ČESKÉ VYSOKÉ UČENÍ TECHNICKÉ V PRAZE. Fakulta elektrotechnická. Katedra měření BAKALÁŘSKÁ PRÁCE. Aerometrický systém pro malá letadla

ČESKÉ VYSOKÉ UČENÍ TECHNICKÉ V PRAZE

Fakulta elektrotechnická Katedra měření

BAKALÁŘSKÁ PRÁCE Aerometrický systém pro malá letadla Praha, červen 2006

Jan Nedvěd

Zadání (vložit)

Prohlášení Prohlašuji, že jsem svou bakalářskou práci vypracoval samostatně a použil jsem podklady uvedené v přiloženém seznamu. Nemám závažný důvod proti užití tohoto školního díla ve smyslu § 60 Zákona č.121/2000 Sb., o právu autorském, o právech souvisejících s právem autorským a o změně některých zákonů (autorský zákon).

V Praze dne …………………..

……………..…………………….. podpis

Anotace Tato práce se zabývá návrhem a částečnou realizací aerometrického systému pro malá a ultralehká letadla. Součástí je rozbor problematiky způsobu měření důležitých aerometrických veličin a stanovení jejich rozsahů. Dále následuje výběr vhodných snímačů, návrh elektronického zapojení měřicího obvodu, výběr vhodných součástek a realizace desky plošných spojů. Všechny měřené údaje jsou v rozmezí povolených nejistot dle platné normy CS23.

Annotation This thesis deals with design and partly construction of aerometrics system for small and ultra-light planes. Part of this is analysis problems of the way of measurement of the important aerometrics values and definition their ranges. Followed by selection of suitable sensors, design electronic wiring network, selection of useful component and realization board areal connections. All measured value are at intervals admissible uncertainties according to rule in operation CS23.

Obsah 1

ÚVOD ................................................................................................................................ 1

2

TEORETICKÝ ROZBOR .............................................................................................. 2 2.1 AEROMETRICKÝ SYSTÉM ............................................................................................. 2 2.2 MĚŘENÍ VÝŠKY LETU LETADLA ................................................................................... 3 2.2.1 Měření výšky letu letadla barometrickou metodou ............................................ 4 2.2.2 Dovolené tolerance barometrických výškoměrů ................................................ 9 2.2.3 Nastavení barometrických výškoměrů.............................................................. 10 2.3 MĚŘENÍ RYCHLOSTI LETU.......................................................................................... 11 2.3.1 Definice rychlosti letu letadla .......................................................................... 11 2.3.2 Měření vzdušné rychlosti.................................................................................. 14 2.3.3 Povolené tolerance měření vzdušné rychlosti .................................................. 21

3

NÁVRH HARDWARU.................................................................................................. 22 3.1 MĚŘENÍ DYNAMICKÉHO A STATICKÉHO TLAKU ......................................................... 22 3.1.1 Výběr vhodných senzorů................................................................................... 22 3.1.2 Analogové zpracování signálů z výstupů SP82 ................................................ 26 3.1.3 Ovládání topného rezistoru u SP82 ................................................................. 28 3.2 PŘEVOD ANALOGOVÉHO SIGNÁLU Z TLAKOVÝCH ČIDEL NA DIGITÁLNÍ ..................... 29 3.2.1 Volba vhodného A/D převodníku ..................................................................... 30 3.2.2 Připojení A/D převodníku do obvodu............................................................... 31 3.3 MĚŘENÍ TEPLOTY ...................................................................................................... 32 3.3.1 Volba vhodného teplotního senzoru ................................................................. 32 3.3.2 Zapojení teplotních senzorů do obvodu ........................................................... 33 3.4 MIKROPROCESOR ...................................................................................................... 33 3.4.1 Volba vhodného mikroprocesoru ..................................................................... 33 3.4.2 Zapojení mikroprocesoru do obvodu ............................................................... 33 3.5 ROZHRANÍ RS 232 .................................................................................................... 35 3.5.1 Parametry RS 232 ............................................................................................ 35 3.5.2 Zapojení RS 232 do obvodu ............................................................................. 35 3.6 SBĚRNICE CAN......................................................................................................... 37 3.6.1 Parametry CAN ................................................................................................ 37 3.6.2 Zapojení CAN do obvodu ................................................................................. 38 3.7 NAPÁJENÍ .................................................................................................................. 39

4

NÁVRH DESKY PLOŠNÝCH SPOJŮ........................................................................ 41 4.1

5

ROZMÍSTĚNÍ SOUČÁSTEK A REALIZACE DPS ............................................................. 41

ZÁVĚR............................................................................................................................ 43

Aerometrický systém pro malá letadla

Jan Nedvěd

1 Úvod Tato práce má za úkol navrhnout aerometrický systém pro měření důležitých aerometrických veličin a to především barometrické výšky, vzdušné rychlosti a teploty vnějšího vzduchu pro malá a ultralehká letadla. Přesná znalost těchto veličin je pro pilota životně důležitá. Na znalosti výšky letu závisejí bezpečné rozestupy mezi letovými hladinami a při přiblížení na přistání je potřeba znát výšku nad přistávací plochou. Vzdušná rychlost, tedy konkrétně kalibrovaná vzdušná rychlost je důležitá pro letové vlastnosti letadla. Definuje obtékání letadla vzduchem a tím i vztlak pod křídli, který nesmí klesnout pod minimální hranici danou pro každé letadlo. Jinak se letoun pro ztrátu vztlaku začne nekontrolovatelně řítit k zemi.Výhodou této rychlosti je, že ve všech výškách je kritická tzv. pádová rychlost stejná i při faktu, že se letadla ve vyšších výškách musejí pohybovat rychleji vůči zemskému povrchu, protože s výškou klesá hustota vzduchu. Důležitost přesnosti měřených veličin navíc podtrhuje možnost letu ve zhoršených viditelnostních podmínek. Malá a ultralehká letadla jsou takové letouny, které mají dostup do výšky 5km a létají nejvýše rychlostí 300km h-1. To znamená jisté zjednodušení při odvozování vztahů pro výpočet aerometrických veličin z měřených tlaků a teploty, kterým se zabývá teoretický rozbor. Po vysvětlení všech důležitých pojmů a stanovení dovolených tolerancí měřených veličin dle platných předpisů, následuje výběr vhodných snímačů s ohledem na jejich cenu a dostupnost v ČR. Pro snímače je navržen elektronický obvod, který bude měronosné signály vyhodnocovat a na svém výstupu bude poskytovat požadované aerometrické veličiny.

-1-


Jan Nedvěd

2 Teoretický rozbor Nejprve vysvětlíme několik pojmů pro pochopení řešeného problému a odvodíme vztahy, které budeme potřebovat pro realizaci systému. Odvození vztahů přihlíží k faktu, že se jedná o malá a ultralehká letadla. Proto je jejich platnost omezena na oblast troposféry, tj. do výšky 10km a pro podzvukové rychlosti.

2.1 Aerometrický systém Aerometrický systém slouží ke snímání a komplexnímu zpracování aerometrických a s nimi souvisejících veličin. Jeho výstup udává veškeré letové parametry odpovídající těmto veličinám, které zobrazuje na palubních ukazatelích a také je poskytuje dalším letadlovým systémům k dalšímu zpracování. Funkce aerometrického systému je založena na převodu celkového tlaku vzduchu pc, statického tlaku vzduchu ph a celkové teploty vnějšího vzduchu Tc na elektrické signály, z nichž jsou v počítači vypočteny odpovídající aerometrické parametry. Blokové schéma takového zjednodušeného systému je na Obr. 2.1-1.

Obr. 2.1-1: Aerometrický systém

-2-


Jan Nedvěd

2.2 Měření výšky letu letadla Podle obecné definice je výška vzdálenost bodu, hladiny nebo nějakého předmětu považovaného za bod od vztažné základní úrovně. Na základě této definice rozeznáváme geometrickou výšku danou vztahem ( 2.2-1) a geopotencionální výšku danou vztahem ( 2.2-2) H′

H ′ = ∫ dh

( 2.2-1)

0

H

H=

g (h )

∫ g (0)dh

( 2.2-2)

0

kde

h

je výška definována na siločáře zemského gravitačního pole [m],

g(h)

je gravitační zrychlení odpovídající výšce h [m s-2],

g(0)

je gravitační zrychlení odpovídající základní úrovni h = 0 [m s-2].

Protože se gravitační zrychlení g(h) s výškou h zmenšuje, je geopotencionální výška H menší než geometrická výška H´. Pro rozsah výšek s kterými se v běžném letovém provozu setkáváme, je tento rozdíl zanedbatelný.

Obr. 2.2-1: Rozdělení výšek

-3-


Jan Nedvěd

Podle definování základní úrovně h = 0, rozeznáváme v letectví následující výšky •

Absolutní výška Ha – základní úrovní je hladina moře na 45° zeměpisné šířky, což odpovídá nulové geopotencionální hladině.

•

Relativní výška Hr – základní úrovní může být libovolné místo na zemi, zpravidla to bývá práh přistávací dráhy.

•

Skutečná výška Hs – je dána délkou svislice procházející letadlem a zemským povrchem.

•

Výška letové hladiny Hl – základní úrovní je hladina odpovídající atmosférickému tlaku 1013,25 mb.

2.2.1 Měření výšky letu letadla barometrickou metodou Tato metoda má v současné době v letectví největší význam. Vychází ze známé závislosti statického absolutního tlaku vzduchu na geopotencionální výšce. Touto metodou můžeme podle počátečního nastavení měřit absolutní výšku Ha, relativní výšku Hr nebo výšku letové hladiny Hl.

2.2.1.1 Zemská atmosféra Základem barometrické metody je měření absolutního tlaku vzduchu, který tvoří zemskou atmosféru. Ta je tvořena směsí plynů, které obklopují zeměkouli, ke které je vázána gravitační silou a téměř shodně se s ní otáčí. Hlavními složkami atmosféry jsou dusík (78,1% relativního objemu), kyslík (20,95% relativního objemu) a vzácné plyny. Mimo plynných prvků atmosféra obsahuje také pevné částice a především v malých výškách vodu ve všech skupenstvích. Podle závislosti určitých meteorologických měření se zemská atmosféra rozděluje na několik vrstev. Pro letectví je důležité rozdělení vrstev atmosféry z hlediska průběhu teploty. •

troposféra – výška 0 – 11 km

•

tropopauza – je přechodová vrstva mezi troposférou a stratosférou

•

stratosféra – výška 11 – 50 km

•

stratopauza – je přechodová vrstva mezi stratosférou a mezosférou

•

mezosféra – výška 50 – 80 km

•

mezopauza – je přechodová vrstva mezi mezosférou a termosférou

•

termosféra – výška 80 – 800 km

•

termopauza – přechodová vrstva mezi termosférou a exosférou– výška nad 800 km

-4-


Jan Nedvěd

2.2.1.2 Mezinárodní standardní atmosféra MSA Základem pro všechny výpočty aerometrických veličin je mezinárodní standardní atmosféra, schválená Mezinárodní organizací pro civilní letectví (ICAO – Internacional Civil Aviation Organization). Vychází z teorie plynů a výsledků meteorologických a fyzikálních měření atmosféry. Výsledné vztahy mezi tlakem, teplotou, hustotou vzduchu a výškou, pak odpovídají celoročnímu globálnímu průměru. Pomocí těchto vztahů je možno určit indikovanou výšku, vzdušnou rychlost, vertikální rychlost a Machovo číslo. Pro tyto výpočty je nutno stanovit některé parametry zemské atmosféry. Parametry odpovídající nulové výšce shodné se střední hladinou moře na 45º zemské šířky: •

absolutní tlak vzduchu

p0 = 101,325 kPa

•

teplota vzduchu

T0 = 288,15 K

•

hustota vzduchu

ρ0 = 1,2255 kg m-3

•

měrná tíha vzduchu

γ0 = 12,013 kg m-2 s-2

•

koeficient viskozity

µ0 = 1,7894*105 kg m-1 s-1

•

kinematická viskozita

ν0 = 1,4607*105 m2 s-1

•

tíhové zrychlení

g0 = 9,80665 m s-2

•

rychlost zvuku

v0 = 340,3 m s-1

•

teplota mrznutí vody

t0 = 0°C = 273,15 K

Konstanty nezávislé na výšce: •

Poissonova konstanta vzduchu

κ = 1.4

•

univerzální plynová konstanta

Rp = 8 314,32 J K-1 kmol-1

•

molekulová váha vzduchu

Mv = 28,9644 kg kmol-1

•

měrná plynová konstanta pro vzduch

Rm = Rp / Mv = 287,05287 J kg-1 K-1

Závislost teploty atmosféry T na výšce H je dána T (h ) = T0 + τH

kde

T0

je teplota vzduchu v nulové výšce MSA (288,15 K) a

τ

je teplotní koeficient podle MSA, rozdílný pro určitá výšková rozmezí.

τ = -6,5*10-3 K m-1

pro výšky 0 – 11 km

τ=0

pro výšky 11 – 20 km

τ = +1*10-3 K m-1

pro výšky 20 – 32 km -5-

( 2.2-3)


Jan Nedvěd

Odchylky od takto definovaného průběhu vzhledem k ročním obdobím jsou patrné na Obr. 2.2-2.

25

Výška [km]

20 15 10 5 0 -60

-40

-20

0

20

40

Teplota [°C] Léto

Zima

Standardní atmosféra

Obr. 2.2-2: Teplota v závislosti na výšce podle MSA

2.2.1.3 Závislost tlaku a hustoty vzduchu na výšce podle MSA Závislost tlaku vzduchu na výšce je popsána barometrickou rovnicí, jejíž odvození vychází z předpokladu, že pokud se sloupec vzduchu vertikálně nepohybuje, lze v jeho objemu o ploše průřezu S a elementu výšky dH vyjádřit rovnováhu sil ve tvaru dG + dP = 0

kde

dG

je síla odpovídající váze objemu o výšce dH a ploše S [N],

dP

je síla daná rozdílem tlaků [N].

( 2.2-4)

Obě působící síly můžeme vyjádřit ve tvaru

dG = SρgdH

( 2.2-5)

dP = Sdp

( 2.2-6)

a

kde

S

je plocha průřezu uvažovaného vzduchového sloupce [m2],

-6-

Jan Nedvěd


ρ

je hustota vzduchu [kg m-3],

g = g0 je gravitační konstanta v nulové výšce [ m s-2], dH

je přírůstek výšky [m] a

dp

je přírůstek tlaku [Pa].

Dosazením ( 2.2-5) a ( 2.2-6) do ( 2.2-4) a drobné úpravě dostaneme rovnici pro rovnováhu sil ve tvaru

ρgdH + dp = 0

( 2.2-7)

Měrná tíha vzduchu daná součinem ρ a g závisí na teplotě a tlaku vzduchu. Abychom mohli tuto závislost odvodit, využijeme k tomu stavovou rovnici ideálního plynu,

pV = nR p T

kde

p

je tlak plynu [Pa],

V

je objem plynu [m3],

n

je počet molů v jednotce objemu V [mol],

Rp

je univerzální plynová konstanta [kmol-1] a

T

je teplota plynu [K].

( 2.2-8)

Abychom mohli stavovou rovnici použít pro obecné množství plynu, vyjádříme počet molových jednotek n,

n=

kde

m Mv

m

je hmotnost plynu [kg] a

Mv

je molová hmotnost [kg mol-1].

( 2.2-9)

Dosazením ( 2.2-9) do ( 2.2-8) a vyjádřením tlaku p, dostaneme

p=

R pT m R pT =ρ V Mv Mv

-7-

( 2.2-10)

Jan Nedvěd

Aerometrický systém pro malá letadla Pro upravenou plynovou konstantu platí

R=

Rp Mvg

( 2.2-11)

Dosazením hodnot podle MSA za Rp, Mv a g = g0, získáme hodnotu upravené plynové konstanty pro vzduch R=29,271 m K-1. Vyjádřením Rp z ( 2.2-11), dosazením do ( 2.2-10) a vyjádřením měrné tíhy vzduchu získáme

ρg =

p RT

( 2.2-12)

Tento vztah dosadíme do ( 2.2-7), vyjádříme funkční závislost T a p na výšce H a po separaci proměnných získáme

dp dH =− p (H ) RT (H )

( 2.2-13)

Dosadíme-li za T(H) závislost teploty vzduchu na výšce podle MSA, platnou pro rozsah výšek 0 – 11 km, přejde ( 2.2-13) na tvar

dp dH =− p (H ) R (T0 + τH )

( 2.2-14)

Nyní řešíme diferenciální rovnici, p(H )

∫

p (0 )

H

1 dp dH =− ∫ p (H ) R 0 T0 + τH

( 2.2-15)

substitucí za T0 + τH, integrací a dosazením integračních mezí získáme

ln p(H ) − ln p (0 ) = −

1 [ln(T0 + τH ) − ln T0 ] Rτ

-8-

( 2.2-16)

Jan Nedvěd


Řešením logaritmické rovníce dostaneme

1

 T0  Rτ p(H ) = p (0 )   T0 + τH 

( 2.2-17)

a po vyjádření výšky H získáme Rτ  T0  p(0)   − 1 H =  τ  p(H )  

kde

( 2.2-18)

H

je výška měřená od vztažné úrovně p(0) [m],

p(0)

je tlak odpovídající vztažné úrovni [kPa],

p(H)

je tlak odpovídající výšce H [kPa],

T0

je absolutní teplota v nulové výšce MSA [K],

τ

je koeficient teplotní závislosti pro výšky 0 – 11 km podle MSA [K m-1] a

R

je upravená plynová konstanta pro vzduch podle MSA [m K-1]

Dosazením hodnot T0, τ a R do ( 2.2-18) dostaneme vztah pro absolutní výšku platný v rozsahu 0 – 11 km

  p(H )  0,19026   H = 44,33 ⋅ 10 1 −     p(0)   3

( 2.2-19)

2.2.2 Dovolené tolerance barometrických výškoměrů Údaje měřené barometrickým výškoměrem musejí odpovídat platným předpisům pro letectví. Dříve to byly předpisy Spojených leteckých úřadů JAR, které používaly evropští výrobci letecké techniky a ve zbytku světa se využívaly především předpisy FAR Federálních leteckých úřadů USA. V dnešní době se tímto problémem zabývá norma CS23. Povolené tolerance barometrických výškoměrů udává tabulka Tab. 2.2-1. Jak si zde můžeme všimnout, povolené tolerance jsou poměrně vysoké, jestliže uvážíme přistávání

-9-

Jan Nedvěd


letadla, ale hlavním záměrem je nejspíše udržení bezpečných výškových rozestupů mezi letadly během letu. Tab. 2.2-1: Dovolené tolerance barometrických výškoměrů

H [m] ph [kPa] ∆H [m] ∆ ph [Pa] -1 000 105 6,10 75,39 0 101 6,10 73,23 500 100 6,10 72,16 1 000 98 6,10 71,11 1 500 96 7,62 87,58 2 000 94 9,14 103,56 3 000 91 9,14 100,52 4 000 88 10,67 113,81 6 000 81 12,19 122,42 8 000 75 18,29 172,68 10 000 70 24,38 216,31 12 000 64 27,43 228,42 14 000 60 30,48 238,01 16 000 55 33,53 245,27 18 000 51 36,57 250,41 20 000 47 39,62 253,62 22 000 43 42,67 255,07 25 000 38 47,24 254,33 30 000 30 54,86 246,59 35 000 24 62,48 232,61 40 000 19 70,10 214,28 Pozn. : Všechny uvedené tolerance jsou platné pro teplotu 20°C

2.2.3 Nastavení barometrických výškoměrů Barometrické výškoměry umožňují podle svého nastavení měření absolutní výšky, relativní výšky a výšky letové hladiny. Toto nastavení provedeme zadáním základní úrovně tlaku p0. Podle mezinárodní letecké organizace ICAO (International Civil Aviation

Organisation) se nastavení základní úrovně provádí pomocí tzv. Q kódu. Jejich význam je znázorněn na obrázku Obr. 2.2-3. •

QFE – základní úroveň tlaku odpovídá výšce prahu přistávací dráhy, takže výškoměr udává relativní výšku nad letištěm a při přistání výškoměr ukazuje nulu. Tento režim nastavení se používal při letu v okrsku letiště a během přiblížení na přistání. V současné době je nahrazován oblastním kódem letiště QNH.

•

QNH – základní úroveň tlaku odpovídá hodnotě tlaku hladiny moře na 45° zeměpisné šířky. Tento kód se používá během letu v okrsku letiště a během přiblížení na přistíní.

- 10 -

Jan Nedvěd


prahu letiště a jeho korekci na průměrnou

Kód se stanový pomocí tlaku na

nadmořskou výšku oblasti. Letadlo tedy přistává na nadmořskou výšku letiště. •

QNE – Základní úroveň tlaku je nastavena na nulovou letovou hladinu, jejíž tlak odpovídá 101,32kPa. Toto nastavení se používá pro let po trati mimo okrsky letišť, kde se z důvodu řízení letového provozu, pohybují letadla po letových hladinách.

Obr. 2.2-3: Nastavení výškoměrů podle Q kódu

2.3 Měření rychlosti letu Rychlost letadla je důležitým parametrem pro navigaci a mechaniku letu. Rychloměry jsou cejchovány v km/h nebo v knotech (1 knot = 1,8532 km/h).

2.3.1 Definice rychlosti letu letadla V letectví rozeznáváme několik druhů rychlostí: •

Vertikální rychlost (Vertical Speed) vVS - je dána časovou změnou výšky H (vVS = dH/dt).

•

Zemní traťová rychlost letu (Groun Speed) vGS - je rychlost, kterou se letadlo pohybuje vůči zemskému povrchu

- 11 -

Jan Nedvěd

Aerometrický systém pro malá letadla •

Relativní vzdušná rychlost (Air Speed) vAS - rychlost, kterou se letadlo pohybuje vůči okolnímu vzduchu.

•

Rychlost větru (Wind Speed) vWS

Pro přiblížení posledních tří pojmů poslouží obrázek Obr. 2.3-1.

Obr. 2.3-1: Vektory rychlosti větru, vzdušné rychlosti a traťové rychlosti Pohyb letadla vůči zemskému povrchu je dán součtem vektoru vzdušné rychlosti vAS a vektoru rychlosti větru vWS. Rychlost vzniklá vektorovým součtem je označována jako zemní traťová rychlost vGS. Zatímco zemní traťová rychlost je důležitá především pro určení polohy letadla, vzdušná rychlost má význam mnohem důležitější. Je základním parametrem v mechanice letu a především na ni záleží, jestli se letadlo udrží ve vzduchu a bude ovladatelné pomocí řídicích ploch. Při ustáleném letu můžeme vyjádřit vztlakovou sílu působící na letadlo FZ vztahem ( 2.3-1),

- 12 -

Jan Nedvěd


FVZ =

kde

c F Sρv 2 2

FVZ

je vztlaková síla [N],

c

je koeficient vztlakové síly závislý na úhlu náběhu [-],

ρ

je hustota vzduchu [kg m-3],

S

je nosná plocha [m2] a

v

je vzdušná rychlost [m s-1].

( 2.3-1)

Pro udržení letadla v ustáleném letu musí platit ( 2.3-2), FVZ = mg = G

( 2.3-2)

po dosazení ( 2.3-2) do ( 2.3-1) a drobné úpravě můžeme vyjádřit vzdušnou rychlost v jak ukazuje ( 2.3-3).

v=

2G cSρ

( 2.3-3)

Ze vztahu je patrné, že letadla ve vyšších výškách, kde je řidší vzduch, musejí létat rychleji. Rychlost odpovídající minimální hodnotě vztlakové síly nutné k tomu, aby letadlo bylo ještě ovladatelné pomocí řídicích ploch se nazývá pádová rychlost. Při poklesu rychlosti pod tuto hodnotu dojde k porušení proudu vzduchu v místě nosných ploch a k jeho odtrhávání. To se projeví nestabilitou letadla a při dalším poklesu rychlosti, dojde k jeho nekontrolovatelnému pádu.

Obr. 2.3-2: Ustálený let - 13 -

Jan Nedvěd

Aerometrický systém pro malá letadla Přehled různých definic vzdušné rychlosti: •

Přístrojová rychlost (Instrument Speed) – je údaj rychloměru , neopravený o chybu přístroje.

•

Indikovaná vzdušná rychlost (Indicated Air Speed IAS) – je údaj rychloměru, opravený o chybu přístroje.

•

Kalibrováná vzdušná rychlost (Calibrated Air Speed CAS) – je údaj rychloměru, opravený o chybu přístroje a chybu snímače, za předpokladu uvažování stlačitelnosti vzduchu.

•

Pravá vzdušná rychlost (True Air Speed TAS) – je rychlost letadla vzhledem k okolnímu nerozrušenému vzduchu.

•

Ekvivalentní rychlost (Equivalent Air Speed EAS) – je rychlost, kterou by letělo letadlo v nulové nadmořské výšce standardní atmosféry při stejném dynamickém tlaku, jako při letu v nadmořské výšce H.

2.3.2 Měření vzdušné rychlosti Základním prvkem pro měření rychlosti je Pitot – statická trubice znázorněna na Obr. 2.3-3. Tato trubice má osu rovnoběžnou s podélnou osou letadla a umisťuje se na takovém místě, aby drak letadla co nejméně ovlivňoval měřené veličiny. První veličinou je celkový tlak pc, který do trubice vniká čelním otvorem a je úměrný pohybu letadla vzhledem k okolnímu vzduchu v příslušné nadmořské výšce. Druhou veličinou je statický tlak ph, odpovídající nadmořské výšce H. Ten do trubice vniká otvory umístěnými po stranách, vzdálenými od čela trubice tak, aby stlačení vzduchu na ni, co nejméně ovlivňovalo měření. Oba získané tlaky jsou vedeny do diferenční tlakoměrové krabice, kde odečtením statického tlaku ph od celkového tlaku pc získáme tlak dynamický pd, který přímo odpovídá rychlosti letu vzhledem k okolnímu vzduchu. S výhodou se pro měření používají diferenciální snímače tlaku.

Obr. 2.3-3: Pitot – statická trubice

- 14 -

Jan Nedvěd


2.3.2.1 Měření bez uvažování stlačitelnosti vzduchu Zanedbáme-li stlačitelnost vzduchu, získáme pomocí Bernoulliho rovnice vztah,

v2 ph + ρ h = p cn = konst. 2

kde

pH

je statický tlak odpovídající nadmořské výšce [Pa],

ρH

je hustota vzduchu odpovídající výšce [kg m3],

v

je vzdušná rychlost [m s-1] a

pcn

je celkový tlak nestlačitelného prostředí [Pa].

( 2.3-4)

Z toho snadno získáme,

p cn − p h = ρ h

kde

pdn

v2 = p dn 2

( 2.3-5)

je dynamický tlak nestlačitelného prostředí.

Dosadíme-li parametry odpovídající nulové výšce standardní atmosféry, pak snadno vyjádříme vzorec pro určení vzdušné rychlosti v0n, platnou pro nulovou výšku a nestlačitelné prostředí.

2 p dn 0

v0 n =

( 2.3-6)

ρ0

Jestliže se letadlo pohybuje v jiné výšce standardní atmosféry, kde je hustota ρh vzduchu jiná než v nulové výšce, pak takto cejchovaný rychloměr udává přístrojovou rychlost vp. Jestliže platí,

ρ 0 v 2p 2

=

ρ h v hn2

( 2.3-7)

2

kde vhn je vzdušná rychlost odpovídající výšce H pro nestlačitelné prostředí a ρh je hustota vzduchu odpovídající této výšce, pak v nestlačitelném prostředí pro vzdušnou rychlost vhn, odpovídající výšce H, platí vztah

- 15 -

Jan Nedvěd


v hn = v p

ρ0 ρh

( 2.3-8)

Protože však není uvažován vliv stlačitelnosti vzduchu, měří takto ocejchovaný rychloměr se zápornou absolutní chybou. Ta je pro rychlosti 250 km/h 1% a při rychlosti 800 km/h 10%. Takto cejchováné rychloměry se používali na počátcích letectví, kdy letadla nedosahovala takových rychlostí. V současné době, kdy se dopravní letadla pohybují rychlostmi okolo 800 km/h a vojenská několikanásobnou rychlostí zvuku, je tento způsob měření rychlosti nevyhovují

2.3.2.2 Měření s uvažováním stlačitelnosti vzduchu Následující odvození předpokládá, že se měření bude provádět pouze při podzvukových rychlostech. Při překročení rychlosti zvuku se před Pitot – statickou sondou vytvoří tzv. rázová vlna, na které se skokem mění celkový i statický tlak vzduchu. Bližšší informace o měření rychlosti vyšší než je rychlost zvuku je možné nalézt v literatuře [1]. Při uvažování stlačitelnosti vzduchu se vychází z termodynamické rovnice, která popisuje energetické poměry v ose Pitot – statické sondy, ve tvaru

c p T1 +

kde

v12 v2 = c p Th + 2 2

cp

je měrná tepelná kapacita vzduchu při stálém tlaku [J kg-1 K-1],

T1

je teplota zbržděného vzduchu na vstupu Pitot – statické sondy [K],

Th

je teplota nerozrušeného proudu vzduchu před trubicí [K] ,

v1

je rychlost proudu vzduchu na vstupu do trubice [m s-1] a

v

je rychlost proudu vzduchu před trubicí [m s-1].

( 2.3-9)

Po zabrždění vzduchu (v = 0 m s-1) v sondě, získáme z ( 2.3-9) výraz

c pT1 = c pTh +

v2 2

( 2.3-10)

a po několika málo úpravách vyjádříme teplotu zabržděného vzduchu na vstupu do Pitotovy trubice T1. - 16 -

Jan Nedvěd


T1 = Th +

 v2 v2 = Th 1 +  2c T 2c p p h 

  

( 2.3-11)

Ze znalosti definičního vztahu pro měrnou plynovou konstantu Rm,

Rm = c p − c v = c p

kde

κ −1 κ

Rm

je měrná plynová konstanta Rm= 287,05287 J kg-1 K-1,

cp

je měrná tepelná kapacita vzduchu při stálém tlaku [J kg-1 K-1],

cv

je měrná tepelná kapacita vzduchu při stálém objemu [J kg-1 K-1] a

κ

je Poissonova konstanta [-] (κ = cp/cv),

( 2.3-12)

snadno vyjádříme měrnou tepelnou kapacitu při stálém tlaku cp,

c p = Rm

κ κ −1

( 2.3-13)

po jejím dosazení do ( 2.3-11), můžeme teplotu na vstupu do Pitotovy sondy vyjádřit ve tvaru

 v2 κ − 1  T1 = Th 1 +   2Th Rm κ 

( 2.3-14)

V otvoru celkového tlaku Pitot – statické sondy dojde ke stlačení vzduchu. Celý děj je tepelně izolován, takže se jedná o adiabatický děj pro který platí pV κ = konst.

( 2.3-15)

Protože rovnicí adiabatického děje můžeme popsat i tepelnou bilanci vzduchu pro libovolné místo na proudnici, platí p1V1κ = phVhκ a zároveň platí

- 17 -

( 2.3-16)

Jan Nedvěd

Aerometrický systém pro malá letadla V=

1

( 2.3-17)

ρ

pH a p1 jsou tlaky vzduchu v místě před sondou a v místě na vstupu sondy a

kde

VH a V1 jsou měrné objemy na stejných místech jako tlaky vzduchu. Vztah ( 2.3-16) je také možné vyjádřit jako

p1

κ

ρ1

=

ph

( 2.3-18)

ρ hκ

a jestliže platí

ρ1 =

ph p1 , ρH = RmT1 RmTh

( 2.3-19)

Můžeme ( 2.3-18) ještě upravit do tvaru p1 Rmκ T1κ ph Rmκ Thκ = p1κ phκ

( 2.3-20)

Jestliže budeme chtít vyjádřit teplotu na vstupu do Pitot – statické sondy T1, dostaneme

T1 = Th

p1 ph

κ

ph p p  =Th 1  1  p1 ph  ph 

−

1

κ

1−

p  = Th  1   ph 

1

κ

p  = Th  1   ph 

κ −1 κ

( 2.3-21)

Takto vyjádřenou teplotu T1 můžeme dosadit do vztahu ( 2.3-14) a získáme rovnost

 p  Th  1   ph 

κ −1 κ

 1 κ − 1 v2  = Th  1 +   2 κ RmTh 

( 2.3-22)

Označíme-li tlak na vstupu Pitot – statické sondy p1 jako celkový tlak pc, a tento tlak vyjádříme, získáme - 18 -

Jan Nedvěd


 1 κ −1 v2 p c = p h 1 +  2 κ RmTm

κ

 κ −1  

( 2.3-23)

Konečně můžeme vyjádřit vzdušnou rychlost ve tvaru

κ −1     pc  κ  v =    − 1   ph    

2 RmThκ κ −1

( 2.3-24)

Vzdušná rychlost je úměrná dynamickému tlaku pd, pro který platí pd = pc – ph. Po dosazení do ( 2.3-24) dostaneme po několika úpravách vyjádření vzdušné rychlosti

κ −1     pd   κ + 1 − 1 v =     ph   

2 RmThκ κ −1

( 2.3-25)

Teplotu Th můžeme na základě ( 2.3-19) vyjádřit ve tvaru

Th =

ph ρ h Rm

( 2.3-26)

a po jeho dosazení do ( 2.3-25) můžeme tuto rovnici vyjádřit tvarem, kde namísto Rm a Th budou obsaženy tlaky a hustoty vzduchu

κ −1     pd  κ v =  + 1 − 1    ph   

ph

ρh

2κ κ −1

( 2.3-27)

2.3.2.2.1 Kalibrovaná vzdušná rychlost CAS Jedná se o zdánlivou rychlost, která vyjadřuje aerodynamické obtékání letadla vzduchem a její znalost je naprosto zásadní pro určení vztlakové síly působící na letadlo. Vztah, kterým

- 19 -

Jan Nedvěd


je dána, je velice důležitý a podle něho jsou cejchovány rychloměry letadel létajících podzvukovou rychlostí. Získáme ho ze vztahu ( 2.3-27) tak, že za parametry ph a ρh dosadíme hodnoty odpovídající nulové výšce mezinárodní standardní atmosféry(ph = p0 = 101,325 kPa a ρh = ρ0 = 1,225 kg⋅m-3).

vCAS

κ −1     pd  κ =  + 1 − 1    p0   

p0

ρ0

2κ κ −1

( 2.3-28)

2.3.2.2.2 Skutečná vzdušná rychlost TAS Tato rychlost udává, jak rychle se letadlo pohybuje vzhledem k nerozrušenému okolnímu vzduchu. Při úplném bezvětří by udávala rychlost, jakou se letadlo pohybuje vůči zemi. Odpovídala by tak zemní traťové rychlosti vGS. Používá se především pro účely navigace, kdy z času a této rychlosti určíme dráhu. V dnešní době však ztrácí na významu, protože pro přesné určování polohy se používají systémy pro inerciální navigaci nebo souřadnice GPS. Při přesném měření venkovní teploty vzduchu Th by jsme mohli tuto rychlost určit ze vztahu ( 2.3-25), kde se Th mění v závislosti na výšce. V dnešní době se u většiny konstruovaných rychloměrů závislost teploty vnějšího vzduchu s výškou převádí pomocí barometrické rovnice na závislost statického tlaku ph. Pro oblast troposféry, které odpovídá rozsahu výšek 0 – 11km platí vztah odvozený ze základní diferenciální rovnice pro závislost tlaku vzduchu

p  Th = T0  h   p0 

0,2

( 2.3-29)

Po dosazení ( 2.3-29) do ( 2.3-25) získáme rovnici pro skutečnou vzdušnou rychlost platnou pro výšky 0 – 11km ve tvaru

- 20 -

Jan Nedvěd


vTAS

κ −1 0,2   κ    ph  2κ p   d =  + 1 − 1 RmT0    p   p0  κ − 1  h    

( 2.3-30)

2.3.3 Povolené tolerance měření vzdušné rychlosti Dovolené tolerance určování vzdušné rychlosti jsou stejně jako u barometrických výškoměrů stanoveny normou. Dříve platné předpisy FAR resp. JAR nahradila norma CS23. Předpisy stanovují tolerance měření kalibrované vzdušné rychlosti vCAS, protože její znalost je naprosto zásadní pro bezpečný let letadla. Pro skutečnou vzdušnou rychlost vTAS nejsou normou stanoveny žádné tolerance. Tato rychlost má spíše orientační charakter, protože její údaj by odpovídal skutečnosti pouze za předpokladu úplného bezvětří. Záleží na výrobci konkrétního rychloměru, jakou přesnost u přístroje zaručí. Tab. 2.3-1: Dovolené tolerance měření kalibrované vzdušné rychlosti

vCAS [km h-1] 40 60 80 100 120 140 160 200 300 350 400 450 500 600 700 800 900 1 000

pd [kPa] ∆ vCAS [km h-1] 0,074 8 0,159 8 0,301 8 0,474 8 0,684 6 0,938 6 1,205 5 1,903 5 4,317 5 5,909 10 7,765 10 9,898 10 12,316 10 18,059 10 25,113 15 33,616 15 43,735 15 55,675 15

- 21 -

∆ pd [Pa] 3,0 3,0 3,0 3,0 1,7 1,7 1,2 1,2 1,2 4,7 4,7 4,7 4,7 4,7 10,6 10,6 10,6 10,6

Jan Nedvěd


3 Návrh hardwaru 3.1 Měření dynamického a statického tlaku Jak již víme s teoretického rozboru, pro určení výšky letu potřebujeme znát velikost statického tlaku vzduchu ph a pro určení rychlostí letu potřebujeme znát velikost dynamického tlaku vzduchu pd. Pro měření statického tlaku vzduchu použijeme absolutní senzor tlaku s potřebným vstupním rozsahem, určeným podle Tab. 2.2-1 a znalosti dostupu pro malá letadla, který je do výšky 5km. Tak dostaneme tlakový rozsah 84 až 101kPa. Pro měření dynamického tlaku vzduchu s výhodou použijeme diferenciální tlakový snímač. Jestliže na jeden jeho vstup přivedeme statický tlak vzduchu ph a na jeho druhý vstup celkový tlak vzduchu pc, jeho výstupní udaj bude přímo odpovídat dynamickému tlaku vzduchu pd. Rozsah určíme podle Tab. 2.3-1 a podle omezené rychlosti malých letadel do 300km h-1. Dostaneme tak rozsah diferenciálního tlaku 0 až 4,5kPa. Oba tlakové snímače musejí spolehlivě pracovat v teplotním pásmu 60 až –40°C.

3.1.1 Výběr vhodných senzorů Při výběru vhodných senzorů byl velký problém s velkým teplotním rozsahem ve kterém musejí snímače přesně pracovat. Vlivem změny teplot, se mění převodní charakteristika senzoru a je potřeba tuto charakteristiku korigovat. Některé senzory mají tyto odchylky popsány pro určité rozmezí teplot rovnicemi, jejíž pomocí by jsme byly schopni provádět korekční přepočty. V jiném případě by jsme museli provést měření na konkrétním snímači a teplotní závislost zjistit sami. Poté by jsme museli pro tuto závislost odvodit vztah nebo korekce provádět pomocí tabulky, kterou jsme získaly z měřeních. Zvolený senzor SP82, tento problém umožňuje řešit snadněji.

Obr. 3.1-1: Tlakový senzor SP82

- 22 -

Jan Nedvěd


SP82 je senzor vyráběný technologií mems. Hlavní měřicí část je tvořena tenzometrickou membránou, uspořádanou do můstkového zapojení. Při napájení můstku 5V je na jeho výstupu při maximálním vstupním tlaku, napětí 125mV. Další součástí senzoru je teplotně citlivý rezistor, který slouží k snímání teploty uvnitř čidla a poslední částí je vyhřívací rezistor. Právě naposledy zmiňované rezistory umožňují udržovat teplotu senzoru na konstantní hodnotě a zamezí tak nepříznivým posunům přechodové charakteristiky vlivem teplotní změny. Snahou je vyhřát senzor na teplotu vyšší, něž s kterou by se během provozu mohl setkat. Získáme tak stálou přechodovou charakteristiku na kterou již teplota měřené veličiny a ani prostředí ve kterém je senzor umístěn, nemá vliv. Převodní charakteristika je pak lineární s typickou chybou nelinearity 0,1% z celkového rozsahu.

Převodní charkakteristika SP82 0,12 Diferenční napětí [V]

0,11 0,1 0,09 y = 0,0012x - 0,0069 R2 = 1

0,08 0,07 0,06 0,05 0,04 35

45

55

65

75

85

95

105

Tlak [kPa]

Obr. 3.1-2: Převodní charakteristika SP82 při teplotě 20°C Výhodou také je, že se tyto senzory vyrábějí v diferenciálním i absolutním provedení, což umožní jejich použití pro měření dynamického i statického tlaku vzduchu. Bude tak možno

řešit stejným způsobem zpracování signálů na jejich výstupech. Nevýhodou je cena, která se blíží k 9 000Kč. Ta je však částečně kompenzována uvedenými výhodami a faktem, že senzory jsou určeny přímo k použití v letadlech a firma je držitelem řady certifikátů (http://www.memscap.com/awards.html).

- 23 -

Jan Nedvěd


V tabulce Tab. 3.1-1 jsou uvedeny parametry SP82. Jsou zde uvedeny i vstupní rozsahy s jakými jsou senzory vyráběny. Pro měření vzdušné rychlosti byl zvolen diferenciální senzor se vstupním rozsahem 50kPa a pro měření výšky byl vybrán senzor s rozsahem 100kPa. V nulové výšce dle MSA je sice tlak 101kPa, ale senzor vydrží přetížení 150% z celkového tlakového rozsahu. Další možností bylo zvolit senzor s rozsahem 200kPa, ale tak by jsme snížily rozlišení o polovinu oproti senzoru s pásmem 100kPa.

Tab. 3.1-1: Parametry tlakového senzoru SP82

- 24 -

Jan Nedvěd


Na Obr. 3.1-3 jsou zobrazeny pouzdra senzoru v absolutním i v diferenciálním zapojení. Vývody pouzder se v obou případech od sebe neliší a velikost je také stejná. Jen diferenciální senzor má se shora navíc vstup na druhý tlak. Na Obr. 3.1-4 je vidět vnitřní zapojení senzoru a význam jednotlivých vývodů pouzdra. Odpor RT slouží k snímání teploty uvnitř čidla a odpor RE slouží k jeho vyhřívání.

Obr. 3.1-3: Pouzdro tlakového senzoru SP82 v absolutním a diferenciálním provedení

Obr. 3.1-4: Vnitřní uspořádání tlakového senzoru SP82

- 25 -

Jan Nedvěd


3.1.2 Analogové zpracování signálů z výstupů SP82 Tlakový senzor SP82 má dva výstupy, které potřebujeme měřit. První je výstup s měřícího můstku, který odpovídá absolutnímu, popřípadě diferenciálnímu tlaku. Druhým výstupem jsou svorky příslušející teplotně citlivému odporu RT. Ten slouží ke snímání teploty uvnitř senzoru. Měřící můstek je napájen stabilizovaným napětím 5V a jeho výstup při maximální hodnotě tlaku bude125mV. Toto napětí potřebujeme zpracovat tak, aby vyhovovalo vstupnímu rozsahu A/D převodníku. Pro zvolený převodník AD7738 činí tyto rozsahy 625mV, 1,25V a 2,5V. Zvolen byl rozsah 2,5V, což znamená, že výstupní rozdílové napětí můstku musíme dvacetkrát zesílit. K tomu byl vybrán precizní přístrojový zesilovač AD620. Zesílení se nastavuje odporem zapojeným mezi svorky RG1 a RG2, jehož hodnota se stanový podle vztahu ( 3.1-1) daného výrobcem,

RG =

kde

G

je požadované zesílení a

RG

je velikost odporu [Ω].

49400 G −1

( 3.1-1)

Pro hodnotu G = 20 dostaneme RG = 2,6k Ω. Tento odpor tvoří sériová kombinace odporu R1 a trimru RP1, který slouží k přesnému nastavení hodnoty. Měření vnitřní teploty senzoru pomocí rezistoru RT je realizováno měřením úbytku napětí na tomto odporu při konstantním protékajícím proudu. Jako zdroj proudu slouží zapojení s operačním zesilovačem OP07, kde je RT zapojen ve zpětné vazbě. Zapojení je napájeno stabilizovaným napětím 5V. Velikost protékajícího proudu nastavíme sériovou kombinací rezistoru R3 a trimru RP4. Hodnotu této kombinace stanovíme pomocí vztahu,

RI =

kde

U I

RI

je velikost odporu kombinace [Ω],

U

je napájecí napětí [V] a

I

je požadovaný proud [A].

- 26 -

( 3.1-2)

Jan Nedvěd


Po dosazení U = 5V a zvolení I = 0,3mA dostaneme RI = 16,666k Ω. Proud I je zvolen tak proto, abychom se vešli do vstupního rozsahu A/D převodníku (2,5V), při měření teploty do 100 °C (RT = 5,294k Ω) a použití přístrojového zesilovače AD620, který neumožňuje zesílení nižší než 1. Tento zesilovač zde musíme použít, protože úbytek napětí na RT nelze měřit proti zemi. Při stanoveném proudu I a teplotě 100 °C, bude úbytek napětí na RT, 1,58V. Zesílení přístrojového zesilovače stanovíme tak, abychom se přiblížily maximální vstupní hodnotě převodníku. Při zesílení G = 1,5 bude na vstupu převodníku při 100 °C, 2,37V. Velikost rezistoru RG opět stanovíme podle ( 3.1-1) a získáme RG = 98,8kΩ. Tento rezistor je realizován sériovým zapojením rezistoru R2 a trimru RP2. Trimr RP3 připojený k OP07 slouží k odstranění offsetu. Zapojení uvedené na Obr. 3.1-5 je v aerometrickém systému použito dvakrát, protože SP82 v provedení pro měření absolutního tlaku je využíván pro zjišťování výšky letu a v diferenciálním provedení k zjištění dynamického tlaku a tím odpovídající rychlosti letu.

+15V 7 +5V

3 1

BR1 BR2

11

SUB

RE1

RT1

RE2

RT2

RG2 - 4

REF V-

2

AD620

10 2

6

OUT1

5

-15V

8 9 +15V

SP82

+15V +5V

7 3

+

V+ U3 7 6

OUT 2 OP07

-

4 1 8 V- N1N2

-15V

3 1 RP2 25K 1

R2 82K 3

2

8 2

+ RG1

AD620 RP3 25K

-15V R3 15K

RP4 2K5 1

3

Obr. 3.1-5: Zapojení analogové měřící části k senzoru SP82

- 27 -

V+ U4 OUT

RG2 - 4

2

6

E1-

OUT

8 2

3

1

3

5

R1 2K2

2

E1+ E2+

RP1 500R 1

3

1 12

V+ U1

+ RG1

REF V-

6 5

OUT2

Jan Nedvěd


4900 4800 4700

RT [Ω]

4600 y = 9,485x + 4345,6 R2 = 0,9792

4500 4400 4300 4200 4100 -20

-10

0

10

20

30

40

50

Teplota [°C]

Obr. 3.1-6: Závislost velikosti odporu RT snímače SP82 na teplotě

3.1.3 Ovládání topného rezistoru u SP82 Topný rezistor RE v senzoru SP82 slouží k udržování konstantní teploty uvnitř čidla při změnách venkovní teploty. Tyto změny jsou v letectví poměrně velké. Letadlo, které čeká na dráze na start, může být v létě na přímém slunci vyhřáto na 60 °C a po startu a vystoupání na letovou hladinu, může teplota po několika minutách klesnout na -40 °C. To samozřejmě má vliv na převodní charakteristiku senzoru, jak můžeme vidět na Obr. 3.1-7. Tuto nepříznivou vlastnost odstraníme právě topným rezistorem a tak získáme stálý průběh převodní charakteristiky. Výrobcem je doporučená teplota na které má být senzor udržován 90 °C. Tuto teplotu snímáme, jak bylo výše řečeno, teplotně citlivým rezistorem RT. Teplotu vyhodnocuje mikroprocesor, který při teplotě nižší než je doporučená, spíná obvod s RE. Zapojení obvodu s topným rezistorem je patrné na Obr. 3.1-8. RE je připojen na napětí 15V a přes tranzistor BS108 je uzavírán obvod. Rezistor R1 je do obvodu zařazen na základě doporučeného zapojení k omezení proudu tekoucího obvodem. Ten je při RT = 120Ω, 0,115A. Rezistor R2 pouze uzemňuje řídící elektrodu tranzistoru, když na ni není přivedena žádná úroveň.Tranzistor má parametry 200V 0,25A, což plně vyhovuje provozním podmínkám. Jelikož se jedná o N-MOS tranzistor, v sepnutém stavu se bude nacházet, když na výstupu procesoru bude stav logická 1.

- 28 -

Jan Nedvěd


0,13

Diferenční napětí [V]

0,12 0,11 0,10 0,09 0,08 0,07 0,06 0,05 0,04

0

1000

2000

3000

4000

5000

6000

7000

8000

Výška [m ]

23°C

–30°C

30°C

15°C

Obr. 3.1-7: Závislost výstupního napětí SP82 na výšce při změně teploty

1 12

E1+ E2+

BR1 BR2

3 +15V 6 11 R1 10R

E1-

SUB

RE1

RT1

RE2

RT2

5 10 2 8 9

SP82

Q1 BS108

PROCESOR

R2 4K7

Obr. 3.1-8: Zapojení ovládání topného rezistoru senzoru SP82

3.2 Převod analogového signálu z tlakových čidel na digitální Analogové signály s obou tlakových senzorů potřebujeme převést do digitálního tvaru, aby s nimi mohl pracovat mikroprocesor a provádět z nich výpočty aerometrických veličin.

- 29 -

Jan Nedvěd


3.2.1 Volba vhodného A/D převodníku Nejdůležitějším parametrem pro výběr vhodného převodníku bylo jeho rozlišení. Víme, že senzor SP82 má při plném vstupním rozsahu na svém výstupu napětí 125mV. To znamená 125mV na 100kPa, tj. 1,25mV na 1kPa, pro senzor statického tlaku. Pro výpočet bylo zvoleno rozlišení 0,5m. Podle tabulky povolených chyb barometrických výškoměrů Tab. 2.2-1 je tato hodnota ještě hodně pod povolenou tolerancí, která je pro výšky do 300m, 6,1m. Podle vztahu ( 2.2-18) pro zvolenou přesnost v nulové nadmořské výšce podle MSA potřebujeme rozlišit tlak 6Pa. Ve výšce 2000m pro stejnou přesnost už potřebujeme rozlišit 4,93Pa. Proto byla jako výchozí tlak vybrána hodnota 5Pa. Tato hodnota se do rozsahu 1kPa vejde 200krát. Napětí 1,25mV podělíme 200. Získáme tak napětí, které by musel být převodník schopen rozlišit na výstupu senzoru a to je 6,25µV. Když tento signál zesílíme tak, aby byl plně využit vstupní rozsah převodníku, potřebujeme dosáhnout minimálně 20 000 možných digitálních stavů. Z toho plyne, že potřebujeme minimálně15-ti bitový A/D převodník (215 = 32 768). U snímače pro měření dynamického tlaku budeme postupovat obdobně. Celkový rozsah senzoru je 50kPa, kterým odpovídá výstupní napětí 125mV, takže rozlišení je 2,5mV na 1kPa. Podle tabulky Tab. 2.3-1 zjistíme, že nejnižší dovolená nepřesnost je pro rychlosti 160 – 300km h-1 a to ±5km h-1. Této odchylce odpovídá dynamický tlak 1,2Pa. Ten se nám do 1kPa vejde 833,3krát. Napětí 2,5mV podělíme 833,3 a získáme 3µV, které by musel převodník rozlišit přímo na výstupu snímače. Jestliže výstupní napětí opět zesílíme tak, aby byl plně využit vstupní rozsah A/D převodníku, musíme rozlišit 41 666 stavů. To znamená, že potřebujeme minimálně 16-ti bitový převodník (216 = 65 536). Zvolen byl 8 kanálový sigma delta převodník AD7738. Sigma delta převodníky jsou vhodné pro kontinuální zpracování signálů s vysokou rozlišitelností a proto jsou vhodné ke zpracování signálů ze senzorů fyzikálních veličin. Vybraný typ se vyrábí s rozlišitelností 16 nebo se zvýšenou 24 bitů. Zvolena byla varianta s vyšším rozlišením, protože je snahou dosáhnout co nejpřesnějšího výsledku měření i za cenu toho, že nebudou efektivně využity všechny bity. Jelikož máme na tomto převodníku dostatek volných vstupů, bude použit i pro digitalizaci velikostí úbytků napětích na teplotně citlivých rezistorech obou tlakových snímačů. Zde však nepotřebujeme tak vysoké rozlišení.

- 30 -

Jan Nedvěd


3.2.2 Připojení A/D převodníku do obvodu A/D převodník převádí analogové signály z tlakových senzorů po jejich zesílení na signál digitální, vhodný pro zpracování mikroprocesorem. Je tak součástkou, která odděluje analogovou a digitální část obvodu. Proto je na jeho vstupní části připojena analogová zem (

čárkovaná značka GND) a výstupní část spolu s krystalem jsou spojeny s digitální zemí (trojúhelníková značka GND). Stejně tak je odděleno i napájecí napětí. Svorka +5Vd označuje digitální část napájení a svorka bez písmenka d analogové napájení. Způsob celkového zapojení a hodnoty součástek vychází z doporučení výrobce. Převodník pro svoji přesnou funkci vyžaduje navíc referenční zdroj napětí 0 a 2,5V ( REFIN- a REFIN+ ). Popis tohoto zdroje bude dále v podkapitole napájení. Vstupní signály před vstupem do převodníku projdou pasivní dolní propustí, tvořenou zapojením R1, C5 pro čtvrtý kanál a stejně je tomu i u ostatních vstupů se součástkami R5, C12, R9, C21 a R13, C25. Tato propust odfiltruje od signálu rušivé vyšší harmonické složky. Výstup převodníku je zapojen pro komunikaci s použitým procesorem Motorola. C14 Y1 33p

C13 33p

REFIN(+)

AIN3 9 10 11 12 17 18 19 20

AIN2

AIN1

15 16

21 22 CS SCLK DOUT DIN RDY RESET

4 1 SCK 25 MISO 26 MOSI 24 INT 5

AINCOM/P0 SYNC/P1

AIN0 C25 100n

AD7738

DVdd DGND

+5Vd 7 8

27 28

R13 20R

C21 100n

AD7738

AVdd AGND

R9 20R

C12 100n

AIN7 AIN6 AIN5 AIN4 AIN3 AIN2 AIN1 AIN0

6 23

R5 20R

C5 100n

MCLKIN MCLKOUT

REFIN(+) REFIN(-)

2 3

ADCIN(-) ADCIN(+)

R1 20R

U8

MUXOUT(+) MUXOUT(-)

6,144MHz

13 14

REFIN(-)

+5V

+5Vd

+ C15 10M/16V

C16 100n

C17 100n

Obr. 3.2-1: Zapojení A/D převodníku

- 31 -

+ C18 10M/16V

Jan Nedvěd


3.3 Měření teploty Měření teploty je v tomto aerometrickém systému uskutečňováno na dvou místech. První je na samotné měřicí desce a druhé je v prostoru před letadlem. Na desce je teplota měřena proto, abychom měli údaj o tom, jestli jsou splněny provozní podmínky všech obsažených součástek. Nedodržení teplotních pracovních pásem použitých komponent by vedlo na chybu měření a je třeba s ní počítat. V prostoru před letadlem je teplota měřena proto, že znalost teploty vnějšího vzduchu je dalším nutným letovým parametrem. Přestože se jedná o důležitý parametr, v normě jsem nenalezl dovolené tolerance jejího měření. Proto jsem vyhledal několik palubních modulů určených pro měření venkovní teploty vzduchu a zjistil, že se tyto přístroje vyrábějí s přesností 1% z celkového rozsahu. Uvažujeme-li teplotní rozsah od +60 do –40°C, měří tyto přístroje s nepřesností ±1°C

3.3.1 Volba vhodného teplotního senzoru Pro tuto aplikaci byl zvolen inteligentní křemíkový senzor SMT160-30-92, jehož cena se pohybuje okolo 100Kč. Měří v rozsahu teplot –45 až +150°C s maximální chybou ±0,7°C a nelinearitou 0,2°C. Napájen je napětím +5V. Jeho výstup je kompatibilní s TTL úrovní a měřená teplota odpovídá střídě na jeho výstupu, která je v rozmezí frekvencí 1 až 4kHz. To nám umožní připojení snímače rovnou na vstup mikroprocesoru. Teplota se vypočte ze střídy podle vztahu ( 3.3-1). DC = 0,32 + 0,0047t

kde

DC

je výstupní střída a

t

je teplota ve °C.

Obr. 3.3-1: Pouzdro TO92 a teplotní senzory řady SMT160-30

- 32 -

( 3.3-1)

Jan Nedvěd


3.3.2 Zapojení teplotních senzorů do obvodu Senzor určený k měření teploty na měřícím modulu je zařazen přímo do desky plošných spojů a k připojení externího senzoru teploty venkovního vzduchu slouží svorkovnice J3. Způsob připojení senzorů je patrný z Obr. 3.3-2. Výstupní signály jsou vedeny na vstupy procesoru, které umožňují měření signálu PWM.

J3 OUT +V GND

1 2 3

PWM1

1 2 3

+5Vd

PWM2 +5Vd

SMT-160-30-18 HEADER 3

Obr. 3.3-2: Připojení teplotních senzorů SMT160-30-92 do obvodu

3.4 Mikroprocesor Jedná se o součástku, která bude zajišťovat chod celého měřicího modulu. Musí být schopna komunikovat s A/D převodníkem, umožňovat měření střídy, mít dostatečnou výpočetní kapacitu pro výpočet aerometrických veličin podle vztahů uvedených v teoretickém rozboru a podporovat komunikaci po RS232 a CAN.

3.4.1 Volba vhodného mikroprocesoru Procesor splňující výše uvedené parametry je MC9S12DG128 od firmy Motorola. Dalším důvodem pro jeho volbu byl fakt, že se s tímto druhem procesorů chci seznámit, byl k dispozici v laboratoři a PWM signály dokáže měřit téměř hardwarově.

3.4.2 Zapojení mikroprocesoru do obvodu Vývody 1, 2, 3, 4 a 11, který je určen pro externí přerušení, jsou zapojeny tak, aby umožňovaly komunikaci mikroprocesoru s A/D převodníkem. Vývody 11, 12 slouží jako výstupní brána pro spínání tranzistorů, které ovládají topné rezistory v tlakových snímačích a vývody 15, 16 slouží jako vstupní brána pro měření PWM signálu s teplotních čidel. BDM svorkovnice J2 je zapojena tak, aby umožňovala programování mikroprocesoru přímo v desce plošných spojů pomocí programátoru připojitelného k PC. Reset mikroprocesoru při zapnutí napájecího napětí zajišťuje monostabilní klopný obvod MC34064. Vývody 89, 90, 102 a 103 slouží pro komunikaci prostřednictvím RS232 a vývody 100, 101 jsou určené pro sběrnici CAN. Zapojení ostatních vývodů a hodnoty součástek vycházejí z odpovídající dokumentace.

- 33 -

Jan Nedvěd

Aerometrický systém pro malá letadla +5Vd SCK MOSI MISO

1 2 3 4 19 20 5 6 7 8

INT TOP1 TOP2 PWM1 PWM2 +5Vd

21 22

R11 4K7

J2 1 2 3 4 5 6

23 24 25 26 27 28 29 30 31

RESET +5Vd

HEADER 6 C24 220n

13 14 32 33 34 35

U14 GND VCC RESET

9 10 11 12 15 16 17 18

TEST

3 2 1

49 50 51 52

+5Vd R15 4K7

MC34064 RESET R19 3K3

36 37 38 39

C31 ?

XFC C32 ?

53 54 55 56

C33 220n VDDPLL

+5Vd

40 41

RESET 42 C30 22p

Y3 R18 16MHz 10M

VDDPLL43 45 XFC 44 46 47

C29 22p

TEST 48

SS1/PWM3/KWP3/PP3 SCK1/PWM2/KWP2/PP2 MOSI1/PWM1/KWP1/PP1 MISO1/PWM0/KWP0/PP0

PP4/KWP4/PWM4 PP5/KWP5/PWM5 PP6/KWP6/PWM6 PP7/KWP7/PWM7

XADDR19/PK5 XADDR18/PK4 XADDR17/PK3 XADDR16/PK2 XADDR15/PK1 XADDR14/PK0

PK7/ECS/ROMCTL

VDDX VSSX

IOC0/PT0 IOC1/PT1 IOC2/PT2 IOC3/PT3 IOC4/PT4 IOC5/PT5 IOC6/PT6 IOC7/PT7

PJ6/KWJ6/RXCAN4/SDA/RXCAN0 PJ7/KWJ7/TXCAN4/SCL/TXCAN0 VREGEN PS7/SS0 PS6/SCK0 PS5/MOSI0 PS4/MISO0

KWJ1/PJ1 KWJ0/PJ0

PS3/TXD1 PS2/RXD1 PS1/TXD0 PS0/RXD0

MODC/TAGHI/BKGD

ADDR0/DATA0/PB0 ADDR1/DATA1/PB1 PM0/RXCAN0/RXB ADDR2/DATA2/PB2 PM1/TXCAN0/TXB ADDR3/DATA3/PB3 ADDR4/DATA4/PB4 PM2/RX_BF/RXCAN1/RXCAN0/MISO0 ADDR5/DATA5/PB5 PM3/TX_BF/TXCAN1/TXCAN0/SS0 ADDR6/DATA6/PB6 PM4/BF_PSYN/RXCAN0/RXCAN4/MOSI0 ADDR7/DATA7/PB7 PM5/BF_PROK/TXCAN0/TXCAN4/SCK0 VDD1 VSS1

PM6/BF_PERR/RXCAN4 PM7/BF_PSLM/TXCAN4

KWH7/PH7 KWH6/PH6 KWH5/PH5 KWH4/PH4

VSSA VDDA VRL VRH

SS1/KWH3/PH3 SCK1/KWH2/PH2 MOSI1/KWH1/PH1 MISO1/KWH0/PH0

PAD15/AN15/ETRIG1 PAD14/AN14 PAD13/AN13 PAD12/AN12 PAD11/AN11 PAD10/AN10 PAD09/AN09 PAD08/AN08 PAD07/AN07/ETRIG0 PAD06/AN06 PAD05/AN05 PAD04/AN04 PAD03/AN03 PAD02/AN02 PAD01/AN01 PAD00/AN00

XCLKS/NOACC/PE7 MODB/IPIPE1/PE6 MODA/IPIPE0/PE5 ECLK/PE4 LSTRB/TGLO/PE3 R/W/PE2 IRQ/PE1 XIRQ/PE0 VSSR VDDR RESET

VSS2 VDD2

VDDPLL VSSPLL

PA7/ADDR15/DATA15 PA6/ADDR14/DATA14 PA5/ADDR13/DATA13 PA4/ADDR12/DATA12 PA3/ADDR11/DATA11 PA2/ADDR10/DATA10 PA1/ADDR9/DATA9 PA0/ADDR8/DATA8

XFC EXTAL XTAL TEST

112 111 110 109 108

107 106 99 98

R8 3K3

97

+5Vd

96 95 94 93 92 91 90 TXD 89 RXD 105 104 103RTS 102CTS 101CRX 100CTX 88 87 86 83

+5Vd

85 84 82 80 78 76 74 72 70 68 81 79 77 75 73 71 69 67 66 65 64 63 62 61 60 59 58 57

MC9S12DG128CPV

Obr. 3.4-1: Připojení mikroprocesoru MC9S12DG128 do obvodu

- 34 -

+5Vd

C26 220n

Jan Nedvěd


3.5 Rozhraní RS 232 Tento typ rozhraní se začal využívat pro telekomunikační účely. Jeho velkému rozšíření přispělo užívání v osobních počítačích. Proto se i přes jeho nedostatky (nízká přenosová rychlost, spojení bod – bod, malá odolnost proti rušení) používá v řadě měřících aplikací. To byl také důvod, proč je rozhraní použito v této práci.

3.5.1 Parametry RS 232 Při sériové komunikaci jsou data vysílána jako posloupnost jednotlivých bitů, přičemž v jednom časovém okamžiku je přenášen vždy jediný bit. Přenášené bity nabývají logických úrovní 0 a 1. Úrovni log. 1 odpovídá napěťová úroveň –3 až –15V a log. 0 odpovídá napěťová úroveň +3 až +15V. Obvody rozhraní jsou nesymetrické a proto se uvedené úrovně vztahují k potenciálu nulového signálového vodiče. Odpor zátěže se může pohybovat v rozmezí 3 až 7kΩ a kapacita zátěže nesmí být vyšší než 2,5nF. Signály rozhraní jsou definovány standardem v kterém je obsaženo celkem 20 signálů. Nejdůležitější z nich jsou obsaženy v tabulce Tab. 3.5-1. Typ konektorů není specifikován, ale v praxi se nejvíce používají konektory Cannon s 25 nebo 9 kontakty. Při asynchronním přenosu je nutné nastavit u obou komunikujících zařízení naprosto shodné parametry. Nastavujeme přenosovou rychlost (1Bd = 1bit/s) a formát přenosu. Ten se skládá z 1 start bitu, dále následuje 8 datových bitů postupně od nejnižšího LSB, poté 1 paritní bit, který může být vynechán a vše je zakončeno 1 nebo 2 stop bity.

3.5.2 Zapojení RS 232 do obvodu Ve své práci jsem využil zapojení RS 232 s využitím pěti vodičů se signály (RxD, TxD, RTS, CTS a GND) umožňujícími hardwarově řízený přenos. Tyto signály jsou generovány mikroprocesorem na výstupech určených pro sériovou komunikaci. Jelikož tyto výstupy nemají napěťový rozsah odpovídající standardu RS 232, je využit obvod ICL 232 konstruovaný pro tuto funkci. Jde o nábojovou pumpu upravující logické úrovně na standardizovaný napěťový rozsah. Jeho zapojení odpovídá doporučení výrobce, včetně hodnot použitých kondenzátorů. Připojení konektoru Cannon s 9 kontakty je v souladu s Tab. 3.5-1.

Obr. 3.5-1: Konektor Cannon s 9 kontakty

- 35 -

Jan Nedvěd

Aerometrický systém pro malá letadla Tab. 3.5-1: Popis nejdůležitějších 9 signálů rozhraní RS 232

Číslo kontaktu konektoru Funkce 25 kontaktů 9 kontaktů Protective ground 1 ochranný zemní vodič Transmitted TxD 2 3 data vysílaná z DTE Recieved Data RxD 3 2 data přijímaná z DTE signál vysílaný z DTE; Request To Send RTS 4 7 sděluje DCE, že DTE je připraveno přijímat data signál vysílaný z DCE; sděluje DTE, že DCE je Clear To Send CTS 5 8 připraveno přijímat data od DTE a vysílat je do komunikačního kanálu signál vysílaný z DCE; sděluje DTE, že DCE je Data Set Read DSR 6 6 funkční a připraveno komunikovat signálový zemní vodič Signal Ground 7 5 Ground signál vysílaný z DCE; sděluje DTE, že byl Data Carrier DCD 8 1 detekován signál vysílaný Detected modemem na opačném konci komunikačního kanálu signál vysílaný z DTE; Data Terminal DTR 20 4 sděluje DCE, že DTE je Ready funkční signál vysílaný z DCE; Ring Indicator RI 2 9 indikuje „vyzváněcí“ signál v komunikačním kanálu Pozn.: DTE (Data Terminal Equipment) – koncové datové zařízení, např. terminál, počítač. DCE (Data Communication Equipment) – komunikační datové zařízení, např. modem Signál

Symbol

- 36 -

Jan Nedvěd

Aerometrický systém pro malá letadla P1 1 6 2 7 3 8 4 9 5 CONNECTOR DB9 U9 C19 10M/16V

13 8 11 10

TXD RTS

+

1 3 4 5 2 6

+ C20 10M/16V

R1IN R2IN T1IN T2IN C+ C1C2+ C2V+ V-

R1OUT R2OUT T1OUT T2OUT

12 9 14 7

RXD CTS

+5Vd VCC GND

16 15

ICL232 + +

C22 10M/16V

C23 10M/16V

Obr. 3.5-2: Zapojení rozhraní RS 232

3.6 Sběrnice CAN Tato sběrnice byla původně vyvinuta pro použití v automobilech, aby se zjednodušilo síťové propojení senzorů a akčních členů. V posledních letech se stále čím dál více používá v průmyslové automatizaci. Je to zejména díky otevřenosti systému a dostupnosti komponent od různých výrobců. Další předností je jednoduchý komunikační protokol a velmi krátká latentní doba pro prioritní zprávy, což umožňuje rychlé reakce a řízení v reálném čase. Právě možnost řízení v reálném čase mě vedla k použití sběrnice v této práci. Díky tomu bude možné napojení konstruovaného měřicího modulu na řídící systém letadla.

3.6.1 Parametry CAN Standard CAN definuje dvě vzájemně komplementární hodnoty bitů na sběrnici, dominantní a recesivní. Jedná se o jakýsi zobecnělý ekvivalent logických úrovní, které nejsou pevně určeny a záleží na konkrétní realizaci přenosového média. Pravidla pro komunikaci jsou jednoznačná. Vysílají-li všechny uzly recesivní hodnotu bitu, pak je na sběrnici recesivní úroveň. Vysílá-li alespoň jeden uzel dominantní hodnotu bitu, je na sběrnici dominantní úroveň.

- 37 -

Jan Nedvěd


Na sběrnici může být teoreticky připojeno neomezené množství uzlů, ale s ohledem na zatížení sběrnice a zajištění správných statických a dynamických parametrů udává norma 30 připojených uzlů. Maximální délka sběrnice pro přenosovou rychlost 1Mbit/s je 40m. Pro nižší přenosové rychlosti může být délka vyšší. Jako přenosové médium se používá nejčastěji kroucený dvoudrát, který tvoří rozdílovou sběrnici. Vodiče sběrnice jsou označovány CAN H a CAN L. Sběrnice je pro omezení odrazů na obou koncích přizpůsobena rezistory 120Ω. Jednotlivé úrovně jsou na definovány rozdílovým napětím. Recesivní úrovni odpovídá Udif = 0V a dominantní úrovni Udif = 2V.

Tab. 3.6-1: Popis signálů CAN a jejich přiřazení na 9 kontaktový konektor Cannon

Signál CAN L CAN GND CAN SHLD GND CAN H CAN V+

Číslo kontaktu 1 2 3 4 5 6 7 8 9

Popis Dominantní Low Zem Stínění (nepovinné) Zem (nepovinné) Dominantní Hight Napájení (nepovinné)

3.6.2 Zapojení CAN do obvodu Pro buzení sběrnice je použit obvod PCA82C250T. Na jeho vstup jsou vedeny signály TxD a RxD (zde označeny CTX a CRX) s řadiče CAN, který je obsažen v použitém procesoru a jeho výstup již odpovídá signálům CAN H a CAN L, které rozdílově budí sběrnici. Tyto signály jsou vedeny na konektor Cannon s 9 kontakty. Zapojení je shodné s tabulkou Tab. 3.6-1. Mezi vodiči sběrnice je přes jumper zařazen přizpůsobovací rezistor R22. Jelikož se jedná o průmyslovou sběrnici, jsou signály od procesoru odděleny optočleny 1N137 a napájení sběrnice je od napájení ostatních obvodů měřícího modulu odděleno DC/DC měničem CDDSW1-0505S. Toto oddělení zajistí, že v případě poruchy a výskytu vyššího napětí na sběrnici, než jsou použité součástky schopny vydržet, nedojde k jejich zničení. Zapojení oddělovacích prvků vychází z dokumentace k obvodu PCA82C250T.

- 38 -

Jan Nedvěd


2

C30 100n

P2

JP1 JUMPER1 R21 390R

1

1 6 2 7 3 8 4 9 5

5 6 7 8

U17 5 6 7 8 R22 120R

CONNECTOR DB9

Vref CANL CANH Rs

GND VO VE VCC

NC2 + NC

R20 390R

4 3 2 1

CTX +5Vd

1N137 RxD Ucc GND TxD

4 3 2 1

+5Vd R23 390R

PCA82C250T

1 2 3 4 C33 100n

NC + NC2

VCC VE VO GND

R24 390R

8 7 6 5

CRX

C34 100n

1N137

+5Vd

DC/DC1 4

+VOUT +VIN

2 C35 100n

3

-VOUT

-VIN

1

CDDSW1-0505S

Obr. 3.6-1: Zapojení rozhraní pro CAN

3.7 Napájení Na napájení měřicí desky je potřeba symetrické napájení ±15V vůči společné zemi GND. Tuto hodnotu jsem zvolil pro napájení použitých operačních a přístrojových zesilovačů. Napětí +15V je také využito pro napájení výhřevného odporu u obou tlakových snímačů SP82. Realizace tohoto napájecího zdroje není součástí této práce. Napětí se na měřící systém přivede přes svorkovnici J1. Počítá se s tím, že napájecí zdroj bude dokonale odrušen a stabilizován, aby nevnášel do měřícího obvodu žádné chyby. Pro napájení všech integrovaných obvodů včetně mikroprocesoru a napájení tenzometrického měřicího můstku u obou SP82 je využito napětí +5V. Pro tento účel je využit obvod 78L05. Obvod ze vstupního napětí, které může být v rozsahu 7 až 20V dělá výstupních stabilizovaných 5V. Na vstup a výstup obvodu jsou zapojeny blokovací kondenzátory 100nF. Mezi analogovou a digitální část obvodu jsou zařazeny proudově kompenzované tlumivky RSD42V. Tuto součástku tvoří společné jádro kolem něhož je několik závitů dvouvodičového vedení. Stejnosměrný proud má v obou vodičích stejnou hodnotu, ale opačný smysl, proto má magnetický obvod nulové stejnosměrné sycení. To samé však neplatí pro střídavý signál a proto tato součástka působí jako filtr střídavé rušivé složky napájecího napětí. Za tlumivkou je ještě připojen DC/DC měnič CDDSW1-0505S. Je zde zařazen pro izolační oddělení analogové a digitální části obvodu. - 39 -

Jan Nedvěd

Aerometrický systém pro malá letadla J1 +15V 1 2 3 -15V HEADER 3 +5V IN

C1 100n 78L05

OUT

1

+5Vd

DC/DC2 C2 1 100n 2

L1* L2*

L1 L2

2

3

COMMON

+15V

RSD42V

4

4

+VOUT +VIN

2

3 3

-VOUT

-VIN

1

CDDSW1-0505S

Obr. 3.7-1: Zapojení stabilizátoru 78L05 a oddělení analogové a digitální části obvodu Jako zdroj referenčního napětí pro A/D převodník je využit obvod AD780. Zapojení a hodnoty součástek vycházejí z dokumentace součástky a požadavku na zdroj referenčního napětí 0 a 2,5V pro A/D převodník. +5V

1 2 3 C6 1M

4 C3 100n

NC

2,5V/3,0V

+VIN

NC

TEMPT

VOUT

GND

TRIM

AD780

8 7 6

REFIN(+)

5 C4 1M REFIN(-)

Obr. 3.7-2: Zapojení referenčního zdroje napětí AD780

- 40 -

Jan Nedvěd


4 Návrh desky plošných spojů Pro návrh plošných spojů byl použit návrhový systém OrCAD 10. V prostředí Capture bylo navrženo elektronické schéma, jehož části jsou popsány v předešlé kapitole a v kompletní podobě je zobrazeno v Příloze A. Po dokončení zapojení a přiřazení pouzder všem součástkám se pomocí vygenerovaného Netlistu přešlo k samotnému návrhu plošného spoje v prostředí Layout. Dobrou pomůckou při seznamování s návrhovým systémem byla literatura [6].

4.1 Rozmístění součástek a realizace DPS Deska plošných spojů je realizována jako dvouvrstvá. Součástky jsou rozmístěny na horní straně desky tak, aby bylo možné oddělit analogovou a digitální část obvodu, jak naznačuje

červená čára na Obr. 4.1-1. Pravá dolní část obrázku je analogová a levá horní část je digitální. Podle této hranice je rozdělena i rozlévaná měď spodní strany desky, která tvoří analogovou a digitální zem, jak je zobrazeno v Příloze C. Na hranici obou částí jsou umístěny proudově kompenzované tlumivky (tlum) pro oddělení digitálního a analogového napájení.

Obr. 4.1-1: Rozmístění součástek na desce plošných spojů

- 41 -

Jan Nedvěd


Vstupy měřicího modulu jsou na spodní části obrázku, kde jsou zleva umístěny tlakové senzory, svorkovnice pro přívod napájecího napětí, BDM svorkovnice umožňující programování mikroprocesoru a svorkovnice pro připojení teplotního čidla na snímání venkovní teploty vzduchu. Výstupy měřícího modulu jsou umístěny na pravé straně obrázku. Odshora jsou to konektory Cannon pro rozhraní RS232 a sběrnici CAN. Všechny součástky jsou rozmístěny tak, aby bylo umožněno co nejkratší propojení.

- 42 -

Jan Nedvěd


5 Závěr V této práci se podařil návrh aerometrického systému. Byl vybrán vhodný snímač statického tlaku pro měření výšky letu pomocí barometrické metody, dále byl vybrán vhodný diferenciální tlakový snímač pro měření dynamického tlaku připojením na Pitot – statickou sondu, pomocí něhož můžeme určit kalibrovanou vzdušnou rychlost CAS a skutečnou vzdušnou rychlost TAS a pro měření teploty vnějšího vzduchu byl vybrán vhodný teplotní senzor. Všechny senzory vyhovují normám a požadavkům pro použití na malých a ultralehkých letadlech. Požadavek na nízkou cenu, nebyl zcela splněn u tlakových snímačů, ale při jejich použití můžeme snadno rozšířit rozsah tohoto systému na rychlosti do 1 000km h-1 a při použití odvozeného vztahu pro závislost statického tlaku vzduchu na výšce v oblasti troposféry, jsme schopni měřit do výšky 10 km. Odvozením a použitím vztahů, vyjadřující závislost pro vyšší

části atmosféry, můžeme měřicí rozsah ještě dále zvětšit a rozšířit tak oblast využití tohoto systému. Pro zvolené senzory byly navrženy obvody pro zpracování jejich výstupních signálů a pro převedení do tvaru vhodného pro zpracování mikroprocesorem. Na realizaci těchto obvodů byly vybrány součástky vhodné pro přesné zpracování a byl zvolen mikroprocesor s parametry umožňující další rozšíření této práce. Pro spojení měřicího modulu s okolím slouží sériové rozhraní RS232 nebo sběrnice CAN umožňující spojení s počítačem nebo zobrazovacím zařízením. Na celý aerometrický systém byla navržena deska plošného spoje s oddělenou analogovou a digitální zemí a snahou o co nejkratší vedení spojů mezi součástkami, z důvodu snížení účinků případného rušení. Deska neobsahuje napájecí zdroj. Předpokládá se připojení stabilizovaného napětí pomocí svorkovnice. Procesor je připojen tak, aby bylo možné jeho programování přímo v desce pomocí svorkovnice, přes kterou připojíme programátor. Prakticky zatím byla vyzkoušena jen analogová část určená pro zpracování signálu z tlakového senzoru a ovládací část jeho topného rezistoru. Vyzkoušení proběhlo na kontaktním poli a tlakový senzor byl nahrazen rezistory o hodnotách jemu odpovídajících. V pokračování této práce bude nutné osadit a oživit desku plošných spojů a vytvořit firmware pro mikroprocesor, který podle odvozených vztahů v teoretickém rozboru, bude vypočítávat aerometrické veličiny a bude pomocí použitých rozhraních schopen komunikovat s připojeným zařízením. Firmware by měl také umožňovat zadávání kalibračních konstant a nastavování výškoměru pomocí Q kódů. Zároveň by měly být programově zajištěny potřebné

- 43 -

Jan Nedvěd


korekce výšky tak, aby systém měřil nejpřesněji při přibližování se k zadané výšce prahu přistávací plochy. Konstrukce systému také umožňuje měřit, při znalosti potřebných vztahů, např. Machovo číslo nebo vertikální rychlost, kterou by jsme stanovili se změny výšky v čase. Dále by bylo vhodné navrhnout napájecí zdroj na základě napájecího napětí v konkrétním letadle s výstupním napětím, které realizovaná měřicí deska vyžaduje.

- 44 -

Příloha A – náhled na kompletní schéma zapojení

Příloha B – náhled na horní vrstvu plošného spoje

Příloha C – náhled na spodní vrstvu plošného spoje

Seznam obrázků Obr. 2.1-1: Aerometrický systém ............................................................................................... 2 Obr. 2.2-1: Rozdělení výšek....................................................................................................... 3 Obr. 2.2-2: Teplota v závislosti na výšce podle MSA ............................................................... 6 Obr. 2.2-3: Nastavení výškoměrů podle Q kódu...................................................................... 11 Obr. 2.3-1: Vektory rychlosti větru, vzdušné rychlosti a traťové rychlosti ............................. 12 Obr. 2.3-2: Ustálený let ............................................................................................................ 13 Obr. 2.3-3: Pitot – statická trubice ........................................................................................... 14 Obr. 3.1-1: Tlakový senzor SP82 ............................................................................................. 22 Obr. 3.1-2: Převodní charakteristika SP82 při teplotě 20°C .................................................... 23 Obr. 3.1-3: Pouzdro tlakového senzoru SP82 v absolutním a diferenciálním provedení ........ 25 Obr. 3.1-4: Vnitřní uspořádání tlakového senzoru SP82 ......................................................... 25 Obr. 3.1-5: Zapojení analogové měřící části k senzoru SP82 .................................................. 27 Obr. 3.1-6: Závislost velikosti odporu RT snímače SP82 na teplotě........................................ 28 Obr. 3.1-7: Závislost výstupního napětí SP82 na výšce při změně teploty.............................. 29 Obr. 3.1-8: Zapojení ovládání topného rezistoru senzoru SP82 .............................................. 29 Obr. 3.2-1: Zapojení A/D převodníku ...................................................................................... 31 Obr. 3.3-1: Pouzdro TO92 a teplotní senzory řady SMT160-30 .............................................. 32 Obr. 3.3-2: Připojení teplotních senzorů SMT160-30-92 do obvodu ....................................... 33 Obr. 3.4-1: Připojení mikroprocesoru MC9S12DG128 do obvodu ......................................... 34 Obr. 3.5-1: Konektor Cannon s 9 kontakty .............................................................................. 35 Obr. 3.5-2: Zapojení rozhraní RS 232...................................................................................... 37 Obr. 3.6-1: Zapojení rozhraní pro CAN................................................................................... 39 Obr. 3.7-1: Zapojení stabilizátoru 78L05 a oddělení analogové a digitální části obvodu........ 40 Obr. 3.7-2: Zapojení referenčního zdroje napětí AD780.......................................................... 40 Obr. 4.1-1: Rozmístění součástek na desce plošných spojů ..................................................... 41

Seznam tabulek Tab. 2.2-1: Dovolené tolerance barometrických výškoměrů ................................................... 10 Tab. 2.3-1: Dovolené tolerance měření kalibrované vzdušné rychlosti ................................... 21 Tab. 3.1-1: Parametry tlakového senzoru SP82 ....................................................................... 24 Tab. 3.5-1: Popis nejdůležitějších 9 signálů rozhraní RS 232 ................................................. 36 Tab. 3.6-1: Popis signálů CAN a jejich přiřazení na 9 kontaktový konektor Cannon ............. 38

Soupis použité literatury [1] Draxler, K.: Přístrojové systémy letadel 2. Skripta ČVUT, Praha 2002 [2] Vedral, J., Fisher, J.: Elektronické obvody pro měřící techniku. Monografie ČVUT, Praha 2004 [3] Haasz, V., Roztočil, J., Novák, J.: Číslicové měřicí systémy. Monografie ČVUT, Praha 2000 [4] Ripka, P., Ďaďo, S., Kreidl, M., Novák, J.: Senzory a převodníky. Skripta ČVUT, Praha 2005 [5] Kocourek, P., Novák, J.: Přenos informace. Skripta ČVUT, Praha 2004 [6] Záhlava, V.: OrCAD 10. Grada, Praha 2004 [7] Jakl, P.: Měření vzdušné rychlosti. Diplomová práce ČVUT FEL, Praha 2005 [8] Novák, M.: Použití levných senzorů pro měření výšky barometrickou metodou. Diplomová práce ČVUT FEL. Praha 2006 [9] Katalogový list mikroprocesoru MC9S12DG128, firma Motorola [10] Katalogový list OP07, firma Analog Devices [11] Katalogový list AD620, firma Analog Devices [12] Katalogový list AD780, firma Analog Devices [13] Katalogový list AD7738, firma Analog Devices [14] Katalogový list 78L05, firma Texas Instruments [15] Katalogový list ICL 232, firma Intersil [16] Katalogový list 6N137 , firma Agilent Technologies [17] Katalogový list MC 34064, firma ON Semiconductor [18] Katalogový list PCA82C250 , firma Philips [19] Katalogový list SP82 , firma Memscap [20] Katalogový list SMT160-30, firma Smartec [21] Katalogový list MPX4115, firma Motorola [22] Katalogový list 15-PSI-D-4V-MIL,firma Honeywell

ČESKÉ VYSOKÉ UČENÍ TECHNICKÉ V PRAZE. Fakulta elektrotechnická. Katedra měření BAKALÁŘSKÁ PRÁCE. Aerometrický systém pro malá letadla

Recommend Documents