RICERCA ITALIANA     

Programma di ricerca

Tecniche avanzate e valutazione sperimentale del controllo cooperativo di sistemi autonomi eterogenei

Università di riferimento

Università degli Studi di BOLOGNA - ELETTRONICA, INFORMATICA E SISTEMISTICA - BOLOGNA(BO)

Responsabile dell'Unità di ricerca

Gianni BERTONI

Descrizione

Come si è già detto nel PRIN citato all'inizio del paragrafo 2.4, in generale, un sistema CUAV può essere partizionato nel modo seguente:
SOTTOSISTEMI che riguardano gli aspetti funzionali. Questi possono essere suddivisi in due aree. La prima è quella dei servizi comuni a tutte le missioni per le quali il CUAV multifunzionale è progettato: Flight Management Subsystem (FMS), Telemetry (TLM) and Telecommand (TLC) Subsystem (TLM + TLC), Health Monitoring Subsystem (HMS); la seconda area è denominata Sistema di Gestione della Missione (Mission Management Subsystem, MMS) e dipende dalla specificità della missione.
SEGMENTI che riguardano l'allocazione spaziale delle parti del sistema: Segmento di volo, (Flight Segment), Segmento di comunicazione (Communication Segment) e Segmento di terra (Ground Segment).

SOTTOSISTEMI
1. FMS
Il sottosistema FMS è costituito da:
- la parte del segmento di volo composta dai sensori, dagli attuatori e dal calcolatore di gestione del volo (Flight Management Computer, FMC) che implementa le funzioni di Navigazione, Guida e Controllo e di FDI (v. [9, 10, 11] in 2.4A);
- la parte del segmento di radiocomunicazione dedicata alle funzioni di TLM + TLC;
- la parte del segmento di terra (FCC) a servizio del pilota (a terra) del velivolo.
Per quanto riguarda la NAVIGAZIONE, l'FMS utilizzerà un ricevitore GPS coadiuvato, ai fini del miglioramento del parametro RNP di continuità, da un apparato per la navigazione stimata (Dead Reckoning) comprensivo di un modulo per la FDI di segnali GPS. Tale apparato consentirà di escludere dall'elaborazione i dati provenienti da ricevitori e satelliti riconosciuti come non affidabili consentendo quindi una maggiore "signal in space integrity" e quindi una più sicura navigazione. Inoltre i parametri RNP di accuratezza (in termini di Navigation System Error, NSE) e di integrità (in termini di Protection Level, PL) della funzione di navigazione del GPS saranno anche garantiti da due sistemi di miglioramento funzionale costituiti da:
- una stazione di terra (Ground Based Augmentation System, GBAS) (v. [12] in 2.4A), come previsto dal progetto FO-DIAS (v. [13] in 2.4A) per le aree terminali;
- una rete satellitare (Space Based Augmentation System, SBAS) come EGNOS.
Per quanto riguarda le funzioni di GUIDA e CONTROLLO, l'FMS assicurerà il soddisfacimento dei parametri RNP mediante il contenimento del valore dell'errore di pilotaggio (v. [2, 4] in 2.4A) (Flight Technical Error, FTE). A tale scopo occorrerà progettare equipaggiamenti hardware e software per il continuo contenimento del FTE anche in presenza di avarie parziali. Per quanto riguarda l'attuazione saranno quindi previste ridondanze dei dispositivi elettromeccanici realizzate con tecniche di esclusione e consolidamento.
Per quanto riguarda la generazione ed elaborazione dei segnali di controllo si determinerà, per mezzo di opportuni modelli matematici, la combinazione ottima di tecniche di voto e di Fault-Diagnosis.

2. TLM +TLC
Il sottosistema TLM+TLC dovrà gestire la telemetria (TLM) ovvero la trasmissione alla stazione di controllo a terra dei parametri significativi del velivolo allo scopo di monitorarne in tempo reale lo stato; parallelamente, questo sottosistema dovrà permettere la ricezione del telecomando (TLC) ovvero dei comandi di missione provenienti dalla stazione di controllo a terra. Si noti che il telecomando da terra non dovrà né potrà sostituire le funzioni di guida, controllo e stabilizzazione del velivolo, che resteranno sempre di esclusiva competenza dell'autopilota di bordo, ad esclusione della fase di decollo ed atterraggio. Il telecomando servirà invece per modificare il piano di volo o la traiettoria effettiva del velivolo in seguito ad una decisione presa a terra. Ad esempio la rilevazione ed il successivo allarme a terra di un incendio boschivo richiederanno che il velivolo modifichi la propria rotta originaria per descrivere una nuova traiettoria attorno alla zona di interesse; oppure un'emergenza imprevista può richiedere l'interruzione da terra della missione con conseguente ritorno alla pista di atterraggio o l'apertura del paracadute di emergenza.

3. HMS
Il sottosistema HMS è costituito da:
- la parte del segmento di volo che comprende i sensori di rilevamento dei parametri di funzionamento degli impianti di bordo ed il relativo elaboratore per la FDI (Health Monitoring Computer, HMC);
- la parte del segmento di comunicazione che riguarda da un lato la trasmissione a terra dello stato del velivolo e dall'altro la relativa risposta in termini di comando di procedure reversionarie;
- la parte dell'FCC di ausilio al pilota a terra nell'esecuzione dei comandi di modifica missioni.


4. MMS
Il sottosistema MMS è costituito da:
- la parte del segmento di volo che comprende i sensori specifici per il tipo di missione ed il calcolatore di gestione dei relativi segnali (Mission Management Computer, MMC);
- la parte del segmento di comunicazione le cui caratteristiche di radio frequenza (RF) e di modulazione del segnale dipendono dalla missione nel modo descritto più avanti;
- la parte del segmento di terra costituito dal sistema di monitoraggio di gestione della missione (Mission Management Monitoring, MMM) che è al servizio dell'operatore specializzato per la missione.
L'MMS fornirà il controllo del carico utile ed il monitoraggio delle sue prestazioni. In particolare l'obiettivo che si vuole conseguire nell'ultima fase della ricerca è quello di realizzare una missione di esplorazione ambientale tramite rilievo sincronizzato da parte di due UAV. Nella modalità di funzionamento prevista, le traiettorie di riferimento sono rettilinee ed il moto dei due velivoli è stabilizzato in modo tale da mantenerne invariata la distanza relativa. Il rilievo ambientale sarà esclusivamente di tipo visivo, tramite due telecamere a bordo (una per ogni UAV) che inquadrino la stessa superficie a terra con diversi angoli di vista.


SEGMENTI
1. Il segmento di volo è formato dalla rete di bordo di acquisizione dati (NGC, sensori di missione e di "Housekeeping"), computer di bordo per l'elaborazione dati (FMC + HMC + MMC) e dispositivi di comunicazione con relative interfacce (TLM + TLC, wideband data link).
2. Il segmento di comunicazione è definito dalle caratteristiche geometriche (dette anche semplicemente "geometria") associate al campo elettromagnetico tipico di una specifica missione CUAV; questa geometria comprende le antenne riceventi e trasmittenti dei sottosistemi avionici sopra definiti.
3. Il segmento di terra verrà realizzato da una stazione mobile che fornirà le funzioni FCC e di MMM. La sua configurazione dipenderà dal trade-off fra il grado di automazione a bordo e le caratteristiche del controllo fornito dagli operatori umani.

SICUREZZA DELLA MISSIONE
Le funzioni del sistema di gestione del volo e della missione (Flight and Mission Management System, FMMS) che intervengono nel determinare la sicurezza della missione sono il sottosistema di gestione del volo (Flight Management Subsystem, FMS) che comprende le funzioni automatiche di bordo di Navigazione Guida e Controllo (NGC) e di Fault Detection and Isolation (FDI) , le relative funzioni della catena di telecomando (Telecommand, TLC) e telemisura (Telemetry, TLM) e, infine a terra, le funzioni del centro di controllo del volo (Flight Control Center, FCC).
L'International Civil Aviation Organization (ICAO) ha definito recentemente un requisito di prestazioni di navigazione (Requirements of Navigation Performance, RNP) (v. [1] in 2.4A) che soddisfa l'esigenza basica di sicurezza di missione. I parametri che caratterizzano l'RNP sono, come noto, l'accuratezza, l'integrità, la continuità e la disponibilità del sottosistema FMS (v. [2] in 2.4A). I valori dei suddetti parametri dipendono dalla criticità della missione (sorvolo di aree abitate, interferenze con traffico aereo, ecc.) e dalle fasi di cui è composta la missione stessa (decollo, raggiungimento del teatro operativo, fasi di sorveglianza, avvicinamento ed atterraggio). La criticità della missione è quantificabile attraverso un parametro numerico di rischio (Target Level of Safety, TLS) che si articola in valori di rischio associati ai parametri ed alle funzioni che li garantiscono e in valori di errori massimi ammessi (Total System Error, TSE). Tali valori saranno concordati con le autorità di aeronavigabilità al fine di ottenere la certificazione del prodotto.
Il progetto dell'FMS richiede il soddisfacimento dei valori degli RNP nonché delle caratteristiche operative della missione. In particolare, poiché la funzione di Navigazione dovrà essere operativa in contesti privi di radioassistenze, si richiederà l'uso di tecnologie satellitare (GPS) insieme con l'implementazione di funzioni di FDI del segnale GPS, basate sia sull'implementazione di algoritmi sul computer di bordo che altre metodologie per il monitoraggio di integrità (WAAS-EGNOS (v. [3] in 2.4A) .
Le funzioni di Guida e Controllo, implicanti rapidità di decisioni non sempre realizzabili tramite la catena di telemetria e telecomando, dovranno essere realizzate tramite funzioni automatiche con adeguato grado di tolleranza delle avarie.
A tale riguardo le funzioni di guida e controllo saranno coadiuvate da tecniche di FDI consistenti nel progetto di banchi di segnali (detti residui) informativi sulla presenza di guasti latenti e non ancora conclamati, consentendo quindi una diagnosi preventiva, necessaria per le funzioni di guida e controllo di tipo "fault tolerant". Le tecniche proposte riguarderanno la sintesi dei generatori di residui, utilizzando sia l'approccio geometrico(Massoumnia), che quello polinomiale elaborato da Frisk Quest'ultima tecnica è stata rivista ed adattata, per il progetto di un sistema completo per la diagnosi e l'isolamento dei guasti negli attuatori e nei sensori di un piccolo velivolo commerciale, simulato con un modello non lineare. E' quindi presumibile la sua efficacia anche su un velivolo di tipo UAV. Inoltre l'approccio polinomiale consente di ottenere generatori di residuo di ordine minimo e quindi adatti all'implementazione sul computer di bordo di un UAV.
In ogni caso le funzioni di TLM e TLC dovranno essere caratterizzate da un elevato grado di affidabilità per potere garantire il monitoraggio da parte dell'FCC.
Le capacità dei canali TLM e TLC saranno in relazione inversa al grado di automazione realizzabile a bordo. La portata di tali canali vincolerà la lontananza ammissibile della zona operativa e una condizione discriminante potrà essere il superamento della linea di vista tra stazione a terra e velivolo (v. [4] in 2.4A).

In particolare, l'attività di ricerca dell'Unità si articolerà nelle seguenti fasi.

I FASE
Completamento della procedura di identificazione del modello matematico relativo alla piattaforma di volo attualmente a disposizione del Laboratorio di Ingegneria Aerospaziale della sede di Forlì. Tale compito verrà portato a termine considerando insiemi di misure corrispondenti a prove di volo effettuate con varie condizioni atmosferiche ed assetti di volo. Un siffatto modo di procedere favorirà tra l'altro la valutazione sperimentale della sensibilità del procedimento di identificazione agli errori di misura e di modellazione.

II FASE
Sintesi e implementazione di opportuni algoritmi di Navigazione e di FDI. Si prevede di modificare l'architettura del sistema di bordo inserendo un DSP nell'attuale sistema avionico basato esclusivamente su PC-104 e microcontrollori. Tale modifica hardware permette di accentrare tutte le operazioni, necessarie all'implementazione dei filtri di Navigazione e degli algoritmi di FDI , nel DSP che dispone di elevate risorse computazionali. Va rilevato infatti che al fine di soddisfare i requisiti in termini di accuratezza, integrità, continuità e disponibilità delle stime, l'implementazione in real-time della funzione di Navigazione ed FDI richiede una notevole capacità computazionale al sistema di bordo.

III FASE
Sintesi, implementazione e test sperimentali di un autopilota abbinato ad un sistema di guida, tali da far inseguire in modalità autonoma alla piattaforma di volo a disposizione, secondo particolari criteri di attuabilità, un percorso di riferimento specificato a priori e memorizzato a bordo nell'MMS. In particolare, in questa fase dell'attività, il riferimento del sistema di guida è costituito da una sequenza di semplici primitive rettilinee, garantendo in ogni caso il soddisfacimento automatico dei vincoli imposti dalla meccanica del volo del velivolo a disposizione. Si prevede inoltre di far svolgere alla PC-104 le operazioni necessarie all'implementazione in real-time delle funzioni di Guida e Controllo e di FDI, di conseguenza verrà modificato anche il sistema operativo installato sulla PC-104: in particolare l'interesse è rivolto verso RTAI-Linux.

IV FASE
Acquisizione di due aeromodelli, con carico pagante di circa 7 Kg, per la sperimentazione del volo in formazione.
L'impiego di velivoli con volumi e masse di carico accresciuti, rispetto alla piattaforma di volo a disposizione, si rende necessario per l'alloggiamento di:
- sistemi specifici per la gestione del volo in formazione (come radio-modem per la comunicazione bidirezionale tra i velivoli e/o data-link terra-bordo per il monitoraggio dello stato della formazione al fine di verificare il posizionamento reciproco ed intervenire in caso di potenziale collisione);
- sistemi integrati programmabili ad alta flessibilità (FPGA) per l'aumento dell'efficienza nell'interfacciamento tra unità centrale (PC-104) e microcontrollori come alternativa alle linee di comunicazione seriali;
- payload aggiuntivo di missione (telecamera ottica su entrambi i velivoli) per la visione stereoscopica dell'ambiente sorvolato.
I risultati ottenuti nelle precedenti fasi dell'attività e la collaborazione con le altre unità di ricerca risultano di fondamentale importanza per il conseguimento della coordinazione del volo dei due UAV in oggetto con veicoli di terra (GAV).