootstrap sub-freezin, tradizionale) e sappiamo che la cabina si deve portare a
Tcab = 18 − 25◦ , quindi conosciamo il ∆T = Ti − Tcab ; conosciamo anche il cp (costante), quindi abbiamo che
la portata d’aria richiesta dalla CAU per annullare lo scambio termico in corrispondenza di Tcab = 18 − 25◦
è data da
Q̇
ṁ =
(20.8)
cp ∆T
Notiamo due cose:
4 Per concludere: quello che vogliamo fare noi è annullare lo scambio termico in corrispondenza di una T
cab che corrisponde
ai requisiti, per cui se a quella temperatura ci sarebbe ancora scambio termico noi lo annulliamo immettendo un calore uguale
ed opposto con la CAU.
208
Figura 20.9: Grafico potenza termica-temperatura in cabina. Qua c’è la sovrapposizione delle curve della
potenza fornita dalla CAU. L’incontro, nel range di temperatura desiderata, delle due curve rappresenta
la portata necessaria. Le curve della CAU sono parametrizzate col ∆T che la CAU riesce a raggiungere e
quindi si vede anche qua come un maggior ∆T corrisponda ad una minor portata richiesta.
• La portata d’aria cambia col carico termico, che cambia perché cambia la temperatura esterna (assumendo calore radiativo e calore interno costante) lungo la missione, quindi la CAU dovrà gestire di
volta in volta la portata, stimando il carico termico da bilanciare e di conseguenza stimando la portata
richiesta
• Il ∆T è
– Positivo se fuori fa freddo, perché così immetto calore positivo e alzo la temperatura. Infatti in
tal caso la temperatura di cabina sarebbe inferiore al requisito e quindi occorre che sia Ti > Tcab .
Questo viene assicurato dall’apertura del bypass che immette aria calda a valle della CAU e quindi
permette di avere una Ti alta. Più è alta Ti e meno portata serve.
– Negativo se fuori fa caldo, perché così sottraggo calore (immetto calore negativo) e abbasso la
temperatura. La temperatura di cabina sarebbe in tal caso maggiore del requisito e quindi si deve
avere Ti < Tcab . Più è bassa Ti e meno portata serve (convenienza del bootstrap sub-freezing).
L’idea è quindi che calcoliamo il calore prodotto, calcoliamo quanto (e se) ne serve per avere equilibrio termico
alla temperatura di cabina desiderata e da questo capiamo la portata necessaria. Essa dipende dal ∆T , che
però è definito quando definiamo l’architettura del ciclo. Nota la portata la possiamo allora confrontare
con la richiesta media per la respirazione e, se la CAU ne richiede di meno, mandiamo comunque quella
minima per la respirazione, sennò mandiamo quella che richiede, se maggiore del limite per la respirazione
confortevole.
209
Capitolo 21
Fuel system
21.1
Introduzione
In questo capitolo andremo a studiare nel dettaglio il sistema combustibile negli aerei civili più classici,
andando a navigare all’interno delle funzioni che esso ha e dei relativi prodotti che consentono di svolgere le
suddette funzioni. Prima di addentrarci in ciò è però necessario considerare i vari aspetti che devono essere
soddisfatti dal sistema e che confluiscono poi in vari design drivers:
• La safety, per cui deve essere assicurato un certo livello minimo (piuttosto stringente) affinché ci sia
sicurezza e affidabilità nell’equipaggiare quel sistema a bordo
• La mission effectiveness, ossia la capacità di compiere la missione con delle determinate prestazioni
garantite.
• Il lato economico
• Il lato della sostenibilità ambientale, quindi tutto il discorso di quale combustibile usare affinché la
soluzione sia sostenibile già dalle prime fasi del ciclo produttivo
In particolare, un marcato accento sta venendo posto soprattutto sulla questione della sostenibilità ambientale, dove si cerca quindi soluzioni sostenibili a livello dell’intero ciclo di produzione e utilizzo. Si stanno
cercando dei fuel alternativi, ma di prestazioni simili, al Jet A-1 che possano essere più sostenibili. Essi
prendono il nome di biofuel e sono prodotti con risorse rinnovabili oppure riciclando degli scarti di vario
tipo (oli esausti, ecc). Alcuni velivoli equipaggiano già questi fuel, ma ad ora non sono certificati per essere
stand alone, bensì vanno usati in miscela con il Jet A-1.
Overview generale
Un generico fuel system di velivoli civili ha come caratteristica principale la copiosa presenza di interconnessioni con altri sistemi/sottosistemi del velivolo e con varie facilities dell’aeroporto (prima su tutte la
refuel station). A livello del velivolo stesso vediamo che il sistema combustibile (che poi sono i tank con
tutte le varie pompe, sensori, valvole, ecc) è connesso sicuramente al sistema di generazione della potenza
elettrica, nonché alla baia avionica (che è connessa a sua volta anche al flight deck), il tutto per movimentare
i vari sensori/pompe, ecc, per fornire informazioni sullo stato del fuel e sulla quantità, oltre che per fornire
al sistema fuel indicazioni su come regolare il carburante in funzione della missione. Nei velivoli supersonici
ci sono ancora più connessioni, dal momento che il fuel è usato anche come liquido refrigerante nell’ECS e
in altri sistemi dediti alla gestione termica ed energetica.
In ogni caso, il fuel system possiamo dire che svolge tre tipologie di funzioni, ciascuna delle quali costituita
da sotto-funzioni, espletate da uno più prodotti.
• Funzioni primarie, sono quelle per cui il sistema è progettato, e sono:
– Fuel storage
∗ Tanks
210
(a) Velivolo subsonico.
(b) Velivolo supersonico.
Figura 21.1
– Engine feed, ossia il trasferimento di fuel dal tank al motore
∗ Engine feeding line (tubi, valvole, pompe)
– Fuel transfer, ossia il trasferimento di fuel tra tank
∗ Engine transfer line (tubi, valvole, pompe)
• Funzioni accessorie, che non sono di secondaria importanza, ma sono quelle funzioni che consentono
il corretto svolgimento di quelle primarie.
– Refueling
∗ Refueling line (tubi, valvole)
– Fuel venting, ovvero il passaggio di aria/vapori
∗ Circuiti di venting e pressurizzazione
– Emergency drain, ovvero lo svuotamento in caso di emergenza
∗ Tubi e valvole
• Funzioni secondarie, ossia funzioni non correlate alle primarie ma che possono essere svolte in
applicazioni talvolta più specifiche
– Controllo posizione CG
∗ Tubi, pompe e tank
– Heat sink (in velivoli supersonici tipicamente)
∗ Tubi e valvole
Di seguito quindi analizzeremo funzioni primarie ed accessorie più in dettaglio, mentre non vedremo le
secondarie, se non per il controllo del CG, che congloberemo all’interno del discorso sul fuel storage, dato
che esso, anticipiamo, viene fatto effettivamente muovendo in qualche modo il carburante nei vari tank.
211
21.2
Funzioni primarie
Andiamo ora a vedere in dettaglio le tre funzioni primarie, con un occhio anche ai vari prodotti menzionati
e a qualche tipica architettura. Ogni funzione primaria ha dei particolari aspetti, che analizzeremo anch’essi
in dettaglio.
21.2.1
Fuel storage
Dobbiamo anzitutto conservare nel velivolo il fuel che viene immesso in rifornimento. Il luogo più comune ed
efficace per immagazzinare il combustibile è all’interno della struttura alare, tipicamente tra il longherone
anteriore e posteriore. Questo ha il principale vantaggio di far sì che il fuel agisca da alleviante alla portanza in
termini di carico alare, così che l’ala abbia un minor momento flettente in volo. Tuttavia, ci sono anche delle
complicazioni a ciò, dovute al fatto che numerosi componenti debbano essere integrati in uno spazio molto
ristretto, al fatto che la dinamica del volo impone comunque dei momenti flettenti e torcenti alla struttura
alare e al fatto che l’ala abbia una sua geometria, che può quindi complicare lo storage del carburante. Tale
soluzione rimane comunque la più usata. Ove necessario, si può disporre di un tank in fusoliera, spesso e
volentieri solo nella sezione di attacco alare con la fusoliera, e/o nel tail orizzontale. Il velivolo A340 inoltre
ha un tank appena a valle della pressure bulkhead, usato principalmente per le missioni long range e anche
per limitare il CG shift. Esso inoltre usa tanti piccoli tank, anziché un unico tank per semiala.
Una soluzione innovativa è stata poi presentata per l’A321-XLR (ma va bene anche su A319 e A320),
dove si prevede l’introduzione di un additional center tanks (ACT), così da incrementare la capacità di fuel
del velivolo e la flessibilità operativa. Esso è costituito da un guscio esterno di lega leggera con un serbatoio
flessibile all’interno. Questo componente necessita di sole 8 ore di montaggio e può essere tranquillamente
tolto, ripristinando il design originale del velivolo. È comunque un componente molto semplice, dato che
è solo un tank flessibile coperto da un guscio sottile, in cui viene versato ulteriore fuel. Tutte le pompe,
valvole, ecc sono situate nel center tank che quindi usa pompe di suzione per trasferire il fuel all’ACT.
Abbiamo parlato di tank, quindi è necessario ora fare una classificazione di essi. Questa può essere in
realtà operata in vari modi, a seconda di:
• Tipo di missione (interno/esterno oppure reusable/expendable)
• Tipo di propellente (se idrogeno serve criogenico)
• Pesi e bilanciamenti (dove sta?)
• Integrazione (integrato/non integrato)
In ogni caso, possiamo comunque dividere i tank in due categorie:
• Tank primari. Essi si occupano di contenere il fuel e di inviarlo al sistema motore, quindi dovranno
contenere tutto il circuito di alimentazione al motore
• Tank ausiliari. Essi si occupano di contenere il fuel e di inviarlo ai tank primari; sono quindi i primi
tank a svuotarsi. Hanno un ruolo cruciale nella definizione di peso e bilanciamento del velivolo.
Check valves
In un velivolo con ala a freccia abbiamo che il fuel si sposta in direzione laterale (asse y velivolo) quando il
velivolo esegue una manovra di pitch (nose up o nose down). Questo fa sì che il CG si sposti e può ridurre
il margine di stabilità. Per mitigare questo effetto si divide il tank alare in compartimenti semi-stagni, i
quali bloccano la migrazione di fuel verso l’esterno e consentono la migrazione verso l’interno. Per facilitare
questo movimento si usano delle valvole di non ritorno (check valves) che sono fatte di materiale flessibile e
che consentono proprio il movimento sopracitato.
CG shift
Usando un tank per semiala per aumentare i due motori si vede come il CG si muova in avanti all’avanzare
della missione (consumo fuel). Questo è dovuto alla presenza di angolo di freccia e diedro alare (con l’effetto
smorzante della rastremazione).
212
Figura 21.2: Check valves.
Figura 21.3: CG shift.
Se invece usiamo un tank ausiliario abbiamo prima che il CG arretra (svuoto tank ausiliario), per poi
avanzare quando i tank primari sono svuotati.
Se invece usiamo due tank per semiala se mettiamo in comunicazione i tank esterni abbiamo che il CG
avanza sempre, ma lo fa di meno.
Possiamo anche pensare di usare il tank ausiliario e alimentarci un terzo motore (come il DC-10), per cui
il CG avanza ma ancora di meno.
Infine, nei velivoli moderni quadrimotore, vediamo come ci siano 3 tank per semiala + tank ausiliario.
Due tank a semiala alimentano ciascuno un motore, mentre i tank ai tip alimentano un tank primario, mentre
ancora l’altro tank primario è alimentato dal tank ausiliario. Questo produce un avanzamento del CG ancora
minore.
Trim tanks
Nei velivoli supersonici (Concorde) si verifica che il centro di pressione (fuoco alare) si sposta dal quarto
anteriore a circa la metà della corda alare. Questo vuol dire che può muoversi anche di 2m se si vola a
Mach 2. Siccome cambia il fuoco alare cambia tutto il discorso di stabilità, quindi si deve trovare il modo
per "trimmare" il velivolo e non avere questa differenza nei comandi. Nei velivoli subsonici questo è fatto
muovendo il tail intero o le sole superfici mobili; nei velivoli supersonici questo sarebbe inaccettabile per via
213
dell’elevata resistenza che si causerebbe, quindi si usa un metodo alternativo che consiste nel movimentare il
fuel dai tank nel tail ai tank anteriori (e viceversa se passiamo da Mach supersonico a Mach subsonico). In
questo modo si sposta il CG del velivolo e quindi la distanza tra fuoco e CG rimane la stessa (o comunque
si garantisce la stabilità del velivolo)
21.2.2
Feeding system
Questo è il sottosistema che è demandato ad alimentare i motori con il fuel che proviene dai tank primari
(che possono prenderlo a loro volta dai tank ausiliari, mediante il fuel transfer, che vedremo sotto. Giacché
devono essere da qui alimentati i motori, vediamo che è necessaria la presenza di pompe per l’alimentazione
del motore. Esse devono trovarsi il più vicino possibile alla sezione d’incastro alare, perché è lì che il fuel
tipicamente si posiziona in crociera (accumulo dovuto all’elevato diedro alare) e quindi si minimizza il fuel
inutilizzabile. Bisogna comunque considerare che l’assetto del velivolo può variare (ed arrivare ad un pitch
sostenuto), così come possono esserci delle forze d’inerzia, per cui è necessario tener conto delle peggiori
condizioni in cui si troverà il velivolo.
In ogni caso, per minimizzare ulteriormente l’inutilizzo di fuel, si usa mettere due pompe per tank, una
al longherone anteriore e una a quello posteriore; le pompe possono comunque essere installate anche "in
remoto" e fargli pescare il fuel usando delle prese di pescaggio (snorkel inlet).
Pompe
Le pompe di alimentazione del motore (anche chiamate boost pumps) sono tipicamente delle EDP (pompe
alimentate elettricamente), in modo tale da evitare che ci siano dei leak di fuel che si miscelano al liquido
idraulico o viceversa, se si usasse una pompa idraulica. Si tratta di pompe centrifughe non volumetriche, in
quanto è richiesto di avere
• Elevata portata in volume
• Ridotto aumento di pressione (quel tanto che basta)
• Elevata affidabilità
Ci sono poi dei pozzi collettori in cui vi è sempre del fuel che sono riforniti con delle pompe chiamate
scavenge pumps, le quali sostanzialmente usano l’iniezione di un flusso ad alta pressione che trascina il fuel
per portarlo dalla sezione principale ai pozzi.
Dimensionamento del feeding system
Il principale obiettivo da perseguire è quello di garantire che ogni motore sia rifornito con la portata di fuel
richiesta, alla pressione e alla temperatura richieste. Per fare ciò bisogna considerare sia condizioni nominali
che fuori dal nominale, includendo nelle condizioni nominali la possibilità che la quota vari e che vengano
effettuate delle manovre. Bisogna considerare poi anche diverse condizioni ambientali.
• Si stima la portata di fuel massima e minima considerando le condizioni di spinta massima T come
ṁmax = T
T SF C
3600
ṁmin = 0.2T
T SF C
3600
(21.1)
• Una volta fatto ciò si devono calcolare le perdite di pressione, sia di tipo fluidodinamico che per via
di assetto e manovre. Le perdite fluidodinamiche possono essere distribuite (perdite per attrito) e si
calcolano come
L
1
(21.2)
∆pd = ρV 2 λ
2
D
dove L è la lunghezza del condotto, D il diametro e λ è invece il coefficiente di perdita di pressione che
si stima dal diagramma di Moody. Le perdite concentrate sono invece le perdite in corrispondenza di
raccordi/valvole e sono calcolate come frazione della pressione dinamica
∆Pc =
214
1 2
ρV k
2
(21.3)
Figura 21.4
Figura 21.5
dove k è un coefficiente sperimentale che indica il tipo di connessione (0.32 per una connessione ad
angolo retto, 0.7 per una motive flow valve e 1.14 per una check valve). Infine si stimano le perdite
per manovre e assetto come
δpm = nγ(∆z + ∆y sin φ + ∆x sin θ)
(21.4)
dove n è il fattore di carico, γ è la massa specifica del fuel, φ è l’angolo di rollio e θ l’angolo di pitch.
I ∆ sono le differenze lungo i tre assi di posizione tra il CG del serbatoio e il CG del velivolo.
• Una volta quindi trovato l’andamento della pressione in funzione della portata volumica (è un andamento parabolico decrescente, dato che le perdite crescono col quadrato della velocità e dato che la
portata è proporzionale alla velocità) dobbiamo sovrapporre al medesimo grafico gli andamenti della
p2 = p1 + ∆p in funzione della portata volumica (andamento parabolico crescente) per vedere in quale
range la pompa funziona. Infatti, gli incroci delle due parabole per la p2 massima e minima con la
caratteristica p-Q della pompa individuano le portate Q massima e minima che essa dovrà smaltire.
Ovviamente se la caratteristica della pompa è tale per cui ci siano problemi con le portate da smaltire
o non incontri mai le curve di p2 allora vuol dire che quella pompa non va bene.
• Infine, bisogna stimare la potenza elettrica necessaria per alimentare tale pompa. Si usa una relazione
semi-empirica di proporzionalità diretta tra la potenza idraulica Ph = pQ e la potenza elettrica Pe =
∆V · I tale
Pe = kPh
(21.5)
dove k è un coefficiente che dipende dalla portata volumica che la pompa deve smaltire.
215
Figura 21.6
21.2.3
Fuel transfer
Questo è necessario nelle applicazioni con tank multipli (primari e ausiliari), dove il fuel deve essere consumato
secondo una precisa schedule (per questioni di CG shift e carico alleviante). Il controllo di questo sottosistema
può essere sia diretto dalla crew sia automatizzato da un fuel management system. È importante ricordare
che questo sottosistema deve necessariamente agire nei termini di sicurezza anche in situazioni di emergenza,
in cui si ha potenzialmente perdita di un motore o altre perdite serie di funzionalità primarie del velivolo.
Ci sono comunque due soluzioni per trasferire il fuel:
• Override transfer system. Adottato spesso dalla Boeing, consiste nel consumare il tank centrale prima.
Ciò viene fatto usando le transfer pumps del tank centrale ad una potenza maggiore rispetto alle feed
line. Mentre le feed tank boost pumps operano continuamente, le loro outlet check valves sono chiuse
dalla pressione della override pump, così tutto il flusso di riempimento proviene dal tank centrale. Una
volta che il tank centrale è stato svuotato, le boost pumps di esso sono spente e quindi il fuel può essere
fatto fluire al motore dai feed tank. In pratica prima svuoto il tank centrale e poi svuoto i feed tank
(ci voleva tanto?)
• Sequential transfer system. Più diffuso, consiste nel trasferire sequenzialmente il fuel ai feed tanks
usando delle valvole selettrici per interrompere il trasferimento quando i feed tanks sono pieni e per
riprenderlo quando scendono sotto un certo valore di riempimento; questo fa oscillare la quantità di
fuel nei feed tank. Questo permette un risparmio in peso e potenza rispetto all’override
21.3
Funzioni accessorie
21.3.1
Refueling
Al giorno d’oggi i velivoli moderni richiedono un rifornimento in pressione. Gli aerei piccoli sono riforniti
con una sola entrata, siccome la portata di fuel da fornire è piccola, mentre gli aerei commerciali più
grandi necessitano di multiple entrate di rifornimento, tipicamente posizionate su entrambi i lati del velivolo.
Affinché il fuel si distribuisca nel modo corretto è necessario usare dei sistemi che lo dividano adeguatamente
nei vari tank. Essi possono essere
• Balance tubes (passivo), utilizzabile quando la semiala è divisa in tank a compartimenti semi-isolati.
Sono dei tubi in cui il fuel scorre che connettono tank non contigui
• Sistema refuel e transfer combinato, dove il fuel viene già diviso con il sistema di trasferimento visto
poco sopra. Questo riduce costi e tempi, ma incrementa la complessità del sistema
21.3.2
Fuel tank venting
I velivoli commerciali usano un sistema open-vent per "connettere" il fuel rimanente nel tank all’aria esterna.
Nella maggior parte dei casi il vent box è localizzato sui tip alari. È presente anche un flame arrestor, che
216
Figura 21.7: Fuel system A380.
previene la propagazione di fiamme nel venting system ed un NACA scoop per fornire la combinazione ottima
di recupero di pressione dinamica e resistenza (è una presa d’aria isentropica). Le vent valve di tipo float
infine si occupano di aprire o chiudere lo sfogo dell’aria a seconda del livello di fuel che percepiscono.
21.4
Architettura fuel system dell’A380
Il velivolo prevede 5 tank per semiala e un trim tank nel tail orizzontale. I tank alari In più, vi è un ulteriore
tank di emergenza in alcune zone. Il trim tank è ventilato da un vent tank convenzionale all’estremità, situato
nel lato destro del trim tank. Vige comunque la doppia ridondanza e la presenza di percorsi alternativi per
alimentare in maniera il più possibile uniforme i motori in ogni condizione.
217
Capitolo 22
Electic Power System
22.1
Architetture convenzionali
Attualmente abbiamo che nei velivoli "tradizionali" (non MEA) la generazione di potenza secondaria è di tre
tipi: elettrica, idraulica e pneumatica. La potenza elettrica è generata con dei generatori mossi dai motori
e dall’APU, che movimentano anche delle pompe idrauliche e a cui si spilla aria per il sistema pneumatico.
Noi qua vedremo in dettaglio la generazione e la distribuzione della potenza elettrica. Tipicamente
possiamo avere due tipologie di generazione:
• Corrente continua (DC) a 28 o 270V, fatta mediante l’uso di S/G (starter/generator) su motori e APU,
nonchè tramite batteria
• Corrente alternata (AC), fatta mediante uso di generatori; la frequenza può essere costante (400Hz)
oppure no (VF). Se la frequenza è costante dobbiamo usare dei dispositivi che la rendono tale, dato
che di base essa è variabile
La potenza viene distribuita alle utenze, eventualmente convertita nell’altra forma (AC o DC) che non viene
generata.
22.1.1
Generazione primaria 28V DC (velivoli commuter)
Si hanno due generatori DC in parallelo a 28V che alimentano la barra di utenze non essenziali. Si hanno
poi due inverter che convertono la potenza in 115V AC 400Hz per le utenze non essenziali (che richiedono
AC). Le barre non essenziali sono collegate a quelle essenziali, con un convertitore apposito per quelle AC. Si
ha infine una sorgente esterna (GPU) per la 28V DC e una batteria per le emergenze, che alimenta la barra
di utenze vitali e viene ricaricata dalla barra di utenze essenziali. Il tutto è provvisto di switch e protezioni.
Figura 22.1
218
Figura 22.2
Figura 22.3
22.1.2
Generazione primaria 115V AC (velivoli civili)
Abbiamo due identici canali, destro e sinistro. La generazione primaria avviene, nell’esempio del B767, in
115V AC 400Hz mediante generatori trifase a 90kW, che mantengono costante la frequenza grazie al fatto
che i generatori sono degli IDG (Integrated Drive Generator). L’APU si può usare anch’essa come sorgente
di potenza in volo per alcuni velivoli e per i casi in cui entrambi gli IDG (destra e sinistra) non funzionano.
Ogni bus alimenta utenze, bus più importanti e convertitori (TRU), che convertono la 115V AC in 28V
DC. C’è poi ovviamente la batteria, sia per l’APU che per il resto, che genera in 28V DC e manda corrente
alternata mediante degli inverter alle utenze AC.
22.1.3
Nuovi trend: MEA
Il trend verso cui si vuole andare è cercare gradualmente di unificare la potenza secondaria generata a bordo
in sola potenza elettrica. I velivoli che sostituiscono parzialmente la generazione di potenza secondaria
idraulica e pneumatica con quella elettrica sono i more electric aircraft, mentre quelli che avranno solo
potenza elettrica saranno all electric aircraft. Vediamo quindi che si usano compressori dedicati mossi da
motori elettrici per il sistema pneumatico (bleedless), EMP per il sistema idraulico o, direttamente, attuatori
elettrici, così da non avere proprio generazione idraulica a bordo. Ovviamente, in questo modo vediamo che
la richiesta di potenza aumenta drasticamente, pertanto sono necessari nuove tecnologie, sistemi e standard,
così come configurazioni, per gestire e soddisfare al meglio queste richieste. Il vantaggio dei MEA/AEA è
che sono più leggeri e green, per cui possono beneficiare di minori costi operativi
219
Figura 22.4
22.2
Stato dell’arte e nuovi trend negli EPS
22.2.1
Stato dell’arte
Attualmente abbiamo 4 tipologie di generazione diversa per la potenza elettrica:
• 115V AC 400Hz (trifase), in cui la frequenza è resa costante usando IDG, VSCF (cycloconverter
oppure DC link)
• 115V AC VF o 230V AC VF, più recente, in cui, nonostante sia una forma molto poco dispendiosa
per generare potenza, c’è lo svantaggio che alcuni carichi possono richiedere l’uso di controllori
• 270V DC per i velivoli militari
• 28V DC, generata con PMG (Permanent Magnet Generators) per alimentare piccoli velivoli o come
sorgente d’emergenza nei velivoli più grandi (generata anche dalle batterie)
La generazione in alternata è, di base, sempre a frequenza variabile (perché dipende dal numero di giri
dell’albero, mosso dal motore); se poi serve costante allora si usano dispositivi appositi. Parlando di questi,
c’è stata una evoluzione in questo senso.
Si è infatti partiti dall’utilizzo del CSD (Constant Speed Drive), ossia una gearbox a rapporto di trasmissione variabile, che quindi rendeva meccanicamente costante la rotazione dell’albero a valle di esso, a
partire da un input a giri variabili. Questo però era un sistema estremamente pesante e con delle efficienze
e affidabilità non troppo entusiasmanti.
Ci si è mossi allora verso un alleggerimento e migliore affidabilità ed efficienza integrando generatore di
corrente e CSD in un’unica unità, chiamata IDG (Integrated Drive Generator), che incrementò anche la
kW
densità di potenza da 0.88 kW
kg a circa 1.5 kg . Infine, gli IDG sono caratterizzati da una buona capacità di
sovraccarico in breve termine. Il B777 ha, per esempio, un IDG (dimensionato sui 120kW) che può arrivare
a 227kW per 5 minuti ogni 1000 ore di operatività.
Tutto bellissimo, ma finché abbiamo a che fare con dei sistemi meccanici avremo sempre una costante
necessità di operare manutenzione, oltre che presentare comunque peso e dimensioni non trascurabili. Ci si
è quindi mossi verso anzitutto delle forme alternative di generazione di potenza in AC a frequenza costante
(anni 1980) e, successivamente, verso l’introduzione di tecnologie di elettronica di potenza (anni 1990). Uno
di questi sistemi è il VSCF (Variable Speed Constant Frequency), che utilizza due possibili metodi. L’idea
è quella di prendere la corrente alternata VF dal generatore, senza usare CSD/IDG e, successivamente:
• Usare un DC link, ossia convertire prima AC in DC e poi DC in AC a 400Hz su tre fasi
• Usare un cicloconvertitore AC/AC, che è un dispositivo di elettronica di potenza che permette la
conversione di corrente AC VF in corrente AC 400Hz in maniera quindi non meccanica. Questo
dispositivo è usato principalmente sui velivoli militari
Il VSCF però non ha avuto il successo degli IDG, principalmente perché il PEC (Power Electronics Converter), sia AC/AC che AC/DC, che processa tutta la potenza generata, è visto come un single point of
failure. Tuttavia, i VSCF sono molto più flessibili degli IDG come sistemi, dato che il CSD dell’IDG va
messo necessariamente vicino al motore, mentre i PEC del VSCF possono essere messi un po’ dove si vuole a
monte del carico, per cui si possono distribuire e ottimizzare meglio i pesi sul velivolo. Generare a frequenza
220
(b) MEA: si ha molto meno bleed, molta più potenza
da generare e start elettrico del motore.
(a) Tradizionale: ci sono bleed di aria e le pompe
idrauliche sono EDP (mosse dal motore).
Figura 22.5: B767 vs B787.
variabile è sicuramente la strada giusta. Infatti, si è visto che alcune utenze sono insensibili alla frequenza.
Appare allora chiara l’idea che la VSCF sarebbe comunque molto indicata, dato che si potrebbe mettere a
monte delle sole utenze che necessitano di frequenza costante.
C’è però da dire un’ultima cosa, ovvero il fatto che è necessario provvedere alla cosiddetta no-break power
capability; essa è possibile mettendo in parallelo dei generatori DC o AC a frequenza costante, quindi non
si può fare con la VF (100 punti all’IDG). Cionondimeno la no-break power capability è importante non
per tutte le utenze; è infatti importante nelle fasi di accensione/spegnimento, nella transizione da o verso la
ground power e nella transizione dalla potenza generata con l’APU alla potenza generata coi motori appena
avviati, in modo da evitare il reset degli equipaggiamenti alimentati elettricamente (es. avionica), per cui
sono punti a favore del VSCF, dato che la no-break power capability la possiamo avere se in questi casi
facciamo funzionare la batteria ad esempio.
22.2.2
Nuovi trend
Il trend è fermamente rivolto alla filosofia MEA, con lo scopo finale di ridurre il consumo di fuel e il
peso dovuto ai sistemi di potenza secondaria del velivolo. Ciò conduce ad una maggior potenza richiesta,
ovviamente, quindi a voltaggi maggiori. Avere maggiori voltaggi non è, in sé, un vantaggio, in quanto richiede
maggior isolante. Tuttavia è nella trasmissione di potenza che il voltaggio maggiore diventa un vantaggio,
in quanto significa minore corrente, i.e minori perdite e quindi cavi più snelli e leggeri. I due velivoli che
incorporano questa filosofia sono il B787 e l’A380, in cui si è elettrificato rispettivamente l’ECS e il FCS. In
tali velivoli si vede come la capacità di generazione elettrica sia di un ordine di grandezza superiore rispetto
agli altri sistemi. In entrambi i velivoli si fa uso della generazione a frequenza variabile, togliendo quindi via
gli IDG. C’è da dire che il passaggio all’elettrico riduce consumi e pesi, ma aumenta la complessità dell’EPS
nel velivolo, in particolare per quanto riguarda la distribuzione di potenza elettrica.
Altre novità possono riguardare l’uso di PMG al posto degli attuali wound-rotor generators a 3 stadi,
potendo garantire densità di potenza che vanno da 3.3 a 8 kW
kg . Le challenge sull’adozione universale della
VF riguardano il design meccanico e il sistema di raffreddamento (siamo in prossimità dei motori principali,
nonché il rotore è soggetto ad elevate accelerazioni se è connesso all’albero a giri variabili del motore).
22.3
Sistemi elettrici A380 e B787
22.3.1
A380
L’A380 è stato il primo velivolo civile di grandi dimensioni a re-adottare la VF in generazione primaria. Esso
è dotato infatti di 4 generatori (1 per motore) 115V AC VF da 150kW ciascuno e da 2 generatori da 120kW
sull’APU. Ogni generatore principale alimenta un proprio bus di utenze AC, sotto il controllo della GCU
(Generator Control Unit, che regola l’ampiezza della tensione). Ogni bus AC può accettare anche potenza
ground (GPU), che però viene fornita a 400Hz costanti. La generazione AC di emergenza viene fornita anche
grazie all’uso di una RAT (Ram Air Turbine).
221
(a) AC.
(b) DC.
Figura 22.6: EPS A380.
Dal punto di vista della corrente continua (DC) vediamo che ci sono 3 BCRU (Battery Charge Regulator
Units) che ricaricano altrettante batterie da 50Ah ciascuna (2 nominali e 1 dedicata alle utenze essenziali,
alimentate anche da una delle 2 batterie nominali). L’APU ha la sua batteria con cui si avvia. I BCRU
provvedono comunque a convertire la tensione da AC a DC, essendo di fatto dei TRU. La corrente DC
consente al sistema elettrico di avere la cosiddetta no-break power capability, ossia la non interruzione di
potenza se il velivolo deve riconfigurarsi, banalmente mettendo i generatori in parallelo. È infatti necessario
usare la DC perché i generatori VF non possono essere messi in parallelo.
22.3.2
B787
La generazione primaria è di 230V AC VF (raddoppiata rispetto alla 115V AC VF perché così si riduce la
sezione, i.e il peso, dei cavi) e vi sono 2 S/G da 250kW ciascuno su ognuno dei due motori, nonché 2 S/G da
225kW sull’APU. Vi sono poi appositi convertitori per la 28V DC e la 115V AC. Le utenze principali sono:
• ECS e pressurizzazione, dovendo muovere 4 compressori che richiedono in totale circa 500kW
Figura 22.7: AC+DC A380 EPS.
222
(a)
(b)
Figura 22.8: EPS 787.
Figura 22.9: Disposizione dei componenti EPS nel B787.
• Wing anti-icing, richiedente circa 100kW
• 4 EMP richiedenti in totale 400kW (100kW ciascuna)
Vediamo quindi che il B787 deve generare circa 1MW di potenza per alimentare tutte le utenze. Avendo
adottato la filosofia bleedless, si ha che i motori devono essere avviati elettricamente, per cui si fa uso di
starter/generators che richiedono circa 180kW per avviare il motore.
La distribuzione primaria è presa in carico da 4 pannelli di distribuzione principali, 2 nella baia anteriore
e 2 in quella posteriore. I pannelli nella baia posteriore contengono anche i controllori per i motori delle
4 EMP, 2 allocate nei piloni motore e 2 nella sezione centrale del velivolo. Ci sono poi, sempre nella baia
posteriore, i 4 controllori per l’avviamento motore e APU. Nella sezione centrale abbiamo infine i pack
dell’aria condizionata.
Venendo generata molta potenza, si osserva che vi è una notevole dissipazione di essa in calore, per cui è
necessario raffreddare i pannelli di distribuzione. La distribuzione di potenza elettrica secondaria è affidata
infine alle RPDU (Remote Power Distribution Units), collocate nelle zone più convenienti del velivolo (un
po’ ovunque).
22.4
Trend futuri
Lo sviluppo, specialmente in campo militare, delle SRM (Switched Reluctance Machine) ha aperto le porte
ad un nuovo tipo di S/G. Tali apparati sono caratterizzati da un’elevata fault tolerance e da una notevole
robustezza del rotore. Non vi è la presenza di magneti permanenti (con tutti i vantaggi a ciò associati, come
le failure delle PEC o i problemi in presenza di elettromagneti). Le SMR sono anche più facili da costruire
223
Figura 22.10: Overview EPS del B787.
Figura 22.11
e hanno un funzionamento molto semplice, ma comunque molto performante. Tuttavia, necessitano di PEC
specifiche e complessi algoritmi di controllo; per questa ragione sono impiegati principalmente nel campo
militare (F-22, F-35).
Un passo oltre i MEA ci sono poi gli AEA oppure i velivoli a propulsione ibrida gas/elettrico. Questo
riduce i costi operativi e permette di avere un aereo molto più green, riducendo le emissioni di fuel. Dal
momento che comunque la richiesta di potenza generata aumenta notevolmente, capiamo che è necessario
usare non solo l’albero di alta pressione, ma anche quello di bassa pressione nel motore (tipicamente turbofan).
Avere anche l’albero di bassa pressione (per ora si prende solo quello di alta) vuol dire però avere una maggiore
variabilità nei giri e delle possibili condizioni operative peggiori.
Per generare corrente dagli alberi LP si pensa ad usare SRM oppure PMSM (Permanent Magnet Synchronous Machines), che presentano i loro vantaggi e svantaggi.
• Le PMSM hanno i seguenti vantaggi :
– Alta densità di potenza
– Alta efficienza
– Strategie di controllo note e ben stabilite
I loro svantaggi invece sono:
– Elevati costi
– Non possono operare a temperature elevate
224
Figura 22.12: Riassunto densità di potenza ed equipaggiamenti delle varie generazioni primarie.
– Dipendono da elettronica di potenza
– Affidabilità e fault tolerance capability modeste
• Le SRM non possono competere con le PMSM in termini di densità di potenza e strategie di controllo,
sebbene la robustezza del loro rotore le rende adatte a lavorare in ambienti peggiori e sebbene siano
intrinsecamente faul tolerant.
Di base, si cerca di migliorare l’EPS in generale e la sua architettura, cercando anche di avere maggiori
tensioni, come già detto, così da ridurre i pesi, passando magari a sistemi HVDC. Di contro, questo crea
problemi di sicurezza e aumenta il rischio di failure del sistema elettrico.
In ogni caso, la ricerca si spinge verso maggiori densità di potenza e affidabilità di macchine elettriche e
PEC. Attualmente la massima densità di potenza che è utilizzabile arriva ai 10 kW
kg . Entro il 2035 dobbiamo
arrivare ai 20 ed entro il 2050 ai 40. Il tutto deve andare di pari passo con lo sviluppo di tecnologie
non convenzionali, come l’utilizzo dei superconduttori (obiettivo a lungo termine) o comunque l’utilizzo di
tecnologie convenzionali rinforzate con un alto livello di innovazione (obiettivo di corto/medio periodo).
22.5
Safety issues
L’idea di safety in relazione al sistema EPS di un velivolo bimotore è che:
• Se 1 generatore nominale si spegne allora alimentiamo tutte le utenze con l’altro generatore
• Se tutti e 2 i generatori nominali si spengono allora alimentiamo solo le utenze essenziali e vitali con
la RAT
• Se sia i 2 generator nominali che la RAT si spengono allora alimentiamo solo le utenze vitali con la
batteria
La RAT fornisce 115V AC VF, per cui si usano i dovuti convertitori per le varie utenze (essenziali e vitali),
mentre la batteria fornisce 28V DC, per cui si usano gli inverter per alimentare le utenze AC vitali.
225
Appendice A
Esercitazioni spazio
A.1
Esercitazione 1 - Observation payloads requirements
In questa esercitazione ci occuperemo di analizzare i requisiti spaziali e spettrali di un payload di osservazione.
• I requisiti spaziali sono:
– Coverage, dimensione della scena. Si esprimono mediante la swath e il FOV (Field Of View).
– Risoluzione spaziale, ossia con quanta definizione vogliamo analizzare la scena.
– Accuratezza geometrica, ovvero tenere in conto quali siano i massimi difetti (distorsioni e deformazioni) che accettiamo nell’immagine.
• I requisiti spettrali invece sono:
– Numero di bande e loro allocazione.
– Risoluzione spettrale, ossia i range di frequenze e conseguenti lunghezze d’onda.
Bisogna tenerli in conto per evitare che vi sia una eventuale sovrapposizione tra le bande.
Vi sono anche i requisiti radiometrici, ma noi non andremo ad analizzarli in questa esercitazione.
A.1.1
Definizioni
Con riferimento alla figura A.1 possiamo definire alcune grandezze.
• La lunghezza focale f , ossia la distanza tra lente e detector.
• La dimensione della scena Ds , ossia la swath. Si tratta della larghezza dell’immagine in pratica,
porzione della terra "vista" dal payload al nadir.
• La dimensione dell’immagine Di .
• Il diametro del diaframma DL della lente.
• La distanza dalla scena da parte dell’ottica H. Con il payload al nadir, possiamo dire che è pari alla
quota di volo.
• Il diametro della lente dL .
Sulla base di questi possiamo computare due ulteriori parametri.
• La magnification (ingrandimento)
M agnif ication =
f
Di
=
H
Ds
(A.1)
• L’apertura della lente
f
dL
che è una misura di quanta luce entra nel corpo macchina.
f# =
226
(A.2)
Figura A.1
Figura A.2: Criterio di Rayleigh
Field of view e swath
Il FOV è definito come l’angolo di campo che il sensore può vedere. Usando la trigonometria si può calcolare
la sua espressione in funzione dei parametri della lente o della scena.
F OV = 2 arctan(
Di
Ds
) = 2 arctan(
)
2f
2H
(A.3)
La swath è definita come la larghezza dell’area "vista" con la camera al nadir. Dalla relazione per il calcolo
del FOV si può calcolare facilmente.
F OV
Ds = 2H tan(
)
(A.4)
2
L’area ripresa può essere, conservativamente, definita come il quadrato di lato Ds , immaginando quindi
che il payload veda una scena larga e lunga quanto la swath.
A = Ds2
(A.5)
Criterio di Rayleigh per la risoluzione angolare e spaziale
Consideriamo due oggetti a terra sullo stesso piano, distanti x tra loro, e consideriamo una lente che dista
da essi R. L’angolo tra due rette che originano nei due oggetti e terminano sullo stesso punto della lente, a
227
metà tra i due, è θ.
x
(A.6)
R
Si definisce risoluzione angolare la minima distanza angolare a cui è possibile risolvere due oggetti.
Dunque, se due oggetti sono tra loro vicini in modo tale che l’angolo che formano è minore di θ, essi non
verranno visti come due oggetti separati dal sistema ottico.
Il calcolo di θ è possibile mediante il criterio di Rayleigh.
θ≃
θ = 1.22
λ
dL
(A.7)
x
Per passare alla risoluzione spaziale (o geometrica) è sufficiente ricordare che θ = R
, per cui la distanza
minima a cui due oggetti sono risolti, detta appunto risoluzione spaziale (GSD, Ground Separation Distance)
si calcola di conseguenza, detta h la distanza della lente dai due oggetti.
GSD = 1.22
λh
dL
(A.8)
Se il sensore è al nadir, h è pari alla quota di volo, come già detto. Per fare un esempio, un telescopio tipo
Hubble (dL = 2.43m) che opera nel visibile (λ = 0.5µm) e che orbita a z = 370km di quota e che sia al
nadir (h = z), ha una GSD di 9.3cm.
A.1.2
Acquisizione e gestione delle immagini
Un sistema ottico ha bisogno certamente di un detector, posto sul piano focale della lente (eventualmente
la lente può essere mossa con il sistema di pointing/scanning).
Un detector è composto da uno o più elementi fotosensibili dotati di elettronica discreta e detector arrays.
I detector arrays consistono in un gran numero (da centinaia a milioni) di piccoli pacchetti fotosensibili,
combinati con circuiti integrati in maniera tale da ottenere il segnale misurato da ogni elemento del detector,
con la minima complessità.
I materiali usati per i detector dipendono dal range spettrale dello strumento. L’abilità dei suoi elementi
nell’assorbire radiazioni è direttamente legata all’energia dei fotoni incidenti (e quindi alla lunghezza d’onda
della radiazione).
Alta temperatura provoca rumore negli elementi sensibili, degradandone le prestazioni. È necessario
mantenere la temperatura più bassa possibile, specialmente per catturare le radiazioni con alte lunghezze
d’onda, in ragione della loro minor energia.
Pixel e risoluzione spaziale
Il pixel è il più piccolo elemento grafico che corrisponde ad un "punto di luce" (ossia un elemento fotosensibile).
L’immagine è un array 1D o una matrice 2D di p × q pixel, individuata da indici riga e colonna.
Una delle principali caratteristiche di un detector è il numero totale Np = p × q di pixel.
Ogni pixel è codificato come un numero binario, ovvero in base al numero a cui esso è associato, vi sarà
un diverso colore che assumerà. In base al numero di bit, vi sarà una certa sensibilità.
Un’immagine può essere formata anche da più bande, ossia matrici che si sovrappongono poi per dare
l’immagine finale.1
In ogni caso, il volume totale di memoria occupato da un’immagine con Nbands bande, Nb bit e Np =
p × q pixel totali è
volume = Nbands × Nb × Np
(A.9)
Si può anche definire, a questo punto, l’area del terreno che ogni pixel registra, dividendo banalmente l’area
totale per il numero di pixel.
A
Ap =
(A.10)
Np
1 Un’immagine RGB ha tre bande: una che registra il rosso, una il verde e l’altra il blu. Ognuna banda registra nella matrice
quanto di quel colore c’è e poi sovrappone tutto per avere l’immagine finale. La scala di grigi, invece, ha una sola banda e
registra quanto grigio c’è in ogni pixel. Immagini con più bande si dicono multispettrali.
228
Considerando pixel quadrati, il lato di ciascuna di queste aree uguali sarà la radice quadrata dell’area.
s
A
Lp =
(A.11)
Np
Definiamo la risoluzione spettrale come l’ampiezza di banda spettrale distinguibile dal detector, oppure
come la minima distanza tra le lunghezze d’onda medie di due bande spettrali vicine che il detector è in
grado di separare.
Sensori passivi
• Camere pancromatiche PAN. Hanno una sola banda e sono usate per avere un’elevata risoluzione
spaziale e quando i contenuti spettrali sono meno importanti della chiarezza e definizione dell’immagine.
• Camere multi-spettrali MSI. Hanno 3-50 bande. Relativamente ampie, sono usate per catturare le
maggiori attrici della scena (rocce, alberi, acqua, ecc).
• Camere iper-spettrali HSI. Hanno 30-300 bande a risoluzione spettrale moderatamente alta. Danno
maggiori dettagli della conformazione fisica della scena e sono usate per identificare le maggiori caratteristiche della scena (tipi di minerali, composizione delle coltivazioni, ecc) basandosi sulle firme
spettrali.
• Camere ultra-spettrali USI. Hanno 300-3000 bande con risoluzione spettrale molto elevata. Sono usate
principalmente in IR per registrare dettagliate caratteristiche spettrali dell’atmosfera terrestre e della
superficie, per analisi fisiche dei gas e per mappare le temperature.
Tecniche di scanning
• Tecnica along track scanning, ovvero si scansiona tutta la swath in larghezza, in una "striscia" di
un solo array.
In pratica la matrice viene "composta" riga per riga, prendendo tutte le colonne in un colpo ogni volta.
È come passare uno spazzolone a terra: si pulisce un piccolo strato in lunghezza ma tutto il pavimento
in larghezza.
FOV e swath sono definiti come abbiamo visto in precedenza.
Questa tecnica è anche detta push-broom scanning.
• Tecnica across track scanning, ovvero si scansiona un pixel alla volta (compongo la matrice elemento
per elemento).
Il sensore è dotato di un meccanismo di brandeggio che gli permette di "fare una panoramica" e
catturare pian piano tutta la swath.
Questa tecnica è nota anche come whisk-broom scanning.
In questo caso il FOV e la swath non sono quelli "complessivi" della scena, ma bisogna definire il FOV
istantaneo (IFOV).
L’IFOV angolare è effettivamente la porzione di FOV che vede il singolo elemento e si calcola come
AIF OV = α =
Dd
f
(A.12)
dove Dd è la larghezza del detector element.
L’IFOV lineare è effettivamente la porzione di swath che vede il singolo elemento e si calcola come
LIF OV = H × α
potendo confondere angolo e tangente.
229
(A.13)
Figura A.3: Tecniche di scanning.
Deformazione
Essa può esserci quando il sensore non inquadra al nadir. Quando si scansiona across track, non si può avere
sempre la camera al nadir, quindi si ha un fenomeno di stretching nel IFOV lineare.
Detto ρn = αh come l’IFOV lineare al nadir, si ha che l’IFOV lineare quando il sensore ruota di θ rispetto
al nadir è
ρn
(A.14)
ρθ =
cos2 θ
A.1.3
Esercizio 1
Si abbiano due dei tre payload di osservazione del satellite EagleEye. Essi sono un IRCam e una VISCam,
operanti negli IR e nel visibile rispettivamente.
• IRCam ha una lunghezza focale f = 5cm e una dimensione dell’immagine Di = 34mm ed opera nella
banda del NIR.
• VISCam ha una lunghezza focale f = 50cm ed una dimensione dell’immagine Di = 34mm, operante
nella banda del visibile.
Il satellite orbita in LEO ad una quota z = 800km.
Si richiedono le seguenti cose:
1. Considerando che ogni camera ha una lente di diametro dL = 10cm, definire la GSD di ognuna di
esse.
2. Determinare il FOV di ogni camera.
3. Considerando ogni sensore che punta al nadir, calcolare la total ground area A.
4. Calcolare per ogni camera la ground pixel size, considerando che la VISCam ha un detector con
8200 × 5500 pixel e la IRCam ha un detector con 6000 × 4000 pixel.
5. Calcolare il data volume di un’immagine, considerando che la IRCam usa una sola banda (scala di
grigi) codificando i pixel a 8bit, mentre la VISCam usa 3 bande (RGB) e codifica a 16bit i pixel.
Soluzione
1. La GSD è definita mediante la quota e il criterio di Rayleigh. Considerando che le camere puntino al
nadir, si ha che z = h.
λh
GSD = 1.22
(A.15)
dL
In questo modo si può computare il valore numerico di ciascuna camera, sostituendo h = z = 800km,
λN IR = 3µm, λV IS = 0.5µm e dL = 10cm si ottiene
GSDN IR = 29.28m
GSDV IS = 4.9m
Come si può notare, la camera nel visibile ha una maggior risoluzione.
230
2. Il FOV si calcola con la relazione che comprende la lunghezza focale e la dimensione dell’immagine.
F OV = 2 arctan(
Di
)
2f
(A.16)
Sostituendo i valori delle lunghezze focali e delle dimensioni dell’immagine si trova
F OVIR = 37.5◦
F OVV IS = 4◦
3. La total ground area si calcola a partire dalla swath, che può essere a sua volta calcolata a partire dal
FOV.
F OV
Ds = 2h tan(
)
(A.17)
2
La total ground area si calcola, conservativamente, come area del quadrato di lato swath.
A = Ds2
(A.18)
Sostituendo i valori numerici dei FOV e della quota (considerando che si punta al nadir) si ottiene.
DsIR = 544km
DsV IS = 55.9km
AIR = 296900km2
AV IS = 3125km2
4. La ground pixel size si calcola a partire dalla ground pixel area, ovvero la porzione di total ground area
che compete ad ogni singolo pixel. Per calcolare quest’ultima basta dividere A per il numero di pixel.
Per computare il numero di pixel totali in ogni detector è sufficiente moltiplicare p e q.
Np = p · q
(A.19)
A
Np
(A.20)
In questo modo si ha
Ap =
A questo punto basta estrarre la radice quadrata per trovare la ground pixel size.
p
Lp = Ap
(A.21)
Inserendo i valori numerici si trova che
NpIR = 6000 × 4000 = 24M pixel
NpV IS = 8200 × 5500 = 45.1M pixel
ApIR = 12370m2
LpIR = 111m
ApV IS = 69.29m2
LpV IS = 8.31m
Da questo si nota come la ground pixel size sia maggiore della GSD in entrambi i casi; due oggetti che
sono tra loro distanti una lunghezza inferiore alla GSD non verranno risolti.
In ragione di ciò, si ha che un singolo pixel conterrà sicuramente più di un oggetto, e ciò non va
bene, in quanto noi vorremmo che ogni pixel contenesse una sola entità indistinguibile, per cui che
fosse Lp < GSD. Per risolvere il problema occorre fare un’altra iterazione di progetto e modificare
qualcosa.
5. Si può applicare la classica formula del data volume.
V = Nbands · Np · Nb
Sostituendo i valori numerici si ha
VIR = 192M bit = 24M B
Dove si è considerato 1Byte = 8bit.
231
VV IS = 2.12Gbits = 265M B
(A.22)
A.1.4
Esercizio 2
Il terzo payload di osservazione di EagleEye è una camera iper-spettrale HYPCam.
• La camera scansiona con tecnica whisk-broom.
• La camera lavora con Nbands = 100 bande spettrali nel range di lunghezze d’onda tra 25µm e 250µm.
• Il detector registra, ad ogni scan, un array di Np = 1200 pixel ed ogni pixel è codificato con Nb = 12bits.
• La quota è sempre z = 800km.
Si fanno le seguenti richieste:
1. Calcolare il Linear IFOV nel caso peggiore, sapendo che F OV = 30◦ e α = AIF OV = 0.5◦ .
2. Calcolare la swath.
3. Calcolare il valore peggiore di GSD, considerando dL = 0.1m.
4. Calcolare il data volume di quando è scansionanta l’intera swath.
Soluzione
1. Il caso peggiore di cui si fa menzione per il calcolo del linear IFOV significa quando l’angolo θ di cui
devia dal nadir il sensore è pari a metà del FOV, questo perché in tal caso si ha la maggior distorsione
(più di quello non può andare a riprendere).
Usando la relazione
αh
(A.23)
cos2 θ
si calcola facilmente il Linear IFOV, pari proprio a ρθ . Sostituendo i valori numerici si ottiene
ρθ =
ρθ = 7.481km
2. La swath si calcola con la formula che fa uso di quota e FOV.
F OV
Ds = 2h tan(
)
2
Sostituendo i valori numerici si ha
Ds = 428.72km
(A.24)
3. La GSD peggiore si calcola andando a prendere il valore più alto tra tutte le GSD che si possono
ottenere nel range di lunghezze d’onda. Essendo una relazione direttamente proporzionale tra GSD e
λ, si sa già che la GSD maggiore la si ottiene con λ = 250µm.
GSDmax = 1.22
λmax
dL
(A.25)
Sostituendo i valori numerici si ottiene
GSDmax = 2440m
4. Sappiamo che le bande sono 100 e che i bit di codifica sono 12. Sappiamo, inoltre, che ogni array è
fatto da 1200 pixel di larghezza e 1 pixel di lunghezza, quindi
Vscan = Np · Nb · Nbands
(A.26)
Tuttavia, a noi interessa calcolare il volume dell’intera swath, e non quello di una sola scan. Questo
perché la tecnica di scan è di tipo whisk-broom, quindi lui scansiona il FOV totale di 30◦ in un certo
30◦
numero di scansioni con FOV angolare di 0.5◦ , per cui farà 0.5
◦ = 60 scansioni per registrare l’intera
swath.
Dunque, il volume dell’intera swath sarà 60 volte il volume di una sola scan.
30◦
Vswath =
Vscan
0.5◦
Sostituendo i valori numerici si ha
Vswath = 86.4M bits = 10.8M B
232
(A.27)
A.2
Esercitazione 2 - Link budget e link margin
Un link budget è il "conto" di tutti i guadagni, al netto delle perdite della trasmissione di una quantità di
dati da un trasmettitore ad un ricevitore. Le perdite si hanno nel trasmettitore, nello spazio/atmosfera e
nel ricevitore, come si vedrà in seguito.
Ci sono due metodi principali per fare un link budget: valutare il S/N ratio e valutare il parametro
Eb /N0 . Noi ci concentreremo sul secondo.
Eb
esprime l’energia trasmessa per unità di bit, in presenza di white noise (gaussiano).
Il parametro N
0
Il link budget deve essere effettuato per ciascun link di comunicazione (uplink, downlink, crosslink), in
quanto possono esserci parametri in gioco diversi, sebbene i sistemi (e le loro perdite) siano sempre gli stessi.
A.2.1
Link budget
Di seguito sono presentate le metodologie di calcolo e stima di tutti i parametri che compongono il link
budget.
EIRP
Sappiamo che, in dB, l’EIRP si calcola sommando alla potenza trasmessa il guadagno, e sottraendo la perdita
(sottraiamo tutto ciò che è una perdita, in quanto i termini L sono tutte frazioni di potenza che riusciamo
a "ottenere" al netto della perdita, quindi sarebbero sicuramente valori negativi in dB, e dunque sappiamo
già che dobbiamo sottrarli).
EIRP = (Pt + Gt − Lt )[dB]
(A.28)
Abbiamo quindi bisogno di calcolare il guadagno e la perdita, poiché la potenza in trasmissione è fornita dal
datasheet del HPA (che è il componente adibito alla trasmissione).
Calcolo del guadagno e del beamwidth
Premessa: quanto facciamo qua vale sia per le antenne in trasmissione che in ricezione, in quanto il guadagno
ed il beamwidth di un’antenna dipendono solo dalle sue caratteristiche geometriche e dalla frequenza a cui
trasmette/riceve.
In ogni caso, una volta che abbiamo note geometria e frequenza di comunicazione dell’antenna, possiamo
calcolare G e θ. Le relazioni per il loro calcolo variano a seconda della geometria, e sono riassunte nella
figura A.4
Figura A.4
Calcolo delle perdite sulla linea di trasmissione
Per calcolare le perdite sulla linea di trasmissione consideriamo che tra il trasmettitore (HPA) e l’antenna,
dove dovrà passare il segnale, ci siano delle perdite di potenza quantificate con Lt , che sono dovute a cavi,
connettori, filtri ed altri componenti (es. il diplexer).
Stimiamo la perdita considerando dei valori fissi per i componenti e connettori, e considerando un parametro noto come attenuazione al metro, tipico dei cavi coassiali usati in questa trasmissione. Conoscendo la
233
lunghezza della linea e il parametro (da datasheet dei cavi) di attenuazione al metro, possiamo stimare la
Lt .
Total space losses
Le perdite nella propagazione delle onde EM in spazio e atmosfera si compongono di tre contributi:
• Contributo del mancato puntamento dell’antenna, tenuto in conto (in dB) come
ep 2
Lp = −12(
)
0.5 · θ
dove ep è l’errore di puntamento (è un angolo).
(A.29)
• Contributo del path loss, ovvero la perdita che si ha lungo il cammino che segue l’onda EM, dal
satellite alla stazione di terra. Tale onda percorre un certo tragitto, denominato slant range, e si tiene
in conto della perdita come
S
(A.30)
Ls = −(22 + 20 log10 ( )
λ
dove S è proprio lo slant range (formula nella parte teorica), che dipende dal raggio terrestre, dalla
quota e dall’elevation angle, ossia dall’angolo tra il vettore slant range ed una retta perpendicolare al
raggio terrestre. Consultare la parte teorica per immagini.
• Contributo dell’atmospheric loss. La perdita nell’atmosfera si compone, a sua volta, di quattro
contributi.
– Contributo del polarization mismatch Lpm = 0.3dB, approssimativamente pari appunto a 0.3dB.
Esso è causato dall’alterazione della polarizzazione quando si attraversano vari strati atmosferici.
– Contributo dei gas atmosferici Lgas , tipicamente tabellato in funzione dell’elevation angle. Aumenta al diminuire dell’elevation angle (c’è più atmosfera densa da attraversare per l’onda EM).
– Contributo della rain attenuation Lrain , tipicamente graficato in funzione di frequenza, al variare
dell’elevation angle. Aumenta al diminuire dell’elevation angle
– Contributo della ionizzazione nella ionosfera. Anch’esso è tabellato, in funzione della frequenza.
Aumenta al diminuire della frequenza, ed è il motivo per cui non si possono usare frequenze
inferiori al VHF per comunicazioni spaziali, poiché verrebbero riflesse dalla ionosfera.
System noise temperature
Ora l’onda EM è arrivata all’antenna ricevente, con una certa attenuazione rispetto all’EIRP inviato (a
sua volta attenuato rispetto alla potenza trasmessa dal HPA). Il primo contributo di perdita viene dato
dal rumore che si genera in ricezione (tutto il discorso della temperatura che eccita gli elettroni), quindi
dobbiamo calcolare la Ts del sistema, ovvero la system noise temperature.
Come sappiamo, essa vede i contributi dell’antenna, delle perdite lungo la linea di ricezione (si calcolano
esattamente come quelle in trasmissione) e della figura di merito del ricevente.
T0 (1 − Lr ) T0 (F − 1)
+
(A.31)
Lr
Lr
Si faccia solo attenzione al fatto che ora Lr deve essere espresso non più in dB, ma in numero puro. Si potrà
poi trasformare direttamente la Ts in dB.
Ts = Tant +
Formula finale
Eb
Ora che abbiamo tutti i parametri necessari, possiamo esprimere il rapporto N
(in dB) facendo, letteral0
mente, il budget di EIRP, perdite lungo la trasmissione e perdite per ricezione, considerando che dobbiamo
trasmettere un certo data rate e considerando che c’è di mezzo la costante di Boltzmann, per rendere la
temperatura un’energia anch’essa.
Eb
[dB] = EIRP + Lspace + Gr + 228.6 − Ts − R
(A.32)
N0
Tutti i termini sono espressi in dB. Il 228.6 deriva dal fatto che 10 log10 kB = −228.6dB e, siccome è a
denominatore, vede un altro "-" davanti.
234
Figura A.5: Grafico per calcolo del Eb /N0 richiesto
A.2.2
Eb/N0 richiesto
Il parametro che abbiamo appena espresso è ciò che ci da il sistema allo stato dell’arte. Dobbiamo confrontarlo con l’energia per bit in presenza di rumore che ci serve per inviare i dati che vogliamo inviare, così da
capire se il nostro sistema di comunicazione sia in grado di inviare i dati che vogliamo.
Il rapporto Eb /N0 richiesto dipende da tre cose:
• BER, ossia il Bit Error Rate. Esso è la probabilità che un bit sia trasmesso in maniera errata. Il BER
definiamo noi quale sia accettabile, e avremo (intuitivamente) che un BER più alto (più probabilità di
errore) richieda una minor energia (minor Eb /N0 ), e viceversa.
• Modulazione.
• Coding (se presente).
Per fare ciò abbiamo bisogno di calcolare il cosiddetto Eb /N0 richiesto. Per farlo usiamo dei grafici che
tabulano il BER in funzione del Eb /N0 , al variare della modulazione.
A.2.3
Link margin
Una volta che abbiamo calcolato il Eb /N0 di sistema e il Eb /N0 richiesto, possiamo compararli e vedere se
trasmettitore e ricevente sono in link oppure no.
LM = ∆(
Eb
Eb
Eb
) = ( )sys − ( )ric
N0
N0
N0
(A.33)
A seconda del valore del LM avremo tre casi (i valori sono sempre in dB):
• Se LM < 0dB il link tra trasmettitore e ricevente non è presente.
• Se 0dB < LM < 6dB il link tra trasmettitore e ricevente c’è, ma è marginale. Questo lo facciamo
perché alcuni parametri del rapporto Eb /N0 di sistema sono stimati, quindi ci teniamo in questo
margine di sicurezza di 6dB.
• Se LM > 6dB abbiamo che il link tra ricevente e trasmettitore è chiuso, ossia c’è comunicazione (con
una buona soglia di sicurezza). Se tale valore dovesse essere troppo grande, vorrebbe dire che abbiamo
sovradimensionato il sistema.
235
A.2.4
Step per il calcolo del link budget e del link margin
1. Selezionare la frequenza (ci viene assegnata da ITU)
2. Definire il data rate
3. Calcolare l’EIRP
(a) Conoscere la potenza di trasmissione (datasheet HPA)
(b) Calcolare gain e beamwitdh dell’antenna trasmettitrice
(c) Stimare le perdite sulla linea di trasmissione
4. Stimare le perdite di propagazione
(a) Stimare lo slant range (nel worst case) e calcolare le path losses
(b) Stimare le perdite per puntamento errato
(c) Stimare le perdite atmosferiche (polarizzazione, atmosfera, rain e ionosfera)
5. Calcolare il gain dell’antenna ricevente
6. Stimare la temperatura di rumore del sistema
7. Calcolare il rapporto Eb /N0 di sistema, per quel data rate definito
8. Calcolare il rapporto Eb /N0 richiesto, a seconda del BER accettato, della modulazione e dell’eventuale
coding
9. Calcolare il link margin e fare le dovute considerazioni
A.2.5
Esercizio 1
Il satellite Sentinel2A è un satellite di remote sensing in orbita sunsincrona. Esso ha le seguenti caratteristiche:
• È ad una quota di h = 786km
• Opera, in downlink, una comunicazione di payload data in banda X (f = 8GHz), con un bitrate di
R = 520M bps
• Il sistema di bordo ha un HPA di potenza Pt = 12W
• Tra HPA e antenna vi è una linea di cavi lunghi l = 2m, con perdita al metro di Ll = 0.16 dB
m . Lungo
la linea ci sono un filtro e un diplexer, ciascuno di essi causa una perdita di Lother = 0.15dB
• L’antenna è di tipo horn, con un diametro D = 25cm. Essa ha, inoltre, un errore di puntamento
ep = 1◦
• L’elevation angle minimo a cui la comunicazione è stabilità è δ = 10◦
La ground station ha invece le seguenti caratteristiche:
• La sua antenna ha un diametro D = 10m ed è di tipo parabolico.
• Il LNA ha una figura di merito F = 1.2
• Tra antenna e LNA ci sono un filtro ed un diplexer, causanti ciascuno una perdita di Lother = 0.1dB.
Il tutto è connesso da cavi con Ll = 0.057 dB
m , di lunghezza totale l = 10m
Considerando che:
• Accettiamo un BER al massimo di BER = 10−6
• La modulazione è una 8-PSK
236
• Non c’è coding
si richiede il
1. Calcolo dell’EIRP
2. Calcolo del total loss in space
3. Calcolo della system noise temperature
4. Calcolo del link margin
Soluzione
1. Per il calcolo dell’EIRP occorre calcolare:
• Il guadagno dell’antenna. Essendo un’antenna di tipo horn, si ha che
G = 20 log10 (
C
)−3
λ
(A.34)
C è il valore della circonferenza, pari a C = πD. Sostituendo i valori numerici si ha G = 23.42dB
• La perdita sulla linea. Filtro e diplexer hanno un loro contributo fisso, i cavi hanno il loro
contributo al metro, che va moltiplicato per la lunghezza totale.
Lt = Nother · Lother + Ll · l
(A.35)
Sostituendo i valori numerici si ha Lt = 0.62dB
Calcoliamo quindi l’EIRP come
EIRP = Pt + G − Lt
(A.36)
Inserendo i numeri si ha EIRP = 33.6dB.
2. Per il calcolo del total loss in space ci serve calcolare:
• La antenna pointing loss. Per farlo occorre prima calcolare il beamwidth, che è noto dalle formule
per le antenne horn.
λ
θ = 225
(A.37)
C
Sostituendo i numeri si ha θ = 10.75◦ . Una volta ottenuto questo valore, si può calcolare l’antenna
pointing loss.
ep 2
Lp = −12(
)
(A.38)
0.5θ
Sostituendo i numeri si ha Lp = −0.4dB
• La path loss. Per farlo occorre prima calcolare lo slant range, nota la quota e l’elevation angle (il
raggio della terra ricordiamo essere Re = 6380km).
s
(Re + h)2
S = Re (
− cos2 δ − sin δ)
(A.39)
Re2
Tale valore è S = 2296km. Una volta ottenuto ciò, possiamo calcolare il path loss.
S
Ls = −22 − 20 log10 ( )
λ
(A.40)
Sostituendo si ottiene Ls = −177.74dB, un valore piuttosto elevato rispetto alle altre perdite.
• L’atmospheric loss, che è dato da 4 contributi:
– Pointing mismatch. Si assume pari a 0.3dB
– Gas atmosferici. Dalle tabelle abbiamo che, per un δ = 10◦ , si ha un valore di 1.1dB
237
– Rain attenuation. Dal grafico si ha che, per un δ = 10◦ e una f = 8GHz, il valore è di 2dB
– Ionization loss. In questo caso la frequenza è così alta che possiamo assumere perdita nulla
(0dB)
Otteniamo, sommando tutto, Lspace = −181.54dB.
3. Per il calcolo della system noise temperature occorre:
• Calcolare il gain dell’antenna ricevente. Con analoghe formule del caso in trasmissione si ottiene
Gr = 58.4dB
• Calcolare le perdite lungo la linea ricevente. Con analoghe formule al caso in trasmissione si
ottiene Lr = −0.77dB. Trasformando questo valore in numero puro si ha Lr = 0.83.
• Stimare la temperatura del rumore dell’antenna. Da tabelle abbiamo che, in downlink a 8GHz,
si ha Tant = 25K.
Ricordando che F = 1.2 e che T0 = 290K come standard, possiamo calcolare
Ts = Tant +
T0 (1 − Lr ) T0 (F − 1)
+
Lr
Lr
(A.41)
Mettendo i numeri si ottiene Ts = 21.88dB.
4. Per il calcolo del link margin occorre:
• Calcolare il rapporto Eb /N0 di sistema
Eb
= EIRP + Lspace + Gr + 228.6 − Ts − R
N0
(A.42)
Eb
)sys = 29.98dB
Inserendo i numeri si ottiene ( N
0
• Calcolare il rapporto Eb /N0 richiesto. Dal grafico abbiamo che, per un BER = 10−6 , una
Eb
)ric = 14dB
modulazione 8-PSK e nessun coding, si ha ( N
0
Avendo i due rapporti (sistema e richiesto) si può fare la sottrazione e computare il link margin
LM = (
Eb
Eb
)sys − ( )ric
N0
N0
(A.43)
Mettendo i numeri si ottiene LM = 16dB. Essendo tale valore maggiore dei 6dB di sicurezza, si ha
che il link è chiuso.
A.3
Esercitazione 3 - EPS sizing
A.3.1
Design process e design budget
Vi sono 4 step principali nel processo di design del sistema EPS:
1. Identificare requisiti e vincoli. Tale step:
• Richiede in input: requisiti di alto livello, come il tipo di missione, la configurazione dello
spacecraft, il lifetime di missione e dati sul payload.
• Fornisce in output: requisiti dell’EPS e profili di potenza elettrica dello spacecraft, ossia il power
budget
2. Operare una selezione e un dimensionamento della sorgente di potenza. Tale step:
• Richiede in input: tipo di missione, configurazione dello spacecraft, nonché il power budget.
• Fornisce in output: i requisiti EOL di potenza, il tipo di celle solari, la massa e l’area del solar
array e la sua configurazione.
238
3. Operare una selezione e un dimensionamento dell’energy storage. Tale step:
• Richiede in input: parametri orbitali della missione e power budget.
• Fornisce in output: requisiti di energia e potenza in eclissi, ossia il requisito della capacità della
batteria, nonché massa, volume e tipo della batteria.
4. Identificare e stabilire la regolazione ed il controllo della potenza. Tale step:
• Richiede in input: la selezione della sorgente di potenza, il mission lifetime, i requisiti per i carichi
regolanti e per il controllo termico.
• Fornisce in output: requisiti per il controllo termico, potenza di picco, voltaggio del bus, algoritmi
di controllo potenza.
Il budget è la suddivisione delle prestazioni, risorse, caratteristiche di ciò che ci serve (potenza, energia,
altro) ai vari componenti del sistema. Per il sistema EPS si fanno due tipologie di budget: power budget ed
energy budget.
Power budget
È l’allocazione della potenza richiesta ad ogni elemento dello spacecraft che ne richiede. Fare un power
budget è richiesto perché serve a dimensionare i sistemi generazione, storage e distribuzione della potenza.
Per operare un power budget sono necessarie le seguenti informazioni:
• Una lista dei componenti che fanno uso di potenza elettrica. Il livello di dettaglio dipende dall’avanzamento del progetto.
• Il profilo di potenza di ciascun elemento.
• Identificazione dei modi operativi di ciascun elemento (on, off, stand-by, duty cycle) e delle fasi di
missione.
• Determinazione di tutte le perdite che possono esserci.
Il profilo di potenza si da in termini di potenza di picco, potenza nominale e potenza in stand-by. In ogni
caso, il power budget ci da una istantanea in termini di potenze richieste nel tempo. Fornisce, quindi, un
grafico potenza-tempo di ciascun elemento in ciascuna fase della missione, evidenziando i vari modi operativi.
Energy budget
È il bilancio dell’energia entrante e dell’energia uscente. Lo si fa per verificare la capacità effettiva dell’EPS
di far fronte a tutte le richieste dello spacecraft nel corso della missione.
È importante che questo budget sia sempre positivo, ossia che il delta di energia sia tale e che rimanga
almeno costante nel tempo, oppure che aumenti, purché non diminuisca.
Esso richiede che siano dati:
• Il power budget.
• I dati dei pannelli solari
• La durata della missione.
• Dati riguardanti orbita e assetto.
• Capacità e SOC delle batterie.
Ciò che fornisce, quindi, è l’andamento dell’energia nel tempo, il quale deve essere sempre positivo, ossia
l’energia non deve mai essere insufficiente a soddisfare la richiesta da parte dello spacecraft.
239
A.3.2
Applicazione: Sentinel 2 spacecraft
Dimensionamento preliminare del solar array
Per dimensionare correttamente il solar array occorre seguire i seguenti step:
1. Determinare requisiti e vincoli per il sistema di generazione potenza dell’EPS. Per fare ciò è necessario
conoscere o stimare:
• Lifetime di design, così da tener conto della degradazione delle celle solari.
• La potenza richiesta nei differenti modi operativi, i.e. la potenza richiesta in eclissi e in daylight.
• Il tempo di permanenza in eclissi, che si calcola come visto a lezione.
2. Calcolare la potenza necessaria che deve produrre il solar array. Per determinare tale valore si usa
la seguente formula.
Pe Te
d Td
+ PX
d
(A.44)
PSA = Xe
Td
In cui il pedice "e" si riferisce all’eclissi, mentre il pedice "d" al daylight, e in cui "X" è l’efficienza del
path dal pannello solare alle batterie, ai carichi (pedice "e") e del path direttamente dai pannelli ai
carichi (pedice "d"). Tipicamente tali efficienze variano intorno a 0.6 per Xe e intorno a 0.8 per Xd e
dipendono dai metodi usati per la regolazione.
3. Selezionare il tipo di cella e calcolare la potenza disponibile della cella, applicando la nota formula
PO = ηPI
(A.45)
W
dove η è l’efficienza della cella e PI è l’irradianza del sole (consideriamo PI = 1367 m
2 ). PO è l’output
della singola cella.
4. Determinare la potenza disponibile del solar array in BOL, considerando il fattore di perdita del
coseno e la degradazione inerente Id , dovuta a vari fattori (radiazioni, temperatura, ecc), nonché al
fatto che vi è una certa perdita nell’assemblare il solar array a partire dalle celle (applicazione ad un
substrato ed interconnessione).
PBOL = PO Id cos Θ
(A.46)
5. Determinare la potenza disponibile del solar array in EOL, tenendo conto del fattore di life degradation Ld . Esso è definito come una degradazione "composta" per tutti gli anni di vita del sistema di
un certo e costante fattore di degradazione annuale. Tipicamente questo fattore dipende dal materiale
delle celle e dall’orbita.
Ld = (1 − degr/year)yearslif etime
(A.47)
Noto questo fattore, gli si scala la potenza di BOL.
PEOL = PBOL Ld
(A.48)
6. Stimare l’area necessaria del solar array basandosi sulla potenza disponibile in EOL.
ASA =
PSA
PEOL
(A.49)
Infatti, la PSA è la potenza richiesta al solar array, mentre PEOL è la densità di potenza che il solar
array può fornire in EOL.
7. Stimare la massa del solar array, considerando la performance specifica del solar array da datasheet.
mSA =
240
PSA
specperf
(A.50)
Dimensionamento preliminare delle batterie
Per dimensionare correttamente la batteria occorre seguire i seguenti step:
1. Determinare requisiti e vincoli per il sistema di storage dell’EPS, andando a definire:
• Potenza media e profilo di potenza richiesta durante eclissi, in termini di potenza al bus, voltaggio
e corrente, DOD.
• Frequenza e lunghezza dell’eclissi.
• Lifetime di design.
2. Selezionare il tipo di celle.
3. Determinare la dimensione dell’assieme batteria, calcolando la sua capacità. La capacità di una
singola batteria del pacco è
Pe Te
(A.51)
C=
DOD · N · η
Dove N è il numero di batterie e η è l’efficienza di trasmissione tra batterie e carico.
A.3.3
Esercizio 1
Di Sentinel 2 si forniscono i seguenti dati:
• Orbita circolare a quota h = 789km.
• Durata missione di 7 anni.
• Pe = 1000W , Pd = 1400W richieste in eclissi e daylight.
• Main bus con tensione 24V e cella LiIon.
Si fanno le seguenti richieste:
1. Calcolare ASA del solar array.
2. Calcolare C e mB del pacco batterie.
Svolgimento
1. Per calcolare l’area necessaria al solar array per soddisfare la potenza richiesta bisogna anzitutto
computarla questa potenza richiesta. Per farlo dobbiamo applicare la formula che lega la PSA al
tempo di eclissi e di daylight e alle efficienze dei path.
PSA =
Pd Td
Pe Te
Xd + Xe
Td
(A.52)
• Calcoliamo il tempo in eclissi con la formula
Te =
2TO
ρ
360o
dove TO è il periodo orbitale
s
(A.53)
a3
µ
(A.54)
RE
)
RE + h
(A.55)
TO = 2π
e ρ è il raggio angolare dalla superficie terrestre
ρ = arcsin(
con RE = 6378km raggio terrestre. Considerando che a = h + RE = 7159km e che µ = GM =
m2
3.99 · 1014 Nkg
, si ha che
TO = 6025.2s
ρ = 62.86o → Te = 2108.4s
241
• Calcoliamo il tempo in daylight sottraendo al periodo orbitale TO il tempo in eclissi.
Td = TO − Te
(A.56)
da cui Td = 3916.8s.
• Assumiamo che sia Xe ≈ 0.6 e Xd ≈ 0.8.
• Computiamo PSA con la sua formula, da cui
PSA = 2647.16W
Ora che abbiamo la potenza richiesta al solar array per far fronte alle richieste in eclissi e in daylight,
dobbiamo calcolare la potenza per unità di superficie che il nostro array è in grado di darci in EOL.
Per farlo dobbiamo seguire i seguenti passaggi
• Calcoliamo la potenza che il pannello riesce a generare a partire dalla radiazione solare PI =
W
1367 m
2.
Po = ηPI
(A.57)
dove η è l’efficienza della cella, che assumeremo essere η ≈ 0.3, come è tipico, per cui
Po = 410.1
W
m2
• Calcoliamo la potenza che il pannello ci da in BOL, ossia scalando la Po del fattore di perdita
del coseno e del fattore di degradazione inerente. Essendo lo spacecraft in orbita eliosincrona,
abbiamo che Θ = 0, per cui non c’è perdita per il coseno. Per quanto riguarda Id , lo si può
assumere di circa 0.9 (come scritto nelle slide dell’esercitazione), per cui
PBOL = Po Id cos Θ
(A.58)
W
diventa pari a PBOL = 369 m
2.
• Calcoliamo infine la potenza in EOL scalando la potenza in BOL del fattore Ld
Ld = (1 − %deg)y
(A.59)
dove %deg è la percentuale annua di degradazione e y è il numero di anni tra BOL e EOL.
Assumendo una degradazione annua del 2.75%, si ha che
PEOL = 295
W
m2
Avendo la potenza richiesta e la potenza disponibile (in EOL) stimiamo che
ASA =
PSA
PEOL
(A.60)
deve essere ASA = 8.95m2 . Il sito dell’ESA riporta che, in realtà, tale area è di 7.1m2 . Abbiamo
comunque fatto molte approssimazioni, essendo un calcolo preliminare, ma ci siamo andati abbastanza
vicini.
2. Per calcolare la capacità del pacco batterie (quindi con N batterie dobbiamo calcolare N C) dobbiamo
stimare il DOD delle celle LiIon. Esso si aggira intorno all’25% per più di 500 cicli di vita, per cui
assumeremo questo valore. L’efficienza delle batterie la stimiamo intorno al 95%. Da ciò deduciamo
che
Pd Te
(A.61)
Cp =
DOD · η
assume un valore di Cp = 3450W h2 . Essendo che ogni batteria LiIon ha un’energia di 6.5Wh,
serviranno
Cp
N=
(A.62)
6.5
2 Si è usata P
d e non Pe per essere più conservativi
242
batterie, ossia 531 batterie, avendo arrotondato per eccesso il numero. Giacché ogni batteria ha una
h
densità di energia pari a 140 W
kg , avremo che la massa del pacco batterie sarà
Cp
(A.63)
176
ossia 25kg. Come si vede sempre sul sito ESA, Sentinel 2 ha un doppio pacco batterie per ridondanza,
e la massa delle batterie è scritto essere di 51kg, quindi ci ritroviamo coi calcoli.
mB =
A.4
Esercitazione 4 - TPS
Controllo termico vuol dire trovare un bilancio tra il calore rigettato dallo spacecraft e il calore generato
internamente o assorbito dall’ambiente esterno (dallo spacecraft).
Lo scambio termico, ossia questo bilancio, è descritto dall’equazione del calore, che ci da la temperatura
di un corpo in funzione dello spazio e del tempo (è in generale una PDE in tempo e spazio). Noi risolveremo
questa equazione facendo l’ipotesi di stazionarietà, quindi assumeremo che la temperatura non vari nel
tempo, e faremo i calcoli per le due worst case temperature, ossia quella hot e quella cold.
L’equazione del calore nel caso stazionario ci da il bilancio tra quanto lo spacecraft emette (Qo ) e quanto
assorbe (Qi ). In tali condizioni, tanto deve essere assorbito quanto emesso, per cui
Qi = Qo
(A.64)
Quanto assorbito può essere calcolato come la somma di vari contributi, che noi considereremo come
• Contributo della radiazione solare diretta
Qs = As⊥ αIs
(A.65)
dove As⊥ è l’area dello spacecraft perpendicolare al vettore sole, α è l’assorbenza dello spacecraft e Is
W
è l’irradianza solare. Per la terra la ricordiamo ed è pari a 1367 m
2 in media. Per gli altri pianeti o ci
è data o la stimiamo rispetto alle AU .
• Contributo della radiazione albedo (radiazione solare riflessa dal pianeta)
Qa = Ap αIa
(A.66)
dove Ap è l’area dello spacecraft proiettata sul pianeta, mentre Ia è il solar albedo e si calcola come
Ia = Is · a · F
(A.67)
dove a è il coefficiente di albedo e F è un fattore di visibilità che dipende dal fattore di vista geometrico
pianeta-spacecraft, dalla quota dell’orbita e dall’angolo β. Possiamo assumerlo pari ad una frazione
del fattore di vista, per cui
F = kFview
(A.68)
• Contributo della radiazione IR del pianeta
QIR = Ap εs Ip Fview
(A.69)
dove εs è l’emissività dello spacecraft, Ip è l’emissione del pianeta, che si calcola come
Ip = σεT 4
(A.70)
in cui l’emissività e la temperatura sono del pianeta, e dove Fview è il fattore di vista geometrico tra
pianeta e spacecraft, ovvero una misura della frazione di radiazione emessa dalla superficie del pianeta
che viene intercettata dalla superficie dello spacecraft.
Il fattore di vista ha una formula in generale complessa; per un satellite sferico si ha che
√
1
H 2 + 2H
F1−2 = (1 −
)
2
1+H
dove
h
H=
R
con h quota dell’orbita e R raggio del pianeta.
243
(A.71)
(A.72)
• Contributo del calore generato internamente allo spacecraft pari a Qint .
Il calore emesso dallo spacecraft è invece calcolabile con la legge di Stefan-Boltzmann.
Qo = As εσT 4
(A.73)
Tale relazione ci dice che il calore emesso dallo spacecraft è legato alla temperatura di equilibrio dello
spacecraft (che è ciò che noi vogliamo calcolare), alle costanti σ e ε (questa dipende da quanto lo spacecraft
è considerabile un corpo nero) e all’area As dello spacecraft che è esposta allo spazio (su quanta superficie
può esserci il flusso dato dalla legge di S-B).
Scrivendo esplicitamente il bilancio e ricavando la T che sta a primo membro, ossia la temperatura di
equilibrio dello spacecraft, si ottiene
As
Ap
Ap
Qint 0.25
1 σ
αF ) +
Ip Fview +
]}
T = { [ Is ( ⊥ +
σ ε
As
As
As
εAs
(A.74)
A secondo membro è tutto noto, in quanto si tratta di parametri riguardanti lo spacecraft dal punto di vista
costruttivo/geometrico oppure di parametri riguardanti l’ambiente spaziale.
Ciò che fa cambiare la condizione worst case da hot a cold è proprio la potenza internamente dissipata,
nonché la condizione o meno di eclissi; il worst case cold è fatto da potenza minima dissipata ed eclissi,
mentre il worst case hot è fatto da potenza massima dissipata e sunlight.3
A.4.1
Esercizio 1
Dati
Si abbia un satellite sferico in orbita circolare marziana con le seguenti specifiche:
• α = 0.2
• ε = 0.1
• r = 0.1m raggio della sfera
• Potenza massima dissipata Pmax = 200W e potenza minima dissipata Pmin = 50W .
Tale satellite sia in orbita
• Circolare e sul piano equatoriale, così che β = 0
• Di quota h = 340km
Il pianeta (Marte) abbia le seguenti caratteristiche
• R = 3400km di raggio
W
• Is = 590 m
2 di irradianza solare
• a = 0.15 di albedo
W
• Ip = 145 m
2 di irradianza IR
Richiesta
Si calcoli la temperatura di equilibrio dello spacecraft nei worst case di tipo hot e cold.
3 In caso di eclissi si ha Q = 0 e Q = 0.
s
a
244
Svolgimento
Scegliamo di ricavare la temperatura come
P
T =(
j Qj 0.25
σεAs
)
(A.75)
per cui dobbiamo computare i 3 contributi al calore e considerare poi i due casi hot e cold.
• Il calore per radiazione solare diretta ha bisogno di conoscere As⊥ , α e Is . L’area perpendicolare,
essendo l’orbita equatoriale e circolare, è pari all’area frontale del satellite sferico, peraltro pari all’area
perpendicolare che vede il pianeta, quindi
As⊥ = πr2 ≈ 3.14m2
(A.76)
Qs = As⊥ αIs = 370.71W
(A.77)
da cui si calcola
In eclissi ovviamente questo valore è nullo, perché il sole non colpisce lo spacecraft.
• Il calore per albedo ha bisogno di Ap , ma essa è uguale all’area As⊥ in questo caso, ed ha poi bisogno
di α (già noto) e di Ia , che ha a sua volta bisogno di Is (noto), a (noto) e di F .
Nel caso di orbita circolare equatoriale, si ha che F = Fview , per cui si calcola tale valore come
√
H 2 + 2H
1
)
(A.78)
F = (1 −
2
1+H
dove
H=
h
= 0.1
R
per cui si trova che F = 0.292 e quindi
Qa = 16W
(A.79)
(A.80)
In eclissi abbiamo detto che Qa = 0 perché la radiazione solare riflessa dal pianeta non incide sullo
spacecraft (è come se fosse F = 0).
• Il calore per radiazione IR ha bisogno di termini che sono noti o sono stati calcolati (Fview = F ),
per cui
QIR = Ap εIp Fview = 13.3W
(A.81)
Sommando questi tre termini si ottiene un calore assorbito dall’ambiente pari a 400.01W . Nel caso cold,
quindi, si ha Qi = 63.2W 4 , nel caso hot invece si ha Qi = 600.01W . Possiamo allora calcolare la temperatura
e trovare che
(
Th = 302.92K = 29◦ C
(A.82)
Tc = 172.64K = −100.36◦ C
4 Perché le uniche fonti di calore sono quella interna e la radiazione IR del pianeta, che non c’entra nulla col sole.
245
Appendice B
Esercitazioni aeronautica
B.1
Esercitazione 1: Sistema Avionico
B.1.1
Svolgimento
In questa esercitazione abbiamo sostanzialmente dimensionato il sistema avionico del velivolo A380-800,
seguendo, per ogni sottosistema avionico, un processo di design basato su 4 milestones:
1. Definizione di macrofunzioni e prodotti. In questa fase abbiamo definito le macrofunzioni (comunicazione, sorveglianza, navigazione, ecc) e, per ciascuna di esse, abbiamo definito tutti i prodotti
necessari (ACARS, ADIRS, Radar, transciever vari, ecc)
2. Selezione di device e componenti. Per ciascuno dei prodotti delle varie macrofunzioni abbiamo
scelto i vari componenti, selezionandoli dal database presente nel software. Per ogni componente abALBERO
biamo guardato anzitutto alle funzioni svolte (più ne svolge e meglio è) e, a parità di funzioni, abbiamo
FUNZIONALE
ragionato in termini del componente con la potenza specifica (rapporto potenza/peso) maggiore. Ab->
biamo poi eventualmente tenuto conto anche dei vincoli che avrebbe potuto dare un certo componente
PRODUCT
(in termini di alimentazione, di posizionamento, ecc). Una volta scelto il componente abbiamo indicato
TREE
il numero di questi attivi ed eventuali ridondanze (non attivi ma presenti a bordo in caso di failure
degli attivi)
3. Connection Matrix. Abbiamo poi definito le connessioni tra i vari device mediante una matrice che
annerisce le caselle in cui c’è una connessione tra il device alla riga e il device alla colonna individuate.
4. Bays allocation. Abbiamo dato una collocazione sul velivolo (diviso in baie) dei vari device, tenendo
conto di eventuali vincoli imposti da questi e ragionando anche in base a quanto consigliato dal software
e dalla sua documentazione
Una volta eseguiti questi step (i primi due sono conseguenziali, gli altri due sono interscambiabili e non
sono necessari ai power e mass budgets) abbiamo valutato il mass budget (somma delle masse di tutti i
componenti, attivi e ridondanze) ed il power budget. Quest’ultimo impone che si indichino, fase per fase
del profilo di missione, i componenti che sono attivi e la loro alimentazione (quanti V? AC o DC?). Il
sistema quindi calcola, fase per fase, la potenza richiesta (senza le ridondanze, dato che esse sono spente se
i componenti attivi sono funzionanti) dall’avionica.
B.1.2
Risultati
Una volta selezionati tutti gli equipaggiamenti avionici delle varie macrofunzioni, si è fatta la matrice di
connessioni. Il dato rilevante, in questo caso, è il fatto che i computer (FMS, FCC/INS) sono i device con
più connessioni, in quanto ricevono in input e mandano in output (dopo averli elaborati) una moltitudine di
dati.
L’installazione dei componenti nelle varie baie evidenzia come l’avionica sia prevalentemente localizzata
nella main avionics bay (sotto la cabina di pilotaggio) e nella upper avionics bay (all’inizio del ponte superiore). C’è poi anche la aft avionics bay, che si trova alla fine del ponte principale. La main bay contiene il
246
Figura B.1: Connection matrix.
Figura B.2: Bays allocation.
normale power center e la maggior parte dei computer di sistema. La upper bay invece contiene la generazione di potenza per emergenza, vari equipaggiamenti di emergenza, il NSS (Network Server System) e la
maggior parte degli equipaggiamenti per il IFE (In-Flight Entertainment).
Il power budget evidenzia anzitutto una potenza media richiesta di 3-5kW, costante lungo la singola fase,
in quanto l’avionica è, salvo eccezioni, sempre attiva, in quanto essa svolge numerose funzioni, indispensabili
lungo l’intero profilo di missione. La fase che richiede più potenza è ovviamente la crociera. Possiamo vedere
anche la suddivisone dei voltaggi, notando che la maggior parte dell’avionica è alimentata a 28V DC, tranne
per i radar, che richiedono la 115V AC cf. Ovviamente esistono molti altri sistemi nel velivolo (quasi tutti)
che richiedono la 115V AC. Il mass budget evidenzia come la massa totale dell’avionica sia di circa 500kg
(sottostimata, in realtà ci sono anche i cavi e altra roba che non abbiamo considerato); il volume totale
occupato dai componenti è di circa 0.57m3 .
In termini di potenza assorbita vediamo che se la giocano i sistemi di comunicazione, flight control e, un
po’ meno, navigazione; flight management e S&I invece assorbbono decisamente meno potenza. In termini di
peso vediamo una cosa più o meno analoga, con il flight management che ha una maggior incidenza, mentre
in termini di volume abbiamo andamento analogo, tranne per il flight control, che occupa il volume maggiore
(anche maggiore del sistema di comunicazione, suo pari in potenza assorbita e peso).
247
Figura B.3: Power budget.
(a) Potenza assorbita.
(b) Peso.
(c) Volume.
Figura B.4: Distribuzioni di potenza assorbita, peso e volume.
248
B.2
Esercitazione 2: FCS e LDG
B.2.1
Svolgimento FCS
In questa esercitazione abbiamo dimensionato gli attuatori per i due alettoni intermedi e per i flap del velivolo
A380-800. Il processo di design passa per le seguenti milestones:
1. Identificazione delle funzioni associate a ciascuna delle superfici di controllo (cosa fanno?)
2. Definizione delle caratteristiche geometriche delle superfici di controllo (come sono fatte?)
3. Calcolo del momento di cerniera che l’attuatore deve contrastare
4. Consequenziale calcolo della potenza di attuazione necessaria a vincere il momento di cerniera per
attuare la superficie nel tempo richiesto
5. Selezione o definizione degli attuatori
6. Mass e power budget
Le caratteristiche geometriche sono note, le funzioni sono state discusse nei capitoli teorici. Il calcolo del
momento di cerniera viene fatto sulla base, come è noto dalla meccanica del volo, della geometria, della
deflessione massima della superficie e della velocità di volo. In particolare, la deflessione massima (che è
un parametro dato da considerazioni di tipo aerodinamico/cinematico/meccanico) può (e deve) avvenire
in corrispondenza di una velocità massima, per cui si deve dimensionare il sistema, che è inferiore alla
velocità di crociera. Infatti, a tale velocità non è possibile avere massima escursione, in quanto si avrebbero
probabilmente manovre insostenibili/inutili.
In ogni caso, gli alettoni hanno escursione massima di 20◦ e i flap di 30◦ . La velocità massima a
km
cui si ha massima deflessione è dei 500 km
h per gli alettoni e 300 h per i flap (tipicamente si azionano al
decollo/atterraggio, quindi velocità inferiori).
Il calcolo della potenza richiesta per l’attuazione necessita poi del tempo di deflessione, che tipicamente
è di 0.5s per gli alettoni e 20s per i flap (gli alettoni sono per un controllo molto più ad alta frequenza del
velivolo). Ogni alettone richiede circa 3kW di potenza, mentre i flap richiedono circa 12kW . Tali potenze
dovranno quindi essere garantite dagli attuatori.
B.2.2
Risultati FCS
Nei risultati presentati vediamo che il sistema FCS di un tipico aereo civile wide body (come l’A380) richiede
un picco di 100−150kW di potenza (picchi in corrispondenza di fasi secondarie, ossia puntuali, come il carrello
o i flap e spoiler; per tali picchi, nel caso di attuazione idraulica, si usano degli accumulatori, in quanto il
sistema si dimensiona per la condizione a regime di crociera), mentre la norma a regime è di circa 70kW.
La superficie primaria di un simile velivolo, come anticipato, richiede 3 − 10kW di potenza. La massa degli
attuatori è in totale di circa 285kg, ma essa comprende solo gli attuatori (e non tutto il resto che c’è dietro
ad essi), per cui non è rappresentativa del sistema FCS intero.
B.2.3
Svolgimento LDG
In questa esercitazione abbiamo dimensionato gli attuatori per il sistema di estrazione/retrazione del sistema
carrello del velivolo A380-800. Il processo di design passa per le seguenti milestones:
1. Definizione di architettura, funzioni e allocazione (dei componenti fisici) del sistema carrello
2. Calcolo dei momenti da contrastare per effettuare la retrazione (si è considerato solo l’effetto del peso
e non della resistenza aerodinamica1 ), la sterzatura a terra (si deve considerare la coppia della forza di
attrito radente moltiplicarla per la velocità angolare di sterzatura, non quella delle singole ruote) e la
frenatura (si considera che il sistema di frenatura ruote faccia il 40% della forza frenante e si calcola
la forza di attrito che i dischi esercitano sulle ruote; la frenatura deve essere tale da frenare il velivolo
nello spazio richiesto)
1 Questo a rigore non è corretto, in retrazione è un po’ sottodimensionato il sistema così.
249
Figura B.5: Risultati power budget FCS.
Figura B.6: Risultati power budget LDG.
3. Calcolo conseguente della potenza richiesta per l’attuazione
4. Selezione di attuatori utilizzabili, sulla base dei requisiti di potenza
5. Power budget finale della potenza necessaria all’attuazione lungo il profilo di missione
Vediamo che il tempo di attuazione è di circa 20s (più è elevato e meno potenza serve) per il carrello, mentre
la frenatura deve essere fatta in tempi dell’ordine del decimo di secondo. Gli attuatori sono lineari cilindrici
e idraulici. La loro potenza richiesta è di qualche kW ed il loro peso di qualche kg.
B.2.4
Risultati LDG
Nei risultati vediamo che il sistema carrello (per tutte e 3 le funzioni) richiede una potenza di 50-70kW
come picco. Esso è dato dalla sterzatura. I picchi minori sono l’attuazione della retrazione/estrazione del
carrello, che richiede circa 29kW . La frenatura richiede circa 20kW . Le potenze scalano con dimensioni e
peso del velivolo, come gli altri sistemi non avionici (l’avionica non scala invece con peso e dimensioni).
250
B.3
Esercitazione 3: ECS
B.3.1
Svolgimento
In questa esercitazione abbiamo dimensionato il sistema ECS del velivolo A380-800. In particolare, gli step
da seguire sono:
1. Calcolo dei carichi termici che il sistema deve "contrastare" al fine di mantenere la temperatura in
cabina nel range 18-25 gradi centigradi
2. Selezione dell’architettura del sistema ECS
3. Dimensionamento dell’ECS. In particolare, occorre:
• Calcolare la portata in massa per il controllo termico
• Calcolare la portata in massa per la respirazione
e, sulla base di ciò, dimensionare il sistema
4. Identificazione di una CAU suitable
5. Pneumatic flow budget, così da avere sempre noto quale sia la portata richiesta in ogni fase del
profilo di missione, sulla base dei casi critici (dimensionanti)
Abbiamo fatto i calcoli considerando come worst case freddo un cold day notturno con solo 3 membri della
crew a bordo e come worst case caldo un hot day diurno con massima capienza di passeggeri (853) e crew
(25). Quota di tangenza e Mach di crociera sono fissati a 13km e 0.96, sebbene non siano effettivamente
condizioni nominali.
Si usa una CAU subfreezing bootstrap con 2 CAU di cui 1 necessaria. La temperatura di uscita dalla CAU
è di −22◦ C. La percentuale di aria in ricircolo in cabina è del 50%, mentre si selezionano delle temperatura
di ingresso in cabina (nei casi caldo e freddo) tali da avere una portata d’aria in cabina circa uguale tra i
due casi. L’ECS è alimentato con una 115V AC VF. Per la selezione della CAU mettiamo 450kg di massa,
20 kg
s di portata in turbina e 25 nel pack.
B.3.2
Risultati
Dalla stima dei carichi termici vediamo che tipicamente si parla di circa 300kW da smaltire (in condizioni
di heating, cioè fuori fa freddo). Per quanto riguarda la portata spillata dal motore e inviata al sistema
pneumatico abbiamo che essa è di circa 10-20 kg
s , mentre la portata di cui necessita l’ECS è, in questo caso,
di circa 13 kg
.
Dal
flow
budget
vediamo
che
c’è
effettivamente
un overshoot, in corrispondenza probabilmente
s
dell’utilizzo congiunto di IPS (Ice Protection System) e altre turbine pneumatiche a bordo; l’overshoot
significa che la portata richiesta supera il valore massimo che può dare l’ECS in condizioni cooling/heating
(ma comunque non è un overshoot del sistema pneumatico, è solo un overshoot della richiesta complessiva
di portata rapportato al solo ECS).
Figura B.7: Pneumatic flow budget.
251
B.4
Esercitazione 4: EPS
B.4.1
Svolgimento
In questa esercitazione abbiamo dimensionato il sistema EPS del velivolo A380-800. Ricordiamo che esso ha
generazione primaria a 115V AC VF, fornita da 3 sorgenti:
• Un generatore per motore, producente massimo 150kW
• 2 generatori APU da 120kW
• Eventuali connessioni con GPU da 90kW a 400Hz
Vi è poi la RAT (70kW 115V AC VF) che alimenta le utenze essenziali e un generatore di emergenza
(batteria) che alimenta quelle di emergenza. Il velivolo è poi dotato di convertitori:
• LTR per la 28V DC
• ATRU per la 115V AC 400Hz
nonché di 4 batterie per la 28V DC (2 per nominale, una per emergenza e una per l’avviamento dell’APU).
Il processo di design vede i seguenti step:
1. Riassunto dell’andamento di potenza richiesta lungo il profilo di missione, anche in termini di alimentazione, così da avere il picco dimensionante di potenza e capire quale può essere la generazione
primaria
2. Definizione dell’architettura
3. Dimensionamento del sistema:
• Classificazione delle utenze in fondamentale, essenziale, non essenziale
• Dimensionamento dei vari prodotti (generatori, convertitori, batteria)
4. Selezione dei componenti
5. Valutazione del power budget, ossia lo spettro di potenza che l’EPS deve poter erogare lungo il
profilo di missione.
Si assume quindi una generazione primaria 115V AC VF con alternatore a magneti permanenti e avviamento
pneumatico del motore (no S/G per i motori, solo APU), nonché la presenza di un TRU per la 28V DC (ed
eventualmente anche la 270V DC) e di un inverter per la 115V AC 400Hz.
La classificazione delle utenze deve seguire un ragionamento di fondo, ossia dobbiamo chiederci:
• Se questa cosa la spengo mi cambia il volo? Se non cambia allora è non essenziale
• Se lo cambia, possiamo comunque cavarcela agilmente? Se possiamo allora è essenziale
• Se non possiamo cavarcela agilmente allora è fondamentale
Ad esempio, il sistema avionico, l’FCS e il fuel system sono essenziali, dato che se dovessero essere spenti si
potrebbe comunque sopravvivere con buone probabilità (senza fuel plano, i comandi uso il backup meccanico
o la batteria di emergenza e il sistema avionico posso navigare a vista). L’ECS invece è non essenziale, dato
che se si spegne allora si deve necessariamente ridurre la quota sotto i 10000ft e, eventualmente, fornire
intanto le maschere di ossigeno. Le luci e i dispositivi di emergenza sono invece fondamentali, dato che senza
di essi non si potrebbe essere avvistati né identificati. Bisogna ovviamente tenere conto dell’alimentazione
di queste utenze, così da predisporre adeguatamente i bus di emergenza essenziali e fondamentali. Bisogna
anche sapere quanto richiede di potenza ciascuna utenza, così da dimensionare i sistemi di emergenza batteria
e RAT.
252
B.4.2
Risultati
In termini di potenza abbiamo che il picco è sui 500kW per questo velivolo. Circa 470kW sono richiesti dalla
115V AC VF, circa 30kW dalla 28V DC e poco meno di 500W sono richiesti dalla 115V AC 400Hz. Per ogni
motore si prevede quindi un generatore che dia circa 168kW (sovradimensionato perché non consideriamo
che l’APU possa essere attiva in volo, in realtà lo è). La batteria ha circa 50Ah di capacità (con ASTRID
sottostimiamo a 38Ah). La massa dell’intero EPS sarebbe di circa 1 tonnellata, ma abbiamo trascurato
molte cose quindi non è indicativa. Dal power budget vediamo che in crociera c’è una richiesta di poco meno
di 500kW, con i picchi a 500kW in corrispondenza dell’attivazione dei flap e del carrello (fasi a bassa velocità,
dove il motore ha più giri tra l’altro). Principalmente si richiede la 115V AC VF, per cui è stata scelta lei
come generazione primaria.
Figura B.8: Power budget di tutte le utenze elettriche
253
Parte IV
Appendici
254
Appendice A
Lancio, docking, undocking e rientro
della Soyouz
La Soyouz è un supply vehicle adibito al portare una crew di 3 cosmonauti e astronauti sulla ISS. L’ESA
lancia dal sito di Baikonur in Kazakisthan.
La Soyouz ha dimensioni 50 × 10m e pesa 310t. Si compone di 3 stage:
1. Central core + 4 boosters
2. Central core
3. Spacecraft (con carenatura protettiva)
Sul launch-pad vi sono 4 bracci di colore verde che si assicurano il corretto posizionamento eretto del
complesso. Prima del lancio, essi ruotano, in modo da consentire la partenza del veicolo.
Lo spacecraft è composto da 3 moduli, di differente architettura e di differenti scopi.
• Orbiter module. Serve a contenere cibo, toilette e posti letto quando la capsula è attraccata alla ISS.
• Descent module. Serve a contenere la crew quando è in viaggio. Ha un monitor con le informazioni
sulla ISS e sulla Soyouz stessa che vengono fornite dal ground. Viene dotata di un periscopio per
guardare all’esterno. Questo modulo è l’unico che ritorna integro sulla Terra, con all’interno la crew.
• Instrument module. Contiene tutti gli strumenti del computer di bordo, nonché fa da storage di
propellente ed ossigeno.
Nel caso malaugurato in cui il lanciatore dovesse bruciare od esplodere, è presente un potente motore a
propellente solido che estrae il compartimento con la crew dal resto del razzo e ne consente una sicura messa
in salvo. Tale sistema può essere attivato automaticamente, oppure manualmente, dal Ground Control.
Fu necessario farne uso soltanto una volta, nel 1983, con successo. Ciò costituì anche una prova pratica
della sua affidabilità.
A.1
Lancio
Al cosiddetto T + 0 si ha il lancio. Di seguito sono descritti brevemente i tre stages.
1. I 4 boosters e il central core sviluppano la massima spinta. Ad un certo punto viene operata una
manovra di pitch, in modo da mettersi nelle condizioni di entrare nella corretta orbita. In questa fase
la crew sperimenta un fattore di 1.5g.
• A T +4500 è ad una quota di 11km ed una velocità di 1640km/h. La struttura risente della massima
pressione ora, la crew sperimenta 2g di fattore. Il veicolo ha già percorso 16km in orizzontale.
• A T + 12000 la quota è oltre i 40km, abbastanza alta da rilasciare la "escape tower" menzionata
prima. Poco dopo vi è la separazione dei 4 booster.
255
2. Ora la spinta è fornita solo dal central core. In questa fase lo spacecraft può ancora separarsi ed
atterrare in sicurezza a circa 350km dal sito di lancio senza richiedere propulsione aggiuntiva. In
questa fase si risente di 3.5g.
• La struttura che protegge lo spacecraft si separa.
• Ora lo spacecraft è completamente esposto allo spazio, ed un po’ di luce può entrare attraverso
dei piccoli finestrini.
3. A T + 50 si attiva il terzo stage, poco dopo il central core è rilasciato. Siamo ad una quota di 170km,
ad una velocità di 13250km/h.
• La sezione circolare che connetteva secondo e terzo stage è anch’essa rilasciata.
• A T + 90 l’ultimo motore si spegne e si separa, ora la crew sperimenta la microgravità.
• Antenne e pannelli solari vengono estesi.
A.2
Rendez-vous e docking
La Soyouz è ancora a centinaia di km dalla ISS. L’orbita di questa intorno alla Terra è di circa 90 minuti. Il
suo piano orbitale è costante, ma la terra è in rotazione.
Una cosa molto importante per il rendez-vous è capire quando conviene lanciare la Soyouz. Tecnicamente
lo si può fare sempre, ma dal 2013 si è capito che conviene molto più farlo appena dopo che la ISS è passata
sopra lo spazioporto di Baikonur. Questo riduce il tempo delle operazioni da 2 giorni a 6 ore circa.
In ogni caso, la Soyouz ha abbastanza carburante per operare una missione di durata "tradizionale" di 2
giorni.
A.2.1
Rendez-vous
Si tratta della sequenza di manovre che portano all’avvicinamento di due veicoli spaziali l’uno all’altro.
Idealmente, l’incontro avviene in un punto specifico, ad un tempo prestabilito.
In ogni caso, la nostra Soyouz deve ora "salire" dai 220km a cui si trova, fino ai 420km di quota della
ISS. Deve, inoltre, entrare e rimanere in tale orbita. Tutto ciò non può essere fatto in una sola manovra
(non si conosce a priori l’esatta altitudine di entrata nell’orbita, per via di fattori imprevedibili).
Si fa allora in due manovre.
1. Hohmann Transfer. Serve per lasciare l’orbita corrente e trasferirsi nella phasing orbit. Per compiere
tale manovra occorre un ∆V , come è noto dalla teoria. La phasing orbit serve a ridurre l’angolo di
fase tra ISS e Soyouz al valore desiderato.
2. Bielliptic Transfer. Si passa dalla phasing orbit all’orbita in cui è la ISS. Si hanno tre "burns", cioè
momenti in cui si accendono i motori per avere un incremento di velocità.
• I primi due burns portano la Soyouz sull’orbita della ISS.
• Il terzo burn da al veicolo abbastanza velocità da rimanere nell’orbita. Esso serve anche a ruotare
la Soyouz una volta che essa si trova davanti la ISS
I burn sono calcolati sulla base della quota a cui si raggiunge la phasing orbit. La ragione per cui si
usano due manovre è perché è necessario che il veicolo raggiunga l’orbita desiderata alla desiderata
velocità (non solo quota ma anche velocità).
Siccome potrebbe accadere che non si riesce ad ottenere il corretto rallentamento, con conseguente schianto
sulla ISS, si provvede ad un burn laterale, in modo da cambiare piano orbitale e rendere così la collisione
con la ISS impossibile.
256
A.2.2
Docking
Il sistema di bordo provvede a determinare posizione e velocità della Soyouz e della ISS mediante misurazioni
effettuate dal ground control, nonché dal sistema radar a bordo, denominato KURS.
Sono calcolati ed effettuati automaticamente anche tutti i burns, ma comunque la crew è addestrata e
preparata a prendere i controlli manuali se dovessero andare male le cose.
In particolare, le manovre di undocking e docking in altra parte della ISS sono compiute manualmente.
La crew di Luca Parmitano ha partecipato ad una missione che prevedeva proprio questo.
In ogni caso, ora ci troviamo a poche centinaia di metri dalla ISS.
• Vi è prima un fly around, dove si punta in un punto diverso rispetto al cono in cui fare il docking.
• Poi vi è l’allineamento con il punto del docking.
• Successivamente c’è l’approach.
• Infine si ha il contact (probe entra nel cono) e il capture.
Si opera vuoto e depressurizzazione per scongiurare l’entrata di detriti o simili, poi si può aprire il portellone
e la crew entra nella ISS.
A.3
Undocking e rientro
L’atterraggio avviene in Kazakisthan e dura più o meno 3 ore e mezza. Il ground seleziona il sito di atterraggio
più appropriato, prendendo in considerazione la traiettoria della ISS e manda un team di Search&Rescue ad
ispezionare il sito, per assicurarsi che sia piano e libero da qualsiasi possibile ostacolo. Dopo di ciò si procede
al calcolo della traiettoria ottimale.
Sulla ISS, dopo aver accuratamente ispezionato la zona di contatto tra stazione e capsula, la crew entra
nel descent module.
C’è da dire comunque che la Soyouz può essere attraccata in diversi punti della ISS. Se, in particolare, è
attaccata "in basso", allora la stazione deve preventivamente (circa 40 minuti prima) ruotare, per allineare
la capsula.
La Soyouz raggiunge un’orbita più alta o più bassa (più alta se è "in basso" rispetto la ISS). In ogni caso
capsula e stazione hanno differenti velocità, quindi non possono intersecarsi (e menomale).
• Al segnale, la capsula è spinta via con una velocità di 12 − 15cm/s. 3 minuti dopo c’è un burn di 15
secondi per incrementare la velocità di separazione a 2km/h e assumere così una posizione sicura. Il
ground provvede poi a caricare sui computer di bordo tutti i dati necessari al rientro autonomo della
capsula.
• La Soyouz però è ancora in orbita, quindi è necessario un burn che possa deorbitarla, ossia portare
l’orbita così in basso da far entrare la capsula in atmosfera (non troppo bruscamente, così brucerebbe,
non troppo leggermente, così rimbalzerebbe via), la quale agirà poi da freno naturale. Tale operazione
si fa usando il main engine del modulo, dando spinta in direzione opposta alla velocità con un burn di
esattemente 40 4500 .
• Circa 30 minuti prima dell’atterraggio, quando è a 140km di quota, i 3 moduli si separano con una
impactless separation. Ciò è fatto con l’uso di piccoli esplosivi.
Il descent module ora può scendere in atmosfera. Esso è protetto da un coating termico, nonché ha uno
scudo termico posto in modo che sia sempre "al comando". La capsula ruota per mettere davanti lo scudo
termico.
La traiettoria è controllata progettando la capsula in modo che, ruotando in una direzione, essa incrementi
la sua portanza e, ruotando nell’altra, la decrementi invece. In questo modo può seguire la traiettoria
adeguata. Come gradito effetto collaterale vi è uno scostamento laterale, che permette una certa flessibilità
nella selezione del sito di atterraggio.
• A circa 35km di quota si sperimenta la massima accelerazione, di 4g. Se fosse necessario, si prevede
anche un rientro di tipo balistico, con accelerazione di 9g.
257
• A circa 10.5km di quota si aprono i paracaduti, così da rallentare notevolmente la capsula, fino ai
22km/h circa. I paracadute sono l’unica cosa che si attiva solo automaticamente, senza controlli
manuali possibili.
• A circa 5.5km di quota lo scudo termico si separa e viene rilasciato carburante, per evitare esplosioni
all’atterraggio. I sedili vengono posizionati in modo da assorbire tutto l’impatto, mediante opportuni
ammortizzatori.
• I 6 retro rockets si preparano per accendersi e lo fanno più o meno a 70cm dal suolo, così da decelerare
la capsula fino ai 5km/h.
• La capsula impatta il terreno. Appena atterra si taglia via il paracadute, per evitare problemi in caso
di vento.
258
Appendice B
Basi di meccanica orbitale
B.1
Equazione del moto
L’astrodinamica è lo studio di orbite e traiettorie dei vettori spaziali, che sono il cammino seguito nello
spazio.
Il moto di un oggetto nello spazio è descritto, in caso ideale di assenza di perturbazioni1 , dall’equazione
del moto dei due corpi.
r̈ + (µr−3 )r = 0
(B.1)
La B.1 può essere scritta combinando la seconda legge di Newton e la legge di gravitazione universale. Infatti,
se si considera un corpo dotato di massa non nulla soggetto alla forza di attrazione gravitazionale di un corpo
centrale, si ha che il sistema è dinamicamente in equilibrio quando la somma di inerzia e gravità è nulla.
Considerando, quindi, che la massa è non nulla, si può semplificare quest’ultima, ottenendo proprio la B.1.
B.2
Soluzione dell’equazione
La B.1 ammette come soluzione, nel caso di un oggetto orbitante intorno alla Terra, la cosiddetta equazione
polare di una sezione conica.
a(1 − e2 )
r=
(B.2)
1 + e cos ν
Essa fornisce il modulo del vettore posizione in funzione del semiasse maggiore a dell’ellisse, dell’eccentricità
e dell’ellisse e della true anomaly ν.
B.2.1
Costanti del moto
Possiamo derivare le seguenti costanti dall’equazione B.1.
Energia meccanica specifica Viene definita come la somma dell’energia cinetica e potenziale per unità
di massa del sistema2 .
V2
µ
µ
ε=
− =−
(B.3)
2
r
2a
Tale equazione ci dice tre importanti cose:
1. L’energia potenziale è
• Nulla per r → ∞.
• Negativa per r finito (non infinito).
1 Le ipotesi sono che la gravità sia l’unica forza in gioco, che la terra (o qualsiasi altro sia il corpo centrale) sia simmetricamente
sferica, che la massa del corpo centrale sia molto maggiore della massa dell’oggetto e che corpo centrale ed oggetto siano gli
unici due corpi nel sistema.
2 Dalla 4.2 scriviamo come tale la velocità
259
Figura B.1
260
In particolare, abbiamo che le orbite circolari ed ellittiche hanno energia meccanica negativa, le
traiettorie paraboliche hanno energia meccanica nulla e le traiettorie iperboliche hanno energia
meccanica positiva.
2. Un oggetto si muove più velocemente al perigeo e più lentamente all’apogeo (l’energia meccanica
comunque si conserva).
3. Per un’orbita circolare (a = r) si ha che
r
Vorbita =
µ
r
r
Vf uga =
2µ
r
(B.4)
Momento angolare specifico Viene definito come il seguente vettore.
h = r × V = cost.
(B.5)
Ciò indica che il piano orbitale definito dai vettori posizione e velocità rimane invariato nello spazio
inerziale.
B.2.2
Elementi orbitali classici
Tali elementi descrivono completamente l’orbita. Sono 5 costanti + 1 quantità che varia con il tempo.
1. Semiasse maggiore a. Da informazioni sulla dimensione dell’ellisse.
2. Eccentricità e. Da informazioni sulla forma dell’ellisse.
3. Right Ascension of the ascending node (RAAN) Ω. Si tratta dell’angolo tra il vernal equinox
e l’ascending node.3
4. Argomento del perigeo ω. Indica l’angolo tra l’ascending node e il vettore eccentricità4 , nella
direzione del moto dell’oggetto.
5. True anomaly ν. Indica l’angolo tra vettore eccentricità e vettore posizione dell’oggetto, nella
direzione del moto dell’oggetto.
In alcuni specifici casi, alcuni elementi possono essere sostituiti da altri, in ragione di particolari ed
eventuali esigenze.
3 Il punto in cui l’oggetto passa nel piano equatoriale da nord a sud.
4 Punto dal centro del corpo centrale al perigeo. Il suo modulo è l’eccentricità e dell’orbita.
261
Figura B.2
262