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INVERSION DE COMANDOS DEBIDO A CAUSAS NO AEROELASTICAS - (2003) - Victor Luis Caballini

Publicación que forma parte del trabajo de Tesis para el grado de PhD. Consiste en el desarrollo del fenómeno denominado Inversión de Comandos, analizando sus casusas desde el punto de vista de no considerar los fenómenos aeroelasticos.
 

MODELOS ORIENTADO A OBJETOS EN EL DOMINIO AERONAUTICO - (2005) - UNLP - Daniel S. Monserrat

Tesis para el grado de Magister en Ingeniería de Software de la UNLP. Consiste en el planteo desde el punto de vista del OOA de las arquitecturas utilizadas para el desarrollo de simuladores.

 

INTEGRAC ION SECUENCIAL DISCRETA (I.S.D.) - (2010) - EMNUS2010 - Victor L . Caballini

Los Simuladores de Vuelo son diseñados para distintos fines. El Simulador de Vuelo en proceso de desarrollo en la UTN-FRH, corresponde al tipo más complejo (Grupo GSDV). Esto es, simuladores para Desarrollo de Aeronaves, es decir Simuladores para poder “volar” aeronaves aún no construidas. Este tipo es el único que se adapta a los motivos por el cual se encuentra en desarrollo: Emular el vuelo de aeronaves que son objeto de Diseño en las Cátedras de Proyecto y Diseño Aerodinámico; y Mecánica del Vuelo, Aviónica, Sistemas, Instrumentos y Mediciones, Aeronavegación, Propulsión, etc.. y ser utilizado como herramienta en Investigación de fenómenos, tales como accidentes, y/o entrenar pilotos.
La complejidad estriba que al no tener datos de vuelo reales de las aeronaves que emulan, esto hay que calcularlo a partir de la Mecánica Clásica. La solución analítica más simple (aeronaves rígidas con tres grados adicionales de libertad), permite el planteo de 9 ecuaciones diferenciales lineales acopladas. La realidad física muestra que los aspectos más comprometidos de una aeronave en vuelo se presentan en las situaciones donde alguna (o más de una) de las variables de estudio se encuentran en las zonas alineales. Si bien es cierto que existen métodos de integración analítica de ecuaciones alineales, no es menos cierto que el grado de complejidad para integrar analíticamente un sistema de ecuaciones alineales acopladas, si es que es posible, debe resolverse por métodos numéricos.
Ahora bien la integración por métodos numéricos lleva por lo general a sistemas matriciales o iterativos. Los primeros son más seguros por la simultaneidad del cálculo de las variables, pero el tiempo de procesamiento de datos puede ser incompatible con la inevitable necesitad de que los cálculos se efectúen en tiempo real. Los segundos requieren de una convergencia a valores únicos, cosa que no siempre es real a cada instante de cálculo.
La solución matricial (determinantes), tiene una complejidad adicional y es que deben llevar a determinantes no nulos y la vía de solución por este camino de las ecuaciones diferenciales (desarrollo en series de derivadas direccionales) reduce al sistema nuevamente de 9 ecuaciones como máximo lo que implica 9 incógnitas (avión
rígido con comandos en los tres ejes). La realidad muestra que las variables de estudio (incógnitas a calcular) pueden ser más de 100 si consideramos que hay datos aleatorios que cambian instante a instante, esto es, un sistema interactivo.
Los simuladores interactivos que basan su cálculo en la integración de ecuaciones diferenciales acopladas, requieren de procesamientos en paralelo de cientos de procesadores. Una Alternativa es lo que hemos dado en llamar la Integración Secuencial Discreta, cuya síntesis se muestra en este trabajo.

 

INVERSION DE LOS MOMENTOS DE ROLIDO EN AEROANVES, DEBIDO A CAUSAS NO AEROELASTICAS - (2010) - EMNUS2010 - Victor L . Caballini

Uno de los temas que más preocupan y han preocupado a muchos pilotos, e ingenieros de diseño, desde que se inició el conocimiento de este fenómeno, ha sido el mal llamado fenómeno de “Inversión de Comandos”. Este fenómeno que es bien conocido en los tratados teóricos especializados, ha sido también confundido onceptualmente por algunos autores, con la Inversión de las Fuerzas en los Comandos (que no cambian), y en general no afecta a todos los comandos primarios de los aviones de construcción convencional (fuselaje prácticamente rígido), sino que afecta especialmente al control de rolido (alerones), y es debido esencialmente a una escasa rigidez torsional de la estructura del ala, y que motivó no pocos accidentes en los aviones diseñados sin el arriostramiento exterior del ala (rigidizadores tales como montantes, tensores, riostras, etc.), y han causado muchos accidentes en aviones diseñados entre las dos guerras mundiales.
El fenómeno aeroelástico, sin embargo, es solo una de las dos causas físicas que producen este peligroso efecto, que asociado al automatismo natural de las personas (pilotos), han dado como resultado desastrosos accidentes, en especial durante vuelos de ensayos y certificación, o en algunas maniobras acrobáticas.
No existe, sin embargo, tratamiento teórico alguno, publicado en libros especializados, papers, o cualquier obra o publicación científica, que explique, ponga de manifiesto aunque sea a nivel de descripción física, o que mencione siquiera su existencia, la segunda causa física de este fenómeno, que por ser menos previsible, ha originado accidentes inexplicados, y que invariablemente han pasado a engrosar las listas de los accidentes atribuidos a “falla de pilotaje”, sobre los que solo han perdurado, las desconcertantes descripciones de los pilotos involucrados que pudieron sobrevivir.
Esta publicación es el resultado de un proceso de investigación profesional sobre casos conocidos, en los que el autor del presente trabajo se vio relacionado en su actividad de Piloto, y que le permitió desarrollar un procedimiento de caracterización del fenómeno, de evaluación de los factores que lo generan, de su previsibilidad desde el diseño, y de su controlabilidad desde las limitaciones de peración.
No teniendo tratamiento conocido alguno ha sido bautizado como Inversión de Comandos debido a Causas No Aeroelásticas (mal llamado de esta forma, ya que en realidad al igual que en las Causas Aeroelásticas, es una inversión en la forma que se espera reaccione la aeronave ante una determinada demanda de alerones). Se ha conservando la designación tradicional por estar asociada a la desconcertante sensación percibida por los pilotos.

 

OPTIMIZACION DEL CALCULO DE PARAMETROS DEL ALA TRIDIMENSIONAL PARA SER UTILIZADOS EN SIMULADORES DE VUELO - (2010) - EMNUS2010 - Fernando G. Tinetti, Daniel S. Monserrat

El modelo de la línea sustentadora de Prandtl, utilizado para predecir las características de alas tridimensionales, en flujo subsónico, fue desarrollado por Prandtl mediante su ecuación integrodiferencial.
Hermann Glauert propuso un método de integración numérica de dicha ecuación.
El presente trabajo tiene por objeto analizar la implementación del método de Glauert de forma de lograr su optimización con vistas al uso del mismo en simulaciones en tiempo real con piloto en la
cabina (pilot in the loop), ya que, lo que se busca en estos casos es el menor tiempo de cómputo para no afectar al resto de la simulación.
La metodología del presente trabajo ha sido primero plantear un ala rectangular con perfil NACA
4412, como caso de estudio. Luego se ha implementado el método de Glauert, resolviendo el sistema de ecuaciones involucrado, utilizando un algoritmo estándar de cómputo como es el de eliminación de Gauss con pivotes para preservar la estabilidad numérica del método. Se computan y analizan los tiempos de procesamiento desde la perspectiva de requerimientos de una simulación en tiempo real.
Luego se modificó el código para paralelizar partes del mismo y así buscar la reducción de tiempos de procesamiento. Por último se ha incorporado el uso de librerías como ATLAS (Automatically Tuned
Linear Algebra Software), con algoritmos optimizados y se analiza la existencia o no de una mejora en los tiempos de procesamiento.
Los resultados obtenidos demuestran que se ha logrado una reducción en el tiempo de cómputo, lo cual abre la posibilidad de utilizar esta solución en un simulador de vuelo o en aplicaciones que
requieran su resolución en tiempo real y constituye una base para la optimización de otros algoritmos.

 

PREDICCION DE LA DISTRIBUCION DE SUSTENTACION Y RESISTENCIA AERODINAMICAS EN ALAS CON ASIMETRIA GEOMETRICA, AERODINAMICA Y/O FUNCIONAL, EN LAS ZONAS ALINEALES - Generalizacion del Método de Glauert para Integración de la Línea Sustentadora de Prandtl - (2010) - EMNUS2010 - Victor L. Caballini

Uno de los problemas a los que se enfrentaron los primeros diseñadores de aeronaves fue la necesidad de predecir el comportamiento aerodinámico del ala. Los efectos bidimensionales habían sido analizados y tipificados adecuadamente, pero entraban en colisión con la realidad, donde las performances eran muy inferiores a la predicción bidimensional.
Ludwig Prandtl1, físico alemán desarrolló una teoría conocida como “Teoría de la Línea Sustentadora de Prandtl”, que quedó modelada matemáticamente como una ecuación Integro-Diferencial de
imposible integración analítica. Hermann Glauert2 entre otros, propuso un método numérico basado en el desarrollo en series de Fourier para resolver dicha integración. Los trabajos publicados solo
alcanzan al caso de la distribución simétrica de sustentación y es solo válido para la parte lineal de la función CL=f(α).
Como resultado de una participación como asesor pericial en un incidente aéreo, en una Aeronave Le Brousard 1521 “Max Holste”, donde claramente el avión reaccionó ante una demanda de alerones en sentido inverso al esperable, del que solo un hecho fortuito evitó otro accidente fatal. El autor investigo el fenómeno físico, descubriendo inconsistencias en el método de Glauert y las limitaciones del mismo.
De este estudio surgió la generalización del método, para el caso de asimetría total (geométrica, aerodinámica, inercial y funcional) y válido para la zona alineal de CL=f(α), llegando a la expansión
del método que permitió entre otras cosas descubrir un fenómeno físico no tratado en la bibliografía ni en “reports” publicados con anterioridad y que describía a la perfección el incidente bajo
estudio.
Otros casos paradigmáticos similares se encuentran registrados en los anales de la aeronáutica mundial, pero nunca tuvieron una explicación coherente y satisfactoria, pasando a poblar la extensa
fila de incidentes y/o accidentes debidos a “Falla de Pilotaje”, expresión con que se han cerrado en la historia muchos casos aparentemente inexplicables.
El fenómeno hallado permitió explicar este y otros fenómenos asociados que provocaron muchos accidentes aéreos en nuestro país y en el mundo, nunca explicados coherentemente. Esta consecuencia
de la generalización del método, fue bautizada por el Autor como “Inversión de Comandos Debida a Causas No Aeroelásticas”3, palabra (Inversión) que describe la confusa y traumatizante sensación que sintieron los pilotos que se encontraron en esa situación.

 

SOFTWARE PARA LA ENSEÑANZA DE LOS FENOMENOS DE LA MECANICA DEL VUELO - (2010) - EMNUS2010 - Victor L. Caballini, Daniel S. Monserrat

El uso de métodos numéricos para la resolución de modelos como es el caso de la ecuación integrodiferencial de Prandtl, nos permite desarrollar software para enseñar y/o analizar ciertos fenómenos
de la mecánica del vuelo que, de otra forma, serían difíciles de reproducir.
Este trabajo tiene por objeto presentar la implementación de estos métodos en el desarrollo de un software para realizar en tiempo real, la predicción de los parámetros de un ala tridimensional y el
estudio de fenómenos como es la inversión de comandos debida a efectos no aeroelásticos.
La metodología del presente trabajo ha sido el planteo de un modelo de aeronave simplificado, restringido, para evidenciar principalmente los parámetros objeto de estudio. Se ha incorporado al
modelo, el método de Glauert para la resolución de la ecuación integro-diferencial de Prandtl y se desarrolló un software con tecnología orientada a objetos para implementar el modelo resultante.
Por último se ha desarrollado también una interface gráfica para que los resultados sean vistos en tiempo real a medida que se va interactuando con la simulación y se puedan observar de forma
gráfica, los resultados y parámetros a medida que van siendo alterados permitiendo interactuar con los mismos.

 

LOS PROBLEMAS DE LA INTEGRACION EN TIEMPO DISCRETO Y SU CORRECCION MEDIANTE LA SIMULACION DE INTEGRACION ANALITICA - SU APLICACION A LA EMULACION DE VUELO EN TIEMPO REAL - (2010) - EMNUS2010 - Victor L. Caballini

La Emulación del Vuelo de Aeronaves en Desarrollo, constituye el objetivo principal del Grupo de Simulación Dinámica del Vuelo (GSDV) de la UTN-FRH. Sus fundamentos funcionales son los de
predecir el comportamiento de una aeronave aún no construida.
Los distintos parámetros cinemáticos tales como las velocidades (V; u; v; w; p; q; r; ���� ̇ ; ���� ̇ ; ���� ̇ ; etc.),
así como el espacio y las posiciones angulares (x, y, z, coordenadas geográficas, a,e,
r, etc.)y demás variables temporales aleatorias, únicamente pueden surgir de la integración numérica a partir de las excitaciones de las fuerzas y momentos internos y externos generados por los fenómenos dinámicos asociados.
El principal problema de Los Emuladores de Vuelo de este tipo, son los procesos de integración, y en particular con variaciones temporales discretas (t) ya sea mediante integración numérica de
ecuaciones diferenciales o por cualquier otro método. La solución ideal es acercarse a la Simulación de Integración Analítica (t → 0). El achicamiento del t genera la necesidad de actualización de todas
las variables y alarga el tiempo de procesamiento con independencia de las velocidades de cálculo de los procesadores.
Los t pequeños, no representan un problema en los procesos de cálculo numérico por Elementos Finitos, Elementos de Contorno, o cualquier otro método que funcione bajo sus mismos principios, ya
que establecidas las condiciones de partida y los algoritmos correspondientes, el proceso de cálculo es simplemente una cuestión de tiempo (es decir el cálculo de lo ocurrido en diez segundos, por ejemplo, podría emplear media hora, y será mayor cuanto menor sea el t), pero no hay forma de interrumpir el
proceso de cálculo, para cambiar aleatoriamente alguno de los datos.
Obviamente un Emulador de Vuelo dinámico debe ser interactivo, y para ello los tiempos de cálculo deben ser inferiores a los t empleados (condición esencial de la interactividad). La I.S.D. resuelve este problema, pero tropieza con otro, ya que aunque se trabaje con “clusters” de procesamiento, los t no pueden ser achicados indefinidamente, generándose en el caso más desfavorable (movimientos no oscilatorios) un error acumulativo muy significativo, ya que por ejemplo en un vuelo en línea recta de 10 horas a unos 1000 km/h, puede, para un t de 0,01 segundos, introducir un error del orden de decenas de kilómetros. El aumento del tamaño de los “clusters”, converge a un punto donde se vuelve contraproducente generándose una limitación derivada de la conectividad entre los componentes del “cluster”. La otra mitad de la solución es mejorar la tecnología de los procesadores de cálculo (velocidad). Inevitablemente siempre existe y existirá un límite inferior infranqueable a este achicamiento de t, para acercarse a la condición de t=0. El autor, con la colaboración de los miembros del grupo GSDV en la generación de cientos de pruebas, ha desarrollado un procedimiento de corrección de las aceleraciones para compensar los efectos del t discreto simulando una integración analítica, aún en funciones con datos variables aleatoriamente reduciéndose el error del párrafo anterior, solo a algunas decenas de metros en 10.000 Km. o menos, y el error no es debido precisamente al t, sino al mismo sistema I.S.D., que además puede resultar
aleatorio (en + o en - ) y por ello pueden hasta auto compensarse.

 

 


 

 

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