Investigation of aeroelastic rotorcraft pilot coupling phenomena

This thesis focuses on aeroelastic Rotorcraft-Pilot Coupling phenomena, usually known in the literature as Pilot Assisted Oscillations, or Pilot Augmented Oscillations (PAO). During PAO occurrences the pilot, seated in the cockpit, behaves as a passive element that transmits the vibrations of the elastic airframe from the seat to the control inceptors. Unintentional high-frequency control actions, filtered by the pilot’s biomechanical impedance, are introduced in the flight controls, resulting in unstable events. These phenomena usually occur in the frequency range between 2–8 Hz, and thus require to consider the most significant rotorcraft dynamics, ranging from flight mechanics to rotor blade modes. Detailed aeroservoelastic models are necessary. The software MASST (Modern Aeroservoelastic State Space Tools) has been developed as “Virtual Helicopter” simulation environment to perform massive analyses of linear(-ized) aeroservoelastic rotary wing aircraft. The pilot biodynamics are then introduced in feedback loop with the aircraft dynamics. State Space models obtained in MASST have been initially used to perform aeroservoelastic analysis on Fly-By-Wire rotorcraft, in order to consider the Structural Coupling effects caused by Flight Control System (FCS) gains at aeroservoelastic frequencies. The Ground Resonance example highlights how the FCS, designed to improve the handling qualities, may have a negative impact on the roll axis when considering the aeroelastic stability of the machine on the ground. At the same time, state space models obtained in MASST have been used to design the rotorcraft critical components characterized by significant uncertainties, such as the main rotor lead-lag dampers, using the robust control theory. PAO phenomena are subsequently analyzed and discussed using both simple and detailed rotorcraft models. The collective bounce phenomenon is investigated in detail. Results on 2 DOF models show that the occurrence of collective bounce is rooted in the coupling of the pilot biodynamics with the rotor coning mode. The damping of the coning mode, usually large, introduces significant phase delay in the response to collective pitch input. When coupled in feedback with the damped pilot biodynamics, this delay may lead to marginal stability conditions or even to instability. Subsequent analyses are based on detailed aeroservoelastic helicopter models. Aeroservoelastic and bioservoelastic stability analyses are performed on models representative of the IAR330 Puma and of the MBB Bo105. Results are compared with the simple analytical model analyzed during preliminary analysis. Overall stability analysis, including the passive pilot dynamics in feedback loop on aeroservoelastic models of the IAR330 Puma, confirm the essential role of the rotor coning mode in collective bounce proneness. PAO phenomena are also analyzed on the aeroservoelastic MBB Bo105 helicopter, where unstable lateral oscillations appear when considering the pilot/lateral stick model in feedback loop with the rotorcraft dynamics. Flutter analysis at 80 Knots, considering a time delay of 100 ms typical of Fly-By-Wire vehicles and increasing the gain factor on the lateral cyclic control, shows a PAO instability at 2.3 Hz, due to the interaction of the pilot lateral biodynamics with the poorly damped 1st lead-lag regressive mode of the main rotor. Results of experimental test campaign, at the HELIFLIGHT simulation facility of the University of Liverpool, confirm the numerical PAO predictions obtained in MASST. The investigation assesses the capability to prepare and run realistic aeroservoelastic helicopter models with pilot-in-loop, and to produce rotorcraft-pilot coupling occurrences using trained test pilots and non-pilot subjects. Finally, the robust approach is used to determine parameter bounds that may help the designer when highly uncertain elements, related to the biodynamic response of the pilot, are taken into account. The work discusses how limits on pilot models can be inferred from a rotorcraft model, and how this information can be useful for design.

Il lavoro di tesi analizza in dettaglio i fenomeni aeroelastici di accoppiamento elicottero-pilota, noti in letteratura con la sigla PAO, acronimo di "Pilot Assisted Oscillation" o "Pilot Augmented Oscillations". I fenomeni di PAO si verificano quando il pilota, seduto all'interno della cabina di pilotaggio, si comporta come un elemento passivo che trasmette le vibrazioni del velivolo dal sedile ai comandi di volo. L'azione di controllo ad alta frequenza, generata involontariamente dal pilota, viene introdotta sui comandi generando fenomeni di instabilità spesso catastrofici. I fenomeni di PAO si verificano in una banda passante compresa tra i 2-8 Hz, e richiedono la modellazione delle dinamiche più significative di un velivolo ad ala rotante, comprendendo sia la parte di meccanica del volo che le dinamiche associate all’elasticità delle pale dei rotori. Di conseguenza, per predire con sufficiente accuratezza i fenomeni di PAO sono spesso necessari modelli aeroservoelastici estremamente dettagliati. Il codice MASST (Modern Aeroservoelastic State Space Tools) è stato sviluppato come ambiente di simulazione virtuale per la modellazione e l’analisi aeroservoelastica linearizzata dei velivoli ad ala rotante. Le analisi di PAO sono state effettuate in seguito, introducendo in retroazione i modelli biomeccanici del pilota al modello aeroservoelastico del velivolo. Inizialmente i modelli lineari tempo invarianti ottenuti in MASST sono stati utilizzati per effettuare analisi di stabilità aeroservoelastica su elicotteri con tecnologie Fly-By-Wire (FBW), in modo tale da considerare gli effetti di riversamento (spillover) del Flight Control System (FCS) sulle dinamiche ad alta frequenza associate al comportamento aeroelastico del velivolo. Le analisi di risonanza al suolo (Ground Resonance) mostrano come il FCS, progettato per migliorare le qualità di volo e le prestazioni del velivolo, possa avere un impatto destabilizzante sulla dinamica di rollio quando si considera il comportamento aeroelastico del velivolo al suolo. Contemporaneamente i modelli agli stati ottenuti in MASST sono stati utilizzati per progettare i componenti critici, caratterizzati da incertezza, di un velivolo ad ala rotante utilizzando la teoria del controllo robusto. I fenomeni di PAO sono stati successivamente analizzati utilizzando modelli analitici a parametri concentrati e modelli numerici dettagliati di velivoli ad ala rotante. L’instabilità di “collective bounce” è stata analizzata in dettaglio. Le analisi effettuate sui modelli parametrici a 2 gradi di libertà hanno permesso di individuare le cause che innescano il meccanismo di instabilità, dovute all’accoppiamento della biodinamica del pilota con il movimento di cono del velivolo. Lo smorzamento del modo di cono è molto elevato sugli elicotteri convenzionali; di conseguenza si introduce sul sistema un significativo ritardo di fase. Quando accoppiato in retroazione con la biodinamica del pilota, il ritardo di fase del sistema a ciclo chiuso può portare a condizioni di stabilità limite o ad instabilità, a causa dell’insufficiente margine di fase. In seguito, le analisi di stabilità bioservoelastica sono state effettuate utilizzando modelli dettagliati di elicotteri rappresentativi dell’IAR330 Puma e dell’MBB Bo105. I risultati sono stati confrontati con quelli ottenuti dai modelli analitici a due gradi di libertà analizzati in fase preliminare. Le analisi di stabilità, includendo i modelli biomeccanici del pilota, sull’IAR330 Puma confermano la forte partecipazione modale del modo di cono quando si innescano le instabilità di “collective bounce”. Fenomeni di instabilità aeroelastica elicottero-pilota si riscontrano anche sull’MBB Bo105, considerando le dinamiche del pilota sui comandi ciclici. L’analisi di flutter a 80 nodi, tenendo conto di un ritardo di tempo di 100 ms (tipico dei velivoli FBW) ed aumentando i rapporti di trasmissione sul ciclico laterale, mostra un’instabilità a 2.3 Hz generata dall’interazione delle dinamiche del pilota con il modo di ritardo regressivo del rotore principale poco smorzato. I risultati ottenuti durante la campagna di prove sperimentali effettuate sul simulatore di volo HELIFLIGHT dell’Università di Liverpool confermano le predizioni numeriche dei PAO ottenute in MASST. Le analisi al simulatore di volo sono state effettuate utilizzando i modelli generati in MASST, pilotati da piloti collaudatori. Infine, l’approccio robusto è stato utilizzato per determinare le funzioni di trasferimento limite dei modelli biomeccanici dei piloti. Il lavoro di tesi descrive come vengono definite le caratteristiche biomeccaniche limite del pilota sfruttando i modelli agli stati del velivolo, e come tali informazioni possono essere utilizzate dai progettisti per evitare l’insorgere dei fenomeni di PAO.