Il dimostratore di tecnologia, con un peso totale che raggiunge i 420 kg, incluso il carburante di 45 kg, è stato fornito dalla AutoGyro GmbH nel 2016 e successivamente modificato dal DLR. Le modifiche sono state dettagliatamente descritte nella Sezione 8. La carenatura del dimostratore, progettata su richiesta del DLR da un'azienda terza, è stata specificamente sviluppata per ridurre la resistenza aerodinamica durante il volo e coprire i sistemi avionici sperimentali. Questa carenatura permette anche un accesso facilitato alle interfacce di manutenzione e alle batterie, nonché alle modifiche al sistema avionico prototipale. In parallelo alle modifiche della fusoliera originale, il manuale di manutenzione dell'MTOfree (AutoGyro 2014) è stato adattato. Nuove istruzioni di installazione e manutenzione sono state aggiunte per i componenti modificati o nuovi, mantenendo, dove applicabile, le linee guida originali.

Il concetto di operazione (ConOps) è un documento essenziale che fornisce informazioni dettagliate sul funzionamento previsto dell’UAS, ed è parte integrante del SORA (Sezione 6), necessario per ottenere il permesso di volo da parte di un’autorità competente. Il ConOps descrive la natura dell'operazione e il ruolo del personale coinvolto in dettaglio. In questa fase, si definisce "operazione" come l'inizio del taxiing del velivolo senza pilota, considerando la fase preparatoria del volo come separata. Il concetto di sicurezza è un aspetto centrale del ConOps e, a causa della sua importanza, verrà trattato separatamente nella Sezione 5. La bozza iniziale del ConOps per il dimostratore è stata scritta prima che iniziasse il design dettagliato del veicolo e può quindi essere considerata come base progettuale.

Un aspetto cruciale nello sviluppo di un ConOps adeguato è come controllare il velivolo durante i primi test di volo. Il dimostratore è basato su un velivolo con equipaggio, quindi una delle opzioni sarebbe quella di sviluppare un velivolo pilotato opzionalmente (OPV). Gli OPV offrono il vantaggio di un'ottima consapevolezza situazionale da parte del pilota, che può intervenire rapidamente in caso di malfunzionamento del sistema di controllo automatico del volo. Tuttavia, questa opzione non è stata scelta, poiché i requisiti di sicurezza sarebbero stati molto più elevati (ad esempio, il pilota dovrebbe essere in grado di annullare l'azione degli attuatori in qualsiasi momento), e la presenza del pilota avrebbe ridotto il payload utile, a causa del peso del pilota stesso e degli strumenti di bordo necessari. Inoltre, la modifica di un aereo sportivo leggero avrebbe richiesto una completa approvazione dell'idoneità al volo. La scelta di rimuovere il pilota e i suoi sistemi di supporto ha consentito di operare nel contesto del SORA, garantendo un carico utile adeguato. Un’altra opzione sarebbe stata l’utilizzo di un sistema di controllo remoto con visualizzazione in prima persona (FPV), ma lo sviluppo di tale sistema è una sfida a causa della necessità di bassa latenza e alta affidabilità, elementi che non sono compatibili con il budget del progetto. Per questa ragione, si è scelto di permettere al pilota di controllare direttamente il dimostratore durante la fase iniziale dei test di volo. Successivamente, il controllo manuale sarà utilizzato come interfaccia di backup durante gli esperimenti di volo. Il pilota al comando è in grado di controllare il velivolo tramite un’interfaccia di controllo remoto e può sempre riprendere il controllo in caso di malfunzionamento del sistema di controllo.

Il dimostratore viene operato solo in condizioni di volo visibile (VMC) di giorno, con vento calmo. Le operazioni seguono in generale le procedure operative standard del manuale di volo MTOfree, ove applicabile. Procedure aggiuntive sono state sviluppate per l'operazione con controllo remoto. Tutte le manovre di volo del dimostratore possono essere eseguite a distanza dal pilota, senza che l'automazione sia obbligatoria. L'operazione normale consiste in una manovra di decollo, come descritto nel manuale MTOfree, seguita da un'ascesa fino a un’altezza di 100-200 m sopra il livello del suolo (AGL). Successivamente vengono eseguiti uno o più circuiti di traffico a quota costante. Durante questi circuiti vengono effettuati test di sistema o test delle funzioni di controllo del volo automatico. Il pilota in volo attiva le funzioni automatizzate, manovre e controlla le missioni in base agli obiettivi sperimentali. La stazione di controllo a terra è l'interfaccia per interagire con l'autopilota, inviando comandi o assegnando missioni. In modalità di volo automatica, il pilota in volo sarà informato sulle attività dell’UAS, osservando il volo passivamente, finché le condizioni nominali sono mantenute. In modalità di volo assistito, un sistema di controllo del volo supporta il pilota, facilitando la guida dell’aeromobile. Le manovre di volo si basano su procedure predefinite e praticate, ma il pilota può decidere di apportare variazioni, come ad esempio eseguire una ripresa invece di un atterraggio. Diverse fonti di informazione sono disponibili per il pilota per valutare le condizioni di volo correnti, come altitudine e velocità.

Se si verifica un evento imprevisto o un guasto, come un cambiamento repentino delle condizioni meteorologiche o la perdita di controllo da parte del pilota, l'operazione è considerata anomala. In tal caso, l'equipaggio cercherà di riprendere il controllo completo dell’UAS o di atterrarlo immediatamente nell'area nominale.

L'area di prova di volo viene selezionata tra vari aerodromi e campi di volo in base a parametri come la dimensione, la disponibilità, l'accessibilità e l'infrastruttura. Per le operazioni future, è fondamentale scegliere un ambiente scarsamente popolato. Poiché gli esperimenti sono in parte manuali, è necessario che il pilota controllante, situato a terra, abbia una linea di vista diretta sull'aeromobile, senza ostacoli dovuti a terreni accidentati o costruzioni che limitino la visibilità.

Infine, durante i test di volo, sono stati identificati specifici ruoli e responsabilità all'interno del team di controllo, per garantire l'efficienza e l’assenza di incomprensioni. Sebbene, in esperimenti meno complessi, una sola persona possa occupare più di un ruolo, l'esperienza ha dimostrato che è preferibile che ogni ruolo sia ricoperto da un membro diverso del team per evitare inefficienze. La corretta comunicazione tra i membri del team è quindi essenziale per il buon esito delle operazioni di volo.

Qual è il rischio energetico nelle operazioni di veicoli non convenzionali come i girocotteri?

L'analisi energetica di un veicolo aereo non convenzionale, come un girocoptero, è essenziale per comprendere il rischio associato all'operazione e determinare la corretta classificazione in termini di sicurezza, come richiesto dai processi di valutazione del rischio, come SORA (Specific Operations Risk Assessment). Le grandezze fisiche di base come la velocità terminale, l'energia cinetica, e l'energia potenziale derivante dall'altitudine di volo, svolgono un ruolo cruciale nel determinare il rischio energetico associato all'operazione.

La velocità terminale di un veicolo aereo rappresenta il limite massimo di velocità che può essere raggiunto durante una caduta libera, dopo che la resistenza dell'aria ha bilanciato la forza gravitazionale. Per un veicolo di massa m=420 kgm = 420 \, \text{kg}, sotto l'influenza di un campo gravitazionale con g=9.81 m/s2g = 9.81 \, \text{m/s}^2 e considerando una densità dell'aria ρ=1.225 kg/m3\rho = 1.225 \, \text{kg/m}^3, la velocità terminale VtermV_{\text{term}} può essere espressa come segue:

Vterm=2mg≈m⋅82CdρAs\sqrt{V_{\text{term}}} = \sqrt{2mg} \approx \sqrt{m \cdot 82 C_d \rho A_s}

Dove CdC_d è il coefficiente di resistenza aerodinamica e AsA_s l'area di riferimento del veicolo. L'energia cinetica che si genera a questa velocità è calcolata come:

Ekin,term=12mVterm2≈1413 kJE_{\text{kin,term}} = \frac{1}{2} m V_{\text{term}}^2 \approx 1413 \, \text{kJ}

Questa energia rappresenta un picco massimo che si ottiene quando il veicolo raggiunge la sua velocità terminale, il che avviene solo dopo un sufficiente periodo di caduta libera.

Il massimo potenziale energetico, derivante dall'altitudine del volo (inferiore ai 150 metri sopra il suolo), è pari a:

Epot=mgh≈618 kJE_{\text{pot}} = mgh \approx 618 \, \text{kJ}

dove h=150 mh = 150 \, \text{m} è l'altitudine tipica della missione. La combinazione di questa energia potenziale con quella cinetica, insieme all'energia immagazzinata nel rotore durante il volo, consente di calcolare l'energia totale per il girocoptero:

Etotale=Ekin,cruise+Epot+Erotore≈889 kJE_{\text{totale}} = E_{\text{kin,cruise}} + E_{\text{pot}} + E_{\text{rotore}} \approx 889 \, \text{kJ}

Per il girocoptero, la dimensione caratteristica del veicolo è data dal diametro del rotore, che misura 8,4 m, il che porta a una classificazione GRC (Ground Risk Class) di livello 4. Tuttavia, l'energia complessiva che si ottiene tramite il calcolo della somma dell'energia cinetica, potenziale e rotazionale è quasi la metà rispetto a quella di un velivolo ad ala fissa, che genera tipicamente circa 158 kJ di energia cinetica.

Nel caso di un girocoptero in autorotazione verticale, il rischio energetico si riduce notevolmente. L'energia cinetica in questa situazione può essere calcolata come:

Ekin,sink=12mVsink2≈13.4 kJE_{\text{kin,sink}} = \frac{1}{2} m V_{\text{sink}}^2 \approx 13.4 \, \text{kJ}

e sommata all'energia del rotore, si ottiene:

Ekin,sink+Erotore≈125.4 kJE_{\text{kin,sink}} + E_{\text{rotore}} \approx 125.4 \, \text{kJ}

Questo valore è significativamente inferiore rispetto all'energia calcolata per un velivolo ad ala fissa, suggerendo che il girocoptero ha un rischio energetico minore in caso di discesa verticale incontrollata, una caratteristica che può ridurre i danni in caso di incidente.

Tuttavia, come per gli aeromobili ad ala fissa, alcune condizioni di volo possono portare a incidenti incontrollabili e instabili. Nel caso del girocoptero, l'ipotesi che l'autorotazione venga mantenuta potrebbe non essere valida in tutti i casi. Ulteriori indagini future aiuteranno a determinare l'energia tipica generata in situazioni di emergenza.

La classificazione del rischio energetico e la transizione da una valutazione quantitativa (legata alla dimensione e all'energia del veicolo) a una valutazione qualitativa (legata alle classi di rischio) sono fondamentali per determinare come un veicolo aereo non convenzionale venga operato. Questo esempio concreto evidenzia come il processo SORA, basato sull'analisi energetica, possa influenzare l'operatività e la sicurezza di tali veicoli, con il bilanciamento tra i costi e il rischio operativo.

Sebbene i rischi energetici possano essere ridotti tramite misure operative come il buffer di rischio a terra o la possibilità di atterraggi a bassa velocità in autorotazione, la valutazione finale del rischio rimane comunque un elemento critico. La mancanza di una comprensione chiara su come classificare gli aeromobili non convenzionali in relazione alle classi di rischio di SORA potrebbe portare a una sovrastima dei rischi e a una pianificazione operativa eccessivamente conservativa, con conseguenti costi elevati e minore efficienza operativa.

Inoltre, l'importanza di un piano di risposta alle emergenze (ERP), anche se non ancora validato da terzi, deve essere presa in considerazione. La formazione del personale, la manutenzione del veicolo e la definizione di procedure operative appropriate sono essenziali per garantire che le operazioni siano sicure, riducendo la probabilità di incidenti e migliorando la risposta agli imprevisti.

Quali sono gli effetti aerodinamici delle eliche inattive e della configurazione sui momenti di beccheggio dell’ACG2?

Durante la fase di atterraggio a bassa velocità, la pressione dinamica sullo stabilizzatore verticale diminuisce sensibilmente a causa dell’effetto delle eliche in folle. Questa condizione può compromettere il controllo del moto imbardata, motivo per cui è stato introdotto un timone aggiuntivo, migliorando la stabilità direzionale del velivolo. Tale aumento della stabilità in imbardata contribuisce anche a ridurre l’angolo di derapata durante le manovre, limitando la tendenza a rollare nel senso della virata.

Un altro elemento studiato è stato il carenaggio del mozzo del rotore. Tuttavia, i test dimostrarono che il disegno proposto non apportava alcun beneficio significativo nella riduzione della resistenza aerodinamica. Per ottimizzare il peso e la semplicità tecnica del velivolo, si decise quindi di rimuovere il carenaggio.

Il senso di rotazione delle eliche si è rivelato determinante per il comportamento in beccheggio del velivolo. A causa della distanza verticale tra l’asse di spinta delle eliche e il baricentro (l’asse si trova leggermente al di sotto del baricentro), un aumento della spinta genera inevitabilmente un momento cabrante. Nella configurazione iniziale, l’elica destra ruotava in senso antiorario e la sinistra in senso orario, il che generava un flusso discendente sullo stabilizzatore orizzontale, incrementando ulteriormente il momento cabrante. Per ridurre questo accoppiamento spinta-beccheggio, si è modificato il senso di rotazione delle eliche, ottenendo un bilanciamento più stabile.

Lo stabilizzatore orizzontale è stato inclinato di -0,5°. I test condotti dimostrano che il momento di beccheggio complessivo generato dalla fusoliera, comprensiva di stabilizzatore e ali, corrisponde al momento aerodinamico generato dal rotore in volo di crociera (70-100 km/h). I valori sono stati determinati assumendo una portanza alare corrispondente a un angolo d’attacco di 0°. Le prove in galleria del vento hanno permesso di isolare l’effetto aerodinamico di ciascun componente (ala, eliche, carrelli, ecc.) rimuovendoli progressivamente e misurando le variazioni nei coefficienti di forza e momento.

Uno dei focus centrali fu l’effetto aerodinamico delle eliche in folle (windmilling) sul comportamento longitudinale. L’asse di spinta situato 45 mm al di sotto del baricentro crea un momento di beccheggio negativo quando la spinta diminuisce sotto il minimo, e un momento positivo quando la spinta aumenta. In fase di decollo e atterraggio, tali variazioni possono compromettere la precisione dei comandi, rendendo necessario un controllo anticipativo ben calibrato per il sistema di volo.

Tre configurazioni furono testate in galleria del vento a 20 m/s: fusoliera senza eliche (solo spinner e adattatore), eliche bloccate a 45° e eliche in folle. I risultati mostrano che, a normali angoli d’attacco in volo orizzontale (-1° a 5°), le eliche in folle quasi raddoppiano la resistenza aerodinamica del velivolo rispetto alla configurazione senza eliche. Tale incremento può essere ridotto del 50% se le eliche sono frenate e mantenute in una posizione definita.

Tuttavia, le eliche in folle migliorano il comportamento in stallo: lo stallo avviene a un angolo d’attacco più elevato ed è meno brusco. La curva del coefficiente di momento di beccheggio (Cm) mostra però una pendenza meno negativa con eliche in folle, indicando una riduzione della stabilità statica longitudinale. Questo avviene perché la pressione dinamica dietro ai dischi delle eliche inattive diminuisce, riducendo del 20% la portanza generata dallo stabilizzatore. A certi angoli d’attacco (oltre i 17° o inferiori a -5°), lo stabilizzatore esce dall’ombra aerodinamica delle eliche, ristabilendo la pendenza della curva Cm.

Dopo i test in galleria, l’ACG2 fu equipaggiato con un pacchetto completo di sensori per le prove in volo. L’unità di misura principale includeva un’IMU, sensori di pressione, magnetometro, ricevitore GPS e un microcontrollore per la registrazione. Una sonda installata sul muso permetteva la misurazione precisa degli angoli d’attacco e di deriva. Inoltre, venivano raccolti dati su parametri motore, rotore, comandi di volo, tensioni e correnti, velocità e altitudine.

Durante il decollo, il rotore veniva prerotato fino a 400 rpm, poi il passo del rotore veniva impostato per il volo, e il sistema entrava nella fase attiva. La raccolta dei dati in volo ha confermato i risultati della galleria del vento, con particolare enfasi sull’importanza della previsione e gestione dell’accoppiamento spinta-beccheggio, che risulta cruciale per la stabilità e la precisione del controllo, soprattutto in fasi transitorie come decollo e atterraggio.

Oltre ai risultati specifici o

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