ITTO20120277A1 - Metodo di valutazione della compatibilita' strutturale di un aeromobile all'utilizzo di piste presentanti irregolarita' - Google Patents

Description

DESCRIZIONE

"METODO DI VALUTAZIONE DELLA COMPATIBILITA' STRUTTURALE DI UN AEROMOBILE ALL'UTILIZZO DI PISTE PRESENTANTI IRREGOLARITÀ' "

La presente invenzione è relativa ad un metodo di valutazione della compatibilità strutturale di un aeromobile all'utilizzo di piste presentanti asperità.

Le operazioni di rullaggio ("taxiing"), su piste non pavimentate o in generale che presentano irregolarità potrebbero rappresentare eventi critici per numerosi componenti degli aeromobili moderni, a causa delle sollecitazioni che tali irregolarità trasmettono alle ruote, agli ammortizzatori, e in generale al complesso della struttura dell'aeromobile.

In generale, le superfici delle piste, soprattutto quelle dei più importanti aeroporti civili sono realizzate il più possibile "livellate", controllate e periodicamente mantenute ad un livello di finitura superficiale considerato accettabile dagli operatori aeroportuali. Per aeroporti minori e per aeroporti le cui piste di decollo/atterraggio sono costruite su terreno sterrato, non sempre la finitura superficiale presenta lo stesso grado di livellatura. Inoltre, la lunghezza delle piste è tale per cui è pressoché impossibile ipotizzarne un'estensione totalmente "livellata". Le sollecitazioni trasmesse all'aeromobile dal rullaggio su piste con asperità devono essere valutate sia da un punto di vista di resistenza limite (ossia nessuna deformazione permanente e rottura deve verificarsi per superamento dei carichi di dimensionamento) e sia da un punto di vista di affaticamento della struttura primaria e secondaria dell'aeromobile .

In generale, nel definire le irregolarità di una pista, occorre distinguere fra macro-asperità di tipo a gobbe ("bump") o avvallamenti ("dip"), disposte sia in isolamento tra loro (ad esempio poste l'una dall'altra ad una distanza significativamente superiore alla lunghezza del velivolo stesso), sia consecutive tra loro (ossia situate ravvicinate le une all'altra, ad esempio per una distanza circa pari o minore di quella dell'aeromobile), e micro-asperità per le quali si parla più propriamente di rugosità ( "roughness") superficiale. In linea di massima si può affermare che la rugosità superficiale è quel tipo di asperità in grado di provocare danni prevalentemente ai soli pneumatici delle ruote, determinandone in primis l'usura anticipata. I bump/dip rappresentano invece delle variazioni di elevazione della pista, che possono essere sia brusche che graduali rispetto al profilo misurato della pista considerata, e che, a seconda della velocità di rullaggio dell'aeromobile, della lunghezza delle irregolarità e della loro altezza, generano sollecitazioni che i sistemi ammortizzanti non sempre riescono a contenere sufficientemente. In tal caso si ha la trasmissione delle sollecitazioni indotte dalle suddette asperità al resto della cellula dell'aeromobile che, oltre a ridurre il comfort dei passeggeri, può provocare danni sia per superamento dei valori dei carichi limiti di dimensionamento, che per sviluppo di vibrazioni (in ogni caso da investigare per escludere l'innesco di fenomeni di risonanza con le frequenze proprie della struttura), oltre che un incremento dell' affaticamento strutturale rispetto al caso di utilizzo di pista (idealmente) liscia.

I metodi noti di analisi delle asperità di piste (runways) sono volti alla definizione del livello di rugosità superficiale accettabile, in linea generale, per tutti i velivoli commerciali che devono effettuare operazioni di decollo/atterraggio/rullaggio su tale pista (al fine di valutare il comfort a bordo del velivolo e massimizzare la vita operativa del velivolo stesso e di sue componenti, ad esempio i carrelli). Tali metodi forniscono quindi una valutazione della pista utile per il controllo, da parte delle autorità aeroportuali, dello stato e della manutenzione della pista.

Scopo della presente invenzione è fornire un metodo di valutazione della compatibilità strutturale di un aeromobile all'utilizzo di piste presentanti asperità, e tale da consentire la valutazione dell'intrinseca capacità strutturale dell'aeromobile considerato all'utilizzo di una data pista. In particolare, scopo della presente invenzione è fornire un metodo di valutazione della compatibilità strutturale di un aeromobile all'utilizzo di piste presentanti asperità che consenta una rapida analisi della compatibilità strutturale in fase di progetto e sviluppo e tale da poter essere integrato nella fasi di progetto e sviluppo al fine comandare modifiche strutturali tali da soddisfare richieste di compatibilità strutturale specifiche .

Secondo la presente invenzione viene realizzato un metodo di valutazione della compatibilità strutturale di un aeromobile all'utilizzo di piste presentanti asperità come definito nelle rivendicazioni allegate.

In particolare, secondo la presente invenzione, è fornito un metodo di valutazione della compatibilità strutturale di un aeromobile all'utilizzo di una pista ("runway") avente un profilo presentante una o più irregolarità ( "roughness") in forma di gobba ("bump") e/o avvallamento ("dip"), comprendente le fasi di:

- generare una prima curva equivalente di altezza di asperità ("equivalent bump height") indicativa di valori di elevazione e/o depressione delle una o più irregolarità della pista rispetto ad un valore di riferimento;

- comparare la prima curva equivalente di altezza di asperità con una seconda curva equivalente di altezza di asperità ("equivalent bump height") indicativa di valori limite di elevazione e/o depressione di irregolarità di riferimento tali per cui, quando l'aeromobile incontra dette irregolarità di riferimento, le sollecitazioni trasferite alla struttura dell'aeromobile o parti di essa sono inferiori ad un primo carico limite ammissibile, la seconda curva equivalente di altezza di asperità definendo una prima regione di accettabilità ed una prima regione di non accettabilità di dette sollecitazioni trasferite quando l'aeromobile incontra dette irregolarità di riferimento;

- generare una prima curva di densità spettrale di potenza ("power spectral density curve") mediante analisi spettrale del profilo della pista;

- comparare la prima curva di densità spettrale di potenza con una seconda curva di densità spettrale di potenza relativa ad un profilo di una pista di riferimento tale per cui, quando l'aeromobile percorre detta pista di riferimento, le sollecitazioni trasferite alla struttura dell'aeromobile o parti di essa sono inferiori ad un secondo carico limite ammissibile, la seconda curva di densità spettrale di potenza definendo una seconda regione di accettabilità, ed una seconda regione di non accettabilità, di dette sollecitazioni trasferite quando l'aeromobile percorre la pista di riferimento;

- verificare se la prima curva equivalente di altezza di asperità evolve completamente all'interno della prima regione di accettabilità e se la prima curva di densità spettrale di potenza evolve completamente all'interno della seconda regione di accettabilità; e

- sulla base del risultato di detta fase di verificare, autorizzare o negare all'aeromobile l'utilizzo della pista.

Per una migliore comprensione della presente invenzione ne vengono ora descritte forme di realizzazione preferite, a puro titolo di esempio non limitativo, con riferimento ai disegni allegati, nei quali:

- la figura 1 mostra schematicamente una pista di rullaggio/decollo/atterraggio presentante asperità;

- la figura 2 mostra un dettaglio ingrandito di una asperità della pista di figura 1, in cui l'asperità viene approssimata matematicamente con una funzione armonica; - le figure 3a-3c mostrano profili di asperità di una pista ed un metodo per calcolare valori di lunghezza d'onda e ampiezza equivalenti per ciascuna asperità considerata;

- la figura 4 mostra una curva con i massimi valori di deviazione (altezze/depressioni) dei bump/dip per ciascun valore di lunghezza d'onda / lunghezza di asperità per una pista da valutare;

-la figura 5 mostra una curva con i massimi valori di deviazione (altezze/depressioni) dei bump /dip in corrispondenza di ciascun valore di lunghezza d'onda / lunghezza di asperità che sono risultati compatibili in termini di sollecitazione indotta alla struttura complessiva dell'aeromobile attraverso un'analisi dinamica di rullaggio effettuata per tutte le configurazioni ammesse dell'aeromobile in termini di peso, centraggio e a tutte le velocità di rullaggio (la curva rappresenta il limite superiore di accettabilità delle deviazioni per le quali non si ha in nessun punto dell'aeromobile il superamento dei carichi limiti di dimensionamento);

- la figura 6 mostra le curve delle figure 4 e 5 a confronto;

- le figure 7a-7e mostrano segnali sinusoidali con i quali è possibile ottenere per sovrapposizione un profilo di pista del tipo mostrato in figura 7f includente macroirregolarità di tipo bump/dip;

- la figura 7f mostra un profilo di pista esemplificativamente ottenuto mediante sovrapposizione di segnali sinusoidali del tipo mostrato nelle figure 7a-7e;

- la figura 8 mostra in scala logaritmica la retta rappresentativa dell'interpolazione lineare nel senso dei minimi quadrati del logaritmo della curva di densità spettrale di potenza (PSD) relativa ad un profilo di una pista assunta come riferimento per un dato aeromobile;

- la figura 9 mostra in scala logaritmica la retta rappresentativa dell'interpolazione lineare nel senso dei minimi quadrati del logaritmo della densità spettrale di potenza relativa ad un profilo della pista da valutare;

- la figura 10 mostra le curve delle figure 8 e 9 a confronto;

- la figura 11 mostra mediante diagramma di flusso fasi del metodo di valutazione secondo una forma di realizzazione della presente invenzione;

- la figura 12 mostra mediante diagramma di flusso fasi del metodo di valutazione secondo una ulteriore forma di realizzazione della presente invenzione; e

- la figura 13 mostra un sistema di elaborazione atto ad implementare il metodo di valutazione di figura 11 o 12.

È noto che variazioni significative del profilo della pista di decollo/atterraggio possono aumentare lo stress su componenti dell'aeromobile, ridurre l'azione frenante dello stesso, creare problemi nella lettura della strumentazione di bordo da parte dei piloti, e/o causare disagio ai passeggeri. Tipicamente, asperità di tipo a gobba ("bump") o avvallamenti ("dip") estendentisi lungo la pista per una significativa porzione della stessa possono essere presenti, ma difficilmente identificabili ad occhio nudo da un operatore. Altri tipo di asperità possono essere invece caratterizzate da estensione spaziale ridotta, ma avere elevata profondità o elevata elevazione rispetto ad una linea piana ideale di estensione della pista stessa. Tutte queste stesse asperità possono essere caratterizzate sulla base della loro lunghezza e quota rispetto ad un riferimento (il riferimento è, ad esempio, il piano desiderato di giacenza della pista).

Con il termine "lunghezza" si intende, in questo contesto, l'estensione spaziale dell'asperità considerata quando misurata lungo una direzione ideale rettilinea parallela alla direzione di estensione della pista; la direzione di estensione della pista è, ad esempio, la direzione lungo cui l'aeromobile si muove quando transita su tale pista.

Con il termine "quota" si intende, in questo contesto, l'estensione spaziale massima assunta dell'asperità considerata quando misurata lungo una direzione ideale rettilinea ortogonale alla direzione di estensione della pista. La "quota" può assumere valori positivi, indicativi di una gobba, e valori negativi, indicativi di un avvallamento. Ciò dipende, ovviamente, dal riferimento considerato come punto di quota nulla. Ad esempio, il punto di quota nulla può coincidere con un piano di giacenza ideale della pista, corrispondente alla superficie superiore della pista, scelto di volta in volta a seconda delle necessità. Alternativamente, la "quota" può assumere solo valori positivi (in questo caso, il riferimento di zero è scelto al termine del processo di misura come il punto più basso raggiunto dalle asperità, cioè in corrispondenza dell'avvallamento più profondo) . Ancora alternativamente, la quota può essere considerata in valore assoluto. In ogni caso, è evidente che il riferimento di "zero" utilizzato per calcolare la quota di ciascuna asperità può essere scelto liberamente ed in modo arbitrario. Prassi comune è assumere come "zero" del profilo di pista, il primo punto di misura della stessa (coincidente in genere con quello che in pratica risulta essere in esercizio il punto di inizio o "testa" della pista). Alternativamente, si assume come "zero" del profilo di pista, il primo di misura avente valore massimo (o minimo).

Per individuare la "lunghezza" di un'asperità si può fare riferimento alla distanza che intercorre fra un punto considerato come punto di inizio asperità ed un ulteriore punto considerato come punto di fine asperità (in tal caso si parla di "lunghezza d'onda"). In modo equivalente si può parlare anche di "lunghezza di bump/dip" come distanza fra il punto di inizio (o di fine) asperità ed il punto di massima deviazione (intesa come massimo valore di quota, in valore assoluto, raggiunto). Il punto di massima deviazione è, in questo caso, considerato giacente sulla retta ideale che collega il punto di inizio asperità con il punto di fine asperità. Se l'asperità è simmetrica, risulta che la lunghezza d'onda è pari a due volte la lunghezza di bump/dip; se l'asperità non è simmetrica, allora la lunghezza di bump/dip è la minore fra le distanze del punto di massima deviazione e il punto di inizio (o di fine) asperità. Per la definizione dei punti iniziale e finale si può assumere che il punto di inizio di ciascuna asperità è il punto in cui la superficie della pista raggiunge una quota superiore ad una certa soglia (la soglia può essere di alcuni millimetri o di alcuni centimetri), mentre il punto di fine della relativa asperità è il punto in cui la superficie della pista raggiunge nuovamente la quota precedente .

Naturalmente, lo stesso processo può essere utilizzato per misurare asperità minori, aventi estensione spaziale minore, e presenti internamente ad, una asperità di estensione spaziale maggiore (cioè entro la lunghezza di estensione dell'asperità di lunghezza maggiore).

La figura 1 mostra, a titolo di esempio, una pista 5, estendentisi lungo una direzione di estensione 6. Un aeromobile 2 è mostrato sulla pista 5, mentre esegue una operazione di rullaggio lungo la direzione di estensione 6. La pista 5 presenta una asperità a gobba 7 ed una asperità ad avvallamento 8. L'asperità a gobba 7 ha lunghezza 7a, misurata come precedentemente indicato, e quota positiva 7b, anch'essa misurata come precedentemente indicato rispetto ad un piano di giacenza 9 della pista 5. L'asperità ad avvallamento 8 ha lunghezza 8a, misurata come precedentemente indicato, e quota negativa 8b, anch'essa misurata come precedentemente indicato rispetto al piano di giacenza 9 della pista 5.

Da un punto di vista matematico, ha senso descrivere un'asperità isolata simmetrica con una sinusoide di legge "1-cos (x) " (leggasi "uno meno coseno"), caratterizzata da una lunghezza d'onda ( "wavelength") WL e da una ampiezza ("bump height) BH, o quota di elevazione/depressione. L'elevazione critica, o anche l'altezza/depressione critica, di un bump/dip viene definita come quella per la quale un aeromobile in corsa su tale bump/dip incassa una sollecitazione che produce (anche solo in un punto o in una regione limitata) il superamento dei carichi ammissibili (o limiti) di dimensionamento.

In questo contesto, un carico ammissibile definisce un sistema di forze applicate ad una struttura (in particolare, in questo caso, di un aeromobile) che possono originare una deformazione (di tipo temporanea con ritorno elastico o permanente, deformazione plastica) o anche solo una sollecitazione della struttura stessa (intesa come struttura rigida) . Un carico ammissibile è un carico concentrato oppure distribuito che può gravare sulla struttura senza provocarne la perdita di funzionalità. Esso può essere calcolato a partire da un carico di rottura, (detto anche carico ultimo) opportunamente ridotto mediante un coefficiente di sicurezza (massimo carico ammissibile). In modo analogo, ci si può riferire, invece che al carico ammissibile, ad un "carico limite" (o anche "stato limite"), definito come quello più elevato che emerge dall'inviluppo di tutte le possibili condizioni di impiego della struttura previste del costruttore della stessa sulla base di specifici requisiti di progetto e /o delle norme di certificazione, che in ambito aeronautico, sono ad esempio le JAR, FAR, EASA, MIL). Ad esempio, il carico limite è quello in corrispondenza del quale si giunge ad una condizione per la quale la struttura in esame o uno dei suoi elementi costitutivi non soddisfa più le esigenze per le quali è stata progettata.

La soglia di definizione di "elevazione critica" scelta è tipicamente conservativamente inferiore a quella per la quale l'aeromobile subisce un danno reale quale, per esempio, la deformazione/rottura dell'ammortizzatore o deformazione/rottura di altre parte del sistema carrello, o anche lo sviluppo di forze legate alle accelerazioni locali indotte dalla risposta dinamica di tutto il velivolo che risultano superiori a quelle considerate in fase di dimensionamento della sua cellula.

La figura 2 mostra in modo esemplificativo un profilo di una porzione di una pista in cui una asperità 10 è identificata da un valore di lunghezza d'onda WL (o ampiezza longitudinale misurata da inizio a fine asperità) e da una ampiezza BH. Il profilo di figura 2 è descrivibile con una funzione di tipo sinusoidale (o funzione armonica). Il valore BL è scelto come la distanza tra l'inizio dell'asperità e il punto di ampiezza BH massima, o come la distanza tra la fine dell'asperità considerata e il punto di ampiezza BH massima. Nel caso di asperità simmetrica, BL è pari a WL/2.

Le figure 3a-3c mostrano esempi di misure di elevazione (o quota) BH1-BH3 per diverse lunghezze d'onda WL1-WL3 considerate, rispetto ad uno stesso profilo 12 di pista. Il profilo 12 può essere ottenuto misurando, sulla mezzeria della pista considerata, punti tra loro equidistanti di una quantità "i" scelta secondo necessità (es., "i" compreso tra alcuni centimetri e alcuni metri, ad esempio i=0.5m). Questo approccio è noto, ed è descritto in un documento di Boeinq Commercial Airplane Group, nr. D6-81746, dal titolo "Runway Rouqhness Measurement, Quantification and Application - The Boeinq Method".

Con riferimento alle fiqure 3a-3c, il "metodo Boeinq" prevede un procedimento ricorsivo di definizione di una linea retta virtuale ("virtual straiqhtedqe") tra due punti A, B liberamente scelti sul profilo 12 di elevazione lonqitudinale ( "lonqitudinal elevation profile") della pista, e di misura della deviazione massima tra tale linea retta virtuale ed un ulteriore punto C piacente sulla superficie della pista e compreso tra i summenzionati punti A e B (fiqura 3a). L'estensione, misurata sull'asse delle ascisse (asse x in fiqura 3a), di tale linea retta virtuale, è il valore di lunqhezza d'onda (WL1 in fiqura 3a) associato all'asperità considerata; l'estensione, misurata sull'asse delle ordinate, della deviazione massima, è il valore di altezza/profondità (BH1 in fiqura 3a) dell'asperità considerata.

Dunque, ad oqni coppia di punti (A-B; A-B'; A-B"), aventi distanza minima almeno pari al doppio di "i" e distanza progressivamente incrementata di "i", viene associato un valore di lunghezza d'onda (WL1-WL3) ed un valore di altezza/profondità (BH1-BH3). Il procedimento è iterativo e procede fino a quando tutte le possibili combinazioni di punti sono state valutate in termini di misura dei rispettivi valori di lunghezza d'onda WL (o lunghezza di gobba/avvallamento - "bump/dip length", BL) e ampiezza BH. Risulta evidente che il procedimento iterativo può essere interrotto quando desiderato, anche prima che tutte le possibili combinazioni di punti siano state valutate in termini di misura dei rispettivi valori di lunghezza d'onda WL e ampiezza BH. Quanto detto è, ad esempio, lecito quando il profilo di pista è privo di irregolarità significative per una o più porzioni della pista considerata nella sua estensione principale, e quindi la rilevazione di altezze di irregolarità non apporterebbe modifiche alla curva in costruzione.

Le coppie di valori WL (o BL) e BH così misurate sono salvate in una memoria di un elaboratore: sulla base dei massimi valori ottenuti per BH (in valore assoluto, e quindi in caso di avvallamento la profondità dello stesso viene assunta positiva così come l'altezza di una gobba) associati ad ogni rispettivo valore di lunghezza d'onda WL (o BL), è possibile tracciare una curva che risulta indicativa delle irregolarità che caratterizzano la pista.

Una siffatta curva viene detta "equivalent bump height curve" (EBH); un esempio di curva EBH viene mostrato in figura 4 ed è indicata con il numero di riferimento 25.

È stato verificato che asperità con valori di lunghezza d'onda WL superiori a 120 metri, alle normali velocità di rullaggio, non generano sollecitazioni in termini di risposta dinamica dell'aeromobile, e dunque nella determinazione della curva EBH si considerano lunghezza d'onda (e con esse, i "virtual straightedges") sino a 120 m. Tuttavia, se fosse necessario, è possibile considerare valori superiori a 120 metri.

Secondo la presente invenzione, una curva 25, analoga a quella mostrata in figura 4, viene generata per ogni pista che si desidera valutare (in termini di elevazione massima BH in rapporto alla sua lunghezza d'onda WL - o lunghezza si asperità BL).

La sola curva EBH non è sufficiente a caratterizzare una pista di cui sia noto (ossia misurato) il profilo superficiale, in quanto la suddetta curva fornisce al più l'indicazione delle massime irregolarità presenti (altezze dei bump e profondità dei dip), ma nulla dice a proposito di quante esse siano e della loro "dislocazione" lungo tutta l'estensione della pista. Per tener conto di ciò, secondo la presente invenzione, si ricorre all'analisi del profilo della pista secondo una analisi di densità spettrale di potenza (PSD, "Power Spectral Density").

Un profilo di pista misurato può essere assimilato ad un processo casuale y(t) come quello riportato in figura 7f, funzione della variabile dipendente t (nel caso specifico, t corrisponderebbe alla distanza dall'origine del punto del profilo di pista y(t)). Un siffatto processo casuale può essere considerato come generato dalla sovrapposizione di un numero teoricamente infinito di componenti sinusoidali (esemplificativamente mostrate in numero finito nelle figure 7a-7e) . Tale approccio matematico è noto in matematica come sviluppo in serie di Fourier. Come noto, la valutazione della densità di potenza spettrale (PSD) fornisce una misura completa del contenuto in frequenza di un processo casuale ("random process") e consente inoltre di ottenere una misura dell'ampiezza di ciascuna delle sinusoidi delle figure 7a-7e.

Secondo la presente invenzione, il profilo di ciascuna pista da caratterizzare mediante PSD viene rilevato, come detto precedentemente, misurando asperità, in forma di gobbe o avvallamenti della pista, con un passo di acquisizione dei valori pari a circa 0.5 metri, lungo la direzione di estensione della pista, in particolare in corrispondenza della mezzeria della carreggiata (corrispondente mediamente alla traccia seguita dal carrello ausiliario, anteriore o posteriore, del velivolo durante il rullaggio).

Sulla base del profilo della pista così acquisito, l'analisi PSD è effettuata mediante opportuno software, o in qualsiasi altro modo noto.

Per facilitare successive fasi di comparazione tra curve PSD, la curva di densità spettrale ottenuta viene trasformata in logaritmo naturale, e viene interpolata linearmente con il metodo dei minimi quadrati. In questo modo, in un diagramma in scala logaritmica, il risultato dell'analisi PSD di una pista di cui è stato fornito il profilo misurato con data campionatura si traduce in una retta del tipo di quella riportata in figura 9 e identificata con il numero di riferimento 62.

Con riferimento alla figura 9, l'asse delle ascisse è in rad/V; l'asse delle ordinate è in H<2>/rad/L. In questo contesto, V rappresenta la velocità unitaria per percorrere la pista di lunghezza L il cui profilo è stato approssimato con uno sviluppo in serie di Fourier di funzioni armoniche la somma al quadrato delle cui ampiezze è H<2>.

La caratterizzazione delle piste di cui si vuole valutare la compatibilità per l'aeromobile 2 termina con la costruzione delle curve EBH (figura 4) e PSD linearizzata (figura 9).

Le suddette curve EBH 25 e PSD 62 sono comparate con rispettive curve di riferimento EBH (figura 5) e PSD (figura 8) che caratterizzano il comportamento dell'aeromobile 2, e che sono costruite come di seguito descritto .

La curva EBH di riferimento per l'aeromobile 2 viene generata attraverso un'analisi dinamica (virtuale, eseguita ad esempio mediante software di simulazione) di rullaggio dell'aeromobile 2 su piste "ideali", in cui cioè è presente di volta in volta una sola asperità di tipo a gobba o avvallamento, avente lunghezza d'onda e altezza (depressione, nel caso di avvallamento) variabili. In particolare, per ogni fissata lunghezza di asperità (WL o BL) , la deviazione (altezza o depressione) viene aumentata sino al valore in corrispondenza del quale in qualche punto del velivolo (a partire dai carrelli a tutta la cellula dell'ala, degli impennaggi, della fusoliera e delle gondole motori e rispettivi propulsori, ecc.) si raggiungono i valori limite dei carichi accettabili. L'aeromobile 2 viene considerato per varie configurazioni di massa (caratterizzati da peso, centraggio e momenti d'inerzia), a partire dal peso minimo e sino al peso massimo, con quantitativo di combustibile dal minimo al massimo della capacità dei serbatoi, e ciascun caso è esaminato con velocità di rullaggio crescenti da un minimo significativo (mediamente 10 m/s) sino alla massima velocità corrispondente a quella della rotazione di decollo. Altri aspetti che, secondo una forma di realizzazione, sono presi in considerazione nella simulazione del rullaggio sono uno o più tra: i) il coefficiente d'attrito tra gli pneumatici di cui è provvisto l'aeromobile e il suolo considerato (dipendente dal materiale di cui è formata la pista, es., terra, erba, cemento o altro); ii) la presenza delle forze aerodinamiche ed in particolare della portanza ( "aerodynamic lift"); iii) il comportamento meccanico della struttura meccanica ("airframe", comprendente fusoliera e ali) in modalità "rigida" o "elastica"; iv) il comportamento meccanico degli organi integrati e/o agganciati allo chassis del carrello stesso (come le capacità di deformazione dei pneumatici, le corse degli ammortizzatori in funzione delle forze ad essi applicati, rigidezza ed elasticità dello stesso chassis del carrello).

Altri elementi possono essere tenuti in considerazione, sulla base di particolari esigenze o caratteristiche dell'aeromobile 2 considerato.

Tale analisi dinamica di rullaggio può essere condotta con una simulazione realizzata mediante software di progettazione assistita da calcolatore, software di analisi ad elementi finiti, o altri software ancora di tipo noto.

Ad esempio, mediante simulazioni con elaboratore, è possibile simulare le conseguenze di sollecitazioni su di singole o su multiple componenti strutturali dell'aeromobile dovute ad asperità aventi un particolare valore di lunghezza d'onda WL e valori di elevazione BH variabili, per verificare la risposta della componente strutturale così sollecitata ad una pluralità di asperità considerate. Dunque, fissato un valore di lunghezza d'onda WL, si aumenta a passi predeterminati il valore di elevazione BH, partendo da un valore BH minimo, ad esempio alcuni mm o meno, fino a raggiungere un valore di BH che causa la rottura o il danneggiamento grave della componente strutturale considerata. Si ottiene così una coppia di valori limite WL-BH. Si passa quindi a valutare l'effetto sull'aeromobile di una asperità avente una lunghezza d'onda maggiore della precedente, ad esempio incrementando il valore di WL di alcuni centimetri (es., 0.5m). Per tale successiva lunghezza d'onda WL si esegue nuovamente una simulazione delle sollecitazioni subite dall'aeromobile (o da sue componenti) al variare del valore di elevazione BH (da BH minimo, ad esempio alcuni mm o meno) fino a raggiungere il valore massimo in corrispondenza del quale in uno o più punti dell'aeromobile si superano le condizioni di riferimento che definiscono l'integrità strutturale (ad esempio, causando la rottura o il danneggiamento della componente considerata). Si ottiene così una ulteriore coppia di valori limite WL-BH e quindi il procedimento si reitera sino ad arrivare considerare la massima lunghezza d'onda significativa.

Alcuni, o tutti, questi fenomeni eccitano ad una certa frequenza svariate strutture dell'aeromobile 2, in particolare il carrello, e sono condizioni critiche della vita operativa dell'aeromobile 2. La valutazione dell'effetto, sul carrello e su porzioni dell'aeromobile 2 direttamente o indirettamente accoppiate al carrello, di asperità aventi propri valori di lunghezza d'onda WL e rispettivi valori variabili di elevazione BH, durante la fase di contatto tra gli pneumatici ed il terreno e durante le successive fasi di "spin up" e "spring back", è un ulteriore test che può essere condotto.

Con una o alcune, o tutte le ipotesi fin qui fatte, l'analisi dello stress subito da una o più delle summenzionate componenti dell'aeromobile fornisce una valutazione della risposta di tali componenti alle diverse sollecitazioni. Per ogni valore di lunghezza d'onda WL considerato, il valore massimo di elevazione BH ritenuto valore "limite" è quel valore per cui almeno una delle componenti considerate e sottoposte a simulazione/test ha subito un danno rilevante. Un danno è rilevante sulla base di linee guida decise di volta in volta. Ad esempio, si può considerare danno rilevante la rottura completa o parziale di una delle componenti considerate, una deformazione permanente o un limite massimo nella deformazione con ritorno elastico, o anche una riduzione della sua efficienza operativa.

Le coppie di valori WL-BH così ricavate vengono utilizzate per generare una curva limite 30 del tipo mostrato, a titolo esemplificativo, in figura 5.

La curva limite 30 di figura 5 è stata generata con riferimento particolare ad un aeromobile di tipo "turboprop" regionale ("regional turboprop") e mostra l'elevazione massima di asperità tollerata per ciascun valore di lunghezza d'onda WL (o lunghezza di irregolarità BL3⁄4WL/2 in prima approssimazione), prima che, in corrispondenza di un certo (qualsiasi) elemento/porzione dell'aeromobile, si superino i valori dei carichi limiti di dimensionamento strutturale.

Ad esempio, considerando un'asperità con lunghezza d'onda WL pari a circa 20m, la massima altezza BH che risulta tollerata strutturalmente con il criterio sopra menzionato è circa 9 cm.

La curva limite 30 di figura 5 è utilizzata, in una forma di realizzazione della presente invenzione, per definire un confine tra una regione di accettabilità 31a ed una regione di non accettabilità 31b. La regione di accettabilità 31a comprende, per ciascun valore di lunghezza d'onda WL considerato (o lunghezza di bump/dip equivalente BL), valori di elevazione (o quota) inferiori al valore massimo che causa un superamento dei carichi limite di dimensionamento strutturale, in una certa (qualsiasi) porzione dell'aeromobile (con conseguente possibile danno strutturale dell'aeromobile). La regione di non accettabilità 31b comprende, per ciascun valore di lunghezza d'onda WL considerato (o lunghezza di bump/dip equivalente BL), i valori di elevazione (o quota) maggiori del valore massimo che causa un superamento dei carichi limiti di dimensionamento strutturale in qualche punto dell'aeromobile, in una certa (qualsiasi) porzione dell'aeromobile (con conseguente possibile danno strutturale dell'aeromobile).

La figura 6 mostra la curva 25 di figura 4 e la curva limite 30 di figura 5 rappresentate in uno stesso sistema di riferimento cartesiano, su una stessa scala di valori, in modo tale che le due curve 25 e 30 possano essere confrontate tra loro. Come si nota, la curva 25, relativa alla pista la cui compatibilità all'utilizzo da parte dell'aeromobile 2 considerato è da valutare, si sviluppa interamente nella regione di accettabilità 31a delimitata dall'area sottesa dalla curva limite 30; cioè, per ciascun valore di lunghezza d'onda WL considerato, il massimo valore accettabile di elevazione di asperità BH (curva limite 30) è maggiore del rispettivo valore BH che la pista considerata presenta (curva 25), per quel valore di lunghezza d'onda WL.

Con riferimento alla figura 8, la curva di riferimento PSD 60 per l'aeromobile 2 è, invece, scelta con riferimento ad una curva PSD (in particolare, linearizzata) di una pista reale precedentemente esaminata. Alternativamente, la curva di riferimento PSD 60 può essere generata per una pista di riferimento non reale (ad esempio una pista virtuale, creata mediante un software di simulazione) . Indipendentemente dal fatto che la pista di riferimento sia reale o virtuale, la curva PSD di riferimento è generata sulla base di un'analisi dinamica di rullaggio dell'aeromobile 2 in tutte le configurazioni possibili di massa (peso, centraggio, momenti di inerzia), di velocità di rullaggio, condizioni al contorno (attrito, aerodinamica, ecc.) e di percorrenza (andata e ritorno, essendo diverse le sollecitazioni che si generano dall'incontro delle asperità in un verso o nel verso opposto) , e per la quale si è riscontrato che in nessun punto dell'aeromobile 2 i valori massimi attinti dai carichi sono superiori ai valori limiti di dimensionamento strutturale, anche se in uno o più punti i valori attinti dei carichi possono essere stati prossimi ai tali valori limiti. In pratica, una siffatta analisi corrisponde, di fatto, all'analisi che dovrebbe essere svolta di norma tutte le volte che si voglia stabilire la compatibilità all'utilizzo di una nuova pista irregolare da parte di un aeromobile avente note caratteristiche di resistenza strutturale .

Come mostrato in figura 8, la curva di riferimento PSD 60 così ottenuta definisce regioni (o zone) di compatibilità 61a ed incompatibilità 61b quando ad essa viene comparata una curva ottenuta mediante analisi PSD di una nuova pista di cui è richiesto l'accertamento della compatibilità di utilizzo da parte di un dato aeromobile (in questo esempio, la curva 62 di figura 9). Se la curva PSD 62 della nuova pista si estende completamente nella regione di accettabilità 61a sottesa dalla curva di riferimento PSD 60, allora significa che il contenuto in frequenza delle sue irregolarità è tale da non causare danni strutturali all'aeromobile 2 o parti di esso. Viceversa, se la curva PSD 62 della nuova pista si estende completamente o parzialmente nella regione di non accettabilità 61b, allora significa che il contenuto in frequenza delle sue irregolarità potrebbe causare danni strutturali all'aeromobile 2 o parti di esso (ad esempio perché l'aeromobile 2 o parti di esso viene sollecitato ad un sua propria frequenza di risonanza).

È evidente che la scelta della pista di riferimento per definire la curva di riferimento PSD 60 è arbitraria e dipende dal livello di conservativismo che il produttore dell'aeromobile vuole garantirsi: si sceglierà pertanto quella che è ritenuta più opportuna in funzione dello stato del progetto e/o delle conoscenze ingegneristiche del momento; la curva di riferimento PSD 60 può essere cambiata o modificata nel tempo sulla base della maturità del progetto dell'aeromobile e di tutte le conoscenze acquisite sul reale comportamento della struttura dell'aeromobile.

Quindi, si procede con una comparazione fra le curve PSD 62, della pista di cui occorre stabilire la compatibilità per l'aeromobile 2 considerato, e la curva di riferimento PSD 60 della pista assunta come pista di riferimento per l'aeromobile 2 stesso.

Se si verifica la situazione illustrata in figura 10, in cui la curva PSD 62 si estende completamente nella regione di accettabilità 61a sottesa dalla curva di riferimento PSD 60, allora la pista che si sta valutando è compatibile all'utilizzo da parte dell'aeromobile 2. Viceversa, se la curva PSD 62 si estende completamente o parzialmente nella regione di non accettabilità 61b (cioè assume uno o più valori sull'asse delle ordinate maggiori di rispettivi uno o più valori assunti, sullo stesso asse, dalla curva di riferimento PSD 60), allora la pista che si sta valutando potrebbe non essere compatibile all'utilizzo da parte dell'aeromobile 2. Ulteriori analisi, non oggetto della presente invenzione, sono in questo caso opportune.

La figura 11 mostra, mediante diagramma di flusso, fasi del metodo secondo la presente invenzione, secondo una forma di realizzazione.

Innanzitutto, fase 100, viene acquisito il profilo della pista relativamente alla quale si desidera valutare la compatibilità all' utilizzo da parte di un dato aeromobile. La fase 100 può essere omessa nel caso in cui si disponga già di un profilo della pista di interesse, ad esempio acquisito precedentemente, o acquisito da un'entità diversa dal progettista/sviluppatore dell'aeromobile 2.

Il profilo della pista è ottenuto mediante misure sul campo, come precedentemente descritto. Alternativamente, il profilo di pista può anche essere desunto da bibliografia specifica, come, ad esempio da report NASA TN D-5444, D-5545, D-5703, D-6567 (pubblicamente disponibili).

Quindi, fase 102, viene determinata una curva equivalente di altezza di asperità ("equivalent bump height curve", o EBH) per la pista considerata (curva 25, come descritto con riferimento alla figura 4) ed una curva limite EBH relativa all'aeromobile considerato (curva limite 30, come descritto con riferimento alla figura 5). La curva equivalente di altezza di asperità 25 per la pista viene ottenuta, ad esempio, utilizzando il "metodo Boeing" come illustrato nelle figure 3a-3c e descritto con riferimento a tali figure. La curva limite EBH 30 relativa all'aeromobile 2 considerato viene ottenuta determinando le altezze di asperità massime per le quali l'aeromobile 2 resta nell'inviluppo dei carichi ammissibili.

Le curve 25, 30 ottenute alla fase 102 sono quindi comparate tra loro, fase 106 e fiqura 6, per rilevare se la curva EBH 25 relativa alla pista da valutare evolve completamente all'interno della reqione di accettabilità 31a definita dalla curva limite EBH 30 ottenuta per l'aeromobile 2 considerato.

Questa fase 106 comprende dunque comparare la curva equivalente di altezza di asperità 2) con la curva equivalente di altezza di asperità 30. La curva equivalente di altezza di asperità 30 è indicativa di valori limite di elevazione e/o depressione di irreqolarità di riferimento tali per cui, quando l'aeromobile 2 incontra dette irreqolarità di riferimento, le sollecitazioni trasferite alla struttura dell'aeromobile e/o a parti della struttura, e/o a parti dell'aeromobile sono inferiori ad un primo carico limite ammissibile. Il carico limite ammissibile corrisponde ad una prima soqlia di sicurezza, in cui l'inteqrità strutturale dell'aeromobile o di parti di esso è qarantita. In altre parole, le sollecitazioni trasferite alla struttura dell'aeromobile restano nell'inviluppo di carichi limite ammissibili.

Con riferimento alla fase 103, sulla base del profilo della pista secondo la fase 100, viene eseguita una operazione di calcolo della densità spettrale di potenza (PSD), considerando il profilo della pista secondo la fase 100 come un generico segnale statistico casuale (curva 62, come descritto con riferimento alla figura 9). Una analoga operazione di calcolo della densità spettrale di potenza viene eseguita con riferimento ad un profilo di una pista considerata come pista limite (o di riferimento) per l'aeromobile 2 in questione, ovvero avente asperità con caratteristiche tali per cui l'aeromobile resta nell'inviluppo dei carichi ammissibili (curva 60, come descritto con riferimento alla figura 8).

Le curve PSD 62, 60 così ottenute, una relativa alla pista da valutare, l'altra relativa ad una pista di riferimento, sono quindi comparate tra loro, fase 107 e figura 10, per verificare se la curva PSD 62 relativa alla pista da valutare evolve completamente all'interno della regione di accettabilità 61a definita dalla curva PSD 60 relativa alla pista di riferimento.

La fase 107 comprende, in particolare, comparare la curva di densità spettrale di potenza 62 con la curva di densità spettrale di potenza 60 relativa ad un profilo di una pista di riferimento tale per cui, quando l'aeromobile 2 percorre la pista di riferimento, le sollecitazioni trasferite alla struttura dell'aeromobile, e/o a parti della struttura, e/o a parti dell'aeromobile, sono inferiori ad un secondo carico limite ammissibile. Il carico limite ammissibile corrisponde ad una seconda soglia di sicurezza, in cui l'integrità strutturale dell'aeromobile o di parti di esso è garantita. In altre parole, le sollecitazioni trasferite alla struttura dell'aeromobile restano nell'inviluppo di carichi limite ammissibili.

Si procede quindi, fase 108, con una fase di verifica dei risultati di comparazione secondo le fasi 106 e 107. Nel caso in cui sia la curva EBH 25 che la curva PSD 62 relative alla pista da valutare evolvono completamente nelle rispettive regioni di accettabilità 31a, 61a delle rispettive curve di riferimento 30, 60, allora, uscita SI dalla fase 108, l'aeromobile 2 in questione (o parti di esso) non subirà danni derivanti direttamente dal rullaggio sulla pista il cui profilo è ottenuto nella fase 100, ed è autorizzato al rullaggio su tale pista (fase 112); viceversa, uscita NO dalla fase 108, ulteriori verifiche sono necessarie (fase 114, tali ulteriori verifiche non sono parte della presente invenzione).

Risulta evidente che la generazione della curva EBH 30 secondo la fase 102 e la figura 5, e la generazione della curva PSD 60 della pista di riferimento secondo la fase 103 e la figura 8, sono eseguite una sola volta e non ad ogni iterazione delle fasi del metodo di figura 11. In seguito a modifiche strutturali dell'aeromobile 2, tutte le, o alcune delle, fasi 102 e 103 sono nuovamente eseguite se ritenuto necessario .

La figura 12 mostra fasi di un metodo secondo una ulteriore forma di realizzazione della presente invenzione. Le fasi 100-114 di figura 12 corrispondono alle fasi 100-114 di figura 11, rispettivamente, e non sono nuovamente descritte. Secondo la forma di realizzazione di figura 12 è prevista, in alternativa, o in seguito, alla una fase 114 (come mostrato dalle frecce tratteggiate, alternative tra loro), una fase 116 di modifica strutturale dell'aeromobile 2. Sulla base dei risultati delle fasi 106 e/o 107, è infatti possibile effettuare modifiche strutturali dell'aeromobile al fine di renderlo adatto alle operazioni di rullaggio sulla pista considerata. Come conseguenza delle fasi 100-107 di figura 12 viene generata una indicazione relativa a come variare le specifiche di progetto dell'aeromobile 2 considerato per renderlo compatibile all'uso che si intende fare dell'aeromobile 2 stesso. Queste modifiche possono essere eseguite da un operatore specializzato o essere automatiche. Ad esempio, la fase 107 di confronto delle curve PSD può dare informazioni relative a quali frequenze sono essere deleterie per determinate strutture dell'aeromobile. È quindi possibile modificare materiali e/o forme e/o altri parametri di tali strutture in modo tale che esse risultino immuni a tali frequenze. Questa fase può essere esequita automaticamente mediante un opportuno software che, iterativamente, apporta modifiche all'aeromobile considerato fintantoché non sono soddisfatti i criteri di comparazione delle fasi 106 e 107.

Secondo la presente invenzione è quindi possibile decretare la compatibilità di una nuova pista per l'utilizzo da parte di un aeromobile sulla base della costruzione delle curve EBH (curva 25 di fiqura 4) e PSD (curva 62 di fiqura 9) che si ottenqono sulla base del processamento del profilo qeometrico della pista considerata, e della loro comparazione con le analoqhe curve EBH (curva 30 di fiqura 5) e PSD (curva 60 di fiqura 8) assunte di riferimento per l'aeromobile. Se entrambe le curve 25, 62 della nuova pista ricadono nelle rispettive aree di accettabilità 31a, 61a delle rispettive curve di riferimento 30, 60, allora non è necessaria una ulteriore analisi dinamica di rullaqqio dell'aeromobile 2 sulla nuova pista per valutarne ulteriormente la compatibilità, con consequenti considerevoli vantaqqi in termini di tempi di risposta e costi.

Il metodo secondo la presente invenzione, nelle forme di realizzazione delle fiqure 11 e 12, consente una caratterizzazione peculiare delle capacità ( "capability") strutturali di un qualsiasi velivolo, per consentire la rapida valutazione della sua operabilità su piste non pavimentate di cui sia stato misurato il profilo (come da fase 100).

Con riferimento alla figura 13, il metodo secondo la presente invenzione (in una qualsiasi delle forme di realizzazione delle figure 11 o 12) può essere sviluppato come programma per elaboratore, caricabile in generici mezzi di elaborazione 200 (includenti, ad esempio, una memoria e un microprocessore, o un processore di segnali digitali industriale DSP, o altri mezzi di elaborazione ancora). I mezzi di elaborazione 200 sono parte di una stazione 250 di progetto/sviluppo di un aeromobile (comprendente ad esempio uno o più personal computer). Secondo una forma di realizzazione, i mezzi di elaborazione 200 ricevono in ingresso: il profilo della pista da analizzare; la curve limite EBH dell'aeromobile; la curva PSD linearizzata della pista di riferimento. Secondo la stessa forma di realizzazione, i mezzi di elaborazione 200 generano in uscita: le curve EBH e PSD della pista da valutare; un risultato del confronto tra la curva EBH della pista da valutare e la curva EBH ottenuta per l'aeromobile; e un risultato del confronto tra la curva PSD della pista da valutare e la curva PSD linearizzata della pista di riferimento .

Secondo una ulteriore forma di realizzazione, i mezzi di elaborazione 200 generano inoltre in uscita modifiche strutturali dell'aeromobile considerato come descritto coOn riferimento alla fase 116 di figura 12.

La presente invenzione è altresì diretta ad un prodotto del programma per elaboratore caricabile nei mezzi di elaborazione 200 e progettato in modo tale che, quando eseguito, i mezzi di elaborazione diventino configurati per eseguire il metodo secondo una qualsiasi delle forme di realizzazione della presente invenzione.

Da quanto descritto, risulta evidente che il metodo secondo la presente invenzione rappresenta una significativa evoluzione rispetto a quanto riportato in letteratura e noto nello stato della tecnica. Infatti, secondo la tecnica nota, la generazione di curve limite in termini di "elevazione dell'asperità" rispetto alla "lunghezza dell'asperità" (o Bump Height vs Bumb Length), è volta alla definizione del livello di asperità/ irregolarità superficiale di pista accettabile in generale per tutti i velivoli commerciali (al fine del comfort e della riduzione della vita a fatica della struttura e dei carrelli) . L'arte nota quindi è volto essenzialmente a fornire un criterio per le autorità aeroportuali per il controllo dello stato e la manutenzione delle piste.

Al contrario, il metodo secondo la presente invenzione è orientato a caratterizzare un aeromobile, definendo la sua intrinseca capacità strutturale all'utilizzo (rullaggio/decollo/atterraggio) di piste non pavimentate, purché il profilo superficiale valutato rientri nelle aree di accettabilità degli appositi diagrammi come illustrato nelle figure 6 e 10. In questo caso, viene garantita la compatibilità strutturale dell'aeromobile all'utilizzo della pista. In ogni caso comunque, il costruttore dell'aeromobile detiene la più ampia flessibilità decisionale nel definire il più opportuno livello di sostenibilità ( "capability") strutturale per autorizzare l'utilizzo delle piste non pavimentate, in funzione dei margini residuali disponibili e, più in generale, dei criteri conservativi del proprio know-how tecnologico per la sicurezza del progetto. In tal senso, si sottolinea come il metodo secondo la presente invenzione non intende sostituire la prassi comune di analisi completa di simulazione dinamica del taxiing sul profilo di pista per determinare il livello dei carichi su tutto il velivolo. Infatti, qualora il risultato del processing geometrico di un nuovo profilo di pista ricadesse nell'area di non accettabilità dei digrammi delle figure 6 e 10, questo non esclude la possibilità che l'analisi dinamica completa su tale pista possa invece decretarne la compatibilità di utilizzo. La presente invenzione, configurandosi come una valutazione preventiva, ha il vantaggio di essere rapida ed affidabile .

Il metodo secondo la presente invenzione per la valutazione della compatibilità strutturale di aeromobili all'uso di piste non pavimentate consente di diminuire considerevolmente i tempi di risposta dell'ingegneria di progetto a richieste di compagnie aeree per estendere l'operatività di velivoli nuovi o già in servizio per l'utilizzo di aeroporti con piste non pavimentate, favorendo in tal modo l'aumento del numero di rotte copribili. Più in generale, tale procedura può essere un valido ausilio anche nelle fasi di progetto per supportare le analisi volte a valutare 1'appeal commerciale di un nuovo prodotto, incrementandone le capacità di penetrazione sul mercato.

Risulta infine chiaro che al trovato qui descritto ed illustrato, possono essere apportate modifiche e varianti senza per questo uscire dall'ambito protettivo della presente invenzione, come definito nelle rivendicazioni allegate .

Claims (11)

1. RIVENDICAZIONI 1. Metodo di valutazione della compatibilità strutturale di un aeromobile (2) all'utilizzo di una pista ("runway") (5) avente un profilo presentante una o più irregolarità ( "roughness") (7, 8) in forma di gobba ("bump") e/o avvallamento ("dip"), comprendente le fasi di: - generare (102) una prima curva equivalente di altezza di asperità ("equivalent bump height") (25) indicativa di valori di elevazione e/o depressione delle una o più irregolarità (7, 8) della pista (5) rispetto ad un valore di riferimento; - comparare (106) la prima curva equivalente di altezza di asperità (25) con una seconda curva equivalente di altezza di asperità ("equivalent bump height") (30) indicativa di valori limite di elevazione e/o depressione di irregolarità di riferimento tali per cui, quando l'aeromobile (2) incontra dette irregolarità di riferimento, le sollecitazioni trasferite alla struttura dell'aeromobile o parti di essa sono inferiori ad un primo carico limite ammissibile, la seconda curva equivalente di altezza di asperità definendo una prima regione di accettabilità (31a), ed una prima regione di non accettabilità (31b), di dette sollecitazioni trasferite quando l'aeromobile (2) incontra dette irregolarità di riferimento; generare (103) una prima curva di densità spettrale di potenza ("power spectral density curve") (62) mediante analisi spettrale del profilo della pista (5); - comparare (107) la prima curva di densità spettrale di potenza (62) con una seconda curva di densità spettrale di potenza (60) relativa ad un profilo di una pista di riferimento tale per cui, quando l'aeromobile (2) percorre detta pista di riferimento, le sollecitazioni trasferite alla struttura dell'aeromobile o parti di essa sono inferiori ad un secondo carico limite ammissibile, la seconda curva di densità spettrale di potenza (60) definendo una seconda regione di accettabilità (61a), ed una seconda regione di non accettabilità (61b), di dette sollecitazioni trasferite quando l'aeromobile (2) percorre la pista di riferimento; - verificare (108) se la prima curva equivalente di altezza di asperità (25) evolve completamente all'interno della prima regione di accettabilità e se la prima curva di densità spettrale di potenza (62) evolve completamente all'interno della seconda regione di accettabilità; e - sulla base del risultato di detta fase di verificare (108), autorizzare o negare (112, 114, 116) all'aeromobile (2) l'utilizzo della pista (5).
2. 2. Metodo secondo la rivendicazione 1, comprendente inoltre le fasi di: acquisire (100) il profilo di detta pista (5) misurando, sulla mezzeria della pista (5), valori di elevazione e/o depressione delle una o più irregolarità (7, 8) della pista (5) in corrispondenza di punti di misura tra loro distanti di una rispettiva quantità predefinita (i); e - determinare (102), sulla base del profilo acquisito (100), la prima curva equivalente di altezza di asperità (25).
3. 3. Metodo secondo la rivendicazione 1 o 2, in cui la fase di autorizzare (112) è eseguita solo se la prima curva equivalente di altezza di asperità (25) evolve completamente all'interno della prima regione di accettabilità (31a) e se la prima curva di densità spettrale di potenza (62) evolve completamente all'interno della seconda regione di accettabilità (61a).
4. 4. Metodo secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, comprendente, dopo detta fase di negare (116), la fase di modificare uno o più elementi strutturali di detto aeromobile (2) in modo tale che la prima curva equivalente di altezza di asperità (25) evolva completamente all'interno della prima regione di accettabilità (31a) e/o la prima curva di densità spettrale di potenza (62) evolva completamente all'interno della seconda regione di accettabilità (61a).
5. 5. Metodo secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, comprendente inoltre la fase di generare (102) la seconda curva equivalente di altezza di asperità (30), includente la fase di eseguire, in modo iterativo, una analisi dinamica di rullaggio dell'aeromobile (2) su una pista di riferimento che presenta, ad ogni iterazione, una singola irregolarità di riferimento scelta tra gobba o avvallamento, rappresentata con una curva sinusoidale e avente propri valori di lunghezza d'onda (WL) e ampiezza (BH) di elevazione o depressione.
6. 6. Metodo secondo la rivendicazione 5, in cui la fase di eseguire l'analisi dinamica di rullaggio comprende, per ogni irregolarità di riferimento considerata, la fase di aumentare il valore di ampiezza (BH) di elevazione o depressione fino ad un valore limite in corrispondenza del quale l'aeromobile (2), o porzioni selettive di esso, raggiunge un valore di limite massimo del primo e/o del secondo carico ammissibile.
7. 7. Metodo secondo una qualsiasi delle rivendicazioni 2-6, in cui la fase di generare la prima curva di altezza di asperità (25) comprende eseguire iterativamente le fasi di: - rappresentare, in un sistema di coordinate spaziali, il profilo (12) della prima pista (5) in modo tale che all'asse delle ordinate siano associati valori di elevazione/depressione delle una o più irregolarità (7, 8) della prima pista (5), e all'asse delle ascisse sia associata una estensione della prima pista (5) definita dalla successione di detti punti di misura; generare una linea retta virtuale ("virtual straightedge" ) tra un primo e un secondo punto (A, B; B') appartenenti al profilo (12) della prima pista (5); - definire un terzo punto (C; C'), appartenente al profilo (12) della prima pista (5), compreso tra il primo e il secondo punto (A, B; B'); - associare ad una distanza tra la linea retta virtuale ed il terzo punto (C; C'), misurata sull'asse delle ordinate, un valore di altezza equivalente di asperità (BH1 ; BH2; BH3); - associare ad una estensione della linea retta virtuale, misurata sull'asse delle ascisse, un valore di lunghezza d'onda equivalente di asperità (WL1; WL2; WL3). - associare il valore di altezza equivalente di asperità (BH1; BH2 ; BH3) al valore di lunghezza d'onda equivalente di asperità (WL1; WL2; WL3).
8. 8. Metodo secondo la rivendicazione 7, in cui la seconda curva di altezza di asperità (30) si sviluppa in un primo sistema di coordinate spaziali equivalenti definito da un asse delle ordinate associato a detti valori di altezza equivalente di asperità (BH1; BH2; BH3) ed un asse delle ascisse associato a detti valori di lunghezza d'onda equivalente di asperità (WL1; WL2; WL3), la prima regione di accettabilità dei carichi ammissibili comprendendo un'area del sistema di coordinate spaziali equivalenti sottesa dalla seconda curva di altezza di asperità (30), e la prima regione di non accettabilità dei carichi ammissibili comprendendo regioni del sistema di coordinate spaziali equivalenti non sottese dalla seconda curva di altezza di asperità (30).
9. 9. Metodo secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, comprendente inoltre la fase di generare (103) la seconda curva di densità spettrale di potenza (60) mediante analisi di densità spettrale di potenza di una pista ideale scelta come riferimento e tale per cui si è riscontrato che i valori massimi attinti dai carichi sono inferiori ai valori limiti di dimensionamento strutturale dell'aeromobile (2), o di un livello di carico definito come valore limite per garantire la sicurezza in termini di integrità strutturale dell'aeromobile o porzioni di esso.
10. 10. Metodo secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, in cui la seconda curva di densità spettrale di potenza (60) è rappresentata in un opportuno sistema di assi cartesiani, la seconda regione di accettabilità dei carichi ammissibili comprendendo un'area del sistema di assi cartesiani sottesa dalla seconda curva di densità spettrale di potenza (60), e la seconda regione di non accettabilità dei carichi ammissibili comprendendo un'area del sistema di assi cartesiani diversa dall'area sottesa dalla seconda curva di densità spettrale di potenza (60).
11. 11. Prodotto di programma per elaboratore caricabile in mezzi di elaborazione (200) di un sistema di progetto e/o sviluppo di un aeromobile (2), e progettato in modo tale che, quando eseguito, i mezzi di elaborazione diventino configurati per eseguire il metodo secondo una qualsiasi delle rivendicazioni 1-10.