České vysoké učení technické v Praze Fakulta elektrotechnická. Disertační práce

České vysoké učení technické v Praze Fakulta elektrotechnická

Disertační práce

Říjen 2010

Pavel Pačes

Záměrně volná strana

České vysoké učení technické v Praze Fakulta elektrotechnická Katedra měření

ZVÝŠENÍ BEZPEČNOSTI LETU LETADEL UL KATEGORIE PODPOROU AVIONICKÉHO SYSTÉMU Disertační práce

Ing. Pavel Pačes

Praha, říjen 2010 Doktorský studijní program: Elektrotechnika a informatika Studijní obor: Provoz a řízení letecké dopravy Školitel: Doc. Ing. Karel Draxler, CSc.


Předmluva Tato disertační práce vznikla jako pokračování mé diplomové práce (1). Počáteční motivace spočívala v myšlence, že moderní zobrazovací přístroje s variabilním zobrazením údajů budou stále více používané napříč celou oblastí přístrojového vybavení letadel. Základní myšlenkou bylo navržení nového systému zobrazení údajů, který by byl lepší než zobrazovací systémy používané v současné době. Zobrazovače velmi závisí na senzorových systémech a na vnímání a chování pilota a bez reálných zkušeností s leteckým provozem je takový úkol těžko realizovatelný. Obtížnost realizace měla za následek období tápání a hledání možností jak disertační práci dokončit. S orientací v problematice leteckých systémů, jejich spolehlivosti a certifikace mi velmi pomohlo mé zaměstnání ve firmách působících v leteckém průmyslu, které poskytlo možnosti srovnání používaných systémů mezi světem velkých a malých letadel. Pracovní zkušenosti přinesly do mé oblasti zájmu problematiku bezpečnosti letu letadel, která je čas od času součástí pozemního televizního vysílání, kdy informační agentury z důvodu zvyšování atraktivity zpravodajství (2) divákům nejraději prezentují záběry trosek letecké nehody. V České republice, která patří k největším výrobcům a vývozcům ultralehkých letadel, se na televizních obrazovkách objevují nejvíce právě jejich nehody. Bezpečnost malých letadel je oblast, která změnila původní zaměření této disertační práce od zobrazovacích systémů k analýze statistických údajů nehodovosti poskytovaných Leteckou amatérskou asociací – LAA (3) a Americkou organizací pilotů a vlastníků letadel – AOPA (4). Na základě analýz nehodovosti byly stanoveny hypotézy a bylo navrženo několik možností, jak řešit nestandardní situace v malém letectví. Některé navržené systémy mají větší aplikovatelnost než jiná řešení, která byla navržená spíše k doplnění problematiky (jako je kontrola hladiny alkoholu v krvi pilota před každým letem) a k zdůraznění, že bezpečnost letectví souvisí s osobní odpovědností každého účastníka leteckého provozu, přičemž technické řešení může pomoci zvrátit souběh faktorů, které mohou vést k mimořádné události. Nakonec se součástí práce stal i návrh nového způsobu sběru informací, který spolu s dalšími prostředky přispívá k větší bezpečnosti letu malých letadel.


Poděkování Na tomto místě bych chtěl poděkovat především své rodině za neustálou trpělivost a podporu, za kterou děkuji také přítelkyni, budoucí manželce a dětem. Dále náleží poděkování doc. Karlu Draxlerovi za jeho podporu v průběhu studia a za rady do života. Poděkování rovněž náleží všem firmám, pro které jsem mohl v průběhu psaní této disertační práce pracovat. Velký dík patří také mým studentům, které jsem v průběhu svého doktorského studia vedl při jejich projektech a bakalářských a diplomových pracích, v jejichž průběhu bylo rozvinuto několik mých zařízení, softwaru a nápadů, z nichž některé jsou v této disertační práci zmíněny. Jmenovitě bych chtěl poděkovat následujícím studentům, současným inženýrům: Jméno

Téma práce (projekt, bakalářská, nebo diplomová práce)

Jan Bernatzík

Umělý horizont pro malé letouny.

Petr Lívanec

Vizualizace dat z experimentální jednotky inerciální navigace.

Jiří Mlejnek Realizace online systému sledování letadel v průběhu plachtařských závodů. Cena děkana ČVUT FEL za vynikající diplomovou práci a první místo v soutěži IT ‐ diplomka roku 2009 oceněné částkou 120 000,‐ Kč. Jan Nedvěd Aerometrický systém pro malá letadla. Diplomová práce oceněná cenou děkana ČVUT FEL za vynikající diplomovou práci Vladimír Nekvasil Algoritmus navedení letadla na přistání v případě výskytu mimořádných událostí. Ondřej Vaško Měření úhlu náběhu u malých letadel. Pan Vaško nebyl přímo mým studentem, ale využíval velkou měrou zařízení popsaná v této práci. Václav Vrtěl

Pohyblivá mapa.

Milan Veselý

Časová synchronizace v distribuovaných sítích a využití systému Matlab/Simulink pro generování vestavných aplikací. Student získal cenu děkana ČVUT za vynikající diplomovou práci. Václav Zeman

Realizace jednotky stavových hlášení pro ultralehké letadlo.


Pavel Pačes

Obsah 1.

ÚVOD ........................................................................................................................................................... 4 1.1.

2.

POUŽITÉ ZNAČENÍ................................................................................................................................... 6

PROVOZ MALÝCH A ULTRALEHKÝCH LETADEL ........................................................................ 7 2.1. KATEGORIE LETADEL TĚŽŠÍCH NEŽ VZDUCH S NEPOHYBLIVÝMI NOSNÝMI PLOCHAMI............................ 7 2.1.1. Sportovní létající zařízení ............................................................................................................. 9 2.1.2. Další kategorie ultralehkých letadel .............................................................................................. 9 2.1.3. Shrnutí ........................................................................................................................................ 10 2.2. ANALÝZA NEHODOVOSTI ULTRALEHKÝCH LETADEL ............................................................................ 12 2.2.1. Mimořádné události v roce 2004 ................................................................................................ 14 2.2.2. Mimořádné události v roce 2005 ................................................................................................ 14 2.2.3. Mimořádné události v roce 2006 ................................................................................................ 15 2.2.4. Mimořádné události v roce 2007 ................................................................................................ 15 2.2.5. Mimořádné události v roce 2008 ................................................................................................ 16 2.2.6. Mimořádné události v roce 2009 ................................................................................................ 16 2.2.7. Příčiny nehod a nehodovost ve světě .......................................................................................... 17 2.3. NAVRHOVANÁ ŘEŠENÍ POPSANÝCH PROBLÉMŮ .................................................................................... 20 2.3.1. Administrativní opatření ............................................................................................................. 20 2.3.2. Technická opatření...................................................................................................................... 22 2.3.2.1. Ztráta orientace ...................................................................................................................... 22 2.3.2.2. Porušování chráněných prostorů ........................................................................................... 23 2.3.2.3. Technické problémy, příprava k letu ...................................................................................... 23 2.3.2.4. Chybná technika pilotáže (při startu a přistání) ..................................................................... 24 2.3.2.5. Nekázeň pilota ........................................................................................................................ 24 2.3.3. Navrhované technické vybavení letadla...................................................................................... 25 2.3.4. Zhodnocení ................................................................................................................................. 28

3.

SOUČASNÝ STAV AVIONIKY ULTRALEHKÝCH A MALÝCH LETADEL ................................ 29 3.1. POŽADAVKY KLADENÉ NA AVIONICKÉ VYBAVENÍ ................................................................................ 31 3.1.1. Požadavky na avioniku sportovních létajících zařízení .............................................................. 31 3.1.2. Požadavky na avioniku malých letadel ....................................................................................... 32 3.2. SOUVISEJÍCÍ TECHNOLOGIE .................................................................................................................. 33 3.2.1. Inteligentní senzory a akční členy ............................................................................................... 34 3.2.1.1. Standardizovaná řešení .......................................................................................................... 34 3.2.2. Realizované části ........................................................................................................................ 35 3.2.2.1. Systém měření motorových parametrů ................................................................................. 35 3.3. ZHODNOCENÍ ........................................................................................................................................ 38

4.

CÍLE DISERTAČNÍ PRÁCE................................................................................................................... 39

5.

AVIONICKÝ SYSTÉM ............................................................................................................................ 40 5.1. UNIVERZÁLNÍ AVIONICKÝ MODUL ........................................................................................................ 41 5.1.1. Problematika synchronizace dvou procesorů .............................................................................. 42 5.1.2. Vývojové nástroje ....................................................................................................................... 43 5.1.3. Softwarové vybavení .................................................................................................................. 44 5.1.4. Základní parametry modulu ........................................................................................................ 45 5.2. ZÁZNAMNÍK DAT .................................................................................................................................. 45 5.3. SYSTÉM GENEROVÁNÍ ZVUKOVÝCH HLÁŠENÍ ....................................................................................... 46 5.4. AEROMETRICKÝ SYSTÉM ...................................................................................................................... 48 5.4.1. Měření výšky .............................................................................................................................. 48 5.4.2. Požadovaná přesnost měření výšky ............................................................................................ 51

i

Pavel Pačes 5.4.3. Senzory tlaku .............................................................................................................................. 51 5.4.3.1. Testování senzorů ................................................................................................................... 53 5.4.3.1.1. Výsledky měření – digitální senzory ................................................................................. 56 5.4.3.1.2. Výsledky měření – analogové senzory ............................................................................. 57 5.4.3.1.3. Charakteristiky senzoru SP80 s rozsahem 1 bar ............................................................... 62 5.4.4. Měření rychlosti .......................................................................................................................... 64 5.4.4.1. Charakteristiky senzoru SP80 s rozsahem 0.5 bar .................................................................. 66 5.4.4.2. Metoda zvýšení citlivosti měření rychlosti ............................................................................. 67 5.4.4.2.1. Ověření vlivu teploty na měřicí modul ............................................................................. 69 5.4.5. Měření teploty ............................................................................................................................. 70 5.4.6. Nejistoty měření.......................................................................................................................... 70 5.4.7. Realizace a zhodnocení ............................................................................................................... 71 5.5. MĚŘENÍ ÚHLU NÁBĚHU A VYBOČENÍ .................................................................................................... 73 5.5.1. Systémy detekce ztráty vztlaku ................................................................................................... 74 5.5.2. Systém měření úhlu náběhu a úhlu vybočení pro kategorii ultralehkých letadel ........................ 75 5.5.2.1. Koncepce systému .................................................................................................................. 76 5.5.2.2. Vstupní sondy ......................................................................................................................... 76 5.5.2.3. Inteligentní modul měření úhlu náběhu a vybočení .............................................................. 78 5.5.2.3.1. Modul úpravy napájení .................................................................................................... 79 5.5.2.3.2. Senzorové moduly ............................................................................................................ 79 5.5.2.3.3. Softwarové vybavení modulu........................................................................................... 79 5.5.2.4. Kalibrační pracoviště .............................................................................................................. 80 5.5.2.5. Vliv konstrukce sond na výstupní signál ................................................................................. 82 5.5.2.5.1. Vliv konstrukce sondy na kvalitu výstupního signálu ....................................................... 83 5.5.2.5.2. Stanovení vlivu tvaru sondy na výstupní signál ................................................................ 84 5.5.2.5.3. Stanovení vlivu velikosti otvorů na výstupní signál .......................................................... 85 5.5.2.5.4. Stanovení vlivu průměru sondy na výstupní signál .......................................................... 86 5.5.2.6. Charakteristiky měřicího systému a sond ............................................................................... 87 5.5.2.6.1. Výsledky ověření modulu MPXV ...................................................................................... 87 5.5.2.6.2. Výsledky ověření modulu DC001 ..................................................................................... 92 5.5.2.6.3. Vzájemná závislost úhlu náběhu a úhlu vybočení ............................................................ 92 5.5.2.7. Porovnání změřených hodnot s výpočtem provedeným pomocí Computational Fluid Dynamic simulace .................................................................................................................................... 94 5.5.3. Závěrečné zhodnocení a doporučení ........................................................................................... 97 5.6. ZHODNOCENÍ ........................................................................................................................................ 98 6.

SPECIÁLNÍ METODY MĚŘENÍ POLOHOVÝCH ÚHLŮ .............................................................. 100 6.1. TLAKOVÝ REFERENČNÍ SYSTÉM ......................................................................................................... 101 6.2. VÝSLEDKY OVĚŘOVACÍCH MĚŘENÍ .................................................................................................... 102 6.2.1. Metody zvýšení citlivosti měření malých tlaků ........................................................................ 104 6.2.1.1. Senzorový modul DC001NDC4 ............................................................................................. 104 6.2.1.2. Mechanický přepínač tlakových přívodů .............................................................................. 105 6.2.1.3. Distribuovaný systém měření malých tlaků s referenčním objemem .................................. 107 6.2.1.4. Výsledky měření ................................................................................................................... 109 6.2.1.5. Ověření stability časových základen souboru měřicích modulů ........................................... 114 6.2.2. Matematický model systému TRS ............................................................................................ 116 6.3. INTEGRACE TLAKOVÉHO REFERENČNÍHO SYSTÉMU S AVIONICKÝM SYSTÉMEM LETADLA .................. 118 6.3.1. Testovací systém ....................................................................................................................... 118 6.3.2. Integrace dat.............................................................................................................................. 121 6.3.2.1. Detekce průchodů nulou ...................................................................................................... 122 6.3.2.2. Měření polohových úhlů absolutním zdrojem informace .................................................... 123 6.3.2.3. Detekce ustálených stavů ..................................................................................................... 124 6.3.2.4. Testování integrace Tlakového referenčního systému a Inerciální měřicí jednotky ............ 125 6.4. ZHODNOCENÍ ...................................................................................................................................... 128

ii

Pavel Pačes 7.

INTEGROVANÁ MODULÁRNÍ AVIONIKA..................................................................................... 130 7.1. 7.2.

SYSTÉM PODPORY ROZHODOVÁNÍ PILOTA .......................................................................................... 131 AUTOMATICKÉ VYHLEDÁVÁNÍ VHODNÉ PŘISTÁVACÍ PLOCHY PRO PŘÍPAD VÝSKYTU MIMOŘÁDNÝCH SITUACÍ 133 7.2.1. Datové zdroje ............................................................................................................................ 134 7.2.2. Zobrazovací a indikační přístroje.............................................................................................. 134 7.2.3. Vývojová platforma .................................................................................................................. 135 7.2.4. Implementace algoritmu ........................................................................................................... 135 7.3. ZHODNOCENÍ ...................................................................................................................................... 136 8.

ZÁVĚR ..................................................................................................................................................... 137

LITERATURA .................................................................................................................................................. 140 PUBLIKOVANÉ I NEPUBLIKOVANÉ PRÁCE AUTORA ....................................................................... 147 PRÁCE SOUVISEJÍCÍ S DISERTAČNÍ PRACÍ ......................................................................................................... 147 Články v recenzovaných časopisech ......................................................................................................... 147 Patenty ....................................................................................................................................................... 147 Funkční vzorky .......................................................................................................................................... 147 Autorizovaný software .............................................................................................................................. 148 Publikace na konferencích - mezinárodní.................................................................................................. 148 Vyzvané prezentace ................................................................................................................................... 149 Publikace na konferencích - národní ......................................................................................................... 149 Další publikace - zprávy ohledně řešení projektu ...................................................................................... 150 Granty, projekty......................................................................................................................................... 150 Ostatní ....................................................................................................................................................... 150 PRÁCE NESOUVISEJÍCÍ S DISERTAČNÍ PRACÍ..................................................................................................... 151 Vysokoškolská skripta ............................................................................................................................... 151 SEZNAM TABULEK ....................................................................................................................................... 152 SEZNAM OBRÁZKŮ ...................................................................................................................................... 153 POUŽITÉ SYMBOLY ..................................................................................................................................... 157 PŘÍLOHY .......................................................................................................................................................... 160 PŘÍLOHA A POPIS VYTVOŘENÝCH SW PROSTŘEDKŮ ................................................................................... 160 1. SW pro sběr dat z laboratorních přístrojů .......................................................................................... 160 2. Komunikační DLL knihovna ............................................................................................................. 160 3. Matlab to Can Toolbox ...................................................................................................................... 161 4. SW pro distribuci letových dat ze simulátoru FlightGear.................................................................. 162 PŘÍLOHA B SW PRO SIMULACI GRAFICKÝCH VESTAVNÝCH SYSTÉMŮ .......................................................... 164 PŘÍLOHA C SCHÉMA ZAPOJENÍ UNIVERZÁLNÍHO AVIONICKÉHO MODULU .................................................... 166 PŘÍLOHA D KNIHOVNA FUNKCÍ UNIVERZÁLNÍHO AVIONICKÉHO MODULU ................................................... 167 PŘÍLOHA E HLAVICE SONDY KOMBINOVANÉHO SYSTÉMU AEROMETRICKÉHO POČÍTAČE A SYSTÉMU MĚŘENÍ AOA A AOS ................................................................................................................................................... 168

iii

Pavel Pačes

1. Úvod Tato práce se zabývá specifickou problematikou malých a ultralehkých letadel. Jedná se o oblast, která zažívá v České republice bouřlivý rozvoj. Tento rozvoj je způsobený dostupností malých letadel, jejich oblibou mezi piloty a jednoduchostí jejich konstrukce. V České republice působí řada firem, jejichž hlavní výrobní program tvoří letecká výroba. Růst životní úrovně a s tím související dostupnost a oblíbenost sportovního létání má za následek, že hlavní část produkovaných letadel patří spíše k malým typům určeným k rekreaci jejich uživatele. Současná vysoká produkce těchto letadel řadí Českou republiku k předním světovým výrobcům (5). Mezi firmy produkující malá letadla patří např. TL Ultralight, Jihlavan Aeroplanes, Evektor, FantasyAir, FlyingMachines, Atec, AirLony, UrbanAir, DirectFly, Dova Aircraft, Interplane, ProFe, UL Jih, Czech Aircraft Works, FMP, Direct Fly a další (6). Tyto firmy vyrábí produkty v kategoriích letadel těžších než vzduch, jejichž obecné rozdělení je na obrázku 1.1, kde jsou vyznačeny typy spravované Leteckou amatérskou asociací, kterými se tato práce primárně zabývá. Vyráběné letouny jsou z velké části exportovány do zahraničí. Česká republika patří mezi největší výrobce a vývozce ultralehkých letadel na světě. Typ konstrukce

Dělení letadel

Kulový

Podle způsobu vzniku vztlaku

Pohonná jednotka

Způsob vzniku vztlaku

Nekulový

Bezmotorové

Balón

Motorové

Vzducholoď

Lehčí než vzduch (aerostaty)

Upoutaný Volný

Těžší než vzduch (aerodyny)

Kluzák

Bezmotorové Motorové

Ztužená Částečně ztužená Neztužená

Padák Drak (letadlo)

Pozemní Vodní

Typy vyráběné v ČR Spravované LAA

Bez nosných ploch

Raketa

S nepohyblivými nosnými plocham

Letoun

S rotujícími nosnými plochami

Vrtulník Vírník

Typ přistání Pozemní Obojživelný Vodní

S kombinovanými nosnými plochami

Konvertaplán Kombinovaná letadla

S mávajícími nosnými plochami

Ornitoptéra

Obr. 1.1 Rozdělení typů letadel

Jedním z vážných problémů spojených s provozem malých a zejména ultralehkých letadel je bezpečnost jejich provozu. Hlavní roli má v tomto případě úroveň nabytých znalostí (jak výcvikem, tak zkušeností) a kázeň pilotů. Na bezpečnost létání má vliv také spolehlivost letadla, především jeho pohonné jednotky, draku, systému řízení a dalších prvků potřebných pro pilotáž. Jak je patrné z rozboru nehodovostí ultralehkých letadel uvedeném v následující kapitole, je právě nekázeň pilotů jednou z hlavních příčin nehod. Na druhém místě je

Úvod

4

Pavel Pačes spolehlivost letadla jako celku. Jednou z možností, jak se pokusit snížit nehodovost u malých a ultralehkých letadel, je rozšíření jejich přístrojového, resp. avionického vybavení o funkce, které budou průběžně zpracovávat a vyhodnocovat soubor měřených parametrů. Pilot tak bude mít k dispozici kvalitnější informace o pohonné jednotce, draku, řízení a možnostech letadla, což sekundárně povede ke snížení nehodovosti při provozu uvedené kategorie letadel. Cílem této disertační práce je na základě analýz stávajícího přístrojového vybavení malých letadel a požadavků kladených kontrolními organizacemi návrh modernizovaných ekvivalentů používaného palubního vybavení nebo zcela nových zařízení zvyšujících bezpečnost letu. Kritérii pro vývoj jsou spolehlivost, budoucí využitelnost nových systémů, cena a hmotnost. Obsah disertační práce je založen na zkušenostech z provozu malých letadel, na znalostech jejich provozních podmínek a na znalosti požadavků kladených na přístrojové vybavení. K dispozici byly informace o příčinách a průbězích nehod ultralehkých letadel v letech 2004 až 2009, dále informace o provozních parametrech nejpoužívanějších motorů Rotax a Jabiru, informace o používaném avionickém vybavení a požadavcích kladených na malá letadla platnými předpisy. První část práce se zabývá analýzou mimořádných událostí a návrhem opatření, která by umožnila těmto událostem předejít. V další části práce jsou jednotlivá navržená opatření analyzována z hlediska možnosti jejich zakomponování do avionického systému letounu. V rámci této části práce byly řešeny systémy pro měření parametrů leteckého motoru, převodníky signálů, akční členy, aerometrický systém a různé druhy palubních zobrazovacích systémů. Práce integruje popsané systémy do jednoho spolupracujícího celku, který může být navržen jako centralizovaný nebo distribuovaný systém. Centralizovaný systém se časem může ukázat jako nedostatečně přizpůsobivý novým požadavkům. Z důvodu přizpůsobitelnosti systému a rozdělení nároků kladených na návrháře systému bylo zvoleno distribuované řešení, které není v oblasti malých letadel příliš využívané. Distribuovaný systém se opírá o dnes běžně používanou sběrnici CAN a protokol aplikační vrstvy CANaerospace. Při realizaci distribuovaného systému byly analyzovány standardy určené pro tzv. inteligentní snímače a byla navržena implementace těchto standardů do integrovaného systému avionických modulů. Spolupráce dílčích částí systému umožňuje vyhodnocení vzájemných závislostí různých veličin, jejich porovnání ve vnitřních testech přístrojů a použití pro odvození možností letadla (např. dolet). Jedná se o vyhodnocení stavu letadla a jeho částí fúzí dat z několika zdrojů informací. Dále se práce zabývá vyhodnocením aktuálně prováděného manévru z hlediska nebezpečí pro letoun a jeho pilota. Vyhodnocení nebezpečného stavu vede k varování, které elektronický systém poskytuje pilotovi, který se nevědomě dostane do nebezpečné situace. Cílem vyvíjeného avionického vybavení je pomoci pilotovi činit správná rozhodnutí, upozornit ho v případě blížícího se nebezpečí a přerušit řetězec událostí vedoucích k nehodě. Práce neřeší mechanickou a konstrukční stránku letounu, ale zabývá se přístrojovým vybavením letounu se zaměřením na levný převod měřené veličiny na elektrický signál, jeho distribuci dalším přístrojům a zobrazení pilotovi. Důraz je kladen na kvalitu zobrazované informace za všech podmínek okolního prostředí. Inovativním cílem práce je analyzovat směr, kterým se avionika malých letadel bude dále ubírat. V práci byly využity jak teoretické znalosti, tak praktické zkušenosti získané v projektech realizovaných na zakázku externím zadavatelem a v současné době létají na bezpilotních prostředcích nebo na letadlech pro sběrnou dopravu. Související problematikou se zabývá disertační práce Ing. Pavla Hospodáře (7), který řeší problematiku automatického vyrovnání letu letadla z nestandardních letových situací. Jedná se o řešení situace, kdy pilot za nepřehledných podmínek okolního prostředí přivede letadlo

Úvod

5

Pavel Pačes do polohy, o které usoudí, že ji nemůže zvládnout vlastními silami. Následně zmáčkne tlačítko automatického systému, který letadlo uvede optimalizovaným způsobem do režimu např. pomalého stoupavého letu.

1.1.

Použité značení

Tato práce obsahuje velké množství citací, na které je v textu odkazováno číselně pomocí notace normy ISO690. Např. (1) odkazuje na literaturu uvedenou pod příslušným indexem v kapitole Literatura. V textu jsou v některých případech použité odkazy typu (P1), které odkazují na práce autora, které je možné najít v kapitole Publikované i nepublikované práce autora. Symboly a zkratky jsou rozepsané v kapitole Použité symboly.

Úvod

6

Pavel Pačes

2. Provoz malých a ultralehkých letadel Pod pojem malá letadla spadají dvě naprosto rozdílné kategorie, rozlišené vzletovou hmotností. Jedná se o letadla a sportovní létající zařízení. V České republice problematiku provozu letadel upravuje Zákon o civilním letectví č. 49/1997 Sb. (8) a jeho prováděcí předpis Vyhláška Ministerstva dopravy a spojů č. 108/1997 Sb. (9), později novelizovaná jako č. 359/2006 (10). Zákon (8) definuje dva kontrolní úřady. Prvním je „Úřad pro civilní letectví“ (ÚCL) (11), pro který zákon definuje náplň činnosti, kterou je správa agendy související s letectvím a letadly v České republice a kontrola dodržování zákona. Dále zákon č. 49 umožňuje existenci organizace, která bude ověřovat způsobilost sportovních létajících zařízení a jejich uživatelů, včetně evidence a vydávání příslušných dokladů. Tímto orgánem se v České republice může stát organizace, která prokáže, že má pro uvedené činnosti odpovídající technické vybavení a způsobilý personál. V současné době je Ministerstvem dopravy a spojů touto činností pověřena Letecká amatérská asociace (LAA) (3). Zákon č. 49, §24 a vyhláška č. 108 definují, co lze považovat za sportovní letadlo neboli „Sportovní létající zařízení“ (SLZ) a co nikoliv. Zákon popisuje SLZ následujícím způsobem: „Sportovním létajícím zařízením je zařízení konstruované, vyrobené a určené k létání ve vzduchu výhradně za účelem vzdělávání, sportu nebo rekreace jeho uživatele“ (8).

2.1. Kategorie letadel těžších než vzduch s nepohyblivými nosnými plochami Pro letadla, i v kategorii malých jedno a dvou-motorových letadel, platí v České republice sada předpisů s označením L1 až L18, které jsou vydávány Ministerstvem dopravy a vycházejí z Chicagské dohody (12). Správu vykonává Úřad pro civilní letectví. Certifikace leteckého přístroje nebo zařízení byla prováděna v souladu s předpisy JAR1 vydávanými JAA2 (13), která ovšem neměla právní pravomoci vymáhat jejich dodržování. Výsledkem certifikačního procesu pak byl souhlas pro použití výrobku v civilním letectví, tj. vydání typového certifikátu, který byl výrobku vydán lokálním úřadem pro civilní letectví. Vstup České republiky do Evropského společenství znamená, že nařízení Evropské komise jsou nadřazena národnímu právu. Nařízením Evropského parlamentu a Rady ES č. 1592/2008 o společných pravidlech v oblasti civilního letectví a o zřízení Evropské agentury pro bezpečnost letectví (EASA – European Aviation Safety Agency) byl v zásadě definován letecký zákon Evropské unie. Nařízení č. 1592/02 bylo v roce 2008 nahrazeno nařízením Evropského parlamentu a Rady (ES) č. 216/20083 (14), které rozšiřuje prozatímní pravomoci EASA zejména v oblastech osvědčování, dozoru a možnostech penalizace. Na základě zavedení EASA byla část existujících výrobků s typovým osvědčením převedena pod 1

Joint Aviation Requirements (JAR) představují soubor předpisů, které umožňovaly zjednodušit certifikační proces letecké techniky v projektech s mezinárodní účastí. Tyto předpisy předcházely Certification Specification, které jsou vydávané agenturou EASA. 2 Joint Aviation Authority (JAA) je organizace sdružující státy, které se zavázaly ke společnému postupu v oblasti bezpečnosti a standardizace v letectví. Jedná se o obdobu Úřadu pro civilní letectví, ale s evropskou působností. 3 V roce 2009 upraveno jako č. 690/2009, kde je kladen větší důraz na ochranu životního prostředí.

Provoz malých a ultralehkých letadel

7

Pavel Pačes její správu (tzv. transferované výrobky) a druhá množina „netransferovaných“ výrobků zůstává pod správou ÚCL4. Na kategorii letadel, resp. „malých letadel“ se vztahují jednotné evropské předpisy řady CS, které jsou kontrolované a vydávané Evropskou agenturou pro bezpečnost letectví. EASA má potřebnou pravomoc k vynucení dodržování těchto předpisů, kterou jí poskytuje Evropská komise. Tabulka č. 2.1 zobrazuje rozdělení letadel v rámci EASA spolu s limitujícími faktory jednotlivých kategorií. V České republice jsou vyráběna letadla spadající do kategorií CSVLR, CS-VLA, CS-22 a CS-23 (viz tab. 2.1). Tab. 2.1 Rozdělení letadel

Certifikační Typ letounu dokument

Popis kategorie

CS‐22

Maximální hmotnost 750 kg bez motoru (850 kg s motorem), maximálně dvoučlenná posádka, omezené množství manévrů.

Větroně Motorové větroně Normal

Max. 9 platících cestujících, max. 5 670 kg MTOW5, neakrobatický provoz.

Utility

Max. 9 platících cestujících, max. 5 670 kg MTOW, jsou povoleny náročnější manévry oproti kategorii „normal“.

Aerobatic

Max. 9 platících cestujících, max. 5 670 kg MTOW, letoun může provádět akrobacii. Paří sem i akrobatické větroně.

Commuter

Vícemotorový letoun, max. 19 platících cestujících, maximálně 8 618 kg (19 000 lb) MTOW, neakrobatický provoz.

CS‐25

Velké letouny

Všechna letadla s MTOW vyšší než 5 700 kg (12 500 lb). Nezahrnuje kategorii „commuter“.

CS‐27

Malá rotorová letadla

Max. 9 platících cestujících, max. 3 175 kg MTOW.

CS‐29

Velká rotorová letadla

Kategorie A: Více než 10 platících cestujících a MTOW větší než 9 072 kg Kategorie B: Max. 9 sedadel pro platící cestující a MTOW max. 9 072 kg.

CS‐VLA

Velmi lehké letouny

Maximálně dvoučlenná (tříčlenná) posádka, jednomotorové letadlo, maximálně 750 (850) kg MTOW, pádová rychlost max. 82km/h (CAS6), omezení na lety VFR a neakrobatický provoz.

CS‐VLR

Velmi lehká rotorová Maximálně dvoučlenná posádka, maximálně 600 kg MTOW, letadla omezení na lety VFR a jsou vyloučeny raketové a turbínové pohonné jednotky.

CS‐23

Do oblasti „malých“ letadel patří kategorie CS-VLA (Very Light Airplanes) a CS-22 (Sailplanes and Powered Sailplanes) a některé výrobky z kategorie CS-23. Do kategorie „malých“ letadel patří i letadla vyhovující nově utvářené specifikaci ELA (European Light Aircraft). Tato specifikace je výsledkem snahy výrobců ultralehkých letadel o zjednodušení certifikačních postupů tak, aby byly únosné i pro malé výrobní firmy, pro něž je současný 4 5

Které je dále pověřeno agenturou EASA činnostmi souvisejícími s kontrolou a bezpečností leteckého provozu. MTOW = Maximum Take-Off Weight je maximální povolená hmotnost pro start letadla. Standardně je definována

výrobcem letadla s ohledem na konstrukci a výkony stroje a zahrnuje hmotnost celého letadla, posádky a pohonných hmot.

6

Calibrated Air Speed.


8

Pavel Pačes certifikační proces letadel prováděný podle pravidel EASA neakceptovatelně složitý z důvodu potřebného personálu a finanční náročnosti certifikace. Cílem snahy je dosáhnout změny předpisu (tzv. NPA - Notice of Proposed Amendment) k Části 21 (15) pro letadla vyhovující specifikaci ELA7, která zahrnuje letadla s maximální vzletovou hmotností do 2 000 kg určená pouze pro nekomerční provoz.

2.1.1. Sportovní létající zařízení Jednotlivé druhy SLZ definuje vyhláška č. 108, §24, která stanovuje podmínky jejich letové způsobilosti a agendu související se správou informací týkajících se SLZ. Hlavním znakem, který SLZ odlišuje od letadel, je jejich použití pouze pro rekreační létání, jejich omezená hmotnost a odlišná kontrolní organizace. Správou kategorie SLZ je v současné době pověřena Letecká amatérská asociace, která vydává předpisy pro kategorie sportovních létajících zařízení. Tab. 2.2 zobrazuje jednotlivé kategorie SLZ na základě používaných certifikačních dokumentů spolu s definicí jejich maximálních a minimálních výkonů, která byla sestavena na základě informací z internetové prezentace LAA (3). Mezi SLZ patří kluzáky, motorová rogala a ultralehká letadla (ULL), kterým se tato práce převážně věnuje8. Zákon (8) nedovoluje SLZ komerční aktivity. Pilotní výcvik je jediná povolená aktivita vykonávaná na ultralehkých letadlech, která smí být prováděna za úplatu. Limitujícím faktorem kategorie SLZ je počet osob na palubě letounu, použití letounu pro nekomerční účely a výsledná vzletová hmotnost letadla, tzv. MTOW. Výhodou SLZ je jednodušší certifikační a výcvikový proces, který je dostupný i pro širší veřejnost. To někdy vede k vědomému překračování povolených, především hmotnostních, parametrů při stavbě a následných úpravách letounu, které jsou v kompetenci jeho majitele. Jak bylo dříve zmíněno, hlavním úkolem LAA je správa letadel pro rekreační létání. V dalších členských státech evropského prostoru existují obdobné organizace spravující kategorie ultralehkého létání, které se v detailech liší. Mezi tyto organizace patří například anglické PFA, BMAA, německé DULV, DAeC a další, které jsou sdružované v Evropské ultralehké federaci (European Micro-light Federation - EMF) nebo Light Aircraft Manufacturers Association (LAMA).

2.1.2. Další kategorie ultralehkých letadel Ve světě existují další kategorie letadel určených pro rekreační provoz. Základní rozdělení je podle počtu sedadel, hmotnosti, přistávací rychlosti a typu podvozku (viz obr. 1.1). Pro Českou republiku je z hlediska odbytu nejvýznamnější kategorie Light Sport Aircraft (LSA) (16), která je definovaná americkým úřadem pro civilní letectví FAA. Letadlo kategorie LSA je omezeno maximální povolenou vzletovou hmotností MTOW 600 kg, která může být navýšena až na 649 kg MTOW pro plovákovou verzi letounu. 7

Kategorie ELA je obsahem připravované specifikace CS-LSA (Certification Specifications for Light Sport Aeroplanes), která je v současné době posuzovaná jako Notice of Proposed Amendment (NPA) 2008-07. Povolení k letu je možné řešit na základě Part 21A.701. 8 Literatura (9) definuje ULL následujícím způsobem: „Ultralehký letoun je letoun, který je konstruován maximálně pro dvě osoby, řízený buď přesouváním těžiště pilota, nebo aerodynamickými prostředky, jehož pádová rychlost nepřevyšuje 65 km/h, jehož maximální vzletová hmotnost je 450 kg.“


9

Pavel Pačes Rychlost letu je omezena na 222 km/h, pádová rychlost na 83 km/h, a to jak pro jednosedadlovou, tak i dvousedadlovou verzi. Letoun může být poháněný maximálně jedním motorem s vrtulí stavitelnou pouze na zemi. Pilot letadla této kategorie musí být držitelem sportovní pilotní licence nebo vyššího oprávnění. Americký úřad FAA definuje ultralehké letadlo v předpise FAR 103 (17). Letadlo spadající do této kategorie musí být v případě motorové verze lehčí než 115 kg (verze bez motoru max. 70 kg). Je dovolen jen jeden člen posádky, maximálně 19 l paliva, maximální rychlost 102 km/h a minimální rychlost 45 km/h. Pro tento typ letounů není nutný žádný pilotní průkaz, lékařská kontrola nebo osvědčení letové způsobilosti.

2.1.3. Shrnutí Ultralehké létání existuje v různých podobách po celém světě. V současné době neexistuje jednotný předpisový rámec, který by upravoval podmínky pro konstrukci a používání této kategorie letadel. Poměrně přísná pravidla pro ultralehké létání existují v České republice, Spojeném království, Itálii a Německu. Na druhou stranu existují velmi benevolentní země, jako jsou Francie a USA. Rozdíly v definici jedné kategorie letadel ve světovém měřítku vedou k problémům při přeletech hranic jednotlivých států a při prodeji letadel do zahraničí. Nadějí na sjednocení předpisové základny v Evropě je připravovaný dodatek k Part 21, který definuje zmíněnou kategorii ELA. Požadavky na avionické vybavení malých letadel jsou rozebrány v kap. 3. Tab. 2.2 Neúplné rozdělení ultralehkých letadel, padáků, kluzáků a související dokumentace Certifikační dokument

Typ letounu

LA 1

UL 1

Ultralehké letouny, motorové a padákové kluzáky, vírníky, ultralehké vrtulníky

UL 2

Ultralehké letouny (ULLa)

UL 3


Popis kategorie/název dokumentu

Název dokumentu: Organizační systém a postupy k zajišťování vymezených činností LAA ČR při správě sportovních létajících zařízení. Název dokumentu: Výklad pravidel létání a provozu civilních letadel s uvedenými odchylkami pro jednotlivé druhy SLZ.

Název dokumentu: Požadavky letové způsobilosti SLZ ‐ Ultralehké letouny řízené aerodynamicky. Popis kategorie: Maximálně dvě osoby, pádová rychlost max. 65 km/h, max. 450 kg MTOW, řízený buď aerodynamicky, nebo přesouváním těžiště. Název dokumentu: Osnova výcviku uživatele SLZ, pilota ultralehkého letounu řízeného aerodynamickými prostředky ULLa.

10

Pavel Pačes

UL ‐ 3 ULLt

PL 2

Motorové závěsné kluzáky (MZK, ULLt) (Motorové rogalo)

Padákové kluzáky (PK)

Název dokumentu: Osnova výcviku uživatele SLZ ‐ pilota ultralehkého letounu řízeného přesouváním těžiště ULLt. Popis kategorie: Maximálně dvě osoby, pádová rychlost max. 65 km/h, max. 450 kg MTOW, řízený buď aerodynamicky, nebo přesouváním těžiště. Název dokumentu: Požadavky letové způsobilosti SLZ – Padákové kluzáky. Popis kategorie: Jedná se o bezmotorové letadlo těžší vzduchu, max. dvě osoby, vzlet se uskutečňuje rozběhem pilota, aerovlekem nebo navijákem, nosné plochy nemají tuhou konstrukci.

PL 3

Název dokumentu: Osnova výcviku uživatele SLZ pilota padákového kluzáku.

MPL ‐ 3

Motorové padákové kluzáky

Název dokumentu: Osnova výcviku uživatele SLZ ‐ pilota motorového padákového kluzáku. Popis kategorie: Jedná se o letoun s: a) pomocným motorem na zádech pilota, jednomístný (max. MTOW 170 kg), dvoumístný (max. MTOW 270 kg), vzlet a přistání z nohou pilota, nebo b) s pohonem umístěným na podvozku, max. dvě osoby, s max. MTOW 350 kg.

ZL1

Název dokumentu: Výklad pravidel létání pro provoz padákových a závěsných kluzáků. Závěsné kluzáky Popis kategorie Jedná se o motorové letadlo těžší vzduchu, které je konstruováno maximálně pro dvě osoby. Maximální hmotnost (Rogala) prázdného kluzáku bez upínacího zařízení nesmí překročit 40 kg.

ZL 3

Název dokumentu: Osnova výcviku pilota závěsného kluzáku.

Ultralehké vírníky

Popis kategorie: Jedná se o letoun s rotujícími nosnými plochami uváděnými do pohybu autorotací vznikající dopředným pohybem vyvíjeným motorickou silou, která není přímo přenášena na rotující nosné plochy, max. dvě osoby, jednomístný max. MTOW 300 kg, dvoumístný max. MTOW 450 kg.

Ultralehké vrtulníky

Popis kategorie: Jedná se o letadlo poháněné rotujícími nosnými plochami, max. 2 osoby, jednomístný max. MTOW 300 kg, dvoumístný max. MTOW 450 kg.

Popis kategorie: Letadlo s pevnými křídly, max. MTOW 115 kg (verze bez motoru max. 70 kg), jen jeden člen osádky, maximálně 19 l paliva, maximální rychlost 102 km/h a minimální rychlost 45 km/h

FAR 103


11

Pavel Pačes

2.2.

Analýza nehodovosti ultralehkých letadel

V terminologii LAA je nehoda, tak jak ji známe z televizních obrazovek, označována jako „mimořádná událost“. Tato kapitola shrnuje údaje týkající se mimořádných událostí letounů typu SLZ, které poskytuje LAA a které jsou zde rozšířeny o procentuální vyjádření nehodovosti z důvodu porovnání se stavem ve světě. Následující údaje vycházejí z každoročního hodnocení mimořádných událostí uplynulého roku. V grafech, tabulkách a popisech je sledováno období od roku 2004 až do roku 2009. Některá rozdělení, poskytovaná v souhrnných zprávách, bylo třeba upravit tak, aby bylo možné vzájemné porovnání jednotlivých let z hlediska počtu nehod. Popisované přehledy uvádějí nehodovost SLZ v nejrozšířenější a zároveň médii nejvíce sledované oblasti aerodynamicky řízených UL letounů (ULLa). Ostatní kategorie letounů zde nejsou uváděny, ale statistiky jsou pro zájemce volně dostupné (např. (3)). V kategorii aerodynamicky řízených UL letounů, které patří k nejoblíbenějším, bylo v roce 2006 organizací LAA registrováno 3850 pilotů a přibližně 2100 letounů (18) a jejich počty průběžně narůstají. Graf č. 2.1 zobrazuje počet mimořádných událostí, které jsou rozlišeny podle vzniku události na zemi nebo za letu s dalším dělením na nehody a incidenty (19). Nehoda je událost, při které došlo k závažnějšímu poškození stroje nebo ke zranění osob. Incident je zpravidla předpokladem k nehodě, ale k žádným škodám na majetku či zdraví nedošlo, nebo je to událost, při které došlo k menšímu poškození stroje. Z porovnání průměrného celkového počtu mimořádných událostí a počtu letounů s platným technickým průkazem z roku 2009 (18) vyplývá, že mimořádná událost postihne přibližně 2,15 % letadel.

Počet mimořádných událostí

Celkový počet událostí za období let 2004 - 2009 50 45 40 35 30 25 20 15 10 5 0

44

2004

2005

2006

2007

2008

2009 33 28 1918

16 4 5

2 2 1 1

Pozemní incidenty

4

1

3

6

1 2

20

6

9

13

11 4 5

1 2 1 1 0 0

24

27 20

11 6

Letové incidenty Letecké incidenty Pozemní nehody Letecké nehody s s poškozením poškozením stroje bez následku na stroje zdraví či poškození majetku Typ mimořádné události

Celkem

Obr. 2.1 Celkový počet mimořádných událostí v letech 2004 až 2009 (20)

Ideálním stavem by byl nulový počet nehod ve všech kategoriích. Z grafu č. 2.1 je zřejmé, že postupně dochází ke snižování absolutního počtu nehod, přičemž celkový poměr příspěvků jednotlivých kategorií je vyrovnaný (viz obr. 2.2). Z hlediska bezpečnosti provozu SLZ je hodnotícím kritériem počet zraněných a usmrcených osob, který je zobrazen na obrázku č. 2.3A. Nejtragičtějším rokem ve sledovaném období je rok 2005. Celkový počet usmrcených osob se v posledních letech snižuje, což je pravděpodobně způsobeno stále vyšším tlakem na


12

Pavel Pačes kvalifikaci pilotů (21). V případě procentuálního vyjádření mají smrtelná zranění stále vyšší podíl v celkovém počtu událostí a bohužel mají rostoucí tendenci (viz 2.3B).

10

3,7 10,0

20

9,1 3,0 10,7

30

74,1 54,5 46,4 45,8

2009

30,0

25,0

40

36,4

50

2008

43,2

2007

2,3 6,1 3,6 4,2 0,0 0,0

2006

55,0

2005

32,1

2004

16,7 18,5

60

18,2

70

9,1 15,2 7,1 8,3 3,7 5,0

Počet mimořádných událostí [%]

Celkový počet událostí za období let 2004 - 2009 80

0 Pozemní incidenty

Letové incidenty bez Letecké incidenty s následku na zdraví či poškozením stroje poškození majetku

Pozemní nehody

Letecké nehody s poškozením stroje

Typ mimořádné události

Obr. 2.2 Procentuální vyjádření počtu mimořádných událostí rozdělených podle typu

Obr. 2.3 Rozdělení leteckých událostí podle počtu zraněných osob: absolutní stav (20)

Obr. 2.4 Rozdělení leteckých událostí podle počtu zraněných osob: procentuální vyjádření

V následujícím textu budou rozebrány hlavní nehody uplynulých let. Při popisu jednotlivých incidentů je použito termínů „normální“ nebo „standardní“ provoz. Těmito termíny je míněn provoz v rámci zákonných omezení kategorie SLZ. Do této definice nepatří lety v mracích, jakékoliv lety v malé výšce v případě, že to není v průběhu vzletu nebo přistání, a jakékoliv provádění ostrých zatáček, když to není nezbytně nutné pro změnu směru. Akrobatické obraty jsou SLZ výslovně zakázány (19). Vždy na začátku roku uveřejňuje LAA souhrn událostí za minulý rok s komentářem pro ponaučení ostatních pilotů. V následujícím textu jsou citovány události, které byly způsobeny faktory, které jsou přístrojově detekovatelné a použitelné pro varování pilota nebo případně majitele letounu. Jsou uvedeny jen krátké informace mnohdy vytržené z kontextu, tj. v případě nejasností doporučuji pro detailní popis nehody nahlédnout do literatury, která je u každého roku uvedena. V přehledu nejsou uváděny všechny nehody, protože například mimořádné události související s tím, že se piloti vracejí zpět na letiště po poklesu výkonu motoru, se často opakují. Dále nejsou uvedeny případy častých chyb při přistávání, odskoky a jejich chybné korekce.


13

Pavel Pačes

2.2.1. Mimořádné události v roce 2004 Souhrnný rozbor mimořádných událostí roku 2004 je uveden v dokumentu (19), který detailně popisuje následující čtyři události se smrtelnými následky: 1. Při dlouhém navigačním letu méně zkušeného pilota v nestabilních meteorologických podmínkách narazil letoun do země, přičemž na letadle nebyla zjištěna technická závada. Letoun měl vysunuty klapky a motor pracoval v době nárazu do země. 2. Při průletu v malé výšce nad vzletovou a přistávací dráhou (VPP), po opětovném vzletu a následné souvratové zatáčce narazil letoun, kde spolucestující nebyl připoután, naplocho do země. 3. Pilot prováděl intenzivní manévrování v malé výšce nad terénem pro pobavení přihlížejících známých a spolucestujícího. Při provádění zatáčky v nožovém letu pilot narazil do země. 4. Po vzletu za nepříznivých meteorologických podmínek (silný nárazový vítr a turbulentní prostředí způsobené zvlněným terénem) narazil letoun řízený pilotem s náletem v řádu stovek hodin do země. Pilot nebyl z důvodu ovlivnění alkoholem způsobilý k řízení letadla. Další události pak patří k těm méně závažným. 5. Při odskoku způsobeném při nepovedeném přistání došlo k poškození podvozku. 6. Problém s navigací způsobil neplánované přistání pilota na vojenském letišti. 7. Nedodržení úkonů předepsaných před vzletem vedlo k nouzovému přistání poté, co pilot odstartoval se zavřeným palivovým ventilem. 8. Technické problémy s podvozkem vznikaly při školním provozu letadla a nácviku přistání. Podvozek byl přetěžován při přistávacím manévru při vyšších rychlostech, na nezpevněných plochách a při přetěžování letounů. Všechny vyjmenované události jsou komentované jako nehody, kterým bylo možné těsně před jejich vznikem předejít správným opravným manévrem.

2.2.2. Mimořádné události v roce 2005 V roce 2005 (22) došlo k významnému poklesu mimořádných událostí (viz obr. 2.1), ale bylo v tomto roce zaznamenáno více smrtelných nehod. 9. První událostí roku 2005 byl náraz letounu do země při pokusu o přistání v oblasti se špatnou meteorologickou situací, která se zhoršila poté, co pilot vyzvedl čekajícího cestujícího. 10. V dalším případě se pilot (s cestujícím) po startu rozhodl pro nízký okruh zpět do prostoru letiště, při kterém došlo vinou neoriginálních dílů k zadření motoru. Pilot se přesto v malé výšce rozhodl let dotočit ostrou zatáčkou, při které ztratil rychlost a narazil do země. 11. Při pokusu o mezipřistání plně naloženého letounu na VPP pro agrochemickou činnost, která nebyla vhodně upravena (vysoká tráva) a z důvodu dalších vlivů (vítr a teplota), došlo po krátkém nestabilním letu při minimální rychlosti k prosednutí letounu až na zem, kde po nárazu začal hořet.


14

Pavel Pačes 12. Po startu a následném stoupání nad prostory provozních budov se pilot rozhodl pro provedení ostré zatáčky, která zapříčinila ztrátu vztlaku na jedné polovině křídla a vedla k nekoordinovanému pádu. 13. V jednom případě pilot letoun po startu přetáhl, došlo ke ztrátě rychlosti a pádu na zem (letoun neměl technické osvědčení a pilot neměl potřebnou kvalifikaci). 14. Podobně jako v předchozím případě došlo ke ztrátě tahu pohonné jednotky v důsledku neodborné manipulace s převodovkou a pilot následně nezvládl nouzové přistání. 15. Dvě nehody byly způsobeny rozpojením systému řízení za letu po neodborné manipulaci s letounem. 16. Po vysazení motoru a při pokusu o nouzové přistání pilot havaroval z důvodu chybného rozpočtu (omezený dokluz), který nezohledňoval protivítr.

2.2.3. Mimořádné události v roce 2006 V roce 2006 došlo k dalšímu poklesu celkového počtu nehod, přičemž vybrané události jsou následující: 17. Po návratu do prostoru letiště se pilot rozhodl provést nízký (30m) průlet vysokou rychlostí přes VPP s následným nestabilním přechodem z pravé do levé souvratové zatáčky, která byla ukončena kolmým nárazem do země. 18. Při další události došlo k poškození letounu za letu. Důvodem byla pravděpodobně zástavba silnějšího motoru a pilotáž nad rámec rekreační činnosti, kterou zkušený pilot předváděl divákům na zemi. 19. Po zástavbě nového motoru se pilot rozhodl k jeho vyzkoušení. Bohužel motor krátce po startu vysadil. Místo aby pilot přistál přímým letem, rozhodl se točit zatáčku o 180° do směru po větru. V průběhu provádění zatáčky došlo ke ztrátě rychlosti a následně k pádu letadla.

2.2.4. Mimořádné události v roce 2007 Z grafu na obrázku č. 2.1 je zřejmé, že ve většině kategorií nehod došlo v roce 2007 ke snížení počtu událostí, nebo se stav nezměnil (23). Celkově došlo v roce 2007 k 24 událostem. 20. Skupinou, ve které došlo k nárůstu, jsou letové incidenty. Jedná se tedy o události, které mohou ohrozit i ostatní účastníky letového provozu. Nejzávažnější z této kategorie událostí jsou případy, kdy dojde k letu bez letového povolení v chráněném prostoru (CTR, TMA apod.) nebo v rozporu s letovým povolením, popřípadě když dojde k narušení zakázaných či omezených prostorů. K závažnějším událostem patří následující: 21. Pilot manévroval s letadlem v malé výšce nad městem pravděpodobně kvůli tomu, aby umožnil svému spolucestujícímu fotografovat. Při provádění ostré zatáčky v malé výšce nad terénem (30m) ztratilo letadlo rychlost a přešlo do vývrtky zakončené pádem na volnou plochu v jinak zastavěné oblasti. 22. K další události došlo při přistání s bočním větrem, kdy pilot neudržel letoun ve směru dráhy a přistál mimo. Protože hrozila srážka s hraniční značkou VPD, pokusil se pilot


15

Pavel Pačes přidáním plynu překážku přeskočit, ale z důvodu nedostatečné rychlosti došlo k pádu po křídle z výšky přibližně 5m na plochu letiště. 23. V dalším případě došlo po startu k poklesu výkonu motoru a pilot se rozhodl na základě předchozích zkušeností z jiného typu letounu provést obrat o 180° a vrátit se na letiště. Při obratu došlo ke ztrátě rychlosti a pádu na zem. 24. K zajímavé nehodě došlo při vzletu letadla, kdy motor pracoval nepravidelně, ale pilot se přesto rozhodl pokračovat ve vzletu. Následně letadlo přestalo stoupat a pilot použil záchranný padákový systém.

2.2.5. Mimořádné události v roce 2008 Rok 2008 (20) je zajímavý tím, že se výrazně zvýšilo procento strojů poškozených při nehodách a také počet událostí se smrtelnými zraněními vzrostl nad průměrnou hodnotu (viz obr. 2.2), tzn. když piloti chybují, tak chybují hrubým způsobem. 25. Při letu za ztížených podmínek (omezení vzdušného prostoru) a v nevhodné meteorologické situaci narazili dva piloti do země při pokusu o průlet nízkou oblačností. 26. Při cvičení nestandardních režimů letu (instruktor a student) při minimální rychlosti a po přetažení přešel letoun do vývrtky a narazil do země. Těsně před událostí se letadlo nacházelo v přibližně dvojnásobné výšce pro let po okruhu (tj. ≈300 m, což je pro takový manévr velmi nízko). 27. Pilot začal ihned po odpoutání od země točit zatáčku do směru po větru a v přibližně 70 m přešel letoun po sérii neuspořádaných pohybů do střemhlavého letu a narazil do země. V krvi pilota a jeho spolucestujícího bylo zjištěno větší množství alkoholu. 28. Krátce po vzletu začal pilot (i s cestujícím) provádět akrobatické manévry v malé výšce. Let byl zakončen stoupáním s následným „přetlačením“ přes záda, kdy v sestupném letu letoun narazil do země pod malým úhlem. 29. Další pilot s cestujícím narazili do země při přeletu za nevhodných meteorologických podmínek (podmínky pro let podle přístrojů), kdy si pilot nezjistil meteorologickou situaci na cílovém letišti. 30. Po vzletu s novým letounem došlo při druhé zatáčce k přechodu do vývrtky a pádu z výšky přibližně 150 m. 31. Pilot větroně přestavěného na UL letadlo s motorem na pylonu ztratil rychlost a spolu s pasažérem přešli do vývrtky a spadli do lesa (pilot a cestující seděli za sebou). 32. Po problémech s pohonnou jednotkou došlo k poklesu výkonu zapříčiněnému palivovým čerpadlem a následnému nedokončenému návratu na letiště. Zajímavé je, že k problémům s palivovým čerpadlem došlo již v minulosti.

2.2.6. Mimořádné události v roce 2009 V roce 2009 došlo k nejmenšímu počtu mimořádných událostí (24) což lze odůvodnit stálým tlakem LAA na zvyšování bezpečnosti provozu formou školení (např. (21). V tomto roce došlo k některým zajímavým událostem, které jsou uváděné dále. 33. K první nehodě tohoto roku došlo při vzletu nově pořízeného letadla, kdy při zkoušce pojíždění pilot vzlétl a ve výšce přibližně 15 m došlo k přechodu do pravotočivé zatáčky Provoz malých a ultralehkých letadel

16

Pavel Pačes ukončené nárazem do země. Svědci konstatovali, že rozjezd letadla byl neúměrně dlouhý (pro daný typ letadla a meteorologickou situaci). 34. Další nehoda byla způsobena technickou závadou spoje vzpěra-křídlo, který byl pravděpodobně neodborně upraven. 35. Pilot UL letadla provedl nízký průlet nad místní restaurací, přičemž zavadil o dráty nízkého napětí, narazil do pergoly a dopadl do prostoru zahrady restaurace. 36. K nehodě došlo při dobrovolném přistání do terénu, kdy se pilot rozhodl přistát v problematické terénní situaci levotočivou zatáčkou na krátkou plochu začínající terénním zlomem. 37. Při navigačním letu letadla UL došlo k ztrátě orientace a letadlo se přiblížilo k LKPR 24 místo k LKVO, kde došlo k omezení ostatního provozu. 38. Při vodorovném letu blízko rychlosti VNE došlo k aeroelastickému jevu, který poškodil vodorovné ocasní plochy, což vedlo k jejich zablokování. Pilot použil pyrotechnický záchranný systém, který správně zafungoval, a oba členové posádky vyvázli bez zranění.

2.2.7. Příčiny nehod a nehodovost ve světě Počet nehod UL letadel v ČR se drží na poměrně nízkých hodnotách vzhledem k celkovému počtu letounů, a proto je poměrně těžké rozdělit jednotlivé nehody do kategorií, které by bylo možné vzájemně porovnávat v jednotlivých letech. Statistické rozdělení příčin událostí v ultralehkém létání je problematické, protože citované reporty obsahují toto dělení pouze ve zhodnocení let 2004 (19), 2005 (22), 2006 (25), 2007 (23). Dále jsou počty nehod v roce 2004 dopočítané z uvedeného procentuálního rozdělení a některé kategorie příčin nehod bylo nutné sloučit do porovnávané množiny (viz obr. 2.5) protože dělení nehod je každý rok lehce odlišné. Problém také působí rok 2005 (22), kdy je v přehledu uváděn celkový počet 33 nehod, ale prostým součtem příčin dojdeme k počtu 39 událostí.

Obr. 2.5 Absolutní rozdělení příčin mimořádných událostí v provozu SLZ (25)

Obr. 2.5 (a procentuální vyjádření na obrázku 2.6) zobrazuje základní rozdělení nehod z hlediska jejich příčin, přičemž nejvíce chyb vzniká při přistávacím manévru. Jedná se většinou o chybný rozpočet, který následně vede k potlačení letadla, vysoké přistávací Provoz malých a ultralehkých letadel

17

Pavel Pačes rychlosti a odskoku letadla, jehož účinek na konstrukci letadla je znásoben nerovným, travnatým povrchem VPP a v některých případech i přetížením letadla. Nehody způsobené vysazením motoru po startu je možné spojit s položkou nezvládnutí techniky pilotáže při vzletu. Protože v okamžiku vzletu pracují necertifikované motory UL letounů na maximální výkon, dochází právě v této fázi letu k poruše nejčastěji. Problém nastává v případě, že se pilot v malé výšce nad terénem rozhodne k manévru, který ho má přivést zpět na letiště a při kterém hrozí ztráta rychlosti a pád na zem. Řetězec chyb pilota vedoucích k chybě pilotáže často souvisí s potlačením pudu sebezáchovy pilota a jeho účelovým letem do oblasti s nevhodnou meteorologickou situací nebo pro pobavení diváků. Jedná se o situace, kdy by euforii pilota mohlo přibrzdit varování při výskytu prvního problému a tím by došlo k následnému zabránění kumulace chyb, které vedou k neštěstí. Technickým problémům typu rozpad vrtule nebo špatně opravené táhlo řízení je možné zabránit snad jen zpřísněním požadavků kladených na provoz SLZ. V některých případech je možné použít elektronické průvodce kontrolující provedení všech předepsaných úkonů (tzv. check-list) nebo přiblížení ke kontrolovaným prostorům.

Obr. 2.6 Procentuální rozdělení příčin mimořádných událostí v provozu SLZ

V USA je v oblasti všeobecného letectví od roku 1939 aktivní organizace „Aircraft Owners and Pilots Association“ (AOPA), která jednou ročně vydává dokument týkající se nehod v uplynulém roce s názvem „Nall Report – Accident Trends and Factors“. Tyto dokumenty jsou od roku 1989 dostupné online (26). Jedná se o detailní analýzu nehod v kategorii „General Aviation“ (GA) a část dokumentu je věnována amatérsky stavěným letadlům. Vývoj nehodovosti v této kategorii letadel je zobrazený na obrázku 2.7. Z grafu je zřejmé že poměr nehod amatérsky postavených letadel k ostatním strojům v kategorii GA i počet smrtelných událostí postupně narůstá (viz procentuální údaj), ale celkový absolutní počet nehod je konstantní (27). Procentuální nárůst počtu nehod vzhledem ke zbytku kategorie GA by mohl naznačovat, že v USA stále více pilotů létá a havaruje na amatérsky postavených letadlech. Obr. 2.8 (27) zobrazuje rozdělení nehod amatérsky postavených letadel v USA v roce 2007. Rozložení typů nehod amatérsky postavených letadel je srovnatelné se zbytkem kategorie GA pouze s větším množstvím událostí označených „maneuvering“. Podle literatury


18

Pavel Pačes (27) patří do těchto manévrovacích událostí nehody související se ztrátou rychlosti, s nárazem do překážek na zemi, případně do terénu a s akrobacií. Porovnání situace v USA a ČR je opět problematické z důvodu rozdílné definice jednotlivých kategorií, ale není nereálné. Snad jedinou položkou, která se dá přímo porovnávat, je poměr nehod při přistávacím manévru, kdy dochází v ČR průměrně k 20% všech nehod. V případě, že porovnáme položku „maneuvering“ s řetězcem chyb, které vedly k nezvládnutí techniky pilotáže sledované v ČR, zjistíme, že čeští piloti jsou dvakrát nedisciplinovanější než jejich američtí kolegové. Ještě hůře vychází porovnání položky „Preflight and taxi“ se sledovanou položkou „Nesprávná reakce pilota při pojíždění“. Oproti tomu porovnání mechanických problémů dopadá pro ČR mnohem lépe. Problematické je porovnání událostí vzniklých při startu letounu, které vychází dvakrát lépe pro ČR v případě, že nejsou započítávané problémy s motorem, ke kterým při startu často dochází.

Obr. 2.7 Absolutní údaj a poměr počtu nehod amatérsky postavených letadel ke kategorii GA v USA (28)


19

Pavel Pačes

Obr. 2.8 Rozdělení nehod amatérsky postavených letadel v USA v roce 2007 (26)

2.3.

Navrhovaná řešení popsaných problémů

V následujících bodech jsou popsány systémy a procedury, které by mohly vést k vyřešení některých popisovaných událostí bez vzniku incidentu, přičemž u jednotlivých návrhů jsou citovány dříve popsané události (např. 1, 2004). Po analýze jednotlivých mimořádných událostí z domova i ze zahraničí lze možná protiopatření rozdělit do kategorie: administrativní a kategorie technické, přičemž technická opatření mohou poskytnout data pro administrativní zásah. V následujícím textu jsou prezentovány prostředky, které jsou ihned realizovatelné a aplikovatelné jak plošně, tak i individuálně pilotem, a prostředky, které jsou v současné době obtížně realizovatelné.

2.3.1. Administrativní opatření Obecně lze říci, že větší procento méně závažných událostí způsobují piloti s menší zkušeností, proto je výhodné zvýšit intenzitu výcviku pilotů vhodným tréninkem. V této oblasti se velmi angažuje LAA ve formě různých školení a informačních akcí, např. (21). I v oblasti malých letadel je možné využívat zkušeností aplikovaných v letecké přepravě pro přípravu pilotů na nejrůznější mimořádné situace v simulátorech různých kategorií od jednoduchých postupových zařízení po velmi nákladné, tvz. „full motion“ simulátory (viz např. obr. 2.10). Nasazení těchto zařízení je ekonomicky stále dostupnější, což se projevuje i vzrůstající aktivitou v oblasti simulační techniky UL letadel (viz obr. 2.9).


20

Pavel Pačes

Obr. 2.9 Simulátor kategorie LSA vyvíjený na FIT Brno

Obr. 2.10 Simulátor 301 společnosti ForceDynamics, USA (29)

Část popisovaných problémů při provozu SLZ vznikla na základě intoxikace organismu dalšími látkami, což pravděpodobně snížilo schopnost pilota patřičně vést letadlo po trati (viz události č. 4, 2004; 27, 2008). Metodou, která by omezila tento druh nehod, je použití např. alkohol-testeru před každým letem a na základě výsledku testu by pilotovi nebyl let povolen. Jinou možností je automaticky omezovat létání pilotům se záznamem o požití alkoholu, jak je to běžné v USA (30), kde piloti při lékařské prohlídce souhlasí se zpřístupněním údajů z policejního rejstříku a dovolují FAA klást dotazy na jejich případné dřívější problémy s omamnými látkami. Pilot je povinen hlásit všechny prohřešky a v případě, že FAA objeví rozpor, je pilotovi pozastavena a případně odebrána pilotní licence. Schopnost využít nabyté teoretické znalosti v praxi je odlišná pro každého člověka. Z citovaných statistik plyne, že zvýšenou náchylnost k nehodám mají čerství absolventi pilotního výcviku (viz 35, 2009) a také zkušení piloti, kteří cítí potřebu předvést své pilotní umění přátelům (viz 3, 2004; 36, 2009). Uvedené příklady patří k těm, které skončily nehodou a dostaly se až do oficiálních záznamů. Zajímavou otázkou zůstává, ke kolika podobným předváděcím akcím, o kterých však neexistuje žádný oficiální záznam, dochází. V tomto případě není technicky problematické v letovém záznamu vyhodnotit opakované nízké průlety nad určitou oblastí, nebo městskou zástavbou a provádění nepovolených obratů. Na základě těchto vyhodnocení by byla pilotovi pozastavena pilotní licence. Aby byl předchozí krok aplikovatelný na celou flotilu letadel, musela by být příslušným úřadem plošně nařízena povinnost vybavit letadlo systémem s doporučenými vlastnostmi. Obecně může majitel letadla používat letadlo pro vlastní potřebu nebo může letadla pilotům pronajímat (např. aeroklub). V případě, že dochází k pronajímání letadla, má majitel právo definovat, jaké manévry jsou pro zachování bezpečnosti všech jeho uživatelů s letadlem povoleny. Jedná se například i o povinnost používat určitý startovací/přistávací koridor, let ve vymezených prostorech atd. V případě, že majitel na základě zjištěných dat dojde k závěru, že pilot opakovaně porušuje požadavky kladené na provoz letadel, může pilota při další žádosti o pronájem stroje odmítnout. Podobně by mohl fungovat i plošný systém monitorování chování letadla v průběhu letu, který by v případě porušení pravidel létání umožnil poskytnout podklady pro udělení podmínky, případně odebrání pilotní licence. Prvotní systém by mohl být realizovaný jako soubor modulů, které zaznamenají polohu letadla při jeho letu. Po skončení letu dojde k uložení trajektorie do databáze a k jejímu porovnání s databází tvaru povrchu (např. (31), Shuttle Radar Topography Mission (SRTM), pozemních překážek, stavu počasí v době letu a regulovaných prostorů (TMA/CTR, MCTR, …). Obecně lze konstatovat, že povědomí o ohodnocení výsledku letu (monitorování) zvětšuje soudnost pilotů, přičemž materiální


21

Pavel Pačes náklady na realizaci vhodného zařízení jsou v porovnání s cenou letadla zanedbatelné. Předpokládané náklady na základní monitorovací systém jsou uvedeny v tab. 2.3, která se opírá o ekonomické ukazatele z roku 2010. Výrobní náklady na tento systém číní přibližně 3000,- Kč, přičemž profesionální zařízení s podobnou funkcionalitou se prodává za 6500,- i s funkcí přenosu dat přes GSM sítě (viz Teltonika GH1201). Tab. 2.3 Rozpočet pro realizaci zařízení pro monitorování letu letadla Součást

Cena [Kč]

Deska plošných spojů

400,‐

Komunikační procesor

200,‐

Diskrétní součástky

600,‐

Záznamové médium (4 GB)

270,‐

Pouzdro

500,‐

Přijímač systému GPS s anténou

900,‐

Celkem

2 870,‐

Majitel letadla nebo plošně kontrolní organizace může také vydat pravidla pro kontrolu přístrojů před namontováním na letadlo a pro pravidelné kontroly přesnosti údajů jednotlivých přístrojů během provozu. K poslední skupině nehod došlo po neodborné manipulaci, nebo opravě letadlových částí (viz 34, 2009). Tyto nehody nejsou v této práci dále rozebírány.

2.3.2. Technická opatření Mezi technická opatření patří vybavení letadla takovým avionickým vybavením, které umožní detekovat výskyt problému a vhodným způsobem pilota upozorní na potřebu zvýšené pozornosti k dané situaci.

2.3.2.1. Ztráta orientace Problémy se ztrátou orientace z důvodu meteorologických podmínek se projevily při událostech č. 1 a 4, 2004, při letu pro pasažéra při události č. 9, 2005 a při návratu na domovské letiště v 6, 2004, 25 a 29, 2008. Mimořádné události by nevznikly, kdyby se piloti nerozhodli podstoupit riziko průletu nízkou oblačností a přistáli na nejbližší vhodné ploše. Pro detekci problémů s počasím je možné využít následující systémy:  Běžně dostupné informační zdroje – internet, telefonát na příslušnou meteo-stanici.  Meteorologický radar.  Datové spojení přenášející na palubu letadla aktuální informace o počasí v oblasti směru letu. Jedná se o viditelnost, rychlost a stálost větru a množství srážek. Ztrátu orientace v prostoru je možné korigovat použitím:  Přesného ukazatele umělého horizontu.


22

Pavel Pačes  

Databáze informací o tvaru terénu před letadlem, kdy systém bude generovat varování v případě, že by došlo k nesprávnému nasměrování letadla nebo přiblížení k terénu9. Zjištění informací o počasí by mělo být součástí check-listu při startu letadla (viz dále).

2.3.2.2. Porušování chráněných prostorů V roce 2007 došlo ke zvýšení letových incidentů, kdy piloti provedli nepovolený vlet do chráněných prostorů (Terminal Control Area/Control Zone – TMA/ CTR, apod.), čímž ohrozili i ostatní účastníky letového provozu. V roce 2009 došlo dokonce k omezení provozu na letišti Praha Ruzyně (viz č. 37, 2009).  Vstup do chráněných prostorů může být jednoduchým způsobem kontrolován automatickým systémem na základě znalosti polohy stroje a databáze obsahující chráněné prostory. Systém může být řešen buď jako přehledný systém zobrazení CRT, TMA atd. prostorů, nebo jako zvuková zpráva, generovaná při přiblížení k chráněným prostorům. Do roku 2006 byla k dispozici volně dostupná databáze informací o vzdušných prostorech jednotlivých států a letišť „Digital Aeronautical Flight Information File“ poskytovaná americkou vládou. V současné době jsou volně k dispozici data ve formátech SUA (32) (.sua), OpenAir (.air) nebo KML (33), která ale nezaručují aktuálnost a přesnost.

2.3.2.3. Technické problémy, příprava k letu Tyto problémy vznikají za provozu letadla jeho postupným opotřebením, ke kterému velkou měrou přispívá přetěžování letounu při startu (viz 8, 2004 – a pak při přistání), tvrdé přistání při vysoké rychlosti doprovázené odskoky (viz 5, 2004) a problémy výpadků necertifikovaných motorů UL letadel znásobené v některých případech neodbornou manipulací (viz 14, 2005; 32, 2008).  Energie absorbovaná konstrukcí letounu se dá jednoduchým způsobem měřit akcelerometrem. Změřená energie nárazu může být přímo zobrazena pilotovi a dále uložena pro průběžné ohodnocení technického stavu konstrukce letadla.  Předchozí bod ovšem neřeší problém přetížení letadla při startu, kdy by bylo nejvhodnějším řešením letadlo těsně před startem převážit. Další možností je umístit na kola letadla senzory hmotnosti (což by zabránilo několika nehodám v roce 2004). Příčiny, které zatím není možné vyřešit, jsou např. 15, 2005, kdy došlo k technickým problémům zapříčiněným neodbornou manipulací s vybavením letadla. S technickými problémy souvisí i provedení všech předepsaných úkonů při startu a přistání letadla. Jedná se o tzv. check-list předepsaných úkonů (viz nehoda 7, 2004).  Pilot by mohl projít všechny předepsané úkony společně s elektronickým průvodcem, případně by mohl být elektronickým systémem kontrolován a na nedostatky systémem upozorněn. Informace by mohla být pro pozdější vyhodnocení (např. majitelem letadla) zaznamenána i do záznamu o provedeném letu. S problematikou souvisí i např. senzory v zámcích od pásů (viz 2, 2004), které jsou již běžně montované v automobilech, integrace 9

V praxi existuje koncept obsahující uvedenou funkci označovaný jako GPWS (Ground Proximity Warning System), nebo TAWS (Terrain Awareness Warning System).


23

Pavel Pačes informací z různých senzorů (např. průtok paliva - viz 7, 2004) nebo monitorování hodin náletu spolu s ohodnocením průběhu letu z hlediska namáhání konstrukce a monitorování doby letu absolvované pilotem, jak je zvykem u řidičů. Položkou check-listu by mohla být i kontrola toho, jestli pilot zkontroloval stav počasí v místě cíle letu (viz 29, 2008).

2.3.2.4. Chybná technika pilotáže (při startu a přistání) Problémům při přistání je připisováno 20% všech mimořádných událostí, což řadí přistání k nejobtížnějším manévrům letu. Mnoho nehod je způsobeno vlivem bočního větru, kdy pilot nedokáže letoun udržet v požadovaném směru, přistává ve vysoké rychlosti, brzy podrovnává a špatně opravuje chyby při přistání (odskok). S nezvládnutím techniky pilotáže při přistání souvisejí další problémy technologického charakteru (viz 22, 2007), které vznikají na základě zvýšeného namáhání konstrukce.  Řešením problémů s konstrukcí je ohodnocení kvality přistání na základě údaje z jednotky měření působícího přetížení. Výstupem bude informace o tom, kolik „standardních“ přistání aktuální pokus vypotřeboval (P39). Vstupem systému by byly přístroje s akcelerometry, nebo inerciální systém spolu s údaji senzorů na kolech letadla.  Pro přesné navedení na přistání je nejvhodnější zobrazit pilotovi optimální letovou trasu neboli přistávací koridor (viz 10, 11, 2005). Trasa může být editována ve speciálním počítačovém programu nebo může být použit záznam z přístrojů zkušeného pilota, který zaletí bezchybné přiblížení a přistání na letiště. Méně zkušený pilot bude moci na základě zaznamenaných údajů opakovat přistání svého kolegy s tím, že když se příliš odchýlí od zaznamenané trasy, bude vhodným způsobem upozorněn a bude mu doporučeno opakovat přistávací manévr (viz 22, 2007). Kvalitu přistávacího manévru je možné monitorovat i zpětně po letu a v případě opakovaného výskytu nestandardních přistání u jednoho pilota je možné doporučit další speciální trénink.  Problémy při startu jsou způsobeny částečně bočním větrem, kdy piloti neadekvátně reagují v neznámé situaci, kterou by mohli procvičit na simulátoru. Další oblastí je výpadek motoru, který je spuštěn na plný výkon v době startu. V těchto okamžicích se při výšce do 50m doporučuje vždy letět přímo kupředu a nepřemýšlet o návratu na letiště. Elektronický systém detekce letových manévrů a vyhodnocení polohy letadla může vhodným upozorněním odradit pilota např. od úmyslu vrátit se na letiště v případě nedostatečné výškové nebo rychlostní rezervy.  V případě pohybu po ploše letiště je možné využít systému vedení letadla již v režimu pojíždění na start a přesunu mezi VPD a stojánkou.

2.3.2.5. Nekázeň pilota Nekázeň pilota a potlačení pudu sebezáchovy je jednou z nejčastějších příčin nehod (viz 2, a 3, 2004, 18, 2006, 21, 2007, 26, 2008, a 28, 2008). Piloti v některých případech vědomě překračují parametry letounů z důvodu prezentace svých schopností divákům. Řešením je v tomto případě snad jen reálná možnost odebrání pilotního průkazu v případě, že dojde k detekci nepovolených manévrů.


24

Pavel Pačes 





Každý letoun má výrobcem doporučenou tzv. letovou obálku, která představuje soubor maximálních limitů daného stroje a kterou je možné jednoduchým způsobem porovnávat s aktuálně naměřenými daty (viz 31, 2008). Podle pohybu letadla v prostoru je možné detekovat provádění akrobatických manévrů a tyto údaje použít pro odebrání pilotního průkazu (viz 28, 2008). Jisté problémy působí výcvikové lety (viz 26, 2008), které by byly umožněny ve speciálním módu, který by umožňoval např. lety při minimální rychlosti, ale současně by hlídal jejich provádění v dostatečné výšce nad terénem (600 m). Části uvedených mimořádných událostí může zabránit vyhodnocení aktuálně prováděných manévrů letadla, detekce kritických náklonů, nízké výšky a rychlosti.

2.3.3. Navrhované technické vybavení letadla Předchozí kapitoly naznačují směr vývoje k avionickému vybavení, které by mělo uživateli připomenout limity jeho stroje v případě, že by mělo dojít k jejich překročení. Další podstatnou částí systému jsou rady v případě výskytu nestandardních situací, které by přerušily „řetěz po sobě jdoucích událostí“ vedoucích k mimořádným událostem. Poslední částí navrhovaného systému je poskytnout lepší systém monitorování pohybu letadla v prostoru, který by pomohl se zvýšením bezpečnosti jak létajících, tak i pozemních účastníků letového provozu. Navrhované řešení vede k návrhu expertního systému využívajícího znalostí získaných dosavadním provozem UL letadel. Expertní systém bude realizován ve formě SW vybavení, které je složené z modulů vyhodnocujících jednotlivé režimy letu. K velkému zlepšení bezpečnostní situace by mohlo dojít již jen vědomím, že existuje monitorovací systém, který umožní vyhodnotit podmínky letu, a že daný záznam může být použit k odebrání pilotního průkazu. Navrhovaná struktura avionického vybavení je zobrazena na obr. 2.11. Skládá se z elektronických modulů sdílejících napájecí a komunikační vedení, které se svojí strukturou podobá konceptu označovanému jako modulární avionika. V tomto případě musí návrhář řešit specifické problémy rozdělování dostupných zdrojů (34).

Obr. 2.11 Navrhované obsazení avionického systému


25

Pavel Pačes

Koncept modulárního avionického systému je v civilním leteckém provozu běžně používaný, přičemž využívá standardizovaných propojení typu ARINC429 nebo v poslední době AFDX. V oblasti malých letadel není tento koncept příliš rozšířen. V případě, že se používá spojení několika modulů mezi sebou, je použit proprietální protokol využívají sběrnici IIC, RS232 nebo v poslední době sběrnici CAN (35). Trendem současné doby je integrovaná modulární avionika, kdy se již nemluví o blocích, tj. modulech obsahujících HW a SW, propojených sběrnicí, ale o funkcích, které sdílejí jeden HW modul a přistupují k jednomu definovanému rozhraní. Tento model přináší zvýšené požadavky na spolehlivost integrovaných modulů, které se mohou ovlivňovat navzájem. Jedná se o trend, který se zavádí na vojenských letadlech a pomalu přechází do projektů velkých civilních letadel. Pro realizaci avionického systému malých a ultralehkých letadel je nejvhodnější zvolit systém vzájemně propojených elektronických modulů, kdy výpadek jednoho modulu neovlivní funkci zbytku systému. Avionický systém by se měl skládat z následujících standardních prvků (viz obr. 2.11):  Systém správy a distribuce napájení (PWR) Jedná se o systém spravující dobíjení záložního akumulátoru z dynama umístěného na motoru a distribuci energie dalším modulům, které již obsahují pouze zjednodušené obvody úpravy napájení.  Palubní zobrazovače a jejich ovládací prvky Palubní zobrazovače v malých letadlech představují mechanické přístroje převádějící měřenou veličinu na pohyb ručky před stupnicí. V poslední době se objevují elektronické zobrazovače dokonce s maticovými LCD panely, které umožňují zobrazovat širokou škálu informací. Navrhovaný systém počítá s realizací jak komplexních zobrazovačů (PFD, MFD), tak i jednoúčelových přístrojů (SI).  Systémy určování polohy Jak již bylo napsáno, provoz UL letadel je povolený pouze v podmínkách VFR. Malá letadla (SLZ) nejsou standardně vybavována inerciálním referenčním systémem (INS), a to z důvodu jejich určení pro let v podmínkách dostatečné viditelnosti. V případě vybavení letadla inerciální měřicí jednotkou a zobrazovačem je použité zařízení založené na levných senzorech, jejichž parametry ovšem nepostačují pro provoz v podmínkách letu podle přístrojů. Tyto systémy se dále kombinují s dalšími měřicími moduly, jako je např. magnetometr nebo přijímač signálu GPS, který umožňuje přesné určení globální pozice letounu.  Systémy monitorování pohonné jednotky Tyto systémy se vyvíjejí z jednoduchých ukazatelů teplot, tlaků, průtoku a množství paliva do sofistikovaných přístrojů navržených pro jeden druh motoru. Systémy s univerzálním použitím se většinou dále rozdělují na monitorovací jednotku měření motorových parametrů (EMS) umístěnou na motoru a zobrazovací prvek s maticovým displejem, které jsou propojené komunikačním rozhraním.  Datové spojení Malá letadla mohou být vybavena radiostanicí pro spojení s řídícím letového provozu, přičemž tato radiostanice, nebo jiný komunikační kanál můžou být použity i pro přenos informací o počasí ve směru letu letadla. Malá letadla obyčejně nejsou vybavena dalšími systémy pro přenos dat, kromě (v některých případech) odpovídače sekundárního radaru, který na základě dotazu odesílá základní informace o průběhu letu letadla.


26

Pavel Pačes 

Aerometrické veličiny Letové veličiny představují životně důležité parametry letu. Pro jejich indikaci jsou používány jednoduché mechanické přístroje nebo přístroje s převodem hodnoty atmosférického tlaku na elektronický signál. Tyto přístroje mají své obdoby i v případě měření rychlosti. Obdobně jako u motorových parametrů je možné rozdělit systém na měřicí a zobrazovací část, které jsou propojené datovým vedením. V případě měřicí části se jedná o aerometrický počítač (ADC), který sbírá data z několika senzorů (výšky, rychlosti, teploty, úhlu náběhu (AOA) a úhlu vybočení (AOS)), převádí je na digitální signály, vyhodnocuje a dopočítává jednotlivé parametry.  Další systémy Obecně nejsou malá letadla vybavována dalšími systémy, které by zvyšovaly bezpečnost letu, např. vyhodnocení aktuálně prováděných manévrů, vlivu působícího přetížení na konstrukci (při manévrech a při přistání), záznam letových dat a jejich přenos do nadřazeného počítače a další. V průběhu analýzy nehod byly navrženy další systémy, které by mohly přispět ke zvýšení bezpečnosti leteckého provozu. Jedná se o:  Modul monitorování letu letadla s následujícími funkcemi: o Kontinuální výpočet možností letadla (dolet) vzhledem k jeho poloze, kdy systém automaticky vyhledává z interní databáze polohu zastavěných ploch, vysokých překážek, vhodných VPD a ploch vhodných pro bezpečná nouzová přistání. o Online monitorování stavu chodu motoru (P39). Po detekci výpadku pohonné jednotky nebo případně při poklesu výkonu motoru systém automaticky vypočítá možnosti letadla vzhledem k jeho výšce a rychlosti a na tyto možnosti pilota vhodným způsobem upozorní. o Vyhodnocení prováděných manévrů z hlediska parametrů dovolených konstruktéry letadla. Prvotní systém vyhodnocení bude realizován ze záznamu po letu s dalším rozšířením, které bude let hodnotit okamžitě a generovat příkazy pro systém generování audio hlášení. o Online zobrazení monitorovaných nebo chráněných prostorů pilotovi. o Funkce generování varování v případě, že se letoun dostane k okraji letové obálky, varování o příliš malé výšce v případě, že je letoun v letovém módu. o Možnost zobrazení precizní přistávací trajektorie pilotovi.  Modul univerzálního datového spojení s následujícími funkcemi: o Bezdrátový přenos informací o letu a stavu letadla. Jedná se o přenos informací na krátkou vzdálenost v oblasti stojánky letadla. Pro tento druh přenosu dat je možné použít běžně dostupnou bezdrátovou technologii. o Přenos informací o počasí na palubu letadla v oblasti směru letu, který by byl navázán na zvukové varování nebo vizualizační systém. V tomto případě se jedná o přenos většího množství informací na palubu letadla, pro které by bylo z hlediska nákladů nejvýhodnější použít přenos v bezlicenčních pásmech. o Sběr informací od ostatních letadel pracující na principu automaticky konfigurovaného časového přístupu k přenosovému kanálu, který bude pracovat v některém volném frekvenčním pásmu. Zdrojem informace o poloze bude levný přijímač signálu GPS a systém měření letových veličin, přičemž přenosovým kanálem by se přenášely informace o výšce, poloze a rychlosti. Ostatní stroje


27

Pavel Pačes vybavené stejným systémem by na základě tohoto systému vyhodnotily možné kolizní situace10.

2.3.4. Zhodnocení Návrhy na předcházení vzniku mimořádných událostí popsané v předchozích kapitolách využívají autorem realizované systémy, částečně využívají alternativy k systémům používaným ve velkém letectví, nebo přinášejí zcela novou ideu systému pro podporu rozhodování pilota. Všechna řešení vedou buď na specializované moduly (modulární avionika), nebo na soubor funkcí pracujících v rámci jednoho systému (integrovaná modulární avionika). Jako prozatím nejvýhodnější řešení pro zvýšení bezpečnosti letu letadla se jeví kombinace obou přístupů. Navrhované modulární senzorové vybavení nepředstavuje problém z hlediska jeho realizovatelnosti, protože např. automobily jsou vybaveny podobnými systémy, ale z hlediska jeho komplexnosti. Platná legislativa výslovně zmiňuje, že mezi malá letadla patří nekomplexní stroje. Prezentované prostředky vychází z předpokladu, že pilot může bezprostředně před událostí svým rozhodnutím mimořádné události zabránit. Analýzu ztěžuje fakt, že na většině strojů není zabudováno žádné záznamové zařízení (i když je jeho cena v porovnání s náklady na pořízení letadla zanedbatelná) a u většiny nehod není možné říci, do jaké míry byl incident ovlivněn náhodou, nebo jiným faktorem. Element vědomého porušování předpisů je možné odstranit právě monitoringem a možností odebrání pilotního průkazu při porušení limitů dané kategorie letadel. Cena a váha potřebného vybavení je jednou z příčin proč nejsou UL letadla vybavena pro lety IFR za ztížených meteorologických podmínek. Předchozí kapitola uvádí nehodovost v České republice nejrozšířenější a zároveň médii nejvíce sledované oblasti aerodynamicky řízených ultralehkých letounů. V grafech, tabulkách a popisech je sledováno období od roku 2004 až do roku 2009. Na úvodním grafu (viz obr. č. 2.1) je zobrazeno rozdělení nehod podle několika kritérií. Z celkového součtu je patrné, že nehodovost ve sledovaném období klesá až do roku 2009, kde je téměř poloviční oproti roku 2004. Aerodynamicky řízená letadla je třeba udržovat v letuschopném stavu správnými postupy údržby. Při započetí letu pilot přejede na počátek vzletové dráhy, přidá plyn a po dosažení rychlosti potřebné pro získání vztlaku provede odpoutání od země. Následuje let podle letového plánu, který by měl mít pilot připravený ještě před letem a poslední částí letu je přistávací manévr. Z uvedeného rozboru je patrné, že nejvíce nehod je způsobeno nezvládnutím techniky pilotáže letounu a při přistávacím manévru. K dalším komplikacím dochází při problémech způsobených výpadkem funkce pohonné jednotky. Významným důvodem pro řešení problematiky nehodovosti v oblasti ultralehkých letadel je jejich stále rostoucí počet a související ohrožení, které tato letadla představují nejen pro své piloty, ale také pro majetek a osoby, které se pohybují na zemi.

10

Jedná se o obdobu systému TCAS (Traffic Collision and Avoidance System).


28

Pavel Pačes

3. Současný stav avioniky ultralehkých a malých letadel V kategorii malých a ultralehkých letadel je avionické vybavení ve většině případů systém, který je složený ze senzoru dané veličiny, přenosového kanálu a zobrazovacího prvku (36). Typickým příkladem je měření motorových veličin, kde jsou senzory k zobrazovacímu prvku připojeny dálkovým přenosem elektrických signálů. Nejjednodušší systém (v dalším textu označovaný jako typ 1) je reprezentován např. senzorem teploty v podobě termočlánku, jehož signál je přivedený na voltmetr, jehož stupnice je cejchována v °C. V případě měření aerometrických veličin se jedná o kompaktní přístroje s mechanickou, tlakem deformovanou membránou, ke které jsou měřené tlaky přivedeny od Pitot-statické sondy. Detaily o konstrukci těchto přístrojů jsou vysvětleny v literatuře (36) a (37). Přístroje typu 2 jsou opět charakterizované jako jednoúčelové, ale jsou realizované jako elektronické jednotky s vnitřní strukturou zobrazenou na obr. 3.2. Pomineme-li výrobce klasických, mechanických řešení (viz obr. 3.1), lze nalézt několik výrobců vyspělých avionických systémů s displejovým zobrazovačem i pro kategorii malých a ultralehkých letadel. Tyto systémy budou dále označované jako typ 3. Obsahují výkonný počítač umožňující vykreslování uměle generovaných obrazů přístrojového vybavení a případně i pokročilejší způsoby zobrazování (např. terén). Jedná se např. o výrobky společností Dynon Avionics (38), AveoEngineering (39) nebo TL elektronic (40). Společnost TL elektronic je z České republiky a firma AveoEngineering má část výrobních závodů na území Slovenské republiky. Všechny tři firmy vyrábějí přístroje pro trh necertifikovaných letadel. Budoucí vývoj přístrojového vybavení směřuje k elektronickým přístrojům. Tyto přístroje nabízejí vyšší flexibilitu zobrazované informace, opakovatelnost výroby a lepší poměr výkon/váha v porovnání s mechanickými přístroji. Z hlediska konstrukce je možné přístroje malých letadel rozdělit do následujících skupin:  Typ 1: jednoduché, elektromechanické přístroje (viz obr. 3.1);  Typ 2: jednoduché elektronické přístroje (viz obr. 3.1); a  Typ 3: složité přístroje (viz obr. 3.4), které obsahují výkonný grafický počítač.

a) výškoměr

b) otáčkoměr c) variometr Obr. 3.1 Jednoduché mechanické a elektronické přístroje

Současný stav avioniky ultralehkých a malých letadel

d) teplota

29

Pavel Pačes Firmy zabývající se výrobou avioniky pro ultralehká letadla většinou vyrábějí řadu přístrojů s podobným vnějším vzhledem, přičemž příklady jsou zobrazené na obr. 3.1, kde jsou zleva doprava ve spodním řádku zobrazeny: výškoměr firmy AveoTech, otáčkoměr firmy Electronics International Inc, variometr firmy TL elektronic a zobrazovač teploty výstupních plynů firmy Insight Avionics. Na obr. 3.1 je také zřetelně vidět rozdíl mezi elektromechanickými (typ 1) a elektronickými přístroji (typ 2), kdy elektronické přístroje umožňují jednoduché nastavení požadované konfigurace zobrazované informace. Přístroje jsou na přední straně vybaveny několika ovládacími tlačítky a čtvercovým displejem se zobrazovaným údajem. Vnější rozměr přístrojů je pak čtvercový a nepatrně větší než kulatá oblast s poloměrem buď 60, nebo 80 mm. Vnitřní uspořádání přístroje je zobrazené na obrázku č. 3.2. Přístroj se většinou skládá ze dvou až tří plošných spojů. Na prvním plošném spoji je připevněný zobrazovací displej a ovládací tlačítka (viz obr. 3.2a). Střední plošný spoj obsahuje obvody související s požadovanou funkcí přístroje (obr. č. 3.2b), kdy tato část obsahuje senzory měřené veličiny (např. senzory tlaku), obvody zpracování měřených signálů, obvody potlačení rušení a vyhodnocení signálů. Třetí plošný spoj obsahuje konektor pro připojení přístroje k napájecím zdrojům a dalším systémům a je osazen obvody pro galvanické oddělení a úpravu napětí pro vnitřní potřebu přístroje. První a třetí plošný spoj představují univerzální části, které jsou často používány pro celou sérii vyráběných přístrojů. V případě zástavby skupiny podobných přístrojů do letadla může palubní deska letadla vypadat podobně jako na obrázku č. 3.3.

Obr. 3.2 Typické uspořádání malého zobrazovacího přístroje

Obr. 3.3 Uspořádání palubní desky osazené sadou podobných přístrojů

Důvodem pro jednotný vzhled přístrojů (viz obr. 3.3) je potřeba šetřit náklady na vývoj a výrobu. Většina vyjmenovaných firem má sortiment založený na motorových přístrojích, přičemž důvodem je jednoduchost měření a zpracování signálů z motoru ultralehkého letadla. Jen omezené množství firem nabízí levné integrované systémy pro měření a zobrazení kompletních letových a navigačních údajů. Měření letových parametrů je provázeno problémy levných snímačů závislých na teplotních změnách a dlouhodobé stabilitě výstupního signálu, které se ale dají na základě znalosti chování senzorů za všech podmínek softwarově korigovat. Větší měrou se projevují problémy s dlouhodobou stabilitou výstupu senzorů a dynamikou letu letadla při měření polohových úhlů, které jsou vyhodnocované na základě signálů levných systémů inerciální navigace. V algoritmu výpočtu orientace letadla v prostoru se objevuje číslicová integrace dat z nedostatečně přesných a stabilních senzorů, což časem způsobuje samovolný posun (drift) vypočítané a zobrazované informace o poloze letadla. Dalším problémem je také nákladné vybavení potřebné pro testování těchto přístrojů. Příkladem integrovaného systému je EFIS&EMS Integra české firmy TL elektronic nebo


30

Pavel Pačes přístroje zobrazené na obrázku č. 3.4. Na prvních dvou obrázcích jsou zobrazeny výrobky firmy AveoTech, přičemž časový rozdíl mezi jejich uvedením na trh je přibližně 3 roky. Dále existují i velcí výrobci, kteří nabízejí výrobky certifikované FAA a splňují nejpřísnější kategorii Level A doporučení RTCA DO-178 B. Jako příklad je možné uvést firmy Chelton Flight Systems (41) nebo Garmin International Inc. (42). Ovšem ceny těchto přístrojů jsou řádově vyšší.

Obr. 3.4 Kombinované elektronické přístroje (viz (39))

3.1.

Požadavky kladené na avionické vybavení

Podle podmínek okolního prostředí je možné dělit let letadla na režim letu za viditelnosti (VFR – Visual Flight Rules) a let podle přístrojů (IFR – Instrument Flight Rules). Dělící bod je stanoven v minimálních požadavcích na meteorologické podmínky (VMC minima – Visual Meteorological Condition), které stanovuje příslušná odpovědná organizace (CAA – Civil Aviation Authority, v ČR je to ÚCL). Podle režimu, v jakém letadlo letí, je v letadle vyžadována instalace odpovídajícího přístrojového vybavení. Na základě informací uvedených v první kapitole podléhá schvalování jakéhokoliv zařízení, které bude použito v letadle, platným předpisům. Jestliže vynecháme předpisy, které souvisejí s drakem letadla, pohonnou jednotkou a souvisejícím vybavením, a zaměříme se pouze na přístrojové vybavení letadel, tak zůstanou opět dvě množiny předpisů pro kategorii letadel a pro kategorii sportovních létajících zařízení (SLZ).

3.1.1. Požadavky na avioniku sportovních létajících zařízení Pro ultralehká letadla řízená aerodynamicky (ULLa) platí v ČR předpis UL2 (43), zákonné omezení pro činnost pouze v podmínkách letů za viditelnosti (VFR) a zákaz provádění akrobatických manévrů. V předpisu UL2 se přístrojovým vybavením zabývá kapitola F. Výstroj. V odstavci I. 2 jsou uvedeny požadavky na zástavbu letových a navigačních přístrojů. Na palubní desce UL letadla musí být zabudován výškoměr (viz 3.1a), rychloměr (viz 3.1b) a magnetický kompas (viz 3.1c). Z přístrojů pro kontrolu motoru předpis UL2 předepisuje přístroje, které jsou doporučené výrobcem motoru nebo které jsou nutné k tomu, aby motor pracoval v rámci stanovených omezení. Jedná se o tlakoměr, teploměr, otáčkoměr, ukazatel množství paliva a ukazatel množství oleje11.

11

Všechny přístroje musejí být doporučeny výrobcem motoru.


31

Pavel Pačes Velikost, tvar a stejně i způsob upevnění palubních přístrojů a ukazatelů není přesně definován. Přesnost jednotlivých údajů není v předpisech stanovena. Je pouze řečeno, že přístroje „nesmí ohrožovat samy o sobě ani svým působením na letoun jeho bezpečný provoz“ (43). Dále každá část požadované výstroje musí být takového druhu a provedení, jaké umožní splnění očekávané funkce, a musí být zabudována tak, aby splňovala stanovená omezení, která platí pro tuto výstroj, a aby po zabudování bezchybně pracovala. Požadavky na odolnost prostředí jsou zjednodušeny na podmínku bezchybné funkce v záporných teplotách a za vysoké vzdušné vlhkosti. Z uvedeného je patrné, že předpis nechává k dispozici volný prostor pro vylepšování avionického vybavení v různých směrech. Proces ověření přístrojového vybavení ze strany LAA je rozdělený podle typu ověřovaného letadla. Jestliže se jedná o prototyp postavený vlastními silami pilota, probíhá ověření nainstalovaného přístrojového vybavení zkušebním letem po předem definované trase. Ověření, například rychloměru, probíhá pomocí přepočtu vzdálenosti a času, nebo ověřením vhodným systémem obsahujícím přijímač signálu GPS. Jestliže se jedná o UL letadlo určené pro sériovou výrobu, je letadlo a celý jeho avionický systém podroben typovým zkouškám. Zkušební pilot určí přesnost instalovaného avionického systému a určí limitní hodnoty měřených veličin pro jednotlivé konfigurace letounu. V případě úspěšného ověřovacího procesu a platného pojištění odpovědnosti za škody obdrží letoun technický průkaz. Všechny zjištěné chyby a korekce musí být uvedeny v letové příručce daného typu. Můžeme konstatovat, že předpis UL2 je podmnožina pravidel dokumentu CS-VLA (44) (Very Light Airplanes), případně JAR-VLA12. Specifikace CS-VLA je v definici parametrů přístrojů konkrétnější než dokument UL2. Kapitola G, dokumentu CS-VLA udává mezní operační limity a způsoby jejich označení na konkrétních přístrojích.

3.1.2. Požadavky na avioniku malých letadel Přístrojové vybavení je v kategorii malých letadel opět rozděleno podle podmínek viditelnosti. Vybavení pro VFR lety je stejné jako v kategorii ultralehkých letadel. Pro IFR lety je nutné další vybavení. Pro navigaci se používá kompas, pro vedení letadla se z aerometrických přístrojů používají: rychloměr, výškoměr a variometr, které jsou ve většině případů mechanické s tlakoměrnými krabicemi. Dalším přístrojem je zatáčkoměr, což je elektrický gyroskopický systém se dvěma stupni volnosti, a dále se používá ukazatel letové polohy (umělý horizont). Pro komunikaci s řízením letového provozu se využívá VHF rádio. Aby pilot mohl provádět let podle přístrojů, musí mít ke svému pilotnímu průkazu platnou tzv. „přístrojovou doložku“ od příslušného leteckého úřadu (ÚCL). Proces zajišťování kvality pro letadla kategorie CS-VLA se opírá o běžně používané postupy z oblasti velkého letectví. V případě, že organizace začíná s výrobou letadel v oblasti civilního letectví, musí od příslušného CAA získat osvědčení pro návrh a následně výrobu letadla. Toto osvědčení se označuje zkratkou DOA (Design Organization Approval), případně POA (Production Organization Approval). V případě, že organizace vyrábí vybavení, které je potenciálně zaměnitelné za vybavení jiného výrobce a určené k zástavbě do letadla, motoru nebo vrtule, je nutné, aby byl výrobek podroben postupům osvědčení způsobilosti pro nasazení v letecké dopravě. Certifikaci leteckých výrobků popisuje dokument Part 21, Subpart K neboli příloha Evropského předpisu

12

Oba dokumenty mají přibližně stejný obsah, ale jsou vydávány jinou institucí.


32

Pavel Pačes č. 1702/2003 o prováděcích pravidlech pro certifikaci. V případě požadavku nasazení přístroje v letectví je možné využít jednu z následujících možností:  Certifikovat výrobek jako normalizovaný díl, který splňuje úředně uznávané normy; nebo  Certifikovat výrobek v rámci: typového osvědčení, doplňkového typového osvědčení, nebo schvalování změny typového návrhu letadla nebo motoru; nebo  Certifikovat výrobek jako samostatnou univerzální letadlovou část nebo zařízení udělením oprávnění ETSO (European Technical Standard Order Authorization). V prvním případě se jedná o standardizovaný výrobek s přesně definovanými vlastnostmi. Druhý případ umožňuje schvalování zástavby výrobku do letadla organizaci, která je vlastníkem oprávnění DOA. Třetí typ certifikace je vymezen dokumentem Part 21 a jeho součástí O. Oprávnění ETSO je udělováno výrobci letadlové části Evropskou agenturou pro bezpečnost letectví EASA. Udělené oprávnění ETSO není samo o sobě schválením zástavby letadlové části nebo zařízení. I letadlová část nebo zařízení s uděleným oprávněním ETSO se musí podrobit postupu osvědčování vybavení. Pro vybavení spadající do specifikace ETSO existují tři skupiny, rozdělené podle hodnoty výrobku na typ A, B a C. Firma podává žádost o přidělení příslušného čísla ETSO formulářem EASA Form 34. Do žádosti je nutné vyplnit příslušný standard, podle kterého bude zařízení vyráběno, a kategorii zařízení.

3.2.

Související technologie

V následující kapitole budou rozebrány technologie, které souvisí s letectvím a jeho současnými trendy. Z hlediska avionického systému mluvíme o spojení senzorů a zobrazovacích prvků, které je možné považovat za akční členy. Senzory i akční členy jsou stále více osazovány výkonnějšími obvody, které rozšiřují množinu jejich funkcí zahrnující identifikaci, vnitřní diagnostiku a kompenzační funkce. Tyto prvky jsou často nazývány jako inteligentní neboli smart senzory a akční členy. V souvislosti s inteligentními senzory se mluví o distribuovaných systémech, které se skládají z jednodušších bloků propojených sběrnicí. V oblasti malých letadel se ale nejvíce objevují centralizované systémy představované výkonným počítačem s konektory pro připojení externích senzorů a tlakového vedení pro měření aerometrických veličin (viz EFIS Integra (40) a obr. 3.5). Distribuované systémy propojení přístrojů (viz obr. 3.6) se objevují zřídka. Příkladem je propojení samostatných digitálních zobrazovačů pomocí komunikační sběrnice IIC (40).

Obr. 3.5 Ilustrace centralizovaného systému


Obr. 3.6 Ilustrace distribuovaného systému

33

Pavel Pačes

3.2.1. Inteligentní senzory a akční členy Přes mírně odlišné definice je u inteligentních senzorů možné nalézt základní společné prvky. Jedná se o převodník měřené veličiny, zesílení a přizpůsobení snímané veličiny, převod měřené veličiny na digitální signál a převedení číselné hodnoty na digitální standardizované rozhraní. Základní blokové schéma inteligentního senzoru je na obrázku č. 3.8. Inteligentní senzor je možné rozdělit na část nezávislou na digitálním připojení senzoru a část, která závisí na síťovém rozhraní. Senzory a akční členy se spojují do sítí za účelem vytvoření spolupracujícího systému umožňujícího sběr dat v rozložitých systémech používaných na letadlech, případně při jejich testování (45), viz obr. 3.7.

Obr. 3.7 Centrála pro sběr dat v průběhu testování křídla letadla (převzato z (45))

Obr. 3.8 Inteligentní senzor (viz (46))

Spojováním senzorů do lokálních a poslední dobou stále častěji i do globálních sítí (47) vzniká problém se vzájemnou kompatibilitou digitálního výstupu, který je často unikátní pro každého výrobce, kdy často chybí i zájem o vzájemnou standardizaci mezi různými výrobci. Ideově je hlavním účelem standardizace senzorového rozhraní odstranění vlivu chyb vnášených lidským činitelem při manipulaci s technickými informacemi jednotlivých senzorů (48) a zlepšení možností automatické konfigurace rozsáhlých senzorových sítí.

3.2.1.1. Standardizovaná řešení Z historického hlediska je možné nalézt několik pokusů o standardizaci rozhraní inteligentních senzorů. Tyto standardy navrhují standardizovat propojení analogového elementu s digitální částí, která je následně spojena s nadřazeným systémem (viz německá organizace AMA a VDMA (49)). Malé série inteligentních senzorů založených na rozdílných technologiích různých výrobců se velmi obtížně prosazují na trhu. Vývoj senzorů je drahý, náročný a trvá dlouhou dobu uvést takový senzor na trh. Odpovědí na tyto problémy by mohla být modulární elektronika, u které se předpokládá, že zredukuje čas nutný na vývoj a náklady a dále zlepší schopnost výrobce reagovat na požadavky zákazníka. Předpoklad vychází z faktu, že se inteligentní senzory obvykle skládají z podobných částí, které mohou být vyráběny ve velkých sériích a při snížených nákladech. Propojení snímačů je realizované pomocí fyzické a softwarové vrstvy. Jako fyzickou vrstvu je možné použít některé z široce rozšířených univerzálních rozhraní (RS232, CAN, WiFi atd.), ale problémy nastávají při definici softwarového rozhraní.


34

Pavel Pačes

NCAP Komunikační modul IEEE 1451.X

NCAP Komunikační modul IEEE 1451.X

Uživatelská síť

Unikátním pokusem o standardizaci inteligentních senzorů je skupina standardů vydávaných organizací IEEE pod číslem 1451, které definují tzv. elektronický technický list TEDS (Transducer Electronic Data-Sheet). Tento elektronický popis senzoru nebo akčního členu je využívaný síťově závislým modulem NCAP (Network Capable Application Processor) a senzorovým rozhraním TIM (Transducer Interface Module). Závislosti mezi jednotlivými částmi standardu IEEE1451 jsou zobrazeny na obrázku č. 3.9. Varianta IEEE1451.0 definuje softwarové služby, které musí NCAP a TIM implementovat. Standard IEEE1451.1 popisuje funkce modulu NCAP a komunikace po fyzických vrstvách jsou definované v částech 2 až 6.

Obr. 3.9 Vzájemné vazby skupiny standardů IEEE1451 (viz (46))

3.2.2. Realizované části V následujících odstavcích jsou popsané vyvinuté a realizované části, které se vztahují k tématu práce. Jedná se o jednotku měření motorových parametrů (50) a zobrazovací přístroj (1). Oba moduly byly v této práci dále rozšiřovány a vybavovány funkcemi dříve uvedených standardizovaných řešení (viz např. P17).

3.2.2.1. Systém měření motorových parametrů Jak již bylo řečeno dříve, systém monitorování parametrů motorových veličin představuje jeden z nejsnadněji realizovatelných systémů. Pro UL letadla je povolený pouze jeden pístový motor, což značně zjednodušuje měřicí systém. Mezi nejrozšířenější pohonné jednotky patří motory firmy Rotax (51) nebo Jabiru, jejichž technické listy poskytly podklady pro analýzu požadovaných vlastností měřicího systému, který byl v dalším kroku zobecněn pro celou skupinu motorů používaných na UL letadlech.


35

Pavel Pačes V tabulce 3.1 je zobrazen soubor veličin, který je nutno měřit na typech pístových motorů používaných v kategorii UL letadel. Systém měření a zobrazení motorových parametrů je vyobrazen na obrázku 3.10, kde jsou vidět měřicí jednotka i zobrazovací systém, zapojené na testovacím pracovišti. Oba systémy spolu komunikují speciálním komunikačním protokolem pomocí komunikačního kanálu typu RS232. Zobrazovací systém je založený na jednodeskovém počítači INGENIA. Počítač je osazen procesorem firmy Motorola MPC880, který je založen na technologii RISC s jádrem taktovaným frekvencí 133 MHz13. Deska je osazena 64 Mb operační paměti a 8 Mb paměti FLASH. Celý systém je dostatečně vybaven vstupně-výstupními komunikačními kanály. Jedná se o rozhraní USB, dva sériové porty, jeden galvanicky oddělený kanál RS485, dva kanály sběrnice CAN a dvě 100MB ethernet linky. Dále je systém osazen grafickým 2D/3D akcelerátorem MB86291 Scarlet firmy Fujitsu. Osazená verze grafického čipu má 16 Mbitů paměti. Řadič umožňuje spravovat čtyři nezávislé zobrazovací vrstvy v maximálním podporovaném rozlišení 1280x1024 bodů. Jeho výhodou je možnost využívat kreslení hardwarově akcelerovaných základních geometrických objektů, jako jsou čára nebo trojúhelník, vyplňování definované oblasti barvou atd.

Tab. 3.1 Tabulka parametrů měřených na motoru UL letadla a jejich limitů

Senzor

Položka

Limity

Termočlánky 0 – 45 mV (Typ J nebo typ K)

Teplota hlav válců (4x)

0 ÷ 400 °C

Teplota výstupních plynů (4x)

0 ÷ 1000 °C

Odporové teploměry

Tlak oleje

0 ÷ 500 kPa

Tlak paliva

15 ÷ 40 kPa

Tlak vzduchu

Množství paliva

Teplota chladicí kapaliny (2x)

‐20 ÷ 150 °C

Teplota vzduchu v karburátoru

‐25 ÷ 50 °C

Teplota oleje

‐20 ÷ 150 °C

Teplota vzduchu

‐25 ÷ 50 °C

Teplota studeného konce

Teplota v motorové gondole

max. 80°C

Teplota v kabině letadla

Průtok paliva

3 – 30 l.h‐1

TTL (1 || 6) imp.ot‐1

Otáčky

0 ÷ 10000 ot.min‐1

0 – 5 V DC

Napětí palubní sítě

8 ÷ 20 V

Tlak oleje

0 ÷ 500 kPa

Tlak paliva

15 ÷ 40 kPa

Tlak vzduchu

Množství paliva

NTC termistor

PWM senzor

Pulzní signál Analogový signál

13

Rozsah signálu

0 – 250 Ω

0 – 10 kΩ

TTL

TTL (2000‐15000) imp.l

‐1

Výpočetní výkon systému je přibližně 177 MIPS.


36

Pavel Pačes Zobrazovací jednotka je vybavena několika ovládacími tlačítky a také touchpadem, který na základě implementovaného SW modulu klávesnice zobrazované na displeji umožňuje zadávat kalibrační a jiné konstanty senzorů dotekem na příslušných místech obrazovky. Čtyři ovládací tlačítka a také softwarově generované klávesy na spodní straně LCD displeje (viz obr. 3.11 a 3.12) slouží pro přepínání obrazovek zobrazujících předdefinované soubory naměřených informací. Systém umožňuje zobrazit informace několika různými způsoby. Příklady jednotlivých zobrazení jsou na obrázcích 3.10, 3.11 a 3.12. Použité zobrazení je možné volit podle typu motoru, nebo podle aktuálně připojených snímačů. Veškeré zobrazovací prvky umožňují zapnout varování pro překročení minimální a maximální hodnoty. Překročení mezních hodnot je indikováno na displeji blikáním příslušných prvků indikátoru. Podrobnější popis obou systémů je popsán v pracích (1) a (50). Přesnost jednotlivých měření je v limitech udávaných v manuálu k motoru Rotax 912 (51). V dalším kroku bude systém doplněn sběrnicí CAN.

Obr. 3.10 Systém pro měření motorových veličin v činnosti

Obr. 3.11 EMS v konfiguraci čtyř ukazatelů pro měření teploty hlav válců


Obr. 3.12 EMS v konfiguraci dvou ukazatelů pro měření teploty hlav válců

37

Pavel Pačes

3.3.

Zhodnocení

I přesto, že ultralehká letadla mohou létat pouze v podmínkách VMC (Visual Meteorological Conditions), má smysl i do kategorie malých letadel zabudovávat přístroje určené pro IMC (Instrument Meteorological Conditions) a to převážně z důvodu detekce a varování pilota při vzniku nebezpečných situací nebo z důvodu náhlého zhoršení meteorologických podmínek, nebo jiných problémů s orientací pilota. Zákonem dané váhové omezení kategorie UL letadel přináší požadavek na co nejlehčí avionický systém. Tento váhový požadavek je doprovázen snahou rekreačních pilotů pořídit avionický systém za nízkou cenu. V oblasti sportovních létajících zařízení jsou piloti nuceni volit kompromis mezi cenou systému, jeho hmotností a přesností ve všech podmínkách, ve kterých jsou přístroje nasazovány. Největší problém systémů používaných v současné době spočívá v jejich dlouhodobé přesnosti, která není dostatečná. Avionický systém může být realizovaný jako centralizovaný, nebo distribuovaný systém. Výhoda centralizovaného systému spočívá v počáteční rychlosti vývoje a v přímém řízení připojených periferií. Pro připojení periferií se používá různých spojení bod-bod (RS-232, RS-485 atd.). Oproti tomu navrhnout distribuovaný systém je zpočátku náročnější, ale investovaný čas se později vrátí v podobě jasně rozdělených, jednodušších modulů s definovaným komunikačním rozhraním. Distribuovaný systém oproti centralizovanému systému přináší nutnost návrhu způsobu řízení dat a komunikace na sběrnici. Velmi zajímavou oblast techniky představují tzv. inteligentní senzory a akční členy, které v sobě obsahují obvody pro práci s interním popisem (technickým listem TEDS) jednotlivých součástí inteligentního modulu. Celý avionický systém je možné realizovat jako soubor inteligentních modulů měřicích vybrané parametry, které jsou následně zobrazovány pilotovi pomocí akčních členů (zobrazovačů) na palubní desce letadla. Z globálního hlediska je možné celé letadlo považovat za inteligentní senzor, který se automaticky přihlašuje do globální sítě sledování letadel, vykoná požadovanou cestu a po přistání se opět automaticky po stažení záznamu o letu ze sítě odhlásí. Síťové služby následně vyhodnotí průběh letu a upozorní na případné problémy s letadlem nebo způsobem řízení letadla. Mezi parametry, na které je při návrhu systému určeného pro kategorii UL letadel třeba brát zřetel, jsou: váha systému, pracovní teplotní rozsahy, odolnost v operačním prostředí a pro zobrazovací systémy je hlavním parametrem srozumitelnost předávané informace.


38

Pavel Pačes

4. Cíle disertační práce Hlavním podnětem při formulování cílů této disertační práce byla nehodovost sledovaná v kategorii malých a ultralehkých letadel. Jedná se o oblast sportu, která umožňuje létání širší veřejnosti. V porovnání s provozem letadel pod správou certifikační autority (např. EASA) znamenají jednodušší podmínky u této skupiny letadel menší nároky na výcvik pilotů, na prokazování bezpečnosti konstrukce a odpovídající avionické výbavy letadla. To v některých případech vede k nezvládnutí obtížné letové situace pilotem. Z hlediska bezpečnosti provozu letadla ve vzduchu i na zemi je možné zabránit případnému leteckému neštěstí vhodným varováním ještě před jeho vznikem. Kapitola 2.2 uvádí příčiny nehod v období let 2004 až 2009 spolu s návrhy, jak by bylo možné dané nehodě zabránit. V některých případech může elektronický systém pilotovi pomoci s opravou jeho rozhodnutí. Tato práce je zaměřena pouze na návrh, vývoj a realizaci vybraných částí avionického systému, které pilotovi pomohou při zvládání nestandardních situací. Z provedeného průzkumu vyplývá, že v případě, kdy pilot začne vznikající nestandardní situaci správně řešit, nemusí k neštěstí dojít. Také vyplynulo, že ve většině případů je k vyřešení situace k dispozici omezený časový interval, ve kterém je možné vznikající nestandardní situaci ovlivnit. Nestandardní situace vzniká zapříčiněním pilota, při poruchách elektronického vybavení, pohonné jednotky nebo konstrukce letadla. Cílem mé disertační práce je návrh, realizace a ověření funkce následujících modulů nebo metod pro zvýšení bezpečnosti malých, resp. ultralehkých letadel. Jedná se o: 1) Kompenzaci charakteristik senzorů aerometrických veličin založenou na výpočetních metodách a kompenzaci teplotních vlivů využitím několika stejných, levných senzorů. 2) Integraci modulu měření úhlu náběhu, případně úhlu vybočení, do avionického systému pro zpřesnění systému pádového varování. 3) Návrh metody měření polohových úhlů letadla pomocí modulů aerometrického systému, který využívá levné senzory. 4) Návrh modulu integrujícího výše popsané body do jednoho celku. Modul bude realizovat funkce kontroly překročení mezních parametrů a vyhledávání vhodné plochy pro přistání letadla na základě letových, navigačních veličin a terénní databáze. 5) Modul umožňující rychlý vývoj grafických aplikací pro jejich následné testování v simulátorech a systémech grafických palubních zobrazovačů. Uvedené moduly tvoří část avionického systému, který by měl splňovat následující vlastnosti: 6) Distribuované propojení jednotek při využití standardizovaných rozhraní. 7) Využití levných komponent pro realizaci. 8) Možnost rozšíření o další měřicí, výpočetní a akční bloky. 9) Využití inteligentních prvků (senzorů) při realizaci jednotlivých měřicích modulů. Ověření funkčnosti navržených bloků bude provedeno v laboratorních podmínkách, přičemž případné letové testy jsou plánovány jako pokračování této práce.

Cíle disertační práce

39

Pavel Pačes

5. Avionický systém Na základě cílů disertační práce definovaných v předchozí části je v této a v dalších kapitolách prezentováno navržené řešení ve formě elektronických modulů formujících avionický systém. Jednotlivé moduly systému jsou navrhovány za účelem zvýšení bezpečnosti letu malých letadel, přičemž disertabilní části jsou popsány v následujících kapitolách. Z časových důvodů, z důvodu návaznosti jednotlivých prací a opětovné použitelnosti vyvinutých zařízení je následující část práce uspořádaná jiným způsobem a nekopíruje časovou souslednost cílů definovaných v předchozí kapitole. Práce je strukturována následujícím způsobem:  Návrh univerzálního avionického modulu (UAM), který je použitý pro realizaci dalších jednotek avionického systému a demonstraci vlastností 6) a 9), definovaných v kap. 4. Navržený modul UAM je dále použitý pro realizaci podsystémů: o systému generování zvukových hlášení a záznamníku dat,  které demonstrují vlastnosti 7) a 8) definované v kap. 4, o aerometrického počítače,  kde je řešen cíl 1) definovaný v kap. 4, o systému měření úhlu náběhu a vybočení,  kde se řeší cíl 2) definovaný v kap. 4.  V samostatné kapitole č. 6 je prezentován cíl 3), který je doplněn o částečné zpracování a otestování cíle 4) (viz kap. 4).  Konečně jsou cíle 4) a 5) řešeny v kapitole č. 7, která pojednává především o integraci jednotlivých řešení a o návrhu vývojového prostředí pro rychlý vývoj grafických aplikací palubních zobrazovačů. Na základě cílů disertační práce je avionický systém navržený jako distribuovaný systém vzájemně propojených funkčních modulů, což přináší možnost jeho dalšího rozšiřování týmem vývojářů, kteří používají dohodnuté komunikační rozhraní. Každá funkční jednotka pak obsahuje základní blok, který se skládá ze vstupních a výstupních konektorů, několika základních obvodů pro úpravu napájení, vstupních a výstupních signálů, komunikačních řadičů a výpočetní jednotky, která sbírá data z připojených senzorů, nebo ovládá zobrazovací prvky. Propojení jednotlivých částí je realizováno pomocí sběrnice CAN (52) a protokolem CANaerospace (53). Z hlediska plánované oblasti použití přináší tato kombinace optimální poměr cena/výkon/realizovatelnost oproti dalším dostupným technologiím.

Avionický systém

40

Pavel Pačes

5.1.

Univerzální avionický modul

Pro realizaci avionického systému byla zvolena rodina komunikačních mikrokontrolérů s jádrem S12X od firmy Freescale. Celý projekt univerzálního avionického modulu, jeho základní softwarové vybavení, dokumentace a schéma zapojení je volně k dispozici na internetu (P44, P45, P46). Procesor S12X byl zvolen na základě následujících důvodů:  Firma Freescale (dříve Motorola) dlouhodobě zajišťuje výrobu a podporu svých produktů na trhu po dlouhá období.  Mikrokontrolér je určen pro využití v náročných podmínkách automobilového průmyslu v aplikacích, na kterých závisí lidské životy.  Jedná se o levný a spolehlivý mikrokontrolér s velmi dobrou a dostupnou dokumentací.  Jeden mikrokontrolér obsahuje na čipu paměti typu RAM, ROM, EEPROM, komunikační rozhraní CAN, SPI, IIC, RS232 a dvě výpočetní jádra. Nevýhodou těchto mikrokontrolérů s jádrem S12X je poměrně slabá podpora výrobců vývojových nástrojů a praktická neexistence volně dostupných (bezplatných) nástrojů. Autor této práce má dále zkušenosti s mikrokontroléry s jádrem x51, ARM, ColdFire, PowerPC a Intel x86. U řady typu x51 jsou problémy s výpočetním výkonem. Jednoduché 32 bitové mikrokontroléry typu ARM, např. od společnosti LPC, trpí nekvalitní dokumentací, problematickým chováním a nedostatkem periferií na čipu (P40). Oproti tomu jsou pro mikrokontroléry ARM k dispozici volně dostupné GNU překladače a ladicí prostředky. Procesory PowerPC, Intel x86 a vyšší třídy jsou pro běžné laboratorní podmínky špatně použitelné, a to z důvodu problematického osazování součástek v pouzdrech BGA. Rozumnou a výkonově lepší náhradou za vybraný procesor z řady S12 by do budoucna mohl být některý z nižší řady procesorů Freescale ColdFire. Ovšem pro realizaci systému avionických modulů dvou-jádrový S12X zcela postačuje. Mikrokontroléry řady S12X jsou v základu šestnácti-bitové a obsahují jedno výpočetní jádro typu S12 a jedno jádro typu RISC s názvem XGATE. Je tedy možné jedním jádrem řešit komunikaci s vnějším prostředím, zatímco druhé jádro provádí hlavní výpočetní smyčku. Mikroprocesor je možné s využitím vnitřní násobičky kmitočtu taktovat na frekvenci 40 MHz (jádro S12) a 80 MHz (jádro XGATE). Pro praktickou realizaci systému byl zvolen mikroprocesor MC9S12XDT256 (nebo XDT512), který obsahuje všechny potřebné periferie pro připojení k  nadřazeným systémům po sběrnici CAN, RS232, SPI a IIC,  AD převodníkům s číslicovým výstupem,  pamětem, DA převodníkům atd. Blokové schéma navrženého systému je uvedeno na obrázku č. 5.1. Pro jednoduchou manipulaci byla navržena deska plošných spojů, která obsahuje stabilizátor napětí, takže je možné modul napájet z externího napájecího zdroje nebo pomocí připojení k USB rozhraní. S napájením dále souvisí možnost galvanického oddělení napájení modulu pomocí DC-DC měniče NML0505S. Napájení je přivedeno k mikrokontroléru MC9S12XDT256, který je zapojený v tzv. „single-chip“ módu, tj. bez možnosti komunikace s externí pamětí. Vstupněvýstupní piny jsou použity pro připojení periferních obvodů. Jedná se o diagnostické LED diody, převodník úrovní pro spojení modulu s nadřazeným systémem pomocí rozhraní RS232, řadič sběrnice USB, řadič sběrnice CAN, DA převodník AD5310 ovládaný pomocí Avionický systém

41

Pavel Pačes rozhraní SPI, digitální senzor teploty a externí paměť typu EEPROM připojené pomocí sběrnice IIC. Dále konektory pro připojení signálu k 10bitovému A/D převodníku, který je součástí mikrokontroléru a externího 18bit A/D převodníku se zesilovačem, který je připojený pomocí rychlého rozhraní SPI. Na desce je umístěný univerzální konektor pro připojení tzv. „smart“ senzorů podle standardu IEEE1451 (P17). Deska plošných spojů dále obsahuje podpůrné obvody určené pro základní konfiguraci mikrokontroléru. Jedná se o resetovací obvod, programovací rozhraní, oscilátor atd. Detailní zapojení modulu je uvedeno v závěru práce jako příloha C. Pro tento univerzální modul byla realizována SW knihovna (P44), která umožňuje jednoduše využívat periferie na desce plošného spoje. Knihovna byla využita jako základní prvek všech ostatních modulů avionického systému. Osazený a oživený univerzální avionický modul je zobrazen na obr. 5.2. Power

Oscilator

Power

MEM.

NSDET NINT NACK NTRIG

USB bus

CAN bus

MCP2551

NIOE

RS232 (TTL)

FT232

RS232 (TTL)

SPI

HC9S12 XDT IIC

RS232 (TTL)

RS232

D/A

MAX232 uController

SPI

Power

Pwr||Pwr

A/D

Analog in 18bit

Digital

PWM

Analog out

Obr. 5.1 Blokový diagram univerzálního avionického modulu

Obr. 5.2 Realizovaný plošný spoj univerzálního avionického modulu

5.1.1. Problematika synchronizace dvou procesorů Předchozí odstavec informuje o tom, že pro finální realizaci byl zvolen mikrokontrolér MC9S12XDT256, který obsahuje dvě výpočetní jádra typu S12 a XGATE, taktované maximální frekvencí 40, resp. 80 MHz. Přítomnost dvou výpočetních jader přináší problémy s jejich správnou synchronizací, a tím i s udržováním konzistence provozních dat v paměti. Klasické mikrokontroléry provádějí jeden výpočetní proces na jedné výpočetní jednotce. V případě přerušovaného provozu je hlavní výkonný tok uveden do vyčkávacího stavu a nahrazen programem obsluhujícím přerušení až do okamžiku, kdy je vyvolána funkce návratu z přerušení RETI. Prvním prováděným příkazem je ve většině případů zákaz přerušení a poté následuje manipulace s daty, která souvisí s vyvolaným přerušením. Posledním příkazem obsluhy přerušení je opětovné povolení přerušovacího mechanismu. V případě, že je výpočetní systém vybaven operačním systémem, je možné vzájemně spouštět několik konkurenčních vláken, která přistupují k systémovým prostředkům na základě synchronizačních objektů poskytovaných operačním systémem. Jedná se většinou o proměnné v paměti RAM, které modifikuje jádro operačního systému v chráněném režimu, tj. operace nad synchronizačním objektem jsou atomické (nepřerušitelné).

Avionický systém

42

Pavel Pačes

In st SS ruk EM ce

M SE XG => M 0 % SE e XG > bo kc 1 = ne stru SEM % In > aS 1= M % SE XG

In s CS truk EM ce

Na navrženém univerzálním avionickém modulu není operační systém použit, ale protože mikroprocesor obsahuje dvě výpočetní jádra, je nutné ošetřit synchronizaci datových operací jiným způsobem. Pro tuto synchronizační činnost poskytuje procesor MC9S12XDT256 několik HW prostředků (54). Jedná se o HW podporu synchronizačního objektu „semafor“ nebo „mutex“14. K dispozici je osm semaforů, které se mohou nacházet ve třech stavech: zdroj „volný“, rezervován pro jádro S12 nebo rezervován pro jádro XGATE. Semafor je tedy sdílená proměnná ovládaná instrukcemi CSEM, SSEM ze strany jádra XGATE a sdílenou proměnnou XGSEM ze strany jádra S12. Schematicky je algoritmus zamykání semaforů zobrazen na obrázku 5.3. Principiálně je možné strukturu spolupráce obou jader popsat tak, že jádro S12 vykonává hlavní programovou smyčku, obsluhuje přerušovací systém a přistupuje do paměti FLASH, RAM, EEPROM. Mezi periferiemi procesoru a paměťmi může být zapojeno jádro XGATE15, které umožňuje spuštění další výpočetní úlohy a přímou obsluhu jednotlivých periferií procesoru (viz obr. 5.4).

Obr. 5.3 Princip zamykání semaforu jádry S12 a XGATE

Obr. 5.4 Blokové schéma spolupráce mezi jádry S12 a XGATE

Přístup modulu XGATE k paměti RAM je multiplexovaný s hlavním CPU (S12). Doba 40 ), kdežto modul XGATE dokáže trvání přístupu jádra S12 do paměti je 25 ns ( 80 )v přistoupit v této době do paměti RAM dvakrát (přístupová doba 12.5 ns při případě, že jádro S12 do paměti RAM nepřistupuje, a jednou v případě, že jádro S12 do paměti přistupuje. V přístupu k periferiím procesoru má procesor S12 prioritu. Z hlediska funkce distribuovaného systému je důležitá i vzájemná časová synchronizace souboru modulů UAM mezi sebou. Návrh řešení synchronizace distribuovaného systému a její ověření je uvedeno v kap. 6.2.1.5 (P27).

5.1.2. Vývojové nástroje Jak již bylo zmíněno, vývojový a ladicí SW pro procesory HCS12X není příliš rozšířený. Na trhu je nabízeno několik komerčních překladačů a ladicích prostředků využívajících funkce procesoru Background Debug Mode (BDM). Zdarma je nabízen upravený GNU GCC překladač, který byl původně určený pro procesory HC11 (předchůdce HC12), ale bohužel aktualizace tohoto produktu proběhla naposledy v roce 2003. Do střední třídy patří produkty 14

Firemní literatura zaměňuje pojmy „semafor“ a „mutex“. Obecně je semafor synchronizační objekt pro skupinu zdrojů stejného typu, kdežto mutex jen pro zdroj jeden. 15 Funkčně je XGATE velmi podobný řadiči DMA s tím rozdílem, že umožňuje spouštění programového kódu.

Avionický systém

43

Pavel Pačes firmy Image Craft (Image Craft Compiler – ICC) ve spojení s ladicím programem NoICE HC12. Nejlepším dostupným produktem je prostředí Freescale CodeWarrior dodávané výrobcem procesoru, který integruje jak editor kódu, tak i překladač a ladicí program do jednoho produktu. Propojení vývojových a ladicích prostředků pro obě možnosti vývoje SW je zobrazeno na obr. 5.5.

Obr. 5.5 Propojení využívaného vývojového SW, BDM adaptéru a cílového procesoru

Z uvedených možností je jednoznačně nejlevnějším řešením GNU překladač, který je ovšem zastaralý. Cenově přijatelný je překladač firmy ImageCraft, ale spolu s ním je nutné využívat externí editor zdrojového kódu a externí ladicí program NoICE. Produkt CodeWarrior v základní verzi16, která je vhodná pro vývoj programů pro obě jádra, stojí přibližně 400 USD. Naproti tomu výuková licence dalšího konkurenčního produktu Cosmic Compiler S12X/XGATE stojí 5 228 Euro. Při realizaci této práce byl použit překladač firmy ImageCraft s ladicím nástrojem NoICE a v některých případech integrované prostředí CodeWarrior (viz obr. 5.5).

5.1.3. Softwarové vybavení Z uživatelského hlediska je hlavní rozdíl při práci s jádry S12 a XGATE v definici funkcí pro obsluhu přerušení. Přerušovací funkce jádra S12 jsou definované bez parametrů, kdežto funkce obsluhy přerušení jádra XGATE mají jeden univerzální šestnáctibitový parametr. Pro usnadnění podpory práce s tímto procesorem byla v rámci této práce realizována univerzální knihovna ovladačů jednotlivých periferií procesoru, která je volně dostupná ke stažení (P44). Volně dostupné jsou rovněž soubory usnadňující výpočty konstant jednotlivých periferií (P44) a schéma zapojení desky plošných spojů (P45). Tab. 5.1 Základní parametry univerzálního avionického modulu

Popis

Parametr

Poznámka

Napájení

7,5 – 15 V, nebo USB

Spotřeba

40 mA (jen jádro S12)

Rozměry

87x100x27 mm

PLL součástky 24 MHz

Výška x délka x tloušťka. 17

R7=4k7, C2=22n, C6=2n2

Q16MHz, REFDV=15,SYNR=39

16

Vývojové prostředí je omezené maximální velikostí výsledného kódu 64 kB. Součástky souvisí se schématem uvedeným v příloze C, přičemž uvedené hodnoty byly použity pro nastavení frekvence sběrnice 40 MHz.

17

Avionický systém

44

Pavel Pačes

5.1.4. Základní parametry modulu V tabulce 5.1 jsou shrnuty základní parametry vyvinutého modulu. Spodní část tabulky obsahuje vypočtené hodnoty parametrů součástek pro přesné nastavení fázového závěsu násobičky frekvence jádra procesoru.

5.2.

Záznamník dat

Prvním rozšířením UAM je zařízení sloužící pro ukládání dat z různých systémů připojených ke komunikační sběrnici CAN. Velmi podobné řešení je možné použít i jako zařízení pro přehrávání zvukových hlášení, pro přístup do databáze terénních dat z mise SRTM (31), terénních překážek a umístění ploch vhodných pro přistání (55). V případě distribuovaného systému avionických modulů je možné záznamník dat realizovat jako jednoduchý mikroprocesorový systém, který zaznamenává data změřená na jednotlivých vstupech nebo digitální údaje přijímané z jiných modulů pomocí komunikačního rozhraní na vhodné paměťové médium. Na základě rozboru dostupnosti, kapacity a obtížnosti implementace komunikačního rozhraní byly pro realizaci použity karty Secure Digital (SD), jejichž základní typy a porovnání jsou uvedeny v tabulce 5.2. Současná verze záznamníku dat podporuje typy SD a SDHC. Tab. 5.2 Základní parametry univerzálního avionického modulu

Typ karty

Velikost

Vhodná aplikace

SD

1 – 4 GB

Databáze hlášení.

SDHC

4 – 32 GB

Oblastní terénní databáze (32 GB představuje ¼ výškových dat celého světa s rozlišením 90 m).

SDXC

32GB – 2TB

Kompletní SRTM databáze celého světa (112 GB) plus databáze ulic, oblastí a tvarů (OpenStreetMap 498 GB).

Hlavním motivem pro realizaci záznamníku dat je možnost jeho rozšiřování o další funkce. Jedná se například o rozšíření skupiny přímo měřených signálů nebo o možnost komunikace modulu s počítačem typu PC pomocí sériového rozhraní nebo pomocí bezdrátového přenosu údajů z letadla na pozemní stanici.

Obr. 5.6 Propojení paměťové karty s univerzálním avionickým modulem

Avionický systém

45

Pavel Pačes

Obr. 5.6 zobrazuje rozšíření univerzálního avionického modulu UAM o konektor SD karty, kdy se využívá sériového módu komunikace s kartou. Kartu je nutné napájet napětím 3.3V, přičemž je nutné této úrovni přizpůsobit i komunikační signály. To je zajištěno odporovým děličem (např. R12-R13) s poměrně nízkými hodnotami odporů z důvodu vysokých komunikačních frekvencí (20 MHz) mezi kartou a mikroprocesorovým modulem. Systém ukládá data ve standardizovaném formátu FAT32, což je zajištěno pomocí knihovny FatFS (56), ke které byla dopsána příslušná rozšíření. V případě nasazení systému jako zařízení pro záznam komunikace mezi moduly připojenými ke sběrnici CAN je nutné splnit podmínku minimální rychlosti zápisu 100 kB/s (při rychlosti komunikace 1Mbit). Detailní parametry systému jsou uvedeny v tab. 5.3 a celkové náklady na realizaci (součet obsahuje i cenu modulu GPS) v tab. 2.3. Tab. 5.3 Základní parametry univerzálního avionického modulu

Parametr

Hodnota

Poznámka

Spotřeba

0,08 (0,11) A

Spotřeba celého modulu v klidu (při plné rychlosti zápisu)

Typ karty

SD 1GB (150x)

Rychlost zápisu

212 kB/s

Do souboru, při rychlosti jádra S12 40MHz.

5.3.

Systém generování zvukových hlášení

Systém generování zvukových hlášení vychází z předpokladu, že vizuální informace není v případě vzniku mimořádné události dostatečná, protože se pilot musí rychle rozhodovat na základě aktuálního stavu letu a situace vně kabiny. Pilot v těchto okamžicích činí ve stresu zásadní rozhodnutí, která ovlivňují další průběh letu. V této mimořádné situaci snadno dojde k přehlédnutí, které může napravit zvuková informace s upozorněním na výhodnější manévr (viz dále). Zvukové hlášení zlepšuje pilotovo povědomí o stavu letadla a umožňuje navrhovat vhodné manévry, a proto se pilot může stále soustředit na vlastní let letadla a jeho další plánování (57). Výhodou hlasových hlášení oproti zvukovým signálům je kratší reakční doba (58) na mimořádnou událost. V případě kritických hlášení je tato doba dvojnásobně kratší (58) vzhledem k dalším typům indikace, a to z důvodu menšího mentálního zatížení pilota. Systém generování zvukových hlášení je postavený na univerzálním modulu (viz předchozí kapitola a přílohy C, D), který je doplněný SD záznamovou kartou, na které jsou uložené jednotlivé zvukové stopy v souborech ve formátu typu WAV. Data jsou zaznamenávána do struktury souborového systému FAT32, čímž je zajištěna čitelnost a možnost zápisu na většině osobních počítačů. Záznamy obsahují jednotlivá slova, která jsou následně skládána do vět na základě požadavků přicházejících po sběrnici CAN. Věta je složena z pole číselných hodnot, které identifikují soubory určené k přehrávání. Disk SD obsahuje databázi párující jednotlivé zvukové záznamy s číselnou hodnotou ve formátu XML. Systém je doplněn jednoduchým filtrem a zesilovačem z důvodu potlačení rušivých vlivů (viz obr. 5.7), které vznikají při přehrávání souborů DA převodem pomocí PWM modulace signálu. K univerzálnímu modulu je zesilovač připojený vstupem PWM6 a výstup IC1A1 je vyvedený na konektor reproduktoru. První verze zařízení byla realizována v rámci práce (59), ale hlavně z důvodu nepostačujícího SW vybavení byl systém hlášení v této práci dále vylepšován.

Avionický systém

46

Pavel Pačes

Obr. 5.7 Filtr a audio-zesilovač systému hlášení

SW vybavení implementuje systém priorit přehrávaných hlášení ve třech úrovních. Pro každou úroveň je definována fronta, do které se řadí příchozí hlášení. Nejdříve se přehrají hlášení s nejvyšší prioritou a následně jsou přehrávána hlášení nižších priorit. Systém je dále vybaven vstupem pro detekci komunikace probíhající po interkomu nebo pomocí palubní radiostanice s řízením letového provozu. Funkce softwarové vybavení je ilustrovaná obrázkem č. 5.8 a v zásadě využívá dvou vyrovnávacích pamětí pro nahrávání dat z WAV souborů, která jsou předávána na D/A převodník. Při přehrávání hlášení naplní SW obě vyrovnávací paměti daty a je nastaven periodický přerušovací systém. V případě, že je přehrán obsah jedné z pamětí, systém přepne na druhou paměť a první paměť je přehrána novými daty. Jednotlivá hlášení jsou přijímána jako pakety odesílané po sběrnici CAN, které obsahují číselné identifikátory WAV souborů. V případě, že je přijato celé hlášení, jsou nalezeny příslušné zvukové soubory a hlášení je zařazeno do jedné z front, rozlišených podle priorit. Aktuální hlášení je dokončeno a následně se přehrává hlášení s nejvyšší prioritou.

Obr. 5.8 Vývojový diagram softwarového vybavení systému hlášení

Avionický systém

47

Pavel Pačes

5.4.

Aerometrický systém

Aerometrický systém (36) je zařízení, které kombinuje měření absolutního tlaku vzduchu18 (statického tlaku ), celkového tlaku (statický tlak + dynamická složka způsobená náporem vzduchu na pohybující se objekt v atmosféře, ), teploty okolního prostředí ( ) a úhlu náběhu proudícího vzduchu vzhledem k podélné ose letadla ( ). Standardním výstupním údajem zařízení je výška letu19, rychlost letu, vertikální rychlost, teplota okolního prostředí a úhel náběhu. V některých případech dále aerometrický systém dopočítává další informace ohledně provozu letadla, např. varování před možnou ztrátou výšky, rychlosti, před pádem letadla atd.

5.4.1. Měření výšky Výšku (v letectví) je možné měřit pomocí několika fyzikálních jevů, na jejichž základě byly vyvinuty následující metody měření:  Barometrická metoda, která vychází ze známé závislosti statického tlaku vzduchu na výšce. Tlak vzduchu je ovlivňován jeho stlačitelností a zemským gravitačním polem Země. Měřená hodnota závisí na aktuálním stavu atmosféry a nastavení referenční úrovně tlaku. Na základě pozvolné a spojité změny tlaku v atmosférickém obalu Země se tato metoda používá pro lety letadel v letových hladinách20 a pro lety v oblasti letiště, kde je potřeba znát výšku letadla vzhledem k okolním terénním překážkám21.  Radiometrická metoda využívá principu odrazu elektromagnetického vlnění vyzářeného vysílačem od zemského povrchu. Vyhodnocuje se doba (případně fáze) mezi odesláním a příjmem odraženého signálu22. Tato metoda se používá pro přesné měření výšky nad terénem v průběhu přistávacího manévru, kdy je povrch před přistávací dráhou rovný, nerozrušený přírodními útvary. Metoda se používá pro měření výšky do 2 km nad terénem.  Inerciální metoda používá k měření výšky dvojitou integraci změny23 zrychlení působícího v ose vektoru zemského gravitačního pole. Jedná se o měření vztažené k místu startu, které je ovšem závislé na kvalitě použitých senzorů.  Parametrická metoda je založena na ionizaci atomů vzduchu, tj. rozdíl energie částic vyzářených emitorem záření a přijatých detektorem je úměrný hustotě vzduchu a tedy výšce. Tuto metodu je vhodné použít jako doplněk k barometrické metodě pro výšky nad 20 km, kde dochází k výraznému poklesu tlaku vzduchu24. 18

Měřená hodnota absolutního tlaku se vztahuje k vakuu (nulová hodnota tlaku). Vzdálenost mezi bodem v prostoru a bodem na referenční úrovni, které jsou spojeny přímkou orientovanou ve směru vektoru zemského gravitačního pole. 20 Princip této metody globálně zajišťuje bezpečné rozdělení letadel ve vertikálním prostoru při tzv. letu v hladině, tj. nastavení referenčního bodu QNE = 1013 hPa. 21 Referenční hladinu tvoří tlak přepočtený na hladinu moře v dané oblasti, tj. oblastní QNH. 22 Princip radaru. 23 Integrace obecně vnáší do výpočtu chyby způsobené nestabilitou vzorkování, chybou vzorkování, změnou signálu mezi odměry atd. Určité možnosti zlepšení kvality výpočtu poskytují lichoběžníková, nebo Simpsonova metoda integrace. 24 Metoda se používá pro velmi vysoko létající letouny: SR71, SpaceShuttle. 19

Avionický systém

48

Pavel Pačes Výška je v leteckých aplikacích měřena pomocí barometrické metody a tzv. barometrických výškoměrů. Princip měření využívá znalosti rozložení absolutního tlaku vzduchu v zemské atmosféře, který se mění v závislosti na výšce. Na výšce je také závislá teplota a hustota vzduchu25, které se dále mění podle lokálních změn počasí a ročních období. Z důvodu zjednodušení výpočtů se zavádí standardizované rozložení tlaku, teploty a hustoty vzduchu zvané Mezinárodní standardní atmosféra (MSA), která byla zavedena organizací ICAO. MSA zavádí model atmosféry (viz obr. 5.9) založený na průměrování celoročních měření fyzikálních parametrů zemské atmosféry (60). Základním bodem MSA je nulová výška, která je stanovena jako střední hladina moře na 45° zeměpisné šířky. S rostoucí výškou se atmosféra dělí na mnoho vrstev, z nichž je pro tuto práci nejdůležitější první vrstva – troposféra, která je definovaná pro rozsah výšek od 0 do 11 km. V tomto rozsahu rozeznáváme v letectví na základě definice referenční hladiny ( 0) 26 následující výšky :  Absolutní výška – referenční úrovní je hladina moře na 45° zeměpisné šířky.  Relativní výška – referenční rovinou může být libovolné místo na zemi, zpravidla to bývá práh přistávací dráhy (QFE), tj. výškoměr na dráze ukazuje 0. Další možností je použití oblastního QNH, kdy je vztažná úroveň daná tlakem v dané oblasti, přepočteným na hladinu moře. Po přistání pak výškoměr ukazuje nadmořskou výšku letiště.  Skutečná výška – výška nad terénem.  Výška letové hladiny – referenční rovinou je hladina odpovídající atmosférickému tlaku 1013,25 mb (QNE). Pro běžné lety je stále využíván systém barometrického výškoměru pracující buď na principu tlakoměrné deformační krabice, nebo s elektronickým senzorem tlaku. Senzory tlaku používané pro měření výšky disponují rozsahem od 0 do 115 kPa a mají pokud možno co nejmenší teplotní závislost, odpovídající reprodukovatelnost a dlouhodobou stabilitu parametrů. Při určování závislosti tlaku vzduchu na výšce vycházíme z barometrické rovnice (61), která je odvozena za předpokladu, že se sloupec vzduchu vertikálně nepohybuje. Tak lze v jeho objemu o daném průřezu a elementu výšky vyjádřit rovnováhu sil ve tvaru: 0.

(5.1)

K odvození závislosti měrné tíhy vzduchu ρg na teplotě a tlaku se používá stavová rovnice plynů: .

(5.2)

Kde pro obě rovnice je hustota vzduchu [kg m-3], přírůstek výšky [m], přírůstek tlaku [Pa]. tlak plynu [Pa], objem plynu [m3], teplota plynu [K], počet molů v jednotce objemu V [kmol], 25 26

Další změny způsobuje cirkulace vzduchu. Na základě nastavení barometrického výškoměru (jeho referenční úrovně) se definují tzv. Q-kódy.

Avionický systém

49

Pavel Pačes univerzální plynová konstanta [J K-1 kmol-1] a 9.815 gravitační konstanta v nulové výšce [m s-2]. Na základě odvození uvedeného v (61) dostaneme po vyřešení soustavy rovnic výsledný vztah pro přepočet změřeného a referenčního tlaku na výšku v známém vyjádření: Rp

1

44,33 · 10

1

,

.

(5.3)

H je výška měřená od referenční hladiny dané tlakem p0 [m], p0 tlak referenční (vztažné) hladiny, 101,325 [kPa], ph tlak odpovídající výšce H [kPa], T0 teplota odpovídající nulové výšce MSA, 288,15 [K], τ teplotní konstanta pro rozsah výšek od 0 do 11 km, 6,510-3 [K m-1] a R korigovaná vzduchová konstanta 29,3 [mK-1]. Na obr. 5.9 je zobrazen průběh hustoty, tlaku, teploty a rychlosti zvuku v závislosti na výšce. Na obrázku je také červenou čárou vyznačena hranice 5 km, která tvoří výškový limit pro hodnoty veličin, se kterými budeme pracovat. Z obrázku je patrné, že v dané oblasti dochází k výrazným změnám hodnot zobrazených veličin, což zlepšuje jejich měřitelnost. Kde

Obr. 5.9 Závislost hustoty vzduchu, tlaku, teploty a rychlosti zvuku v atmosféře na výšce (60)

Avionický systém

50

Pavel Pačes

5.4.2. Požadovaná přesnost měření výšky

100

300

80

250

60

200

40

150

20

100

0 -2

0

2

4

6

8

10

12

14

Tolerance výškoměru [Pa]

Tolerance výškoměru [m]

Přesnost měření výšky není v předpisech pro UL letadla uváděna. V souvislosti s iniciativou podporující možnost unifikovat provoz SLZ v rámci celé Evropy je ale logické předpokládat, že požadavky na přesnost přístrojového vybavení budou podobné jako v kategorii certifikovaných letadel. Proto zde uvádím základní tolerance vyžadované pro měření výšky v kategorii certifikovaných letadel. V rámci EASA jsou požadavky na výškoměry upraveny v ETSO C10b, který odkazuje na standard SAE Aerospace Standard (AS)392C. Tolerance výškoměrů jsou dále uvedeny v manuálech pro údržbu, které jsou volně přístupné, např. (62). Nejdůležitější hodnotou z uvedené tabulky je hodnota tolerance měření výšky na hladině 0 m MSA, která dosahuje hodnoty ±6 m (±75Pa) a v závislosti na výšce se značně mění (viz obr. 5.1027). Tato hodnota je zcela zásadní i pro zařízení konstruovaná pro kategorii UL letadel, která jsou provozována až do výšky 5 km.

50 16

Výška [km]

Obr. 5.10 Tolerance výškoměrů [Δh a Δp] v rozsahu od -1000 do 50000ft

5.4.3. Senzory tlaku Barometrické výškoměry, resp. rychloměry s diferenční tlakoměrnou krabicí jsou v současné době stále více nahrazovány digitálními senzory tlaku. Přestože existují i jiné principy převodu tlaku na elektrický signál, v této práci se zaměříme na levné a dostupné senzory tlaku, jejichž základem je deformace mechanického prvku, která vyvolá změnu výstupního elektrického signálu. Mechanickým deformačním prvkem je tenká membrána, u které je snímán průhyb pomocí napájeného tenzometrického můstku (čtyři rezistory) a výstupem je hodnota napětí na jeho diagonále. Průhyb membrány je závislý na tlaku, který je přiváděný na jednu stranu membrány, a na referenčním tlaku na druhé straně membrány. Podle uspořádání komory s referenčním tlakem senzory dělíme na absolutní a relativní, kde absolutní senzory měří tlakové změny oproti vakuovanému prostoru. Detailní dělení senzorů tlaku a další vysvětlení je možné nalézt v (P15).

27

Obrázek je symetrický podle osy x.

Avionický systém

51

Pavel Pačes Pro použití v letectví musí parametry senzorů vyhovovat řadě podmínek. Vedle základních parametrů, jako je rozsah tlaků, přesnost, citlivost atd., je důležité brát v úvahu i některé vlivy nežádoucích veličin, jejichž seznam je uveden v tabulce 5.4. Tabulka také uvádí limitní hodnoty doporučené pro senzory tlaku určené pro použití v letectví pro měření výšky (63). Veškeré uvedené veličiny ovlivňují výslednou měřenou hodnotu, přičemž některé parametry je možné změřit pouze za pomoci velmi přesného laboratorního vybavení, kterým disponují spíše jen výrobci senzorů (např. měření dopružování membrán). Pro dosažení požadované přesnosti měření je nutné senzor správně kalibrovat, což ovšem představuje nutnost provedení souboru náročných měření a následně vygenerování jedinečného kalibračního polynomu, který se ovšem časem může stát nedostatečným. Z hlediska aplikace senzorů v malém letectví se nejvíce projevuje vliv teploty, na jehož kompenzaci se v dalších kapitolách zaměříme. Tab. 5.4 Chyby senzorů pro měření výšky

Chyba

Doporučená hodnota

Tlaková hystereze

< 0,005% z rozsahu

Při postupném zvyšování tlaku na určitou úroveň a následném snižování tlaku má převodní charakteristika různý průběh, tj. hysterezi. Tlakovou hysterezi je obtížné korigovat, a proto je nutné vybírat senzor s její minimální hodnotou. Dopružování membrán

V případě ustálení tlaku působícího na membránu trvá nějakou dobu, než se deformace membrány ustálí. Teplotní hystereze

< 0,02% z rozsahu

Jedná se o rozdíl převodní charakteristiky změřené při změně teploty z např. ‐40°C do +80°C a následně při změně z +80°C do ‐40°C. Teplotní hysterezi je obtížné korigovat, a proto je nutné vybírat senzor s její minimální hodnotou. Nelinearita závislosti převodní charakteristiky na teplotě

Tuto nelinearitu lze kompenzovat tabulkou nebo rovnicí. Nevýhodou je rozdílná přesnost měření v různých částech charakteristiky. Závislosti převodní charakteristiky na teplotě

V případě změny teploty se celá převodní charakteristika posouvá. Jedná se o závislost, kterou je možné kompenzovat tabulkou nebo rovnicí. Dlouhodobá stabilita výstupního údaje senzoru

V případě opakovaných měření může docházet k posunu měřeného údaje vlivem stárnutí snímacího elementu. Jedná se o chybu, kterou nelze v zásadě kompenzovat. Chybu lze omezit častou kalibrací zařízení, případně vhodnou technologií při výrobě (třídění/výběr senzorů, umělé stárnutí). Odezva na tlakové přetížení

< 0,01% z rozsahu

Je změna měřené hodnoty (offsetu) během několika hodin (až dní) při zatížení maximálním tlakem. Odezva na teplotní cykly

< 0,05% z rozsahu

Při zkoušce se měří posun offsetu během teplotních cyklů, přechodů mezi ‐40/+80°C. Odezva na vystavení horní mezní teplotě

< 0,01% z rozsahu

Jedná se o posun offsetu během několika hodin až dní při expozici teplotě 80°C a více.

Avionický systém

52

Pavel Pačes

Tab. 5.5 Základní parametry testovaných senzorů

Senzor

Rozsah

Typ pouzdra

Cena (€)

Výstup

MPX4115AP

15‐115 kPa

Plastikové

8

Analogový ± 1.5 % FS

MPX4100AP

20‐105 kPa

Plastikové

9


MPXAZ6115A

15‐115 kPa

Plastikové

10


SP 80

1 bar

Kovové

100


HCA0611ARH

600‐1100 mbar

Plastikové

10

Digitální

± 1.0 % FS

MS5534BM ADC1 (MPX4115AP)

10 ‐ 1100 mbar 15‐115 kPa

Plastikové

28

Přesnost

40

Digitální

0.1 mbar

29

‐

Digitální

‐

29

‐

ADC2 (SP80)

1 bar

‐

~400

Digitální

EASA CS23 (viz obr. 5.10 a 5.32)

Referenční senzor DPI145 (RPT200)

35 ‐ 3500 bar

‐ 29

~1600

Digitální

0,025 % RDG

Poznámka: Společně se souborem těchto senzorů byl testován i senzor Honeywell 19U s rozsahem 0‐15 PSI a přesností ± 0.03 % FS, cena ≈150 €. Senzor nebyl do zhodnocení zahrnut, protože již byl detailně proměřený a popsaný v (64) (případně v (65)), a z důvodu použitého pouzdra se nehodí pro zde plánované požadované použití.

5.4.3.1. Testování senzorů Charakteristiky vybrané skupiny senzorů byly ověřeny v rozsahu výšek do 5 km, což představuje přibližně polovinu rozsahu senzorů. Tabulka 5.6 zobrazuje zvolené výškové body měření vlastností senzorů, kde jsou uvedeny i přepočty výšky na tlak v Pa a mmHg30. Testovací měření byla provedena jak při poklesu tlaku31, tak i při návratu do výchozího bodu a v každém okamžiku bylo změřeno 40 vzorků všech hodnot (29 veličin). Tab. 5.6 Testovací body senzorů

Výška [m]

240

574

1000

2000

3000

4000

5000

Tlak [kPa]

98,47

94,61

89,87

79,49

70,10

61,63

54,01

738,61

709,66

674,08

596,20

525,78

462,24

405,07

Tlak [mmHg]

Závislost charakteristik senzorů byla testována i vzhledem k vlivu teploty pomocí termostatu Labio LS80 (viz obr. 5.12) v rozsahu teplot od -30 do +70°C. Z uvedeného je patrné, že celé měření bylo velmi náročné na přípravu i na provedení s požadovanou přesností nastavení tlaku. Z důvodu časové náročnosti bylo první měření provedeno v průběhu dvou dní, kdy první den (měření proběhlo v průběhu 10 hodin) začalo měření při 20 °C. Následně byla teplota v komoře zvyšována až na 80 °C a poté byla komora ochlazena zpět na teplotu 28

Protože byl senzor objednán jako vzorek, bylo placeno jen poštovné ve výši 2500 Kč. Na internetu uvedená cena je 40 Euro. 29 Jedná se o přístroj obsahující senzor, obvody analogového zpracování, AD převodník, mikroprocesor a výstupní rozhraní. 30 Regulátor tlaku IVD má veškeré ukazatele v mmHg. 31 Pokles tlaku znamená výstup do výšky.

Avionický systém

53

Pavel Pačes

GPIB

okolí. V průběhu druhého dne (přibližně 8 hodin) byly změřeny charakteristiky senzorů pro hodnoty teploty od 20 °C až do -30 °C a zpět. Všechna měření v teplotně stabilizované komoře jsou ovlivněna napěťovými špičkami, které generuje motor kompresoru systému chlazení (viz článek (66)). To si vynucuje vypínání motoru kompresoru po dobu měření, a tím následně v případě dlouhodobějších testů dochází ke změnám teploty uvnitř komory, což je třeba vzít v úvahu32 při vyhodnocení měření. Teplota byla nastavována ručně pomocí ovládacího panelu komory a následně bylo nutné počkat na její ustálenou hodnotu. Tlak v přívodech k senzorům byl taktéž nastavovaný ručně pomocí regulátoru IVD (P50 a P51), který se skládá ze skupiny ventilů pro kontrolu tlaku a analogových zobrazovacích přístrojů. Ruční ovládání dovoluje dosáhnout větší přesnosti regulace (P25) než dostupný automatický systém.

Obr. 5.11 Blokové schéma měřicího pracoviště pro testování senzorů (66)

Blokové schéma měřicího pracoviště je zobrazeno na obr. 5.11, přičemž pokud není uvedeno jinak, bylo toto zapojení testovacích přístrojů s drobnými obměnami používáno i pro získání výsledků prezentovaných v dalších částech práce. Měřicí pracoviště se skládá z vyvinutých smart senzorů, aerometrických počítačů, vakuové pumpy, regulátoru tlaku, měřicích přístrojů a osobního počítače, který ukládá data z měřicích přístrojů připojených 32

V této práci byla vnitřní teplota komory měřena několika senzory. Následné vyhodnocení změřených údajů bylo provedeno na základě změřené teploty.

Avionický systém

54

Pavel Pačes pomocí rozhraní GPIB, RS232 nebo CAN. Pro sběr dat z přístrojů připojených pomocí rozhraní GPIB bylo použito prostředí Matlab a Instrument Control Toolbox. Pro sběr dat z vyvinutých systémů a digitálních senzorů byl použit speciální převodník, který je založen na elektronice univerzálního avionického modulu UAM (viz kap. 5.1). Naměřená data byla do počítače přenesena pomocí sběrnice CAN, převodníku USB2CAN a do prostředí Matlab nahrána pomocí MatlabToCAN toolboxu (viz příloha A) vytvořeného pro tuto práci. Detailní popis použitých měřicích nástrojů je uveden v literatuře (P49) a (P50). Testované senzory byly umístěny v teplotně stabilizované komoře a byly rozděleny na dvě skupiny. První skupina senzorů měří tlak regulovaný regulátorem IVD a druhá skupina senzorů je připojena na společné tlakové vedení a zaslepena. Tato skupina senzorů měří vliv teploty na snímací element, tj. jedná se o změnu výstupní hodnoty senzoru při konstantní hodnotě tlaku v uzavřeném objemu, který je vidět na obr. 5.20. V dalším kroku byl výstup druhé skupiny senzorů otevřen do okolní atmosféry pro přesnější změření vlivu teploty na výstupní signál, čímž se eliminuje vliv teplotní roztažnosti vzduchu v uzavřeném objemu, kterou je třeba brát v úvahu při vyhodnocení měření. Měřicí pracoviště (viz obr. 5.11) obsahuje skupinu senzorů S1a až Sna, které měří regulovanou hodnotu tlaku, a dále zaslepených senzorů S1b až Snb, které jsou určené pro ověření možnosti použití jejich výstupů ke korekci teplotní závislosti první skupiny senzorů. Všechny senzory jsou namontované na podpůrném plošném spoji, který obsahuje obvody precizních stabilizátorů pro úpravu napájecího napětí senzorů a také propojuje výstupy senzorů s měřicími přístroji. Tlak z vývěvy je přivedený přes regulátor IVD na vstupy senzorů a také na přesný tlakoměr DPI145, který je v tomto případě referenčním přístrojem. Senzory s digitálním výstupem jsou k počítači PC připojeny buď přímo pomocí rozhraní RS232, tj. ADC1, který je založený na senzoru MPX4115AP, nebo CAN, tj. ADC2, využívající senzor SP 80. Pro připojení dalších senzorů byl vyvinut modul Sensor2CAN konvertující údaje ze senzorů MB5534 a HCA0611. Tento modul je založený na UAM a komunikuje s nadřazeným systémem pomocí sběrnice CAN. Teplota v komoře byla měřena pomocí teplotního platinového senzoru PT100. Výstupní data ze senzorů S1a, S1b až Sna, Snb byla měřena sekvenčně, měřicí ústřednou Agilent 34970A a hodnota odporu z teplotního čidla byla měřena multimetrem Agilent 34410A. Obě zařízení byla k počítači PC připojena pomocí převodníků GPIB2USB Agilent 82357A. Na obr. 5.12 je zobrazeno realizované měřicí pracoviště s většinou regulačních, měřicích a zobrazovacích přístrojů. Obr. 5.13 pak poskytuje pohled do teplotně stabilizované komory, kde je možné rozeznat několik senzorů, dva aerometrické počítače a vyvinutý převodník Sensor2CAN.

Obr. 5.12 Testovací pracoviště

Avionický systém

Obr. 5.13 Uspořádání senzorů v teplotní komoře

55

Pavel Pačes

5.4.3.1.1.

Výsledky měření – digitální senzory

Ze senzorů vybavených digitálním výstupem byly v této práci testovány senzory HCA0611 a MB5534 (viz tabulka 5.5). Data změřená na senzoru MB5534 byla nepoužitelná pro další analýzu, a to z důvodu chyby v realizovaném převodníku Sensor2CAN (viz obr. 5.11) nebo v přepočtech výstupních údajů na číselné hodnoty. Senzor HCA0611 má rozsah omezený hodnotou 60 kPa, která odpovídá přibližně výšce 5 km nad terénem (viz obr. 5.9). To představuje výhodu tohoto senzoru, který dosahuje větší přesnosti měření tlaku v okolí nulové výšky MSA. Omezení rozsahu má vliv na výstupní charakteristiku senzoru a také na výsledný odchylkový graf uvedený na obr. 5.14. Prezentované odchylky jsou počítány jako rozdíl od referenční hodnoty tlaku měřené přístrojem DPI145. Z obrázku je zřejmé, že při tlaku 60 kPa dochází k saturaci výstupního údaje senzoru a odchylky nabývají hodnot překračujících požadované tolerance. Měření ukázalo, že není možné spoléhat na přesnost senzoru udanou výrobcem. Převodní charakteristiku bylo nutné korigovat podle referenčního tlakoměru DPI145. Jedná se ale o jednoduchou korekci polynomem prvního řádu, která se ukázala jako dostačující v celém rozsahu měřených tlaků. Odchylka výstupní charakteristiky senzoru od linearity je menší než 100 Pa, tj. charakteristika je téměř ideálně lineární. Bylo prokázáno, že senzor je teplotně nezávislý v rozsahu od 0 do 80° C (viz obr. 5.14). V případě záporných hodnot se výstupní údaj senzoru posouvá, ale v celém rozsahu tlaků o jednu konstantní hodnotu.

Obr. 5.14 Odchylkový graf výstupní charakteristiky senzoru HCA0611 v závislosti na teplotě

Výsledky měření a vynesené odchylky po kalibraci senzoru, zobrazené na obr. 5.14, ukazují v případě kladných teplot odchylku 75 Pa v nulové výšce MSA, a to i přestože přesnost senzoru je 1% z rozsahu, což odpovídá 500 Pa. Protože byl pro každou výšku automatickým systémem změřen soubor 40 hodnot, je možné vypočíst velikost směrodatných odchylek33, které v případě nulové výšky MSA dosahují hodnoty 75 Pa v teplotním rozsahu od 10 do 80 °C a 125 Pa v celém teplotním rozsahu od -30 do 80 °C. Směrodatné odchylky dosahují největší hodnoty 250 Pa, při hodnotě tlaku 60 kPa, tj. výška 5 km. Velikost směrodatné odchylky v této výšce souvisí s použitou regulací tlaku a dobou měření34.

33

V případě, že se v práci mluví o směrodatných odchylkách, jedná se o výpočet z množiny min 20 prvků, pokud není uvedeno jinak. 34 Obecně je při ruční regulaci tlaku problematické udržet stabilní hodnotu nastaveného tlaku (P50).

Avionický systém

56

Pavel Pačes Demonstrovaná přesnost měření tlaku umožňuje použít tento senzor pro měření výšky v okolí 0 m MSA. Případně je možné využít senzor s menším rozsahem35. V případě aerometrického systému je možné využívat tento, v nulové výšce přesnější senzor jako preferenční před jiným tlakovým senzorem s větším rozsahem, ale nižší přesností, která je ovšem ve větších výškách tolerována (viz obr. 5.10). Koncept funkce systému obsahujícího několik senzorů s různým tlakovým rozsahem byl základním způsobem ověřen pomocí modulu, který je zobrazený na obr. 5.15. Blokový diagram vnitřní funkce systému je zobrazený na obr. 5.16, kde je kritérium pro přepínání výstupů z jednotlivých senzorů určené pomocí konstanty c.

Obr. 5.15 Realizovaný testovací systém

5.4.3.1.2.

Obr. 5.16 Funkce přepínání výstupu senzorů

Výsledky měření – analogové senzory

Hlavním cílem provedeného měření bylo prozkoumat možnost využití výstupu zaslepeného senzoru tlaku jako snímače teplotních změn. Výstup senzoru bude použitý pro teplotní korekci druhého senzoru využitého primárně pro měření výšky. Ověřovány byly senzory řady MPX4100A, MPX4115A a MPX6115A, vždy po dvou kusech. Na následujících obrázcích jsou uváděné charakteristiky senzoru MPX4115A, a to protože charakteristiky zbývajících dvou typů jsou podobné. Senzory se liší absolutní přesností a rozsahem. V 0 m MSA má senzor MPX4100 odchylku 60 Pa, senzor MPX4115A 200 Pa a MPX6115A 800 Pa, přičemž první a druhý senzor mají podobnou teplotní závislost. U třetího senzoru je tato závislost rozdílná. Na obr. 5.17 jsou zobrazeny odchylky od ideální převodní charakteristiky36, přičemž je vidět, že změna teploty ovlivňuje jak počáteční, tak i koncový bod charakteristiky a má také vliv na její sklon a linearitu zejména v záporných teplotách. Z grafu je možné odečíst hysterezi mezi počátečním a koncovým bodem charakteristiky způsobenou změnou teploty, která činí přibližně 200 Pa. Velikost hystereze je v případě tohoto měření dána rychlou změnou teploty uvnitř termostatované komory a teplotní setrvačností jednotlivých objektů v komoře.

35 36

Např. HCA0811 s rozsahem 800  1100 mbar. V našem případě je měření vztaženo k výstupu měřicího přístroje DPI145.

Avionický systém

57

Pavel Pačes

Obr. 5.17 Odchylkový graf senzoru MPX4115AP

Obr. 5.18 zobrazuje průběh výstupu zaslepeného senzoru MPX4115AP. V tomto případě je výstupní údaj senzoru nezávislý na hodnotě přiváděného tlaku, a tak by měly být jednotlivé charakteristiky zobrazeny jako ideální přímky. V grafu je jasně vidět vliv teploty na polohu počátečního a koncového bodu charakteristiky, což velmi dobře ilustruje problémy se stabilitou teploty v použité komoře. Jev je nejlépe pozorovatelný v případě minimální a maximální teploty. Dalším jevem, který můžeme na obrázku pozorovat je hystereze způsobená ohříváním a chlazením vzduchu v komoře, která je viditelná v průběhu obou dní (viz kroužkované počátky charakteristik). V případě prvního dne docházelo k ohřívání vnitřního prostoru až na teplotu 76 °C a k následnému chlazení na teplotu 25 °C. Z důvodu příliš rychlého ochlazování došlo k přechlazení analogových senzorů umístěných před výstupem klimatizační jednotky, zatímco platinový snímač teploty měřil stále teplotu hliníkového bloku, na kterém byl umístěn společně se senzory 19U. V tomto případě se jedná o chybu měření teploty v komoře způsobenou příliš rychlým požadavkem na teplotní změny. Chyba se podobným způsobem projevila i při měření v záporných teplotách.

Obr. 5.18 Změřené charakteristiky zaslepeného senzoru MPX4115AP

Avionický systém

58

Pavel Pačes Popsané problémy s měřením teploty způsobily zaniknutí informace o izochorické změně tlaku v uzavřeném objemu přivedeném na vstup senzoru. Izochorickou změnou došlo v měřeném teplotním rozsahu k posunu charakteristiky změřené na začátku (viz modrý kroužek na obr. 5.18) a na konci prvního dne měření (viz červený kroužek) až o 20 kPa. Na základě těchto zjištění bylo provedeno nové měření na všech analogových senzorech pouze při tlaku okolní atmosféry a v záporných teplotách. Výsledné odchylky od referenčních hodnot jsou zobrazené na obr. 5.19. Obrázek zobrazuje dva soubory křivek, změn výstupního signálu senzorů MPX4100, MPX4115A a MPX6115A v závislosti na teplotě. První soubor křivek zobrazuje výstup senzorů v případě, že je jejich vstup tlaku otevřený do atmosféry, a druhá trojice průběhů představuje výstupy stejných typů senzorů, které mají vstupy připojené do uzavřeného objemu (viz obr. 5.20).

Obr. 5.19 Závislost výstupů senzorů MPX na teplotě

Obr. 5.20 Zapojení testovaných senzorů

Charakteristiky označené na obr. 5.19 indexem A zobrazují změnu výstupního signálu senzorů, jejichž vstup tlaku je přiveden do uzavřeného objemu. Senzory, jejichž výstup byl otevřený do okolní atmosféry, jsou na obr. 5.19 označeny indexem B. Výstup senzorů otevřených do okolní atmosféry odpovídá teplotním vlivům působícím na snímací element senzoru. V případě zaslepených senzorů jsou změny výstupu senzorů způsobené teplotními vlivy superponovány na změnu výstupního signálu způsobenou izochorickou změnou tlaku v uzavřeném objemu. Tuto změnu tlaku je možné popsat matematickým vyjádřením Charlesova zákona, přičemž z definice izochorické změny plyne, že není nutné znát objem, ve kterém ke změnám dochází. Přes všechnu snahu o pomalé a plynulé změny teploty uvnitř termostatované komory je na obr. 5.19 stále patrný vliv změn teploty v průběhu ohřívání a chlazení prostředí uvnitř komory. Změny teploty se projevují nepříjemnou hysterezí převodní charakteristiky, která v tomto případě dosahuje hodnoty 2 kPa. K hysterezi dochází vlivem stabilizace teploty uvnitř komory systémem cirkulace vzduchu, který ofukoval testované senzory. Na obr. 5.20 jsou vidět měděné trubky výměníku tepla, kolem kterého prochází vzduch přenášející změny teploty uvnitř komory. Snížení hodnoty teplotní hystereze oproti situaci zobrazené na obrázku 5.18 je dosaženo delší dobou ustalování teploty v komoře. Na základě těchto výsledků je možné zavést následující předpoklad: V případě uzavření jak zaslepeného, tak i měřicího senzoru do jednoho pouzdra, které by zajistilo stejný a pomalý teplotní gradient působící na oba senzory, je možné použít zaslepený senzor pro korekci teplotních změn působících na měřicí senzor. Pro další výpočty je nutné zajistit, aby byla vnitřní teplota pouzdra měřena s přesností alespoň 1 °C. V případě použití této metody korekce teplotních změn je možné Avionický systém

59

Pavel Pačes zavést další předpoklad, že systém bude schopný automaticky korigovat i dlouhodobé vlivy stárnutí snímacího elementu. Tento předpoklad se opírá o tvrzení, že jak měřicí, tak i korekční snímací element budou stárnout stejným způsobem, protože jsou vystavené vlivům stejného prostředí. Obr. 5.21 zobrazuje charakteristiky změřené pomocí senzorů MPX4115AP. Na obrázku je také zobrazena ideální izochora vypočtená na základě Charlesova zákona a měřené teploty. Charakteristika zaslepeného senzoru kopíruje ideální izochoru při pomalém ochlazování prostředí, kdy k největší odchylce dochází v bodě -3 °C (hodnota odpovídá přechlazení prostředí v komoře). Přechod z teploty místnosti na teplotu -36 °C trval přes 4 hodiny, což umožnilo teplotní stabilizaci všech prvků v komoře včetně přenosu tepla na vzduch uvnitř uzavřeného objemu. Následoval přechod do vyšších teplot, přičemž přechod zpět na hodnotu -8 °C byl proveden v průběhu jedné hodiny. Body v okolí 25 °C byly měřeny den před změřením bodů v záporných teplotách a den po něm. Z uvedeného vyplývá, že popsaný způsob kompenzace teplotních vlivů na výstupní údaj senzoru je možné použít do velikosti teplotní změny až 5 °C/h. Obr. 5.21 zobrazuje křivku „MPX4115AP B Corr“, která představuje výstup senzoru MPX4115AP B korigovaný výstupem senzoru MPX4115 A a ideální izochory vypočítané na základě měřené teploty. V první části byla vypočítána izochorická změna tlaku způsobená změnou teploty pomocí upravené Charlesovy rovnice, použité ve tvaru: ∆ Kde

.

(5.4)

je tlak ve vztažném bodě [Pa], je teplota ve vztažném bodě [K], je skutečný tlak ve vztažném bodě [Pa], je měřená teplota senzoru [K] a je tlaková změna vyvolaná teplotou [Pa].

∆

Korigovaná křivka se poté vypočítá jako: _ _

Kde

_

_

∆

.

(5.5)

je tlak měřený senzorem pro měření výšky [Pa], je tlak měřený zaslepeným senzorem [Pa], _ ∆ je korekce vypočítaná oproti ideální izochoře [Pa], je korekční konstanta [Pa] a je teplotně korigovaná hodnota tlaku [Pa]. _ _ Pro ověření správné funkce teplotní korekce se jako velmi problematický ukázal vliv změn teplot, přesnosti měření teplot a umístění jednotlivých částí měřicího systému uvnitř teplotně stabilizované komory. Vliv rychlé změny teploty způsobuje nezanedbatelnou hysterezi na charakteristice zaslepeného senzoru (viz obr. 5.18). Alternativou oproti popsané metodě teplotní kompenzace je možnost použít senzor typu V (viz obr. 5.23) jako teplotně citlivý element - korekční senzor. Tento senzor neměří absolutní tlak vůči vakuu, jak je zobrazeno na obr. 5.22, ale měří relativní tlak P1 oproti tlaku okolní atmosféry (viz obr. 5.23). V případě, že jsou oba vstupy senzoru (P1 a P2) otevřeny do okolní atmosféry, měří aerometrický systém výstupní hodnotu korekčního senzoru, kdy je jakákoliv její změna způsobena buď teplotními vlivy, anebo stárnutím senzoru. I v tomto případě je možné zavést

Avionický systém

_

60

Pavel Pačes předpoklad, že oba senzory budou stárnout stejným způsobem a na základě využití výstupu korekčního senzoru při výpočtu výšky bude korigován i vliv stárnutí na posun výstupní charakteristiky. Použitím jednoho z popsaných principů je možné korigovat posun charakteristiky měřicího senzoru v závislosti na teplotě, ale ne její sklon. Kombinací dříve popsané metody teplotní kompenzace využívající zaslepený senzor a senzor typu V je možné korigovat posun i sklon charakteristiky, viz charakteristiky v záporných teplotách uvedené na obr. 5.17.

Obr. 5.21 Závislost výstupu senzoru MPX4115A na teplotě

Pro ověření prezentované kombinace obou metod teplotní kompenzace bude využit aerometrický systém, jehož blokové schéma je zobrazené na obrázku 5.24. Pro realizaci dvoubodové kompenzace bude v blokovém schématu uvedený senzor MPX7002DP nahrazen senzorem MPX4115V. Aerometrický systém vychází z práce prezentované v literatuře (P15) a finální realizace je zobrazena na obr. 5.40.

Obr. 5.22 Vnitřní struktura senzoru MPX4115AP

Avionický systém

Obr. 5.23 Vnitřní uspořádaní senzoru MPXV4115V

61

MUX

Pavel Pačes

Obr. 5.24 Blokové schéma aerometrického počítače s procesorem ADuC845

Výhodou dvoubodové metody kompenzace je skutečnost, že jsou zjištěny vlivy teploty okolního prostředí na obou koncích měřicího rozsahu. V případě charakteristik zobrazených na obr. 5.17 je první bod korekční charakteristiky měřen zaslepeným senzorem MPX4115AP v okolí hodnoty tlaku 100 kPa a druhý bod charakteristiky je měřen při tlaku 0 kPa senzorem MPX4115V. Pro absolutní kalibraci celého systému (konstanta z rovnice (5.5)) je nutné externě zadat pouze hodnotu z rovnice (5.4). Tato hodnota se v letectví označuje jako referenční hodnota tlaku, vzhledem ke které se následně vztahuje výškový výpočet. Jedná se tedy o hodnotu, která je na letištích běžně měřena a pilotům dostupná. 5.4.3.1.3.

Charakteristiky senzoru SP80 s rozsahem 1 bar

SP 82 představuje senzor (viz obr. 5.25), který obsahuje deformační membránu s měřicím tenzometrickým můstkem, kde je dále k dispozici odporový element pro vytápění snímače a teplotně závislý odpor umožňující realizaci zpětnovazebního regulátoru vytápění snímacího elementu (viz obr. 5.26). Oproti předchozím typům senzor neobsahuje další elektroniku pro automatickou kompenzaci výstupního údaje senzoru. Letecké systémy se běžně pohybují v rozsahu teplot okolí od -30 do 80 °C. Vyhřívací element umožňuje uvnitř senzoru udržovat stále konstantní teplotu, a tím eliminovat vliv okolní teploty na výstupní údaj. Cena senzoru SP 82 se pohybuje v hodnotě přibližně 7 500,Kč. V této práci byl pro realizaci prvního prototypu a ověření funkčnosti měřicího systému použit senzor SP80, který byl pořízen za 2500,- Kč.

Obr. 5.25 Senzor SP 82

Obr. 5.26 Vnitřní zapojení senzoru SP 82

Oproti očekávání je převodní charakteristika senzoru značně závislá na teplotě, kdy se mění jak sklon, tak i posun charakteristiky a její linearita. Odchylky od referenční charakteristiky měřené systémem DPI145 jsou zobrazené na obrázku 5.27. Zde uvedená zobrazená absolutní chyba 8.5 kPa činí senzor zcela nepoužitelný pro realizaci výškoměru.

Avionický systém

62

Pavel Pačes Ovšem zapojením zpětné vazby využívající vytápěcí rezistor RE a teplotně závislý rezistor RT (viz obr. 5.26) došlo k vyhřátí vnitřního prostoru senzoru na 80 °C37. V případě udržování uvedené teploty se posun jednotlivých charakteristik vlivem teploty snížil až na hodnoty uvedené na obrázku 5.28. Zlepšení kvality výstupního signálu však není tak výrazné, aby byl senzor přímo použitelný pro aplikaci v aerometrické centrále. Maximální odchylka 600 Pa v nulové výšce38 neodpovídá požadavku na chybu 75 Pa. Z grafu je dále možno vyčíst, že stále dochází k změně sklonu charakteristiky, která je navíc nelineární. Nelinearita byla určena jako 0.05% z měřeného rozsahu, což odpovídá údaji z technické dokumentace senzoru.

Obr. 5.27 Odchylkový graf senzoru SP80 bez teplotní kompenzace

Obr. 5.28 Odchylkový graf senzoru SP80 s teplotní kompenzací

Z důvodů popsaných v předchozím odstavci je zřejmé, že je nutné výstupní údaj dále korigovat jak na posun, tak i na nelinearitu převodní charakteristiky. Korekční křivku je možné změřit ve všech bodech (pro všechny tlaky a teploty), ale toto měření je velmi náročné na čas. Proto bylo přikročeno ke konstrukci korekční křivky na základě již provedených měření. Korekční křivka je reprezentovaná čtvercovou tabulkou, kde osa x představuje teplou, osa y tlak na senzoru a osa z korekční parametr. Tato tabulka je uložená v paměti přístroje a použitá pro výpočet korigované hodnoty měřeného tlaku. Z důvodu úspory místa v paměti bylo zvoleno rozlišení os 1 °C a 1 kPa, tj. výsledná charakteristika je korigovaná po částech. Konstrukce korekční křivky probíhala následovně:  Odchylky zobrazené na obr. 5.28 byly aproximovány polynomem druhého řádu a vyneseny do 3D grafu.  Následně proběhl iterační výpočet přes všechny hodnoty tlaku (neurčený parametr), kdy byla při daném tlaku modelována závislost výstupu na teplotě. Teplotní aproximace byla v prvním případě realizována přímkou, která ale nepřinesla dostatečně přesný výsledek, kdy k největší odchylce docházelo při měřeních prováděných při pokojové teplotě 15 °C. Směrodatné odchylky jednotlivých křivek zobrazených na obr. 5.28 od ideální převodní charakteristiky v závislosti na použité korekci jsou uvedeny v tabulce 5.7. Jako nejlepší se ukázala korekce s využitím vytápění senzoru a polynomu druhého řádu (viz obr. 5.30).

37

Teplota uvnitř senzoru byla měřena pomocí vnitřního teplotně závislého odporu, jehož teplotní závislost byla určena jako první. 38 Nulová výška (0 m) odpovídá tlaku 101,325 kPa standardní atmosféry (60).

Avionický systém

63

Pavel Pačes Tab. 5.7 Směrodatné odchylky od ideální charakteristiky v závislosti na použitých korekčních metodách -15

0

15

30

Senzor s vyhříváním [kPa]

Teplota

0.3585

0.2081

0.0388

0.0836

Senzor s vyhřívání a 3D korekce – přímka [kPa]

0.0165

0.0142

0.0542

0.0383

Senzor s vyhříváním a 3D korekce – polynom 2 řádu [kPa]

0.0145

0.0266

0.0397

0.0257

Obr. 5.30 Odchylkový graf senzoru SP80 s teplotní kompenzací a korekcí výstupu

Obr. 5.29 3D korekční křivka senzoru SP80

Realizace korekční tabulky polynomem druhého řádu, který je zobrazený na obrázku 5.29, se z hlediska přesnosti ukázala být vyhovující v celém rozsahu teplot (viz obr. 5.30), kdy systém pro měření v nulové výšce standardní atmosféry dosahuje přesnosti měření 50 Pa. Větší rozdíly ve vyšších výškách (viz obr. 5.30) jsou ovlivněné přesností nastavování tlaku v použitém regulačním systému. V případě implementace kompletní korekční křivky v popsané hustotě je nutné v paměti měřicího systému vyhradit dvourozměrné pole o velikosti 120x110x4 = 52800 bytů. Výhodou tohoto zápisu je rychlost přístupu ke korekčním parametrům. V případě použití výkonnějšího procesoru je možné využít hybridního zápisu, kdy se pro každou hodnotu tlaku (násobek 1 kPa) uloží v paměti pouze tři konstanty aproximačního polynomu pro určitou teplotu a korekční hodnota se bude dopočítávat v programu mikroprocesoru. Výsledná kalibrační tabulka by se poté zmenšila na 120x3x4 = 1440 bytů s mírným nárůstem vytížení mikroprocesoru39.

5.4.4. Měření rychlosti V letectví definujeme několik rychlostí podle způsobu jejich použití (61). Z hlediska letu letadla je nejdůležitější rychlost, kterou se letadlo pohybuje vzhledem k okolní mase vzduchu a na které závisí vztlakové síly působící na křídla letadla. V rovnovážném stavu (rovnoměrný přímočarý let) vyrovnává vztlak váhu stroje podle vztahu: 0.

(5.6)

39

První metoda byla použita u univerzálního avionického modulu (velikost paměti 256 kB) a druhá u aerometrického počítače s procesorem ADuC845.

Avionický systém

64

Pavel Pačes Kde

představuje vztlakovou sílu,

je hmotnost letadla a je gravitační zrychlení. Vztlaková síla je funkcí plochy křídla , hustoty prostředí , rychlosti pohybu křídla v okolním prostředí a vztlakovým koeficientem , který je závislý např. na odporu (čistotě) povrchu (Reinoldsovo číslo) a také na úhlu náběhu (systém měření úhlu náběhu je řešen v další kapitole). Vztlakovou sílu je možné vyjádřit vztahem: 1 2

.

(5.7)

Minimální rychlost letu nutnou pro vyvození vztlaku potřebného k udržení výšky letu je možné na základě dosazení rovnice (5.7) do (5.6) vyjádřit jako: 2

.

(5.8)

Ze vztahu (5.8) plyne, že rychlost letu závisí na hustotě vzduchu a tím i na výšce, ve které letadlo letí. Relativní rychlost pohybu letadla vzhledem k okolnímu prostředí se měří pomocí Pitot-statické sondy na základě tlakové diference mezi vstupem statického (okolního) tlaku a vstupem celkového tlaku , který vzniká ve vstupním otvoru, orientovaném ve směru letu, pohybem rychlostí . Oba tlaky jsou přivedeny na elastický tlakoměrný element, který realizuje funkci rozdílu obou hodnot: ,

(5.9)

kde představuje dynamický tlak, který je úměrný rychlosti letu . Odvození závislosti dynamického tlaku a rychlosti letu se provádí pomocí Bernoulliho rovnice proudění (viz např. (61)). Výsledkem odvození je základní vztah používaný pro výpočet rychlosti letu letadla v nestlačitelném prostředí, uváděný ve tvaru 2

.

(5.10)

Protože není ve vztahu (5.10) respektovaná stlačitelnost vzduchu při vyšších rychlostech letu, měří takto cejchovaný rychloměr s rostoucí rychlostí letu nižší hodnotu, která tvoří při rychlosti 250 km/h chybu 1% a při rychlosti 800 km/h chybu 10%. Z výše uvedeného plyne, že výpočet pomocí nestlačitelného prostředí je možné využít pro realizaci rychloměru pro kategorii UL letadel, a to z toho důvodu, že nejrychlejší letadlo této kategorie v současné době létá rychlostí přibližně 300 km/h40. Této rychlosti odpovídá tlaková diference 4 253 Pa, udávající i požadovaný rozsah diferenčního senzoru tlaku. Rozlišení systému musí respektovat hodnotu minimální rychlosti, která je stanovena na 65 km/h (viz kapitola 2.1.1), čemuž odpovídá tlaková diference 200 Pa. Z důvodu, že předpisová základna UL letadel nestanovuje požadavky na přesnost, je možné pro definici základních požadavků použít standardy ETSO (67), kde přesnosti kladené na rychloměry jsou vynesené v grafu na obr. 5.32. Největší požadavek je kladený na přesnost měření malých rychlostí v oblasti pádového varování, kde je povolená tolerance 25 Pa. 40

Např. stroj Shark, www.shark.aero.

Avionický systém

65

Pavel Pačes

Obr. 5.31 Závislost mezi rychlostí letu a diferenciálním tlakem na Pitot-statické sondě

Obr. 5.32 Tolerance rychloměrů [Δkm/h a Δp] v rozsahu od 0 do 1000 km/h

Pro měření rychlosti letu je možné využít  dvou absolutních snímačů tlaku, nebo  diferenčního senzoru tlaku. V prvním případě se výpočet rychlosti provádí z údajů dvou absolutních senzorů tlaku, kdy první měří tlak okolní atmosféry a druhý celkový tlak , přičemž výsledná diference je vypočtena jejich rozdílem (5.9). Pro účely této práce byla zvolena metoda přímého měření rychlosti pomocí diferenčního senzoru. Mezi senzory vhodné pro realizaci rychloměru patří typy uvedené v tab. 5.8, kde první senzor je zajímavý svou cenou41 a druhý senzor svou vnitřní strukturou (viz předchozí kapitola). V kapitole jsou prezentovány charakteristiky senzoru SP 80 a metoda dvojnásobného zvýšení výstupní amplitudy měřeného signálu použitím dvou senzorů tlaku s asymetricky zapojenými vstupy. Metoda byla ověřena pomocí levných diferenciálních senzorů. Tab. 5.8 Senzory vhodné pro realizaci rychloměru aerometrického počítače Model

Rozsah

MPXV7007DP ±7 kPa

Přesnost

Přesnost ±5% FS při teplotě (0 – 85) °C.

Teplotní kompenzace

Výstup (Citlivost)

0.5‐4.5 VDC (Střed 2.5V) (286 mV/kPa)

± 0.5 bar Chyba nelinearity 0.1% FS, Výstupní signál max. 125mV, ‐55125 °C (±50 kPa) hystereze ±0,005% FSO s typickým posunem nuly ±10 mV

SP 80

5.4.4.1. Charakteristiky senzoru SP80 s rozsahem 0.5 bar Pro ověření parametrů diferenčních tlakových senzorů SP80 bylo použito modifikované pracoviště zobrazené na obr. 5.11. Vliv teploty na snímací element byl ověřován v rozsahu od -15 do 30 C, kdy jednotlivé rychlosti byly nastavovány regulátorem IVD v zapojení uvedeném v (P49). Výsledné charakteristiky vykazují lineární charakter, ale jak je vidět na odchylkovém grafu na obrázku 5.33, v závislosti na teplotě mění jak svůj sklon, tak i posun. Přesnost měření v závislosti na teplotě, pak dosahuje 150 Pa, což je zcela mimo požadované 41

Cena senzoru MPXV7007DP je 250 Kč, kdežto senzor SP 80 stojí 2500,- Kč.

Avionický systém

66

Pavel Pačes tolerance. Zcela jiná situace ovšem nastává v případě zobrazeném na obr. 5.34, kde je využita funkce vytápění snímacího elementu senzoru a absolutní odchylky od ideální hodnoty jsou v tomto případě 25 Pa v rozsahu tlaků od 0 do 2 kPa.

Obr. 5.33 Odchylkový graf – senzor bez korekcí

Obr. 5.34 Odchylkový graf – teplotní korekce

5.4.4.2. Metoda zvýšení citlivosti měření rychlosti Princip zdvojnásobení amplitudy měření diferenciálního tlaku vzduchu na vstupech snímacího systému je založen na použití dvou identických diferenčních senzorů tlaku, které spolu s napájením a rozdílovým zesilovačem tvoří jeden snímací blok. Důležitou částí zapojení je obrácené propojení vstupů měřeného diferenčního tlaku, jak je to zobrazeno na obr. 5.35 – Senzor 1, P1 = A, P2 = B a Senzor2, P1 = B, P2 = A. V zobrazeném případě je na Vstup 1 přiveden přetlak a na Vstupu 2 je podtlak (obecně tlak P1 a P2). K deformaci membrán Senzoru 1 a 2 tak dochází v opačném směru, přičemž rozdílový zesilovač snímá rozdílové napětí mezi výstupy obou senzorů. Realizace prototypu je zobrazena na obr. 5.36. Snímací systém

Vstup 1 P1

A U1

A

Senzor 1

U2 Senzor 2

B

B

Vstup 2 P2 -

Uin

Rozdílový zesilovač

+

Udiff

Obr. 5.35 Blokové schéma propojení senzorů za účelem získání dvojnásobné amplitudy měřeného signálu

Avionický systém

Obr. 5.36 Realizace prototypu snímacího systému

67

Pavel Pačes V následujícím textu je uvedeno odvození závislosti výstupní charakteristiky snímacího bloku na přiváděném diferenčním tlaku ∆p, kde ΔPA je diference tlaků na senzoru A, viz jednotlivé komponenty obr. 5.35. V případě, že , tak ∆

a Za předpokladu, že uvažujeme výstupech obou senzorů popsat jako:

∆

∆

2

.

(5.11)

jako vstupní diferenci tlaku, lze změny na napěťových ∆

∆ .

a

(5.12)

Kde f ∆p je polynom prvního řádu, tj. f ∆p a · ∆p b. Při použití diferenčního zesilovače dochází k vzájemnému odečtení obou signálů a do velikosti výstupu za rozdílovým zesilovačem se neprojeví posuny výstupních napětí , tj. výstupní signál je úměrný dvojnásobku zesílení : = 2·

∆ .

(5.13)

V případě použití senzorů stejné výrobní série je možné předpokládat stejné chování obou senzorů42 v závislosti na parametrech okolního prostředí, tj. ve výstupu se neprojeví posun výstupní charakteristiky a to především v závislosti na teplotě. Zajímavým rozšířením popsaného systému by mohlo být další zdvojení bloku zobrazeného na obrázku 5.35, kde by byly vstupy 1 a 2 zapojeny opačně a výstup obou bloků by byl opět odečten rozdílovým zesilovačem. Toto násobení počtu senzorů a jejich vliv na stabilitu výstupního údaje není v této práci dále rozváděn. Realizace diferenčního bloku měření zobrazená na obrázku 5.36 využívá senzory MPXV7007DP od firmy Freescale43, jejichž výstup je popsán rovnicí · 0.057 · kde

0.5 ,

(5.14)

představuje výstupní napětí senzoru [V], je napájecí napětí senzoru (většinou 5 V) a

je hodnota tlaku přivedená na vstup [kPa]. Rozvedením rovnice (5.14) pro oba vstupy dostaneme · 0.057 ·

∆

0.5 a

· 0.057 ·

∆

0.5 .

(5.15)

Dosazením rovnic (5.15) do (5.13) dostaneme · 0.057 · 2 · ∆

∆

0,114 ·

.

(5.16)

Z důvodu zvýšení citlivosti celého zapojení pro malé rychlosti, bylo realizováno obdobné zapojení pomocí senzorů MPXV7002DP, jejichž výstup je popsán rovnicí · 0.2 ·

0.5 .

(5.17)

42

Jedná se o ideální situaci. Nejhorší možný případ představuje varianta, kdy jeden ze senzorů má kladnou a druhý zápornou hodnotu chyby. V tomto případě dojde k posunu převodní charakteristiky. 43 Hlavním důvodem použití senzorů firmy Freescale je jejich cena a jednodušší dostupnost oproti senzorům SP80.

Avionický systém

68

Pavel Pačes Obdobným způsobem, jako u rovnice (5.16) dostaneme převodní vztah mezi výstupním diferenciálním napětím a působícím tlakem ve tvaru ∆

5.4.4.2.1.

5· 2·

.

(5.18)

Ověření vlivu teploty na měřicí modul

Pro ověření předpokladu uvedeného v předchozí kapitole ohledně odstranění vlivu teploty na výstupní údaj dvojice snímačů bylo provedeno měření série výstupních charakteristik v závislosti na teplotě v rozsahu od -10 do 40°C. Měření bylo provedeno na snímacím modulu zapojeném podle obr. 5.35 a zobrazeném na obr. 5.36, který je osazený senzory MPXV7002DP. Oproti předpokladu vykazují výsledné charakteristiky, které byly aproximované přímkou, významný posun v závislosti na teplotě okolí. Offset charakteristik se v rozsahu teplot do 50 °C lineárně posouvá až o 1 V, viz obr. 5.37, přičemž sklon charakteristik zůstává stále stejný, na teplotě nezávislý. V měření byl ověřen předpoklad zdvojnásobení amplitudy výstupního signálu uvedený v rovnici (5.13). Výrazný vliv teploty je pravděpodobně způsobený buď nevhodně zvoleným párem senzorů, nebo dalšími vlivy. Výsledný posun 1 V, v rozsahu 50 C, představuje 25% z rozsahu snímacího modulu, což je výrazné zhoršení přesnosti senzorů, jejichž maximální chyba uváděná výrobcem dosahuje 7% z rozsahu. Pokusem bylo zjištěno, že i umístění a orientace senzoru má vliv na výstupní hodnotu snímače. U snímacího systému, který je zobrazený na obrázku 5.35, byl jednoduchým testem prokázán vliv gravitačního pole na snímací element. V případě, že otočíme senzor z normální polohy (viz obr. 5.22) do polohy obrácené o 180°, dojde ke změně výstupního signálu o 10 mV. Na základě tohoto zjištění byl finální senzorový modul realizován tak, aby všechna zrychlení působící na modul působila na oba senzory stejným směrem (viz obr. 5.49).

Obr. 5.37 Vliv teploty na sklon a posun výstupní charakteristiky dvojice senzorů

Avionický systém

69

Pavel Pačes

5.4.5. Měření teploty Zdaleka největší problém při měření tlaku způsobuje změna teploty v okolí snímacích modulů. Vliv teploty na měření se i přes všechnu snahu nepodařilo plně eliminovat, a proto je nutné teplotu měřit pro výpočet korekce měřených parametrů na jednotlivých vyvíjených modulech. Pro měření teploty byl zvolen senzor SMT-160-30-92 v ceně 80 Kč, který na základě provedeného porovnání s odporovým senzorem PT100 měří v rozsahu od -45 do +130 °C s přesností 1 °C, což odpovídá technickému listu. Výstupní signál teplotního senzoru ve formě PWM signálu je připojený k modulu UAM a použitý pro teplotní korekce měřených charakteristik.

5.4.6. Nejistoty měření Hodnoty tlaku (viz tab. 5.6), potřebné pro testování senzorů, byly nastavované ručně, pomocí regulátoru IVD, s přesností ±0.01 mmHg (≈ ±1.4Pa), po dobu odběru čtyřiceti vzorků z každého měřeného senzoru, tj. doba měření trvala přibližně 4 minuty. Nejpomalejším měřicím systémem byla měřicí centrála Agilent 34970A s rozšiřujícím modulem, který dovoluje sekvenčně vzorkovat 20 vstupů odporových nebo napěťových signálů. Přesnost měření jednotlivých vstupů odpovídá jednoúčelovým digitálním multimetrům typu 34401. Z důvodu požadavků na přesnost výškoměrů jsou v následujících výpočtech uvedeny především maximální chyby měřených veličin. Jako referenční měřicí systém byl použit precizní tlakoměr Druck DPI145 (viz obr. 5.38), který je vybaven piezoelektrickým senzorem s udávanou přesností 0,025 % z údaje (68), pro rozsah měření od 35 do 3500 mbar. K maximální chybě dochází v maximu měřené hodnoty, tj. výšce -1000 ft MSA, tj. -304.8 m, což odpovídá tlaku 105041 Pa. Absolutní chyba údaje při určení výšky ∆ , při maximálním tlaku ve výšce -1000 ft je určena v rovnici (5.19). Rozlišitelnost systému je ovšem mnohem lepší (± 1 m), což bylo konstatováno například v (69).

∆

100

·

0.025 · 105041 100

26.26

4.3

(5.19)

Obr. 5.38 Přesný tlakoměr Druck DPI145

Pro měření teploty byl použitý odporový platinový teploměr Pt100 v kovovém pouzdru, přičemž jeho hodnota byla odečítána multimetrem Agilent 34410 v konfiguraci pro dvouvodičové zapojení odporového teploměru. K největší chybě dochází při maximální

Avionický systém

70

Pavel Pačes nastavované teplotě 70°C (127.08 ). Výrobce měřicího přístroje uvádí max. chybu 0.01% z měřené hodnoty a 0.001% z rozsahu měření (1 k). 0.01 · 127 100

∆

0.001 · 1000 100

22.7 · 10



(5.20)

Po přepočtu chyby měření odporového snímače na teplotu se dostáváme k absolutní hodnotě chyby měření teploty ±0.06°C. Z hlediska celkové konstrukce měřicího pracoviště, hlavně s ohledem na nestabilitu teploty uvnitř termostatované komory, se ale nedá předpokládat přesnost měření lepší než ±1°C. V případě určování dat z ostatních analogových senzorů se jedná o měření napětí na rozsazích 1V (senzory SP 80, U19) a 10V pro senzory Freescale MPX. Při měření těchto senzorů byla použita měřicí ústředna HP 34970. Výrobcem udávaná maximální chyba měření pro rozsah 1V je 0.0040% z hodnoty a 0.0007% z rozsahu. Při maximální hodnotě měřeného napětí 300 mV je výsledná maximální chyba měření dána vztahem: ∆

0.004 · 0.3 100

0.0007 ·1 100

19 · 10

(5.21)

V případě rozsahu do 10V je chyba údaje 0.0035% a chyba rozsahu 0.0005%. Tomu odpovídá maximální chyba měření napětí ∆

0.0035 ·5 100

0.0005 · 10 100

225 · 10

(5.22)

U senzorů Freescale MPX je maximální chyba měření výstupního napětí senzoru ±225 µV. Tomu odpovídá maximální chyba určení údaje tlaku ±5 Pa, při hodnotě 100 kPa.

5.4.7. Realizace a zhodnocení Na základě uvedených údajů byly realizovány dva aerometrické systémy, které jsou zobrazené na obrázku 5.39 a 5.40, přičemž detailním popisem realizace těchto aerometrických systémů se zabývá literatura (P15) a (70). Aerometrický počítač měří výšku, rychlost a teplotu vnějšího vzduchu a teplotu uvnitř zařízení. Vertikální rychlost se v tomto případě počítá numerickou derivací z měření výšky. Realizovaný systém vyhovuje požadavkům kladeným na aerometrické počítače v předpisu ETSO (viz obr. 5.10 a 5.32).

Obr. 5.39 Realizovaný aerometrický počítač osazený senzory Memscap

Avionický systém

Obr. 5.40 Realizovaný aerometrický počítač osazený senzory Freescale

71

Pavel Pačes V průběhu realizace systému byl zjišťován ve velké míře vliv teploty na přesnost měření tlaku vzduchu, který byl dále přepočítáván na letové veličiny. Ukázalo se, že teplota má velký vliv i na měřicí elektroniku a samotný AD převodník, který v případě nižších teplot začíná měřit s větší chybou, a to pravděpodobně vlivem teplotních závislostí okolních součástek. Vliv teploty je vidět i na obrázku 5.41, přestože při návrhu byly použity součástky s nejnižším možným teplotním součinitelem. Graf zobrazuje hodnoty přečtené z šestnácti-bitového AD převodníku po průměrování šestnácti hodnot. Mimo vlivu teploty na senzorový element byly provedeny pokusy s vlivem gravitačního pole Země na tlakový senzor, který je velmi výrazný právě u přesných diferenciálních senzorů s malým rozsahem.

Obr. 5.41 Vliv teploty na výstupní údaj AD převodníku

Za úspěch je možné považovat dokončení dvou aerometrických systémů, kde ADC se senzory SP80 velmi dobře demonstruje pozitivní vliv vnitřního vytápění senzoru na přesnost měření. Je možné konstatovat, že čím vyšší vnitřní teplota snímacího elementu, tím méně ovlivňuje okolí výstupní hodnotu senzoru. Pro zlepšení stability výstupní charakteristiky se jeví jako výhodné senzor alespoň minimálně tepelně izolovat. Z provedených měření na vybrané skupině tlakových senzorů vyplývá, že metodika měření nebyla zvolena nejvhodnějším způsobem. Pro úspěšnou teplotní korekci pomocí zaslepených senzorů je nutné zajistit co nejmenší teplotní setrvačnost v okolí snímacích elementů. Výhodné je uzavření senzorů do pouzdra, které odstraňuje vlivy lokálních proudů vzduchu v termostatované komoře. Dále je vhodné nechat ustálit teplotu v komoře dlouhodobým působením nastavené teploty na senzorový blok (po dobu 4 hodin) a teprve následně měřit převodní charakteristiku. U senzorů MPX4115A se nepodařilo úspěšně otestovat systém využívající obou dvou korekčních senzorů pro eliminaci teplotních vlivů na snímací senzor. V tomto případě se ale jedná o do budoucna velmi slibný korekční systém44. Do budoucna je plánováno kombinovat zde prezentovaný systém korekce výstupních údajů senzorů s údaji získávanými ze souboru meteostanic umístěných v oblasti letišť. Údaje získané ze sítě meteostanic je možné používat pro automatické nastavení výškoměru a pro dlouhodobou kontrolu výškoměrů v letadle za pomoci bezdrátového přenosu údajů z letadla a na letadlo45.

44

Protože jsou použité senzory tlaku velmi levné a dostupné, je možné přidat další zaslepený senzor, kde bude v zaslepené oblasti rozdílná hodnota tlaku. Tím bude korekční charakteristika popsána ve více bodech. 45 Záměr je součástí projektu TAČR (100).

Avionický systém

72

Pavel Pačes

5.5.

Měření úhlu náběhu a vybočení

Vektor nabíhajícího proudu vzduchu v orientaci s letadlovou souřadnou soustavou definuje úhel náběhu, tj. úhel mezi podélnou osou profilu křídla a směrem nabíhajícího proudění, a úhel vybočení, tj. směr letu letadla vzhledem k směru proudění (viz obr. 6.26). Zatímco úhel vybočení je používán především pro navigační výpočty, na úhlu náběhu závisí letové charakteristiky letadla, které jsou ovlivněné vztlakovou silou působící na křídlo (viz rovnice (5.7)). Na křídle je většinou montována i Pitot-statická sonda, přičemž velikost diference tlaků odpovídající rychlosti letu je závislá na aktuálním úhlu náběhu (viz předchozí kapitola). Vztlaková síla je funkcí plochy křídla , hustoty prostředí , rychlosti , kterou se křídlo pohybuje vůči okolním u vzduchu, a vztlakovým koeficientem , který je závislý např. na odporu (čistotě) povrchu (Reinoldsovo číslo) křídla a na úhlu náběhu . Funkce popisující na dalších parametrech se většinou určuje měřením a zapisuje se závislost koeficientu vztahem ,

,… .

(5.23)

Pro vyjádření závislosti hodnoty vztlaku, odporu a úhlu náběhu se v aerodynamice využívá tzv. poláry a vztlakové čáry profilu nebo křídla, viz obr. 5.42. Na tomto obrázku jsou zobrazeny režimy letu odpovídající jednotlivým hodnotám koeficientu vztlaku , odporu a úhlu náběhu . Z hlediska bezpečnosti letu je nejzajímavější vrchní část křivky vyznačující okamžik startu a přistání letadla spolu s bodem, kdy dochází k tzv. přetažení letadla, tj. nárůstu odporu a ztrátě vztlaku, který vede k pádu letadla. Předpis (43) v kapitole V definuje pravidla pro chování kategorie UL letadel při přetažení. Předpis vyžaduje, aby varování před přetažením bylo dáno buď inherentními aerodynamickými vlastnostmi (např. zvýšenou amplitudou vibrací letounu) nebo zařízením, které zřetelně signalizuje přetažení, tj. pádové varování. Přetažení letadla je nebezpečné obzvláště v zatáčkách, kdy má letoun snahu přejít do vývrtky, která patří k manévrům, které nejsou UL letadlům dovolené a na které piloti nejsou cvičeni.

Obr. 5.42 Polára a vztlaková čára profilu křídla s vyznačením režimů letu. Upraveno podle (71)

Avionický systém

73

Pavel Pačes

V současné době se úhel náběhu běžně na letadlech UL kategorie neměří a ani systém pádového varování nepatří k běžnému vybavení UL letadel. Na trhu jsou však k dispozici systémy pro měření úhlu náběhu nebo generování pádového varování založené na principech křidélka vystaveného proudu vzduchu nebo klapky ofukované proudem vzduchu na náběžné hraně křídla. Princip křidélka vystavovaného proudu vzduchu patří k nejrozšířenějším způsobům měření úhlu náběhu (72). Jedná se o křidélko vyčnívající z trupu letadla nebo o soustavu křidélek kombinovanou s Pitot-statickou sondou (viz obr. 5.43). Převod úhlu natočení pohyblivého křidélka na elektrický signál je realizovaný pomocí proměnného odporu, nebo rotačního snímače (73) pracujícího na magnetickém principu (např. Synchro/resolver, mikrosyn, Hallova sonda atd.). Z dalších způsobů měření úhlu náběhu jsou ve světové literatuře popisované systémy založené na měření rychlosti a vektoru relativně pomalého proudění vzduchu ultrazvukem (74), měření tlakové diference na dvou vstupech tlaku nabíhajícího proudu vzduchu a systém s automatickým vyhledáváním nulové diference tlaků na vstupech (61). Nevýhodou popisovaných systémů je jejich směrovost (použití buď pro měření úhlu náběhu, nebo vybočení), obsah pohyblivých částí a závislost na rychlosti proudění okolního média, kdy v určitých režimech letu dochází k výpadku funkce měření, např. k rozkmitání měřicího křidélka. V případě systémů, které pracují na principu měření tlakové diference na několika vstupech, jsou v literatuře popsány systémy, viz (61) a (75), které pracují ve velkém rozsahu rychlostí46, přičemž se minimální specifikovaná rychlost pohybuje od 0.1M47, tj. ≈120 km/h. Zajímavým pokusem je využít pro měření úhlu náběhu, vybočení a aerometrických údajů celý nos letadla, tedy oblast přímo před radarovým systémem, tak jak je to zmiňováno v (76).

Obr. 5.43 Vysílače úhlu náběhu pracující na principu převodu pohybu otočného křidélka (77)

5.5.1. Systémy detekce ztráty vztlaku Pro účely generování pádového varování jsou buď využívány snímače pro měření úhlu náběhu, nebo specializované systémy, které detekují pokles tlaku pomocí diferenčního senzoru, nebo pomocí mechanické klapky. Obr. 5.44a zobrazuje mechanickou klapku firmy ACI připevněnou na spodní straně křídla. Nevýhodou mechanické klapky je její dvoupolohová funkce, která se navíc musí na letadle bezpečně vyladit metodou pokus omyl. 46

Například model 0857CN (Goodrich) s definovaným rozsahem 0.1 až 2.5M. Jednotka M (Mach) vyjadřuje poměr rychlosti pohybujícího se objektu k aktuální rychlosti zvuku. Oblast rychlostí <1M je označovaná jako subsonická. 47

Avionický systém

74

Pavel Pačes Obr. 5.44b zobrazuje patentovaný systém měření úhlu náběhu firmy Alpha Systems, který se montuje na spodní stranu křídla letadla. Zobrazená sonda obsahuje dva otvory, které přivádějí diferenciální tlak na měřicí senzor. Přestože se oproti předchozí mechanické klapce jedná o proporcionální měření, je sonda vyráběna s důrazem na realizaci funkce pádového varování. Poslední obrázek (obr. 5.44c) zobrazuje diferenciální systém měření úhlu náběhu navrhovaný firmou AFS, který snímá diferenci tlaků mezi vrchní a spodní stranou křídla. Všechny prezentované systémy slouží pouze k měření úhlu náběhu bez funkce měření úhlu vybočení.

a)

b)

c)

Obr. 5.44 Systémy generování signálu pádového varování, (78), (77) a (79)

5.5.2. Systém měření úhlu náběhu a úhlu vybočení pro kategorii ultralehkých letadel Pádová rychlost je v kategorii UL letadel stanovena na 65 km/h (10), což znamená, že systém měření úhlu náběhu by měl být schopný funkce v rozsahu od 40 km/h48. V následujících odstavcích je popsána implementace systému pro měření úhlu náběhu a úhlu vybočení pomocí měření diference tlaků na dvou vstupech sondy. Úhel nabíhajícího proudu vzduchu je úměrný úhlu vyosení obou měřicích otvorů, které přivádějí tlak nabíhajícího proudu na diferenciální senzor. Amplituda výstupního signálu závisí na úhlu natočení, na rychlosti nabíhajícího proudu vzduchu a na tvaru sondy. V průběhu realizace systému měření AOA a AOS byly identifikovány vhodné sondy, které byly vyrobeny v průběhu návrhu elektronického měřicího systému. Následně byly proměřeny charakteristiky jednotlivých sond s cílem ověřit jejich použitelnost pro nasazení v oblasti UL letadel. Měření mělo prokázat:  Použitelnost sond pro měření úhlu náběhu, případně vybočení při malých rychlostech, kdy 0.1M.  Vhodnost a citlivost jednotlivých tvarových řešení sond.  Vliv velikosti vstupních otvorů na citlivost sondy.  Funkčnost a spolehlivost realizovaného měřicího systému a senzorového modulu.  Možnost integrace systému měření úhlu náběhu se systémem měření rychlosti a výšky letu letadla.

48

Tj. systém by měl fungovat od rychlosti 0.034M.

Avionický systém

75

Pavel Pačes

5.5.2.1. Koncepce systému Systém měření úhlu náběhu a vybočení je realizován pomocí univerzálního avionického modulu UAM, ke kterému jsou připojeny dva identické bloky sběru a zpracování dat obsahující potřebné obvody pro měření, zpracování a převod signálů. Koncepce systému je zobrazena na obr. 5.45. Systém je složený ze vstupní sondy, měřicího senzorového modulu a komunikačního modulu připojeného ke sběrnici CAN. Údaje jsou v digitální formě přijímány dalšími měřicími moduly, nebo počítačem typu PC v případě kalibrace systému. V tomto případě jsou údaje zpracovány v prostředí Matlab (P47). Klíčovou část systému tvoří senzory tlaku, přičemž v této práci byly realizovány dva měřicí moduly osazené senzory Freescale MPXV7002DP a Honeywell DC001NDC4. Porovnání parametrů obou senzorů je uvedeno v tabulce 5.9.

Obr. 5.45 Koncepce modulu měření úhlu náběhu a úhlu vybočení

5.5.2.2. Vstupní sondy V letectví není systém měření úhlu náběhu pomocí tlakové diference mezi vstupními otvory příliš rozšířený. Nejčastěji používaným senzorem úhlu náběhu je pohyblivé křidélko. Diferenční sondy se ale velmi často používají pro měření směru proudění a turbulencí v okolí předmětů ofukovaných ve větrných tunelech49. Na obrázku 5.46 jsou vyobrazeny tvary základních sond. Nejjednodušší je varianta složená ze dvou trubiček 5.46a a 5.46d, přičemž ostatní sondy jsou obráběné z plného materiálu. Podle literatury (80) je nejpřesnější sonda 5.46d, která se skládá ze dvou trubic s opačně zkoseným vstupem. Sonda dovoluje měřit úhel nabíhajícího proudu s přesností ±0.2° v rozsahu ±30°. Rozměr D se pro tunelové měření u všech typů sond pohybuje od 1.5 cm do 3.2 cm. V rámci ověřovacích měření, jejichž výsledky jsou prezentovány v této části práce, byly realizovány sondy: Kobra, viz obr. 5.46b, Chiselova sonda, viz obr. 5.46c a půlkulová sonda, viz obr. 5.47c. Všechny sondy byly pro laboratorní testování vyrobeny s poloměrem D = 3.2 cm. V literatuře (75) a (80) jsou charakteristiky těchto sond publikovány v rozsahu rychlostí od 0.1 do 2.5M, přičemž výsledky prezentované v této práci pokrývají oblast od 0 do 0.1M s cílem ověřit použitelnost systému v oblasti malých letadel.

49

Limitujícím faktorem je malá frekvenční odezva (do 5 kHz) při měření turbulentního prostředí v porovnání se systémy založenými na ochlazování žhavého drátu.

Avionický systém

76

Pavel Pačes

Obr. 5.46 Základní tvary sond pro měření úhlu nabíhajícího proudu vzduchu: a) dvojitá trubička, b) Conrádova Kobra sonda, c) válcová (Chiselova) sonda a d) Reichardtova sonda.

Modifikací sond z obr. 5.46 je možné měřit jak úhel náběhu, tak i úhel vybočení. Modifikované sondy jsou zobrazené na obrázku 5.47. Dalším logickým modifikačním krokem je přidání vstupů pro měření celkového a statického tlaku (viz příloha E) a kombinace elektronických modulů měření jednotlivých veličin do jednoho celku.

Obr. 5.47 Sondy modifikované pro měření úhlu náběhu a vybočení

Literatura (75) uvádí jako nejcitlivější sondu s úhlem rozevření 90° a to jak pro zkosenou (viz obr. 5.46c), tak i pro půlkulatou variantu (viz obr. 5.47c). V případě, že vezmeme v úvahu rozložení proudění a tlaku v okolí ideální koule (81), tak při dosažení úhlu 45° mění tlakový koeficient rozložení tlaku na povrchu koule znaménko a při vyšších úhlech dochází k odtržení laminárních proudnic. K odtržení dochází přibližně při 60°, přičemž pro měření úhlu náběhu v tomto rozsahu je optimální umístit otvory vstupů tlaku maximálně do poloviny rozsahu, tedy 30°. V tomto případě dostáváme rozpor s doporučeným úhlem rozevření vstupů půlkulové sondy 90°, kdy by podle (75) měla mít sonda největší citlivost. Pro další realizaci bylo zvoleno rozevření vstupních otvorů sond s hodnotou ±22° (viz obr. 5.56c), přičemž volba byla ovlivněna dostupným vybavením pro výrobu sondy. Ideální pozice vstupních otvorů je ±30°. V případě, že proud nabíhajícího vzduchu bude nabíhat pod úhlem 30°, případ plné výchylky, dochází k maximálnímu ofukování jednoho vstupu ( ) a druhý měřicí vstup bude právě v místě odtrhávání proudění, ideálně v bodě s minimálním tlakem, tj. sonda se chová jako Pitot-statická trubice. Z důvodu realizace sondy klasickým obráběním nebylo možné při zvoleném průměru dosáhnout úhlu rozevření 30°. Obr. 5.48 zobrazuje sondy z nichž některé byly realizovány v rámci práce (82). Na obrázku je zleva (blok A) zobrazený materiál připravený na výrobu Kobra sondy, hotová Kobra sonda s úhlem rozevření 30°, Chiselovy sondy s úhlem rozevření 30, 40 a 55°, půlkulová sonda s úhlem rozevření 44°, s velikostí vstupních otvorů 1, 2 a 4 mm (blok B) a jako poslední (blok C) je zobrazena kombinovaná sonda pro měření a s průměrem otvorů 1.5 mm (další sonda s otvory 1 mm byla v době pořízení fotografie připevněna k měřicímu přípravku). Všechny sondy byly vyrobeny mechanickým obráběním základního materiálu, přičemž kvalita vyrobené sondy závisí na přesnosti a zkušenostech mechanika, kdy je důležitá symetrie vstupních otvorů. Zkosené sondy, viz obr. 5.48a, byly vyrobeny z mosazi v dílně Katedry měření, FEL. Půlkulaté sondy (5.48b) vyrobila dílna Ústavu letadlové techniky, Fakulty strojní a sondu zobrazenou na obr. 5.48c vyrobilo a zapůjčilo AeroVodochody.

Avionický systém

77

Pavel Pačes

Obr. 5.48 Realizované a testované sondy pro měření úhlu náběhu a úhlu vybočení

5.5.2.3. Inteligentní modul měření úhlu náběhu a vybočení Systém měření úhlu náběhu a vybočení je navržen modulárním způsobem podle koncepce zobrazené na obr. 5.45, přičemž je jeho realizace zobrazena na obr. 5.49. Při realizaci byl využit univerzální avionický modul UAM a byly navrženy ještě další dvě zapojení: modul pro úpravu napájení a moduly pro připojení senzorů a zpracování jejich výstupu. Realizace desek plošných spojů modulu napájení a senzorového modulu byla provedena v práci (82). Propojení jednotlivých modulů mezi sebou je realizováno plochými vodiči. V následujících kapitolách jsou popsány parametry navržených zařízení.

Obr. 5.49 Realizovaný modulární systém měření úhlu náběhu a vybočení

Avionický systém

78

Pavel Pačes 5.5.2.3.1.

Modul úpravy napájení

Úkolem modulu úpravy napájení je převod vstupního napětí s jednou polaritou na symetrické napájení vhodné pro použité operační zesilovače, AD převodníky a senzory. Parametry modulu jsou následující:  Vstupní napětí je volitelné v rozsahu 7  40 VDC.  Výstupní napětí je nastavitelné v rozsahu od ±5 do ±10 VDC, a fixní 5 VDC pro napájení digitálních obvodů.

5.5.2.3.2.

Senzorové moduly

Senzorové moduly představují základní část systému měření AOA a AOS, kdy je pro zvýšení přesnosti určení tlakové diference použito dvou senzorů tlaku zapojených podle popisu v kap. 5.4.4.2. V rámci realizace systému měření AOA a AOS byly realizovány desky plošných spojů osazené senzory Freescale MPXV7002DP a Honeywell DC001NDC4, jejichž hlavní parametry jsou uvedené v tab. 5.9. V dalším textu budou moduly odkazované jako senzorový modul MPXV a senzorový modul DC001. Tab. 5.9 Senzory použité při realizaci systému měření úhlu náběhu a vybočení Model

Rozsah

MPXV7002DP ±2 kPa DC001NDC41

Přesnost

Přesnost ±2.5% FS.

± 1 inH2O Celková chyba senzoru je ±2% (±250 Pa) FS a přesnost ±0.25% FS.

Teplotní kompenzace

Výstup (Citlivost)

10 až 60°C.

0.5‐4.5 VDC (Střed 2.5V) (1 V/kPa)

0 až 50°C.

0.254.25 VDC (Stř. 2.25V) (8 V/kPa)

Součástí každého senzorového modulu je dvanáctibitový A/D převodník (ADS8512) s nastaveným vstupním rozsahem ±10 V. V případě, že vezmeme do úvahy diferenciální zapojení senzorů s maximální výstupní hodnotou ±4 V, je možné mezi senzory a AD převodník zapojit diferenciální zesilovač se zesílením až 2.5. V realizovaném zapojení se v případě senzorů DC001 používá zesílení 2. V případě senzorů MPXV je zesílení 5, čímž dojde sice k omezení rozsahu měření, ale k zvýšení citlivosti v počátku převodní charakteristiky. V některých případech byla hodnota zesílení měněna z různých důvodů. V případě, že se hodnota zesílení měnila z důvodu provedení experimentu, je na to v textu upozorněno.

5.5.2.3.3.

Softwarové vybavení modulu

Software modulu měření úhlu náběhu a vybočení byl realizován s pomocí literatury (P44) a nastavení jednotlivých periferií procesoru pomocí literatury (P45). Vývojový diagram softwarového vybavení je zobrazen na obr. č. 5.50, kde je vidět, že modul měření AOA a AOS přeposílá měřená data dalším systémům. V našem případě byl při ověřování funkce systému pro přenos dat do PC použit Matlab2CAN toolbox (P47) a prostředí Matlab pro zpracování výsledků měření.

Avionický systém

79

Pavel Pačes Software modulu (viz 5.50) po inicializaci periferií procesoru přejde do hlavní smyčky programu, kde se kontrolují zprávy přijaté po sběrnici CAN. V případě příchodu požadavku na změřená data, odešle systém aktuální obsah paměti včetně status informací o výsledcích komunikace se senzorovými moduly zpět žadateli. Vyčítání dat ze senzorových modulů je prováděno periodicky na základě časové základny generované systémem přerušení. Při každé komunikaci se senzorovým modulem je vyčteno 16 hodnot, které jsou následně zprůměrovány a uloženy do paměti. Do paměti se ukládá i poslední změřená hodnota bez průměrování, kterou je také možné vyčíst a použít při vyhodnocení. Start Přerušení časovače

Inicializace

Update časové základny Obsluha přijatých zpráv Konec Časovač měření Obsluha přijatých zpráv Komunikace s AD převodníkem, kanál 0 Odeslání změřených dat po sběrnici CAN Komunikace s AD převodníkem, kanál 1 Konec Uložení přijatých hodnot a statusu operace

Obr. 5.50 Zjednodušené schéma softwarového vybavení převodníku AOA a AOS

5.5.2.4. Kalibrační pracoviště V průběhu vývoje systému byl pro stanovení kalibračních koeficientů senzorových modulů využit cirkulační větrný tunel T2-1, který je umístěný v areálu univerzity v Dejvicích a kalibrační generátor ustáleného proudění KN06, který je v areálu ČVUT na Karlově náměstí. Základní parametry a porovnání obou pracovišť jsou uvedeny v tabulce 5.10 a fotografie z obou pracovišť jsou zobrazeny na obr. 5.52. Větrný tunel T2-1 má menší rozsah nastavitelných rychlostí, ale prostor pro umístění měřeného vzorku spolu s oblastí ustáleného proudění je větší. Pro měření rychlosti proudění v tunelu byl jako referenční přístroj použit ruční rotační anemometr. V případě generátoru proudění KN06 byla pro měření rychlosti proudění použita malá Pitot-statická sonda připojená k diferenciálnímu tlakoměru v podobě šikmého vodního sloupce. Výchylka hladiny tlakoměru v metrech odpovídá diferenciálnímu tlaku, který je možné vypočítat pomocí vztahu: ∆ Kde

Avionický systém

∆p ∆h ρH ρA g

O .

∆ ·

.

· .

(5.24)

představuje měřenou tlakovou diferenci [Pa], je přístrojem indikovaná změna výšky hladiny [m], je hustota média v tlakoměru, v našem případě vody [kg.m-3], je hodnota měřeného média - vzduchu [kg.m-3], je hodnota tíhového zrychlení v místě měření [m.s-2].

80

Pavel Pačes

Tab. 5.10 Porovnání základních parametrů větrných tunelů použitých při testování Větrný tunel T2-1

Kalibrační generátor proudění KN06

Typ

Uzavřený cirkulační tunel

Otevřený, bez zpětné cirkulace

Rozsah rychlostí

0‐75 km/h

0‐150 km/h

Velikost výstupního prostoru

Obdélníková část o straně 0,7x0,6m

Tryska o průměru 15 cm.

Polohování sondy

Ruční

Automatické v rozsahu ±20°

Ovládání

Ruční, lineární stupnice

Ruční, lineární stupnice

Rychlostní reference

Rotační anemometr

Kapalinový tlakoměr ‐ anemometr

Blokové schéma propojení a funkce testovacího pracoviště je zobrazeno na obrázku 5.51. Ústřední částí systému je větrný tunel, který generuje proud vzduchu, v němž je tlakovým účinkům vystavována testovaná sonda. Oba vstupy tlaku jsou přivedeny do senzorového modulu (viz obr. 5.45), odkud jsou vyvedeny napěťové signály obou senzorů, jejich diferenční napětí a dále napájecí napětí modulu. Měření je prováděno pomocí automatizovaného měřícího pracoviště složeného z měřicích přístrojů Agilent (HP) 34401A, které jsou připojené pomocí sběrnice GPIB k počítači PC s prostředím Matlab. Do systému je rovněž připojen senzorový modul a to pomocí převodníku USB2CAN a Matlab2CAN toolboxu, který byl vyvinut v rámci této práce (viz P50 a P51). Úhel náběhu je definovaný jako úhel mezi směrem nabíhajícího proudu a podélnou osou sondy. V případě ideálního zarovnání sondy s proudem nabíhajícího vzduchu je výstupní, diferenciální tlak nulový a převodní charakteristika je symetrická kolem bodu 0°. Podmínku ideálního zarovnání sody je ovšem obtížné dosáhnout. Na grafech prezentovaných v dalších kapitolách je vidět, že se zarovnání sondy od ideální roviny odchylovalo o ≈ 2.

Obr. 5.51 Zapojení pracoviště pro ověření charakteristik systému měření úhlu náběhu a vybočení

Avionický systém

81

Pavel Pačes

a) b) Obr. 5.52 Měřicí pracoviště v Dejvicích a na Karlově náměstí

Řízení přístrojů a ukládání měřených údajů probíhalo pomocí předpřipravených skriptů. Tyto části kódu postupně inicializovaly přístroje, prováděly opakovaná měření a ukládání dat do unikátních souborů a nakonec korektně uvolňovaly využívané zdroje (viz obr. 5.53). Implementace a popis komunikace s jednotlivými přístroji je detailně popsán v (P50) a příklady použitých skriptů jsou dostupné v (P51). Otevření přístrojů

Start

Skript: measInit.m measMeas.m

Algoritmus měření Uzavření komunikace

Konec

Uložení dat

measClose.m

Obr. 5.53 Ilustrace měřicího algoritmu (více v P8 a P9)

5.5.2.5. Vliv konstrukce sond na výstupní signál Hlavním cílem tohoto měření charakteristik sond je stanovit použitelnost různých typů sond pro měření úhlu náběhu, ověřit navrženou metodiku měření a realizované SW vybavení. Vlastnosti sond byly vyhodnocovány na základě měření výstupního napětí jednotlivých senzorových modulů. Práci je možné rozdělit na následující části:  Stanovení vlivu úhlu rozevření sondy na výstupní signál.  Stanovení vlivu tvaru sondy na výstupní signál.  Stanovení vlivu velikosti otvorů na výstupní signál.  Stanovení vlivu průměru sondy na výstupní signál. Vyhodnocení a porovnání jednotlivých měření na jednotlivých sondách je možné provést na základě změřených výstupních napětí, ale to je proveditelní pouze pro sondy s podobnou Avionický systém

82

Pavel Pačes konstrukcí. Další možností porovnání měření je přepočet změřeného napětí na diferenciální tlak a při zavedení hodnoty rychlosti proudění do výpočtu je možné vypočítat odpovídající úhel náběhu. Druhou možností výpočtu úhlu náběhu je kompenzace vlivu rychlosti výpočtem poměru tlakové diference ∆ změřené senzorovým modulem a celkového tlaku snímaného Pitotstatickým systémem podle rovnice (5.25). Pro přepočet výstupního napětí měřeného na senzorovém modulu MPXV na tlak je možné použít rovnici (5.18). Výsledkem výpočtu podle rovnice (5.25) je bezrozměrný koeficient jehož velikost nezávisí na konstrukčním uspořádání sondy, tj. je možné porovnávat výstupy jednotlivých sond mezi sebou. Pro výpočet úhlu náběhu stačí tento koeficient vynásobit konstantou určenou kalibračním měřením. ∆

(5.25)

V dalším textu jsou použity všechny tři uvedené způsoby přepočtu měřeného napětí na , … a předchozí kapitola hodnotu úhlu náběhu. V předchozím odstavci je řečeno, že α α, … . To vede k situaci, že korekční výpočet obou veličin bude muset být uvádí prováděn iteračním způsobem.

5.5.2.5.1.

Vliv konstrukce sondy na kvalitu výstupního signálu

V této kapitole jsou na obr. 5.54 prezentovány výsledky měření válcových sond s úhlem rozevření 30, 40, 50 a 60°, které byly získány pomocí modulů DC001 a MPXV. Na osách x obou grafů je nastavený úhel náběhu v tunelu T2-1 a osy y zobrazují výstupní napětí měřené na senzorových modulech a tomu odpovídající hodnoty diferenčního tlaku vzduchu na vstupech sond.

a)

b)

Obr. 5.54 Výsledky měření vlivu úhlu rozevření sondy na výstupní signál s moduly a) DC001 a b) MPXV

Základním, ale nežádoucím výsledkem tohoto porovnání je ilustrace vlivu úplavu vznikajícího na sondě s úhlem rozevření 30°. Úplav se viditelně a symetricky projevuje pro úhel náběhu větší než 5° poklesem hodnoty diferenčního tlaku. Tato vlastnost činí sondu nepoužitelnou pro měření větších úhlů náběhu. Měření pomocí této sondy je charakteristické

Avionický systém

83

Pavel Pačes výrazně větší hodnotou směrodatné odchylky (viz dále), přičemž je tento efekt eliminován sondami s větším úhlem rozevření, kdy se problém vzniku úplavu posouvá k větším úhlům náběhu. Z obrázku je patrné, že ani charakteristika sondy s úhlem rozevření 60° není zcela lineární. Zatímco zobrazené hodnoty tlakové diference jsou porovnatelné, tak z hlediska velikosti výstupního napětí je vidět rozdílná citlivost senzorových modulů. Modul osazený senzory DC001 je 8krát citlivější než modul MPXV (zde se přímo porovnává výstupní napětí senzorů). Velká citlivost se negativně projevuje na měřicím rozsahu, kdy se na obr. 5.54a začíná projevovat saturace výstupního signálu při úhlu náběhu -25°, tj. 5 V na výstupu senzoru, která ale není patrná na druhé straně charakteristiky. Z uvedeného vyplývá, že převodní charakteristika je posunutá, tj. sonda nebyla při zahájení měření přesně vyrovnána do osy proudění. Každý bod grafu představuje jeden soubor měření, který je reprezentován čtyřiceti odměry přístroje HP 34401 na rozsahu 1 V pro modul MPXV a 10V pro modul DC001. Při analýze směrodatných odchylek byly zjištěny následující hodnoty. Soubor 40 měření na modulu MPXV vykazuje maximální směrodatnou odchylku 0.08 V pro sondu s rozevřením 30°a 0.06 V pro ostatní sondy. U modul DC001 byly zjištěny maximální směrodatné odchylky 0.4 V pro první sondu a 0.3 V pro ostatní sondy. Ve spolupráci s VZLÚ v Praze50 byly některé sondy nasimulovány v prostředí Fluent, které je používané pro výpočty proudění, tzv. Computational Fluid Dynamics (CFD). Na obr. 5.55 je zobrazen výstup CFD simulace proudění v okolí válcové sondy, kde barevný povrch sondy zobrazuje celkový tlak působící na povrchu. Barevné kódování je v rozsahu od minimálního tlaku – zelená barva, do maximálního tlaku – červená barva. Podélný řez středem sondy představuje rychlost proudění, ve kterém je umístěno několik proudnic. Obr. 5.55a zobrazuje proudění pro úhel náběhu 5°, při rychlosti proudění 68 km/h. Obr. 5.55b zobrazuje stejnou sondu při úhlu náběhu 10°, kdy začíná být vidět efekt odtrhávání proudu vzduchu a vznik úplavu, který je také vidět v grafu převodní charakteristiky sondy, viz obr. 5.54.

a) b) Obr. 5.55 Výstup CFD simulace proudění v okolí válcové sondy s úlem rozevření 30° a úhlem náběhu 5° a) a s ilustrací vzniku úplavu při úhlu náběhu 10° b)

5.5.2.5.2.

Stanovení vlivu tvaru sondy na výstupní signál

Obecně se v literatuře (80) objevují různé tvary sond. Pro ověření vlivu tvaru sondy na výstupní signál byly v této práci vybrány, vyrobeny (82), testovány a porovnány sondy zobrazené na obrázku 5.56: a) špičatá, hranatá sonda, b) špičatá, válcová sonda a c) válcová sonda.

50

Velké poděkování patří Ing. Vítězslavu Hanzalovi a Ing. Pavlu Hospodářovi.

Avionický systém

84

Pavel Pačes

a) b) c) Obr. 5.56 Ilustrace sond (82), které byly použity pro porovnání vlivu tvaru sondy na výstupní signál

Pro snadnější porovnání výstupů změřených na sondách z obr. 5.56 byl zvolen bezrozměrný poměr ∆ / , viz rovnice (5.25). Toto porovnání je ve výsledku nezávislé na rychlosti proudění v okolí sondy. Porovnání převodních charakteristik sond, které jsou zobrazené na obr. 5.56, je zobrazeno na obr. 5.57. Z obrázku je zřejmé, že největší citlivost poskytuje v omezeném okolí počátku válcová sonda. Z porovnání ovšem nejlépe vychází kulová sonda, jejíž charakteristika je v rozsahu 20° oproti ostatním charakteristikám téměř ideálně lineární. Pro doplnění měření z předchozí kapitoly jsou na obr. 5.58 uvedeny výstupní charakteristiky válcové sondy s úhlem rozevření 30° a v závislosti na rychlosti okolního proudění. Charakteristika opět vykazuje velmi nežádoucí nelinearitu v okolí úhlu náběhu 5° (viz popis v kap. 5.5.2.5.1). 1

1.5

3

1

2

0.5

1

0

0

0.6

0.2

Tlak [kPa]

Poměr p/pC [-]

0.4

0 -0.2 -0.4 -0.6

Hranatá sonda 30°, otvor 3 mm Válcová sonda 30°, otvor 3 mm Kulová sonda 22°, otvor 4 mm

-0.8 -1

-20

-10

0 Úhel náběhu [°]

10

20

Obr. 5.57 Porovnání výstupních charakteristik různých typů sond pro měření úhlu náběhu

5.5.2.5.3.

-0.5

-1

-1

Válcová sonda 30°, otvor 3 mm, 68.8 km/h -2 Válcová sonda 30°, otvor 3 mm, 55 km/h Válcová sonda 30°, otvor 3 mm, 39 km/h

-1.5 -20

-15

-10

-5 0 5 Úhel náběhu [°]

10

15

Výsutpní napětí [V]

0.8

-3

20

Obr. 5.58 Vliv rychlosti proudění na tvar výstupní charakteristiky válcové sondy s úhlem rozevření 30°

Stanovení vlivu velikosti otvorů na výstupní signál

Z důvodu obtížnosti konstrukce sondy a vlivu nečistot na velikost snímané tlakové diference, byl proveden pokus o stanovení vlivu velikosti vstupních otvorů na výstupní signál. Pro potvrzení předpokladu, že výstupní charakteristika sondy závisí na velikosti vstupních otvorů tlaku, bylo provedeno několik měření na sondách s různými průměry vstupních otvorů (1, 2 a 4 mm) a při různých rychlostech proudění. Výsledné charakteristiky jsou zobrazeny na obr. 5.59. V případě měření označeném písmenem A byla při různých rychlostech otestována sonda se vstupními otvory o průměru 1 mm. Měření B porovnává charakteristiky sond s různými velikostmi vstupních otvorů. Z obrázku je patrné, že s rostoucím průměrem vstupního otvoru klesá hodnota výstupní tlakové diference (viz měření A, měření B a

Avionický systém

85

Pavel Pačes charakteristika označená 4 mm). Protože převodní charakteristika zůstává lineární za všech zde testovaných podmínek, je možné prohlásit, že pokles tlaku na vstupech je možné kompenzovat konstantou pomocí software v systému měření a vyhodnocení dat. Vliv velikosti vstupních otvorů je tedy možné lehce korigovat a výběr sondy je možné podřídit jiným parametrům. 1

Poměr p/p C [-]

0.5

0

Kulatá sonda 1 mm, v=68.8 km/h, DC Kulová sonda 2 mm, v=68 km/h, DC Kulová sonda 2 mm, v=55 km/h, DC Kulová sonda 2 mm, v=38 km/h, DC Kulová sonda 4 mm, v=68.8 km/h, DC Kulová sonda 1 mm, v=103.6 km/h, Fr. Kulová sonda 1 mm, v=148.9 km/h, Fr. Kulová sonda 1 mm, v=133.2 km/h, Fr.

-0.5

-1 -20

-15

-10

-5

0 Úhel náběhu [°]

5

10

15

20

Obr. 5.59 Vliv velikosti vstupních otvorů sond na tvar převodních charakteristik

5.5.2.5.4.

Stanovení vlivu průměru sondy na výstupní signál

V rámci prováděných měření byla otestována i sonda (viz obr. 5.48c) používaná pro měření jak úhlu náběhu, tak i úhlu vybočení na letadle Aero Ae270 (viz obr. 5.60). Oproti kulové sondě zobrazené na obr. 5.56c má sonda používaná na Ae270 úhel rozevření 100°, průměr vstupních otvorů 1.5 mm a dvojnásobný celkový průměr 3,2 cm. Charakteristika změřená na obou vstupech sondy je zobrazena na obr. 5.61. Křivky byly měřeny v tunelu KN06 (viz tab. 5.10) za pomoci dvou senzorových modulů typu MPXV. Úhel náběhu sondy se podařilo v nabíhajícím proudu vzduchu vycentrovat, ale v úhlu vybočení byla sonda vystředěná o přibližně 3°. Literatura (83) popisuje výsledky měření, které byly provedeny v laboratořích VZLÚ v Praze. V této literatuře je pro náklon 20° uváděn poměr mezi diferenčním tlakem měřeným pomocí sondy měření úhlu náběhu a celkovým tlakem měřeným pomocí vstupu Pitot-statické 1.2. Tento výsledek je v rozporu s obr. 5.61, kde byl změřen poměr sondy ∆ / odpovídající přibližně 0.9. Rozpor je možné vysvětlit tím, že využitelný průměr ustáleného proudění v tunelu KN06 má omezený průměr, čímž dochází k ovlivnění vystředěných otvorů. Tato sonda nebyla k dispozici pro testování v tunelu T2-1, ale zcela jistě bude do budoucna přínosné toto měření v tunelu T2-1 zopakovat. Z naměřených údajů prototypu sondy použité na Ae270 je zřejmé, že se charakteristika v okolí 15° výrazně odchyluje od lineární přímky. Odklon charakteristiky je jasně patrný jak z obr. 5.61, tak i z literatury (83). Zajímavý výsledek přinese porovnání obrázku 5.61, s charakteristikami zobrazenými na obr. 5.59, nebo lépe na obr. 5.66. Výsledkem porovnání je, že charakteristika prototypu sondy používané na letadle Ae270 je strmější, ale za cenu její větší nelinearity v koncových bodech.

Avionický systém

86

Pavel Pačes Na obrázku 5.61 jsou zobrazené i směrodatné odchylky od měřených hodnot (ze souboru 30 měření), které odpovídají hodnotě 0.063 V, tj. tlaku 32 Pa po přepočtu. V dalším prezentovaném obrázku 5.62 je max. směrodatná odchylka v případě použití kulaté sondy s průměrem otvorů 1 mm 0.1 V, tj. 50 Pa. V tomto případě, i když porovnáváme rozdílné konstrukce sondy, je vliv velikosti sondy na kvalitu výstupního signálu zanedbatelný.  [vIN = 105.1 km/h, y = 0.052*x + -0.016]

1

 [vIN = 105.1 km/h, y = 0.002*x + 0.133]

0.8 0.6

Poměr P/pD [-]

0.4 0.2 0 -0.2 -0.4 -0.6 -0.8 -1 -25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

Úhel [°]

Obr. 5.60 Umístění sondy na letadle Aero Ae270

Obr. 5.61 Charakteristika prototypu sondy měření α a β použité na letadle Ae270

5.5.2.6. Charakteristiky měřicího systému a sond Pro stanovení celkových vlastností systému měření úhlu náběhu a vybočení, byl pomocí generátoru proudění KN06 změřený finální soubor charakteristik. Cílem je ověření celého systému měření včetně SW a HW, který je založený na UAM. Na základě dosavadních měření se jako nejvýhodnější jeví využít modul MPXV jehož charakteristiky jsou uvedeny v dalším textu. Modul DC001 se hodí pro měření AOA a AOS při velmi malých rychlostech a pro měření na pomalých letadlech nebo UAV prostředcích. V další části práce je již proměřována pouze půlkulová sonda, jejíž vlastnosti se ukázaly být nejvýhodnější.

5.5.2.6.1.

Výsledky ověření modulu MPXV

Vyrobená půlkulatá sonda má téměř ideálně lineární převodní charakteristiku mezi nastaveným úhlem náběhu a výstupním signálem. Obr. 5.62 zobrazuje převodní charakteristiku měřicího řetězce změřenou při rychlosti 128 km/h spolu s údaji čtenými z AD převodníku pomocí digitálního modulu ve formě hrubých, kvantovacích údajů. V tomto případě je použité zesílení zesilovače mezi senzory a vstupem AD převodníku 5. Graf dále zobrazuje směrodatné odchylky jednotlivých měření, přičemž je vidět, že velikosti směrodatných odchylek přímého měření napětí pomocí laboratorních přístrojů a hodnot měřených AD převodníkem senzorového modulu jsou porovnatelné. Změřené odchylky mohou být ovlivněné ne zcela laminárním prouděním v okolí sondy – podezření ohledně turbulencí vznikajících v okolí sondy byly potvrzeny při dalších měřeních, která ale nejsou uváděna v této práci. Na charakteristice zobrazené na obr. 5.62 jsou zvýrazněna místa s velkými směrodatnými odchylkami, které byly použité pro stanovení chyby měření úhlu

Avionický systém

87

Pavel Pačes náběhu. V případě nastavení úhlu náběhu na -10° byla stanovena směrodatná odchylka 0.10 V, což po přepočtu odpovídá změně úhlu náběhu o velikosti 1.4°.

Obr. 5.62 Převodní charakteristika měřeného výstupu sondy a data z AD převodníku modulu měření úhlu náběhu a vybočení

Zobrazení jednotlivých charakteristik změřených vyvinutým systémem měření úhlu náběhu a vybočení při různých rychlostech je uvedeno na obr. 5.63. Z obrázku je patrné, že počátek charakteristiky je posunut o přibližně 1.4° doleva, tj. osa sondy není sesouhlasena se směrem generovaného proudění. Obrázek obsahuje aproximace jednotlivých charakteristik přímkami, jejichž rovnice jsou zobrazené v pravé dolní části obrázku. Z obrázku je patrné, že aproximační přímka neplatí v koncových bodech charakteristik, kde se začíná projevovat nelinearita sondy. Hodnota napětí měřená v těchto bodech (20°) odpovídá tlaku ∆p 1.1 Pa, což podle charakteristiky zobrazené na obr. 5.31 odpovídá rychlosti 160 km/h, která by byla měřená pomocí Pitot-statického systému. Tato hodnota tlaku potvrzuje předpoklad uvedený v kap. 5.5.2.2. Pro přepočet změřených hodnot tlaku na úhel náběhu je možné použít dvě metody, ale , … . Jedná se o: v obou případech platí, že  Výpočet úhlu náběhu pomocí poměrového koeficientu definovaného rovnicí (5.25) a kalibrační konstanty, která je pro zde prezentovanou sondu 22.5° (viz kap. 5.5.2.2).  Výpočet založený na měřeném tlaku a externě zadané rychlosti letu letadla, tj. zpětný výpočet na základě koeficientů získaných z kalibračních měření.

Avionický systém

88

Pavel Pačes

Obr. 5.63 Převodní charakteristiky půlkulaté sondy a modulu MPXV v závislosti na rychlosti proudění

Obr. 5.64 Charakteristika přepočtu výstupního údaje sondy v závislosti na rychlosti proudění

Avionický systém

89

Pavel Pačes Výpočet úhlu náběhu podle první metody je použitý při porovnání charakteristik sond uvedených v předchozích částech práce. Výpočet a případná kalibrace úhlu náběhu funguje i v případě, že byla změřena pouze jedna charakteristika při známé rychlosti proudění. V druhém případě je nutné pro dostatečně přesný výpočet změřit soubor kalibračních charakteristik. Tento soubor kalibračních charakteristik je zobrazený na obr. 5.63. V případě zpětného výpočtu úhlu náběhu z naměřených charakteristik je nutné určit závislost mezi úhlem náběhu a směrnicí převodní charakteristiky na rychlosti. Závislost je vynesená v grafu 5.64 pod označením K. Hodnotu K je možné určit pro každý bod všech charakteristik uvedených na obr. 5.63 podle rovnice

Kde

(5.26)

.

∆

α ∆U U

je úhel náběhu [°], je napětí [V] měřené na výstupu senzorového modulu a představuje hodnotu napětí měřenou pro α 0°, viz obr. 5.64, tj. charakteristika označená „off“. Pro každý bod každé charakteristiky z obr. 5.63 je vypočítána hodnota konstanty K v . Její průměrná hodnota, která odpovídá stejné rychlosti proudění je vynesena v grafu 5.64 pod označením K. Křivka tvořená jednotlivými body byla aproximována různými polynomy, přičemž nejlepší aproximační funkcí je , kde a . Po dosazení vypočítaných konstant dostáváme výslednou rovnici korekčního koeficientu závislého na rychlosti ve formě: 2180780 Změnu offsetu napětí pro α tvaru uvedeném na obr. 5.64:

.

3.94.

(5.27)

0° je možné aproximovat polynomem prvního řádu ve 1.412 · 10

7.686 · 10 .

(5.28)

Výsledná hodnota úhlu náběhu je vypočtena na základě rovnice: .

(5.29)

Výsledné charakteristiky vypočítané podle postupu vedoucího k rovnici (5.29) jsou zobrazené na obr. 5.65. Charakteristiky vypočítané pomocí rovnice (5.25) jsou zobrazené na obr. 5.66. Z obou obrázků je stále patrná nelinearita charakteristik v jejich koncových bodech, což lze korigovat dalším korekčním polynomem nebo korekční tabulkou. Oba průběhy mají podobnou nepřesnost zarovnání osy sondy v generovaném proudění. V případě charakteristiky zobrazené na obr. 5.65 je výstupní údaj osy y přímo ve stupních. Výstupní hodnota prezentovaná na obr. 5.66 představuje bezrozměrnou veličinu, kde hodnota 1 představuje úplné vystavení jednoho vstupu sondy nabíhajícímu proudu, přičemž druhý vstup je umístěn v místě, kde se tlak na povrchu koule rovná nule ( 0). Kalibraci křivky je možné provést vynásobením celé charakteristiky konstantou 22.5°. Při této hodnotě se poměr ∆ / 1, viz kapitola 5.5.2.2.

Avionický systém

90

Pavel Pačes

Obr. 5.65 Výpočet úhlu náběhu z naměřených hodnot na základě modelu odvozeného z kalibračních měření

Obr. 5.66 Soustava převodních charakteristik vypočítaných poměrem výstupního údaje sondy a celkového tlaku

Avionický systém

91

Pavel Pačes

Na základě uvedených charakteristik byla přesnost systému měření stanovena na +1 a -3° v celém rozsahu. Je zřejmé, že při měření charakteristik byla měřicí sonda vyosena o hodnotu přibližně 1.4°. V případě přesného zarovnání sondy v proudu vzduchu, tj. UO 0 , pro α 0°, je přesnost i rozlišitelnost systému měření ±0.5° v počátku a ±1° v koncových bodech charakteristiky.

5.5.2.6.2.

Výsledky ověření modulu DC001

Obdobně jako na obr. 5.63 je možné zobrazit převodní charakteristiky pro senzorový modul DC001. Z obr. 5.67 je patrná velká citlivost modulu pro malé rychlosti, kdy již při rychlosti 63 km/h je ∆U 2 V, při α 20°. Již od rychlosti 91 km/h je v grafu patrná saturace výstupního údaje na hodnotě 4 V, která odpovídá maximálnímu rozsahu měřicího modulu. Pro vyšší rychlosti a pro vyšší úhly náběhu dochází k značným nepřesnostem měření. Při rychlosti proudění 150 km/h je rozsah měřených úhlů pouze ±5°. Použité zapojení se hodí pro pomalu létající letadla a je plánované jeho nasazení na bezdrátově řízený model letadla Scanner, který je ve výbavě laboratoře LIS.

Obr. 5.67 Převodní charakteristiky půlkulaté sondy a modulu DC001 v závislosti na rychlosti proudění

5.5.2.6.3.

Vzájemná závislost úhlu náběhu a úhlu vybočení

Vzájemná závislost úhlu náběhu a vybočení byla změřena na základě výsledů prezentovaných na obr. 5.61, kde se v průběhu měření úhlu náběhu mění hodnota úhlu vybočení. Pro ověření vzájemné závislosti měření úhlu náběhu a vybočení byl vyvinutý automatizovaný systém polohování sondy v generovaném proudění, jehož blokové schéma je zobrazené na obr. 5.68. Systém, který je opět založený na UAM, umožňuje nastavovat sondu v proudu vzduchu z generátoru KN06 pomocí servomechanismů realizovaných v (P39). Vzájemná závislost úhlu náběhu a vybočení byla změřena při postupném otáčení sondy

Avionický systém

92

Pavel Pačes v generovaném proudu vzduchu pomocí upraveného skriptu, jehož funkce je popsaná v kap. 5.5.2.4 a který zároveň ovládá polohovací servomechanismy. Změřená charakteristika vzájemné závislosti α a β je zobrazená na obr. 5.69. Z obrázku je patrné, že se výstupní hodnota úhlu β posouvá s měnícím se úhlem α. Změna je detailně zobrazena na obrázku 5.70, ze kterého je patrné špatné vycentrování sondy na začátku měření a také lineární průběh posunu charakteristik úhlu vybočení β v závislosti na úhlu náběhu α.

R-FB

Auto Transformátor

Zpětnovazeb ní regulátor a obvod budičů (AtTiny) PWM

≈ 220V

Servo HS422

Generátor Proudění

Zpětnovazeb ní regulátor a obvod budičů (AtTiny)

Univerzální Avionický Modul

PC, Matlab, Matlab2CAN toolbox, Matlab Instrument Toolbox

USB2CAN

USB2GPIB

CAN bus Servo HS422

Polohovaná sonda

Agilent34410A

Měřicí modul A Měřicí modul B

GPIB

Univerzální Avionický Modul

Agilent34410A

Obr. 5.68 Blokové schéma měřicího pracoviště vzájemné závislosti α a β

Obr. 5.69 Charakteristiky závislosti β na α

Na základě uvedených výsledků bylo dále provedeno zjištění vzájemné závislosti úhlů α a β při otáčení kombinované sondy v rovině kolmé na směr nabíhajícího proudu vzduchu. Měření proběhlo při jedné rychlosti ≈18 m/s (64 km/h). V průběhu testu byl změřen soubor převodních charakteristik pomocí automatického systému (viz obr. 5.68). Měřicí sonda byla postupně vystavována proudění pod úhly α a β od -21 do 21° s krokem 3.5°. Po změření každé charakteristiky byla sonda ve směru příčném na směr proudu vzduchu otočena v úhlech 0, 20, 45, 65 a 90. Výsledek měření je zobrazený na obrázku 5.71, kde je vidět, že se celá charakteristika překlápí kolem přímky tvořené body [-21, -21] a [21, 21] stupňů. Na

Avionický systém

93

Pavel Pačes základě definice úhlu náběhu a vybočení má toto měření informační charakter. V případě instalace na letadle se totiž sonda otáčí spolu s celým letounem a demonstrované chování kombinované sondy ve směru příčném k nabíhajícímu proudu vzduchu je důležité především pro korekci nepřesné instalace sondy na letadle. 1 Rychlost proudění 150.5 km/h

Poměr p/pC [-]

0.5 0 -0.5 -1 -1.5 -25

-20

-15

-10

-5

0 Úhel  [°]

5

10

15

20

25

            

= -22.5° = -18.5° = -15.0° = -11.0° = -7.5° = -3.7° = 0.0° = 3.5° = 7.5° = 10.7° = 14.0° = 17.5° = 21.0°

Obr. 5.70 Charakteristiky závislosti β na α

a) b) Obr. 5.71 Výsledky měření vzájemné závislosti α a β na příčném otočení sondy

5.5.2.7. Porovnání změřených hodnot s výpočtem provedeným pomocí Computational Fluid Dynamic simulace Pro porovnání měřených charakteristik s Computational Fluid Dynamic (CFD) výpočtem byla v simulačním prostředí modelována51 půlkulatá sonda (viz obr. 5.56) s úhlem rozevření 44° a vstupními otvory o průměru 1 mm. Výsledkem výpočtu je kompletní tlakové a rychlostní pole v okolí sondy, jenž je zobrazené na obrázku 5.72. Rychlostní pole je zobrazeno vně sondy a v rovině kolmé k povrhu sondy, kde je vidět zpomalování nabíhajícího proudu vzduchu. V tomto bodě vzniká na povrchu sondy největší tlak. Všechny zde prezentované výpočty byly provedeny v nulové výšce MSA, při hodnotě tlaku 101 325 Pa. 51

Velké poděkování patří Ing. Vítězslavu Hanzalovi a Ing. Pavlu Hospodářovi z VZLÚ v Praze.

Avionický systém

94

Pavel Pačes Tato hodnota byla zvolena, protože porovnávané reálné výsledky měření byly měřeny při stejném tlaku okolní atmosféry. Pro porovnání bylo provedeno několik kompletních výpočtů pro hodnoty rychlostí 65, 95, 130 a 160 km/h a pro každou rychlost bylo vypočítáno tlakové pole pro úhly náběhu 0, 2, 6, 10 a 16°. Z důvodu úspory času nutného pro realizaci kompletní převodní charakteristiky byl výpočet prováděn pouze pro kladné hodnoty úhlů, protože na základě ideálního modelu sondy a prostředí při výpočtu můžeme předpokládat, že pro záporné hodnoty úhlu náběhu vyjdou stejné hodnoty tlaku, ale pouze s opačným znaménkem. V případě CFD výpočtu se ve výsledcích neprojevují chyby tření vzduchu, neustáleného rozložení proudění z generátoru, vliv přesnosti výroby vstupních otvorů atd.

a)

b)

c)

d)

e)

Velikost vektoru rychlosti [m/s]

Hodnoty tlaku na povrchu sondy [kPa] Obr. 5.72 Výsledky CFD simulace proudění v okolí kruhové sondy

Avionický systém

95

Pavel Pačes Na obrázku 5.73 jsou zobrazeny výsledky všech simulací, kdy byla získána data z následujících bodů: PS představuje tlak v ose sondy (viz 5.72a), kdy tento tlak odpovídá dynamickému tlaku z rovnice (5.10) v případě, že je sonda nevychýlená od osy proudění vzduchu. Tlak P1 představuje tlak v místě prvního vstupu a tlak P2 v místě druhého vstupu tlaku, přičemž v tomto případě byla vybrána místa  3 mm od středu sondy. Závislost diferenčního tlaku na úhlu natočení a rychlosti proudění je vynesena na obr. 5.74 a normalizované charakteristiky (tlakový poměr) jsou vyneseny na obr. 5.75. Výpočet potvrdil nelinearitu převodní charakteristiky ideální sondy, jejíž hodnota je podle provedených výpočtů nižší než u sondy skutečné. Nelinearita charakteristik zobrazených na obr. 5.74 dosahuje hodnoty 0.8 %. Jedná se o menší hodnotu než u reálných měření, která jsou zobrazená na obr. 5.63, kde se ale projevují i další vlivy dané skutečnou realizací zařízení. Lepší možnost porovnání CFD simulace a skutečného měření poskytují grafy zobrazující normalizované charakteristiky na obrázcích 5.66 a 5.75. Porovnáním obou obrázků je patrné, že rozdíl mezi charakteristikami při hodnotě úhlu náběhu 15° je 0.123. Tento rozdíl je s největší pravděpodobností způsoben tím, že při skutečné výrobě zařízení oproti ideálnímu výpočtu dochází k odchylkám od nasimulovaných hodnot. Odchylka může být způsobena poklesem tlaku v přívodním potrubí, chybou měření rychlosti proudění, stabilitou zesilovačů, přesností analogově digitálních převodníků atd. 102600 P1/18 P2/18

102400 PS/18 P1/26,4

102200

Tlak [Pa]

P2/26,4

102000

PS/26,4 P1/36,1

101800 P2/36,1 PS/36,1

101600

P1/44,4

101400

P2/44,4 PS/44,4

101200 0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

Úhel natočení (náběhu) [°]

Obr. 5.73 Výsledky CFD simulace proudění v okolí kruhové sondy

Avionický systém

96

Pavel Pačes 1200

0,9

Pd (18 m/s)

y = 62,815x + 11,039 R² = 0,9989

Pd (26,4 m/s)

y = 0,052x + 0,0091 R² = 0,9989

0,8

Pd (36,1 m/s)

0,7

Pd (44,4 m/s)

800

Tlakový poměr Cp [‐]

Diferenciální tlak [Pa]

1000

Lineární (Pd (44,4 m/s))

600 400 200

0,6 0,5 Cp (18 m/s)

0,4

Cp (26,4 m/s)

0,3

Cp (36,1 m/s) 0,2

Cp (44,4 m/s)

0,1

Lineární (Cp (44,4 m/s))

0 0

5

‐200

10

15

0,0

20

‐0,1

Úhel natočení [°]

Obr. 5.74 Diferenciální tlaky vypočtené pomocí CFD simulace

0

5

10

15

20

Úhel natočení [°]

Obr. 5.75 Normalizované charakteristiky sondy pro měření úhlu náběhu

5.5.3. Závěrečné zhodnocení a doporučení Na základě výsledků zde prezentovaných měření byla pro výslednou realizaci systému měření úhlu náběhu a vybočení vybrána půlkulová sonda zobrazená na obr. 5.56c. Výpočet úhlu náběhu z provedených měření je jednodušší pomocí bezrozměrného koeficientu (5.25). Integraci systému měření AOA a AOS se systémem ADC bude nutné provádět iteračním způsobem z důvodu vzájemné závislosti měřených parametrů. Z naměřených charakteristik lze konstatovat, že výstupní poměr ∆ / je pro půlkulatou sondu lineární v oblasti úhlu náběhu 10° až do rychlosti 0.6 M. Pro měření byly realizovány dva senzorové moduly využívající metodu zvýšení citlivosti měření diferenční hodnoty tlaku pomocí dvou senzorů. Tabulka 5.11 uvádí rozsahy měření pro různé rychlosti letu. Z výsledků plyne, že modul DC001 je vhodný pro pomalu létající letouny. Pro aplikaci v oblasti UL letadel je vhodný senzorový modul MPXV. Tab. 5.11 Porovnání základních vlastností modulů MPXV a DC001 Rozsah měřených úhlů při dané rychlosti Rychlost [km/h] (bez saturace) – modul MPXV

20 40

Velmi malá citlivost

120 160

24° 24° 24°

60 80

Rozsah měřených úhlů při dané rychlosti (bez saturace) – modul DC001

24°

13° 6° 4°

V následujícím textu jsou shrnuta doporučení pro realizaci systému měření úhlu náběhu a vybočení pomocí diferenčního tlaku snímaného na vstupech sondy. Výsledky jsou připravené k publikaci v (84), přičemž shrnutí výsledků vývoje modulu měření AOA a AOS je následující:  Rozměry sondy. Na základě provedených měření nepůsobí vnější průměr sondy problémy při měření úhlu náběhu až do zde testovaného průměru 3.2 cm. Z důvodu možnosti znečištění sondy a Avionický systém

97

Pavel Pačes ucpávání vstupů tlaku je výhodnější volit větší vstupní otvory tlaku a kratší přívody k senzorům. Velikost vstupních otvorů v rozsahu 1 až 3 mm nemá výraznější vliv na kvalitu měřeného signálu.  Zajištění přesnosti výroby. Počítačová simulace je výhodná pro základní ověření vlastností sondy, ale v případě výroby sondy dochází vlivem malých nepřesností při výrobě k tomu, že každá sonda bude rozdílná. Přesnost výroby je možné zajistit předepsanou kvalitou výroby nebo využitím jiné výrobní technologie. Při výrobě je třeba zajistit ostré přechody mezi povrchem sondy a vstupy tlaku. Další problém tvoří přesné umístění vstupních otvorů tlaku. Zajímavou možností řešení výroby sondy je využití technologie 3D tisku z kovového substrátu, např. EOS Aluminium AlSi10Mg (85).  Umístění sondy na letadle. Z hlediska ovlivňování měřené veličiny jsou doporučená místa pro umístění sondy přibližně ve vzdálenosti 1.5 násobku průměru trupu od nosu letadla a v případě montáže na křídlo ve vzdálenosti 0.5 násobku hloubky křídla před jeho náběžnou hranou. Další chyby mohou být způsobovány pružením nosníku sondy vlivem náporu vzduchu, jehož směr se mění s otáčením letadla v jednotlivých osách.  Integrace se systémem měření rychlosti a výšky letu. Protože je nutné pro správnou funkci systému měření AOA a AOS buď měřit rychlost letu, nebo celkový tlak , je výhodné kombinovat sondu pro měření úhlu náběhu s Pitotstatickým systémem.  Sonda měření úhlů náběhu s maximálním rozsahem. Jak je zobrazeno na obr. 5.54, dochází na sondě s úhlem rozevření 30° k nelineárnímu chování při úhlu náběhu 5°, tj. k přechodu z laminární do turbulentní oblasti proudění. Toto chování je eliminované použitím většího úhlu rozevření sondy. V případě proudění v okolí půlkulaté sondy dochází k odtržení proudu vzduchu při 60°. Z důvodu zachování linearity výstupu se jako nejvhodnější jeví zkonstruovat sondu s rozevřením právě 60° nebo menším, tj. vstupní otvor by měl mít rozevření vzhledem ke středové rovině ≈28° a to proto, aby se ani jeden ze vstupních otvorů nedostal do úplavu. Velikost rozevření by bylo ještě možné zvětšit v případě využití turbulentní vrstvy na povrchu koule (využívá např. golfový míček) pro oddálení bodu odtržení proudění (81).  Redundance signálů a built-in test. V případě vyhodnocení jak hodnoty výstupu za diferenčním zesilovačem, tak i výstupů jednotlivých senzorů modulu (viz obr. 5.35) je možné porovnávat výstupy měření mezi sebou ve funkci built-in test. V případě detekce chyby jednoho senzoru je dále možné, aby měřicí systém pokračoval v činnosti, ale s poloviční přesností.

5.6.

Zhodnocení

V této kapitole, 5. Avionický systém, byla popsána realizace univerzálního elektronického modulu UAM, který byl dále použit pro realizaci záznamníku komunikace, systému přehrávání hlášení, aerometrického počítače, systému pro měření AOA a AOS a několika testovacích přípravků. Všechny vyvinuté moduly tvoří základ modulárního avionického systému, kde veškerá komunikace mezi jednotkami probíhá pomocí sběrnice CAN. Pro snadnou komunikaci s jednotlivými moduly měření byl realizován rozšiřující toolbox pro

Avionický systém

98

Pavel Pačes prostředí Matlab, který byl společně s Matlab Instrument toolboxem používán pro sběr měřených údajů. Na základě výsledků měření byly stanoveny přesnosti měření výšky a rychlosti letu letadla, které odpovídají požadavkům platných leteckých předpisů. Přesnost sytému měření úhlu náběhu a vybočení je u obou veličin ≈ 2°. V práci byly testovány různé senzory tlaku, přičemž u velmi levných senzorů firmy Freescale byla navržena a realizována metoda kompenzace vlivu teploty na snímací element pomocí zaslepeného senzoru a dalšího senzoru s rozdílným konstrukčním uspořádáním. Dále bylo navrženo několik metod pro zvýšení přesnosti měření. Pro měření úhlu náběhu byly realizované dva senzorové moduly využívající zapojení pro zdvojnásobení citlivosti měření vzhledem k měřené diferenci tlaků. Oba moduly jsou vhodné pro měření úhlu náběhu, přičemž hlavní rozdíl mezi moduly je v jejich citlivosti. Při měření bylo použito několik testovacích systémů a také dva větrné tunely. První tunel disponuje větší oblastí ustáleného proudění, ale při pomalejší rychlosti cirkulace vzduchu a druhý je naopak vhodný pro testování při vyšších rychlostech proudění (nad 70 km/h), ale v omezené oblasti ustáleného proudění. Na základě praktických zkušeností získaných při realizaci jednotlivých systémů se jako vhodné jeví spojit systém pro měření výšky, rychlosti, teploty a úhlu náběhu a vybočení do jedné kombinované sondy, protože spolu všechny uvedené veličiny souvisí. Na základě zjištěných faktů byla navržena sonda, jejíž snímací hlava je zobrazená na obr. 5.76, přičemž hlavice sondy tvoří výrobně nejnáročnější část realizace.

Obr. 5.76 3D model kombinované sondy pro měření aerometrických dat, úhlu náběhu a vybočení (příprava pro 3D tisk, detaily viz příloha E)

Na obr. 5.77 je zobrazena obrazovka systému EFIS, která standardním způsobem zobrazuje všechny veličiny, které jsou v této kapitole zmiňovány – výšku, rychlost a úhel náběhu. Zobrazení bylo realizováno studenty předmětu Palubní informační a řídicí systémy pomocí simulátoru zobrazovacího systému popsaného v příloze B. Ukazatel kurzu Ukazatel rychlosti Ukazatel výšky Ukazatel vertikální rychlosti

Ukazatel úhlu náběhu

Obr. 5.77 Obrazovka systému EFIS s ukazatelem úhlu náběhu, realizovaná pomocí SW z přílohy B (kredit studenti předmětu PRS)

Avionický systém

99

Pavel Pačes

6. Speciální metody měření polohových úhlů Jedním ze základních problémů popisovaných v kapitole 2.2 je ztráta orientace pilota v případě zhoršení povětrnostních podmínek, kdy piloti ztrácejí orientaci při ztrátě vizuálního kontaktu s čárou umělého horizontu. Pilot následně přivede letadlo do situace, kdy může dojít k nárazu do země. V případě náhlého výskytu zhoršených meteorologických podmínek se jedná o přechod z režimu letu podle vizuálních podnětů do režimu letu podle přístrojů. Piloti ve většině případů nemají na palubě potřebné vybavení pro řešení vzniklé situace, kterým je ukazatel umělého horizontu, který nepatří mezi povinnou výbavu letounu (viz kap. 3.1). Tento ukazatel zobrazuje aktuální orientaci letadla, kdy rozeznáváme úhel příčného (Φ) a podélného (Θ) náklonu, který je indikovaný ve stupních [°]. Oba úhly jsou zobrazeny na obrázku 6.1. V poslední době lze pozorovat trend intenzivního zavádění elektronických displejových přístrojů, tzv. glass kokpitů (viz kapitola 3). Tyto elektronické jednotky obsahují kompletní senzorové vybavení založené na technologii mikromechanických senzorů (MEMS). Senzorový systém zahrnuje trojici akcelerometrů a senzorů úhlové rychlosti (86) s možností doplnění o tříosý magnetometr, tj. systém tvoří inerciální referenční jednotku. Výhodou těchto systémů je jejich nízká cena, velikost a hmotnost v porovnání s tradičními mechanickými (61) nebo elektronickými INS jednotkami (87), které se používají ve velkých dopravních letadlech. Přesné INS systémy dosahují maximální navigační odchylky 3 km za 1 hodinu letu (87) v inerciálním módu (88) bez přídavných korekcí52. Mnoho výrobců pro své přístroje využívá MEMS senzory, které neposkytují dostatečně přesné výstupy pro dlouhodobější navigaci (max. 10 minut (89)). V současné době se výstupy MEMS senzorů doplňují údaji z magnetometru, jehož výstup závisí pouze na intenzitě a lokálních vlastnostech zemského magnetického pole (69), jehož kvalita je ovlivněna složením horniny, lidskou činností a také vlastní instalací magnetometru na letadle53. Současným trendem (87) je zvyšování přesnosti levných INS systémů pomocí dalších nezávislých zdrojů informace, které mají pokud možno zcela rozdílné chybové vlastnosti. V současné době jsou běžně jednotky INS doplňovány systémem GPS (90) a magnetometru pro dlouhodobé zlepšení přesnosti navigace. Cílem této kapitoly je vyvinout systém, který vhodně doplní existující měřicí systémy a umožní dlouhodobě zvýšit přesnost měření polohových úhlů v kategorii UL letadel. Principy dále prezentovaných systémů a metod byly publikovány v literatuře (91) a (92). Pro další práci zavádím následující předpoklad: Polohové úhly je možné změřit pomocí měření rozdílů atmosférického tlaku v takových bodech konstrukce, které symetricky mění svoji polohu vůči svému těžišti. Z obrázku 5.9 je patrné, že atmosférický tlak s rostoucí výškou klesá na základě nelineární charakteristiky popsané rovnicí (5.3). Z rovnice vyplývá, že je vertikální diference nelineárně úměrná rozdílu tlaků v obou bodech měření. Obr. 6.1 zobrazuje dva měřicí body umístěné symetricky vzhledem k těžišti letadla, ve kterém je měřena referenční úroveň tlaku ∆ a . . V případě, že měříme tlak mezi body . ∆ , je výsledná tlaková diference úměrná vertikální vzdálenosti obou měřicích míst . 2∆ . Z uvedeného plyne, že na základě známého rozložení měřicích bodů, které mění svou orientaci symetricky vzhledem k těžišti letadla, je možné vypočítat náklony letadla v jednotlivých osách. 52

Literatura pak uvádí termín „pure inertial mode“. V případě instalace kompasu na palubní desku je běžná chyba 10, která se koriguje různými způsoby, přičemž nejjednodušší je korekční tabulka (104).

53

Speciální metody měření polohových úhlů

100

Pavel Pačes Pro potřeby této práce zavádím pojem „Tlakový referenční systém“ TRS neboli „Pressure Reference System“. TRS bude použit k měření polohových úhlů na základě tlakové diference mezi různými body konstrukce, které se na letounu pohybují symetricky vzhledem k těžišti. Pro správnou funkci Tlakového referenčního systému zavádíme předpoklad, že se tlak vzduchu v oblasti dané rozměry letadla skokově nemění a tlakové pole se v této oblasti chová podle definice mezinárodní standardní atmosféry MSA (60). Na základě tohoto předpokladu bude možné změřit tlakovou diferenci i na tak vzdálených bodech konstrukce letadla (viz obr. 6.1), jako jsou konce jeho křídel.

Obr. 6.1 Vyznačení měřicích bodů tlakového referenčního systému na trupu letadla

6.1.

Tlakový referenční systém

Na základě rovnice (5.3) je možné odvodit velikost tlakového rozdílu na jeden metr vertikální vzdálenosti. Rozdílu výšky 1 m odpovídá tlaková diference velikosti 12 Pa ve výšce 0 m MSA. S narůstající výškou klesá hustota vzduchu a také tlak, což se následně projeví i na velikosti tlakové diference přepočítané na jeden metr, jejíž závislost na výšce je zobrazena na obr. 6.2. Z obrázku je patrné, že výšce 5 km odpovídá tlaková diference 7.2 Pa/m a výšce 10 km pak 4 Pa/m. Uvedené hodnoty tlaku představují velmi malé změny, které je obtížné měřit, protože změna výstupního signálu absolutního snímacího elementu (viz senzor SP 80, kapitola 5.4), která je úměrná hodnotě 12 Pa, zaniká v chybě měření. Pro ověření funkce navrženého tlakového referenčního systému TRS bude použito diferenčních senzorů tlaku v zapojení uvedeném v kap. 5.4.4.2. Pro ověření funkce bude použit senzorový modul DC001 osazený senzory DC001NDC4 (viz kap. 5.5.2.3.2). V tab. 6.1 je uvedena velikost změny výstupního napětí jednoho senzoru54 odpovídající příslušnému tlaku. Hodnotě tlaku 12 Pa (0 MSA) odpovídá přibližně 0.1 V a hodnotě 6 Pa (6 km MSA) odpovídá přibližně 0.05 V.

54

Popsaný způsob zvýšení citlivosti měření tlaku uvedené výstupní hodnotu napětí zdvojnásobí.


101

Pavel Pačes

Tab. 6.1 Odpovídající výstupní napětí senzoru DC001

Tlak [Pa]

ΔUout [mV]

12

96

10

80

8

64

6

48

4

32

2

16

Obr. 6.2 Velikost tlakové diference na jeden metr výšky v závislosti na výšce nad terénem

6.2.

Výsledky ověřovacích měření

Pro ověření vlastností navrženého tlakového referenčního systému TRS bylo zvoleno uspořádání měřicích přístrojů zobrazené na obrázku č. 6.3, které obsahuje:  Snímací systém: jedná se o senzorový modul obsahující dva diferenciální senzory tlaku vzduchu v diferenciálním uspořádání, které je popsané v kapitole 5.4.4.2. V zapojení byly využity senzory DC001NDC4, popsané v kapitole 5.5.2.3.2.  Měřicí centrálu HP 34970A, která umožňuje pomocí modulu multiplexování vstupů snímat až 60 různých hodnot.  Napájení snímacích modulů.  Počítač typu PC, který pomocí převodníku USB2GPIB ovládá měřicí ústřednu. Později byl za účelem zvýšení citlivosti systém dovybaven ještě:  Dvěma tlakovými přepínači.  Ovladačem tlakových přepínačů (OTP), což je elektronický kontrolní prvek založený na UAM, viz obr. 6.6 a 6.7.  Převodníkem USB2CAN, který byl použit pro ovládání modulu OTP z měřicího skriptu v prostředí Matlab pomocí MatlabToCAN toolboxu (P47, P49). Měření bylo provedeno tak, že snímací systém (viz obr. 6.3) byl umístěný ve výšce 1 m nad zemí a snímané tlaky byly k snímačům přivedeny pomocí přívodních hadic z výšky 0 m a 2 metrů. Při měření byly měřicím systémem měřeny výstupy obou senzorů, jejich diference a hodnota napájecího napětí bateriového zdroje. Pro porovnání změny výstupního signálu byly přívodní hadice připojené na senzory snímacího systému několikrát ručně přesunuty do vzájemně obrácených poloh (viz Vstup 1 a 2, obr. 6.3). V každé poloze bylo provedeno 50 odměrů, které byly poté analyzovány. Výsledky ověřovacího měření jsou zobrazené na obrázku 6.4.


102

Pavel Pačes Vstup 1

Měřící centrála (soubor multimetrů)

ΔP(h)

Vstup 2 Přepínač 2x

Ovladač tlakového přepínače

PC

CANbus USB

USB/ CAN

Agilent 82357A

Napájení

HP 34970A (HP 34401A)

U1 U2

Kanál 1

UIN+ UGND-

Kanál 2

Snímací systém

GPIB

Obr. 6.3 Měřicí systém pro ověření vlastností Tlakového referenčního systému

Obr. 6.4 Výsledky měření rozdílu tlaků ve vertikální rovině diferenciálním snímačem tlaku

Každý sloupec grafu zobrazeného na obr. 6.4 představuje průměrnou hodnotu z padesáti měření při stále stejné orientaci přívodů tlaku k senzorovému modulu. Graf obsahuje dvě sady měření, kdy v prvním případě byla orientace přívodů tlaku uspořádána tak, jak je zobrazeno na obr. 6.3, a v druhém případě byla orientace vstupů opačná. Na obr. 6.4 je zobrazený výřez z delšího měření, který představuje „lepší“ část změřené charakteristiky55, tj. kde jsou rozeznatelné předpokládané průběhy diference tlaků v závislosti na různé orientaci vstupních přívodů. Na základě výsledků tohoto měření a získaných zkušeností je možné konstatovat následující:  Navržená metoda měření principiálně umožňuje měřit polohové úhly. 55

Zbylá část grafu (ta „horší“) zobrazovala údaje, kde nebyla orientace vstupů rozeznatelná.


103

Pavel Pačes 

Amplituda signálu pro orientaci A je 82 mV a pro opačnou orientaci 88 mV, tj. diference tlaků neodpovídá předpokladům.  Diference výstupního signálu je 6 mV pro vertikální výškovou diferenci 2 m.  Výstupní signál silně kolísá v závislosti na podmínkách okolního prostředí. Maximální diference měřeného signálu byla stanovena na 20 mV a minimální na 1 mV, přičemž užitečný signál často mizí v šumu. Bohužel výsledky neodpovídají předpokladům z kap. 6.1. Rozborem výsledků měření, způsobu měření a naměřených hodnot byly pro další práci stanoveny následující závěry:  Dlouhé hadice použité pro přívod tlaku z měřicích míst ovlivňují měření. Přívody k senzorovým modulům by měly být co nejkratší.  Měření nelze provádět sekvenčně a vyhodnocovat změnu amplitudy signálu. Měření všech veličin je nutné provádět v jednom okamžiku.  Je nutné zvýšit citlivost měřicího modulu.

6.2.1. Metody zvýšení citlivosti měření malých tlaků Na základě neuspokojivých výsledků z předchozí kapitoly byly navrženy a realizovány následující metody vylepšující vlastnosti vyvíjeného Tlakového referenčního systému TRS. První systém, který je možné pro zvyšování citlivosti použít, je popsaný v kapitole 5.4.4.2 a využívá dvou senzorů s opačně propojenými vstupy tlaku. Pro odstranění vlivu šumu a offsetů výstupu senzorového modulu byly realizovány systémy popsané v následujících částech.

6.2.1.1. Senzorový modul DC001NDC4 Pro zvýšení citlivosti měření malých tlakových diferencí bylo upraveno zapojení prezentované v kap. 5.4.4.2 pro senzory Honeywell DC001NDC4, které disponují rozsahem 250 Pa. Ten odpovídá napětí v rozsahu od 0.25 V do 4.25 V s lineární převodní charakteristikou vyjádřenou rovnicí .

kde

·

.

.

·

2.25

·

0,45 ,

(6.30)

představuje výstupní napětí [V], je napájecí napětí senzoru (většinou 5V) a

je hodnota tlaku přivedená na vstup [Pa]. V případě dosazení rovnice (6.30) do rovnice (5.13) dostáváme vyjádření závislosti diferenčního tlaku modulu na napětí ve tvaru ∆

625 · ·2

.

(6.31)

Na základě popsaného odvození byl realizován modul propojující popsaným způsobem dva senzory Honeywell DC001NDC4, který je zobrazený na obr. 6.5, kdy deska plošných spojů byla navržena v rámci (82). Výhodou tohoto modulu je možnost přímého připojení k univerzálnímu avionickému modulu UAM a využití SW vybavení popsané na obr. 5.49.


104

Pavel Pačes

Obr. 6.5 Senzorový modul využívající senzory DC001NDC4

6.2.1.2. Mechanický přepínač tlakových přívodů Údaje prezentované v grafu 6.4 byly změřeny za použití manuální změny orientace vstupních přívodů tlaku. Pro odstranění nutnosti ruční změny orientace vstupních přívodů byl vyvinut automatický tlakový přepínač, který je zobrazený na obrázku 6.6. Systém je založený na modulu UAM (viz kap. 5.1), který je rozšířen o dvě relé, která umožňují elektronicky spínat zařízení s větším odběrem. Ovládaná zařízení jsou dva dvoucestné přepínací ventily Festo MHE4-M1H-3/2G-1/4-K. Ventily jsou k počítači typu PC připojeny přes modul UAM a sběrnici CAN pomocí převodníku USB2CAN, přičemž v dalším textu je systém označován jako Ovladač tlakových přepínačů (OTP). Vhodným zapojením vstupů a výstupů přepínačů je možné realizovat funkci prokřížení tlakových cest, což je zobrazeno na blokovém schématu na obr. 6.7. Poloha přepínače A představuje přímé propojení vstupů s výstupy, kdy PV1 = P1 a PV2 = P2, a poloha B jejich změněnou orientaci, kde PV1 = P2 a PV2 = P1. Zavedení předpokladu, že senzory ze stejné série budou mít velmi podobné závislosti na teplotě56 a obecně chybové modely57, přináší při využití tlakového přepínače zajímavou možnost odstranění chyb posunu charakteristik obou senzorů. V případě, že uvažujeme, že napěťové výstupy senzorů modulu (viz obr. 5.35) nejsou ideální, je možné jejich výstupní signál při orientaci voliče OTP A popsat jako ∆

, a obdobně ∆

,

(6.32)

kde je posun výstupního napětí senzoru a je chyba výstupu závislá na technologii výroby senzoru, např. teplotní závislost, přičemž se předpokládá, že tato chyba zůstává nezávislá na výstupní hodnotě senzoru. Při využití přepínače tlakového vedení, který je ovládaný voličem OTP, je možné dosazením rovnice (6.32) do rovnice (5.13) získat dva výstupní signály pro orientaci voliče OTP A a B. 2 ∆ 2 ∆

56 57

(6.33)

V případě, že uvedený předpoklad neplatí, je nutné provést párování senzorů na základě jejich charakteristik. Posun nuly a zesílení senzoru.


105

Pavel Pačes Z rovnic (6.33) je zřejmé, že jejich součtem dostaneme hodnotu chyby použitých senzorů58 a jejich rozdílem hodnotu, která odpovídá čtyřnásobku59 rozdílového tlaku , kde se neprojeví vliv chyb obou senzorů. Uvedené zapojení přináší dále možnost kontrolovat výstupy senzorů mezi sebou v závislosti na poloze voliče OTP a provádět tak vnitřní test a v obou konfiguracích funkčnosti zařízení. V případě měření výstupního napětí vnitřního uspořádání tlakového přepínače je možné za provozu zařízení měřit posun offsetů u obou senzorů. Tlakový přepínač Vstup 1 P1

PV1 A) Δp

B)

Vstup 2

P2

PV2

Volič

Obr. 6.6 Zařízení pro přepínání přívodů tlakového vedení

Obr. 6.7 Blokové schéma přepínače

Použití přepínačů v tlakových přívodech s sebou nese problém zavedení mechanických pohyblivých prvků, jejichž životnost a tlaková těsnost je omezena počtem sepnutí a také tlakových rázů, které při spínání vznikají. Pro ilustraci funkce tlakového přepínače je uveden graf na obr. 6.8, který zobrazuje výstup napětí sondy měření úhlu náběhu. V zapojení podle obr. 6.3 s využitím tlakového přepínače nedošlo k výraznému zlepšení kvality měřeného signálu. Proto byl realizovaný systém tlakového přepínače a ovládacího HW a SW dále použitý pro realizaci funkce vyrovnávání tlaku v referenčním objemu, který je popsaný v dalších kapitolách.

Obr. 6.8 Výsledky ověřovacího měření zapojení dvou senzorů a tlakového přepínače (při rychlosti 64 km/h) 58 59

Jedná se o hodnotu napěťové nesymetrie na vstupu diferenčního zesilovače. Senzorový modul využívá principu, který je popsaný v kap. 5.4.4.2.


106

Pavel Pačes

6.2.1.3. Distribuovaný systém měření malých tlaků s referenčním objemem Na základě výsledků předchozích pokusů byl realizovaný systém, jehož blokové schéma je zobrazené na obr. 6.9. Základem je společný referenční objem, ke kterému jsou připojené senzory A a B, které pomocí vstupů 1 a 3 měří tlakovou diferenci mezi okolní atmosférou a tlakem v referenčním objemu. Ve střední části referenčního objemu je umístěn referenční snímač (vstup 2), který je použitý pro odstranění vlivů změn tlaku v referenčním objemu oproti atmosférickému tlaku, které jsou způsobeny vlivem teploty na uzavřený objem a lokálními změnami atmosférického tlaku v okolí systému. Tlak v referenčním objemu je vyrovnáván pomocí pneumatického přepínače, který je ovládán modulem OTP na základě signálu centrálního senzoru tak, aby nedošlo k saturaci výstupu přesných diferenciálních senzorů A a B. Pneumatický přepínač umožňuje vyrovnat měnící se hodnotu tlaku uvnitř referenčního objemu s hodnotou tlaku v okolí systému pomocí vstupu 4. Systém ovládání a měření jednotlivých parametrů je složený z množiny čtyř modulů propojených komunikační sběrnicí s prvkem propojujícím distribuovaný měřicí systém s dalšími systémy. Blokové schéma navrženého systému je zobrazené na obr. 6.9 a umístění systému na letadle je znázorněno na obr. 6.10, kde je referenční objem ilustrovaný šrafovanou oblastí. V literatuře (93) je popsán modul, který má se systémem TRS dva shodné rysy. Jedná se o vzorkovač vzduchu, který obsahuje jeden diferenční senzor a uzavíratelnou oblast. Využití vzorkovače je míněno především pro měření diference mezi dvěma body, kdy v referenčním bodě dojde k uzavření vzorku vzduchu a následně je diferenciálním senzorem měřena relativní výšková diference. Podle prozatímních výsledků výzkumu Úřadu průmyslového vlastnictví (91) není uvedený systém na závadu novosti zde prezentovaného systému TRS. Využití systému TRS, oproti zmíněnému modulu, je zaměřeno pouze na určování polohových úhlů, nikoliv na měření výšky. Propojovací prvek

Komunikační sběrnice

Senzor B

Pref. -ΔP

3 4

Pneumatický přepínač

Preferenční

2

Senzor A Pref. + ΔP

Referenční Centrální objemv senzor

1

Ovládací a měřicí prvek

Obr. 6.9 Distribuovaný systém měření náklonu tělesa s referenčním objemem


107

Pavel Pačes

Obr. 6.10 Vyznačení polohových úhlů, měřicích míst na trupu letadla a referenčního objemu

Obr. 6.9 zobrazuje schéma kompletního systému měření jednoho polohového úhlu, který se skládá ze souboru stejných senzorů (3 nebo 6 kusů, viz kap. 6.2.1.1). Následující ověřovací testy byly ale provedeny se systémem pouze dvou snímačů DC001NDC4 umístěných na tyči dlouhé 150 cm (viz obr. 6.11). Dva snímače byly použity, protože na základě nepřesné dokumentace byly zničeny čtyři senzory DC001NDC4, a tím byl další rozvoj systému měření negativně ovlivněn. Podle technického listu (94) je výstup senzoru DC001NDC4 proporcionální vzhledem k napájecímu napětí. Platí tedy úměrnost mezi napájecím napětím a hodnotou výstupního napětí senzoru, tj. velikostí výstupního signálu (viz kap. 6.2.1.1). Technická dokumentace uvádí jako maximální napájecí napětí 16 V, ale bohužel k zničení senzoru dochází již při hodnotě 9 V. Obr. 6.11 zobrazuje blokové schéma použitého měřicího systému, kdy byly jednotlivé měřicí přístroje synchronizované pomocí signálního generátoru Agilent 33220A, který na základě příkazů měřicího skriptu (P51), popsaného v (P50), synchronizoval zbylé měřicí přístroje. Fotografie měřicího systému s detailem senzorového modulu je zobrazena na obr. 6.12, kde je ve výřezu zobrazený senzor DC001, který byl při prvních testech upevněný na univerzální desce plošného spoje. Ve výřezu je rovněž vidět, že jeden vstup senzoru je připojený k referenčnímu objemu, kdežto druhý vstup je otevřený do okolní atmosféry. Ventil

Senzor A

Senzor B

P1

P2 +

Sync.

Ext. Trig

Agilent 33220A

+

Ext. Trig

Ext. Trig

HP34401A

HP34410A

DMM1

DMM2

HP34401A

DPI145

DMM2

GPIB PC/Matlab/Toolboxy

Obr. 6.11 Blokové schéma měřicího systému a synchronizace měření


108

Pavel Pačes

Obr. 6.12 Fotografie měřicího systému a senzorového modulu

Pro ilustraci vlivu atmosférických změn je zde zařazen obr. 6.13 změřený popsaným systémem (viz obr. 6.11). Obrázek zobrazuje výstupy senzorových modulů, na kterých je vidět změna okolního atmosférického tlaku oproti vnitřnímu referenčnímu objemu. Změny jsou symetrické s opačným znaménkem a ve většině případů spojité. Nespojitosti v zobrazeném průběhu jsou způsobené rychlými změnami tlaku (např. otevření dveří v místnosti), přičemž v čase 310 sekund byl otevřen pneumatický ventil na středu tlakového vedení (viz obr. 6.9 a 6.11). Z průběhu je vidět, že se výstupní signál v průběhu 300 sekund změnil o hodnotu 0.25 V, která na základě rovnice (6.31) odpovídá změně tlaku 15.6 Pa.

Obr. 6.13 Vliv lokálních změn atmosférického tlaku na signál měřený systémem TRS oproti konstantnímu referenčnímu objemu

6.2.1.4. Výsledky měření V případě, že definujeme podélnou osu měřicího systému (viz obr 6.11) v ose dřevěné tyče zobrazené na obr. 6.12, je možné dvojicí senzorů otáčet kolem středu tyče tak, jak je naznačeno na obr. 6.14. Z důvodu odstranění vlivu okolního atmosférického tlaku na výstupní


109

Pavel Pačes signál senzorů byl v tomto případě střední ventil otevřený do okolní atmosféry60. V této konfiguraci měřily diferenciální senzory diference tlaků oproti odporu použitého tlakového vedení, které mělo délku 75 cm a průměr 3 mm61. Systém snímačů byl natáčen do polohy 0, 90 a -90°. Průběh diferenčního napětí na senzorovém modulu je zobrazen v dolní části obrázku 6.14. Zde je viditelná změna amplitudy výstupního signálu odpovídající výškové diferenci 150 cm, která je superponována na mnohem větší složku signálu s amplitudou 20 mV. Tento signál s amplitudou 20 mV potvrzuje dříve uvedenou domněnku, že gravitační pole Země ovlivňuje měřicí membránu snímače tlaku. Změna užitečného signálu je vyznačena v horní části obr. 6.14 u senzoru A pomocí dvou vodorovných čar. Jedná se o velmi malou hodnotu změny napětí (přibližně 0,005 V), která je ale superponovaná na mnohem větší změnu signálu způsobenou vlivem gravitačního pole. Užitečná změna výstupního napětí je v tomto případě způsobena buď odporem velmi tenkého tlakového vedení, které bylo při testu použito (vnitřní průměr 3 mm) a které způsobuje ztráty při přenosu tlaku z jednoho vstupu na druhý (75 cm), nebo se jedná o změnu výstupního napětí způsobenou pohybem měřicího systému při nastavování polohy -90°, 0, +90°.

0

90

0

-90

0

90

0

-90

0

90

0

-90

Obr. 6.14 Průběh napětí na senzorech A a B při změně orientace měřicího systému

Cílem dalšího měření je ověření funkce systému i v případě uzavření středního ventilu a ověření vlivu gravitačního pole na výstupní signál. Obrázek 6.14 zobrazuje výsledky měření získané při natáčení měřicího systému v příčné ose uzavřeného referenčního objemu. V případě, že provedeme test, kdy natáčíme soustavu spojených senzorů kolem osy rotace spojovací tyče, dostaneme průběh zobrazený v levé části obr. 6.15. Pro porovnání je v pravé části obrázku výsledek pohybu v příčné ose referenčního objemu, tj. obdoba testu na obr. 6.14. Oba provedené pohyby jsou naznačeny piktogramem ve střední části obr. 6.15. V horní části obrázku jsou průběhy výstupního napětí obou senzorů (viz obr. 6.11), kde jsou dobře vidět i změny atmosférického tlaku v místnosti, protože v tomto případě byl střední ventil uzavřen. Spodní část obrázku zobrazuje diferenciální napětí měřené jako rozdíl mezi 60

To má za následek, že se ve výsledcích měření ani na jednom senzoru neprojeví vliv lokálních atmosférických změn zobrazených na obr. 6.13. 61 Ze zjištěného odporu tlakového vedení plyne požadavek na větší průměr vedení uzavřeného referenčního objemu, kde se tento odpor neprojeví.


110

Pavel Pačes výstupy obou senzorů. Výsledkem tohoto pokusu, kdy byl měřicí systém v obou uvedených orientacích vychýlený o 0, 45 a 90°, jsou dvě téměř shodné charakteristiky ilustrující závislost výstupního signálu senzorů na jejich orientaci v gravitačním poli Země. Tato závislost není do současné doby uspokojivě vysvětlena a bude předmětem dalšího zkoumání. Z obrázku je zřejmé, že výstupní hodnota diference tlaků je stejná pro obě orientace měřicího systému (jak 0, tak i 90°), které byly dosaženy rozdílným způsobem otočení. To potvrzuje domněnku, že oblast, která je na obr. 6.14 vyznačena pomocí dvou vodorovných čar, představuje změna užitečného signálu, který odpovídá tlakové diferenci mezi body A a B.

Obr. 6.15 Průběh napětí na senzorech A a B při změně orientace měřicího systému

Oba obrázky ilustrují dobrou opakovatelnost měření, při kterých byl naměřen přibližně 4x větší tlakový rozdíl oproti systému uvedeném v úvodu kap. 6.262. Byla potvrzena funkčnost systému a je nutné konstatovat, že zvolený náklon 90° není nejvhodnější, protože v případě tohoto náklonu působí gravitační pole na uzavřený plyn stejným způsobem jako na vnější straně uzavřeného objemu. Na základě toho je možné konstatovat, že užitečná změna signálu ilustrovaná na obr. 6.14 je způsobená odporem použitého vedení uzavřeného objemu tlaku o průměru 3 mm. Výsledky prezentované na obr. 6.14 a 6.15 dokládají, že základní myšlenku systému je možné použít nicméně, výstupní údaj z takto citlivých senzorů je velkou měrou ovlivněn zrychlením působícím na senzor. Na základě výsledků předchozích měření byl měřicí systém pro další test upraven následujícím způsobem:  Referenční objem je realizován trubkou o průměru 10 mm (viz popis předchozích měření).  Senzorové moduly jsou uspořádané podle obr. 6.9 (předchozí dva grafy byly změřeny v zapojení podle obr. 6.11), ale z důvodu nedostatku senzorů (viz dříve) byla použita jen jedna větev systému, tj. centrální senzor a senzorový modul B. Jako centrální senzor byl použitý diferenciální senzor v přístroji Druck DPI145 (rozsah 20 bar) a modul B byl tvořen pomocí dvojice senzorů DC001 62

Důležitá je rozdílná vertikální vzdálenost ověřovaná při obou měřeních.


111

Pavel Pačes uspořádaných v zapojení podle obr. 5.35 (případně je jejich zapojení zobrazeno ve výřezu obr. 6.9).  Senzorový modul B (obr. 6.9) a diferenciální senzor DPI145 jsou k referenčnímu objemu připojeny co nejkratším vedením.  Systém je nakláněn v úhlech 20°. Výsledky měření jsou uvedeny na obrázku 6.16. Horní obrázek (6.16a) zobrazuje výstupy z obou senzorů, které jsou zapojené diferenciálně. Oba senzory měří tlak vzhledem k referenčnímu objemu, ale s opačným znaménkem63. Na obou průbězích je vidět vliv atmosférických změn tlaku, přičemž na počátku a na konci prezentovaných průběhů lze pozorovat změnu tlaku způsobenou uzavřením referenčního objemu. Druhý obrázek (6.16b) zobrazuje rozdílový výstup měřený mezi výstupy obou senzorů. Třetí obrázek (6.16c) zobrazuje signál změřený pomocí diferenciálního senzoru přístroje Druck DPI145, kdy jeden vstup senzoru byl připojený k referenčnímu objemu a druhý byl otevřený do atmosféry. Dolní část obrázku (6.16d) zobrazuje změny výstupů obou senzorů, kde je vliv atmosféry odstraněný signálem z přístroje DPI 145. Měření probíhalo jako v případě situace zobrazené na obr.6.14 s maximální výchylkou 20°, tj. vertikální diference 50 cm. Vzdálenost mezi přístrojem DPI145 a modulem B (oba senzory) byla opět 150 cm. V dolní části obr. 6.16 je vidět očekávaný a naměřený výsledek, který je ovšem velmi ovlivněný signálem z přístroje DPI 145. Mnohem spolehlivějším ukazatelem je v tomto případě signál na druhém obrázku (6.16b), kde jsou na změřeném průběhu vidět skokové změny signálu diferenčního měření způsobené změnou výšky mezi oběma měřicími moduly. Změny jsou superponované na změny tlaku okolního prostředí. Velikost změn zobrazených na obr. 6.16b je 0.05 V při vertikální změně výšky o 50 cm64. To odpovídá změně tlaku o hodnotu 3.1 Pa65. V případě vertikální vzdálenosti 1 m je výsledná změna výstupního signálu 0.1 V/m, přičemž porovnáním tohoto výsledku s hodnotou napětí vypočítanou v tab. 6.1 dojdeme k závěru, že se jedná o polovinu očekávané hodnoty66, která byla určená výpočtem67. Výsledná tlaková diference, která je úměrná výšce, je zobrazena na obr. 6.16d, kde je nutné zdůraznit, že se jedná o měření pouze v jedné větvi systému. V případě realizace kompletního systému měření bude výsledek z druhé větve vypadat stejně, ale signály z obou senzorů budou mít opačnou polaritu. Na základě výsledků prezentovaných na obrázcích 6.14, 6.15 a 6.16 je možné předpokládat, že gravitační síla působící na plyn v uzavřeném objemu bude rozkládána podle úhlu natočení vodorovné osy měřicího systému. Nejlogičtější aproximací tohoto jevu je funkce sinus, kdy do úhlu přibližně 45° bude možné použít uzavřený objem jako referenci, ale pro větší úhly budou uvnitř referenčního systému panovat podobné podmínky jako vně, tj. nebude možné změřit tlakovou diferenci pomocí tohoto uspořádání. Nákres převodní charakteristiky je uveden na obr. 6.17, kde je vidět načrtnutá ideální lineární převodní charakteristika a dále charakteristika předpokládaná.

63

Tj. každá změna v okolním tlaku vyvolá změnu obou průběhů, ale opačným směrem. Vertikální diference 50 cm při přeponě dlouhé 150 cm odpovídá úhlu přibližně 20. 65 V tomto případě je změna měřena v jednom směru, tj. změna měřicího modulu od střední hodnoty výše nebo níže. 66 Zcela kompletní seznam parametrů ovlivňujících měření ještě nebyl stanoven. 67 V našem případě používáme modul zvyšující citlivost (dva senzory), ale tab. 6.1 uvádí předpokládané výsledky pro jeden měřicí senzor. 64


112

Pavel Pačes

Graf a)

Graf b)

Graf c)

Uzavření ref. objemu

Graf d)

Otevření ref. objemu

0

-20

0

+20

Obr. 6.16 Výsledky ověřovacího měření zapojení dvou senzorů a tlakového přepínače

Tento systém měření polohových úhlů je nejcitlivější pro náklony až do hodnoty 45°. V případě tohoto náklonu, u letadla s rozpětím 4 m je vertikální diference mezi konci křídla 2.8 m. Proto se jako vhodné řešení nelinearity systému jeví jeho doplnění dvojicí výškoměrů – např. dvojicí levných výškoměrných modulů popsaných v předchozí kapitole. V případě náklonu letadla většího než 45° je možné pro výpočet náklonu použít signálů z výškoměrů. Je však nutné poznamenat, že UL letadla po převážnou část doby letu nedosahují náklonů větších než 45°.


113

Pavel Pačes

3 Lineární výstup Nelineární charakteristika

Výstupní napětí [V]

2

1

0

-1

-2

-3 -100

-80

-60

-40 -20 0 20 40 Hodnota natočení systému [°]

60

80

100

Obr. 6.17 Předpokládaná převodní charakteristika systému

6.2.1.5. Ověření stability časových základen souboru měřicích modulů V kap. 6.2.1.3 je k synchronizaci odběrů měřicích přístrojů použitý externí signální generátor (viz obr. 6.11). Na základě vzniklé potřeby distribuovaného systému měření (viz obr. 6.9) a z toho vyplývající nutnosti časové synchronizace mezi měřicími moduly systému TRS bylo v rámci této práce realizováno ověření stability časových základen čtyř UAM, které byly propojené vedením sběrnice CAN a také spouštěcím68 vodičem (viz obr. 6.18). Měření ověřuje možnost použití souboru UAM modulů pro realizaci systému TRS, který je zobrazený na obr. 6.9. Měření časové synchronizace bylo v prvním případě realizováno tak, že v modulech UAM byl nahrán jednoduchý program, který kontroloval hodinový signál odvozený od krystalu připojeného k mikroprocesoru. V případě, že program detekoval požadovaný časový okamžik, aktivoval jeden z výstupních pinů procesoru. Výstupní pin byl připojen k digitálnímu osciloskopu, jehož časová základna byla spouštěna náběžnou hranou signálu generovaného modulem UAM1. Poté byla pomocí Matlab Instrument Toolboxu automaticky vyčtena zpoždění mezi jednotlivými moduly. Toto měření ukázalo, že zpoždění výstupních signálů jednotlivých UAM je stále rostoucí, tj. časové základny všech modulů se v čase rovnoměrně rozcházejí. Výsledky ověřovacího měření jsou zobrazeny na obr. 6.19. Obrázek zobrazuje posuny okamžiku detekce shody času mezi jednotlivými systémy (UAM1 až UAM4), kde UAM1 je použitý jako reference pro spouštění osciloskopu. Osa x, na obr. 6.19 zobrazuje počet měření, který odpovídá času 479 s. V případě, že se zaměříme na nejhorší případ, tj. zařízení UAM4 (viz křivka Rozdíl 1-4 na obr. 6.19), tak diference času mezi základnami dosáhne odchylky 1 s za 2,66 hodiny. Tento výsledek činí distribuovaný systém nepoužitelným pro delší časově 68

Triggrovacím.


114

Pavel Pačes synchronizovaná měření. Pro vylepšení kvality časově synchronního přenosu údajů je možné distribuovaný systém vybavit spouštěcím vodičem, tj. vodičem navíc, nebo jiným mechanismem časové synchronizace. V případě implementace synchronizace externím vodičem má výsledná distribuční funkce, která zobrazuje okamžiky detekce shody času, charakter rovnoměrného rozdělení, jehož charakteristiky jsou dány frekvencí synchronizačních impulzů.

Obr. 6.18 Blokové schéma testovacího zapojení pro ověření synchronizace mezi moduly

Diference časových základen - bez korekcí

0.06 0.05

T [s]

0.04 0.03 0.02 Rozdíl 1-4 Rozdíl 1-3 Rozdíl 1-2

0.01 0 0

20

40

60 80 100 Odměr [-] Obr. 6.19 Diference časových základen čtyř modulů

120

Na základě výsledků prezentovaných na obrázku 6.19 byl do modulů UAM implementován softwarový algoritmus časové synchronizace podle standardu IEEE 1588, který je popsán v literatuře (95). Článek také popisuje postup určení parametrů použitých pro korekce časových základen jednotlivých modulů UAM, které jsou vypočítané na základě synchronizačního algoritmu. V případě implementace těchto korekcí v modulech UAM je možné dosáhnout rozložení časových diferencí mezi základnami jednotlivých modulů, které jsou zobrazeny na obr. 6.20. Z grafů plyne, že místo stále narůstajícího posunu mezi časovými základnami má zpoždění normální rozdělení s maximální chybou 0.6 ms pro všechny moduly bez nutnosti použití spouštěcího vodiče. Detaily ohledně implementace testovacího systému a rozdělení úloh mezi obě výpočetní jádra modulu UAM jsou uvedeny v (96).


115

Pavel Pačes

Počet výskytů

14

T ch1 to ch2 (fit normální rozložení)

14


14

12

12

12

10

10

10

8

8

8

6

6

6

4

4

4

2

2

2

0

0 2 4 Zpoždění [s] x 10-4

0

0 2 4 Zpoždění [s] x 10-4

0


0 2 4 -4 Zpoždění [s] x 10

Obr. 6.20 Diference časových základen jednotlivých modulů po synchronizaci

V prezentovaných případech časové synchronizace (viz obr. 6.19 a 6.20) není z důvodu chybějící globální reference možné říci, jestli jsou všechny testované systémy globálně synchronizované v čase UTC, což ale pro požadované měření a pro implementaci systému TRS není nutné. Podmínka globální synchronizace je nutná v případě časového řízení přístupu k omezenému komunikačnímu kanálu (viz (97) a dále), kdy je pro synchronizaci možné využít systém GPS. V rámci této práce byl pro navigační účely realizován elektronický modul s přijímačem signálu GPS TYCO A1029-A/C (deska plošných spojů byla navržena v (98)). Modul je připojen pomocí sériového rozhraní k modulu UAM, který pomocí sběrnice CAN distribuuje časové známky globálně synchronizované s přesností 1 us. Realizovaný modul je zobrazený na obr. 6.21.

Obr. 6.21 Realizovaný modul příjmu signálu GPS

6.2.2. Matematický model systému TRS Pro lepší pochopení souvislostí v rámci systému TRS byl realizován jeho matematický model, který je zobrazený na obr. 6.22, kde je zachycena simulace situace odpovídající nulové výšce MSA. Simulace je navržena pro letadlo s rozpětím křídla 8,44 m, v náklonu 10°, tj. vertikální diference je v tomto případě 1,46 m a na základě údajů z tab. 6.1 odpovídá změně napětí 0.14 V. V tomto modelu označený blok 6.22A vypočítává vertikální diferenci mezi konci křídla, která je poté pomocí modelu standardní atmosféry 6.22B převedena na tlakové


116

Pavel Pačes rozdíly. Ty jsou snímané pomocí centrálního senzoru 6.22C a dvou krajních senzorů 6.22D a 6.22E (viz relace s obr. 6.9). Na celý systém působí vlivy změn teploty a atmosférického tlaku, které jsou generované blokem 6.22F a jejichž historie je ukládána v bloku 6.22G, který dále reprezentuje funkci tlakového přepínače použitého pro vyrovnávání tlaku v centrálním objemu. Centrální senzor 6.22C je použit pro ovládání tlakového přepínače a vyrovnává případné atmosférické vlivy, které přesáhnou nastavené minimální nebo maximální hodnoty. Výstup tlakového referenčního systému je reprezentovaný diferenciálním blokem 6.22H. Tlakový referenční systém TRS v případě náklonu letadla měří rozdíl napětí mezi výstupy senzorů na opačných koncích křídel letadla. V případě, že nedochází k žádným dalším vlivům např. změnou atmosférického tlaku, nebo stoupáním do výšky, by bylo možné vystačit s jednorázově uzavřeným referenčním objemem. Protože však vlivem ochlazování a ohřívání atmosféry dochází k podstatným změnám tlaku, které překračují rozsahy testovaných senzorů, je nutné tlak v referenčním objemu vyrovnávat v případě, že dosáhne přednastavených limitních hodnot. V případě ohřívání uzavřeného objemu dochází k tvz. izochorickému ději, který je v našem případě simulován jako rampa zobrazená na obr. 6.23a (skutečné lokální změny atmosférického tlaku jsou zobrazené např. na obr. 6.13). V případě, že hodnota tlaku v referenčním objemu dosáhne přednastavené hodnoty (viz obr. 6.23b), je tlak v referenčním objemu systému vyrovnán, což je zobrazeno na obr. 6.23c.

Obr. 6.22 Simulační blokové schéma zapojení systému TRS

Výstup systému reprezentovaný blokem 6.22H je zobrazený na obr. 6.24a, kde je vidět vliv změny tlaku vnitřního objemu na výstupní údaj obou senzorů a kde se také projeví vliv vyrovnávání tlaku ve vnitřním objemu pomocí přepínače 6.22G (viz obr. 6.23b). Tlak uvnitř referenčního objemu je zobrazený na obr. 6.23c, na němž je patrné postupné kopírování trendu změn okolního prostředí (viz obr. 6.23a). Výstup obou měřicích modulů je zobrazen na obr. 6.24a, kde absolutní hodnota výstupu obou měřicích modulů opět kopíruje trend změn okolního prostředí (viz obr. 6.23a). Výstupní údaj systému je zobrazený na obr. 6.24a. Hodnota výstupu, která odpovídá uvedenému předpokladu, je v čase konstantní a závislá pouze na tlakové diferenci dané vertikální vzdáleností mezi měřicími místy.


117

Pavel Pačes

a)

b) Obr. 6.23 Výsledky simulace funkce systému TRS

c)

a) b) Obr. 6.24 Výsledky simulace systému TRS – výstup senzorů A a B a výstupní signál odpovídající náklonu

6.3. Integrace tlakového referenčního systému s avionickým systémem letadla Jak bylo řečeno v úvodu kapitoly 6, trendem současné doby je zvyšování přesnosti levných INS systémů pomocí dalších nezávislých zdrojů informace. V této kapitole je představen systém měření polohových úhlů, který by mohl zpřesnit výstupní údaj běžně dostupných IMU modulů, např. (99). Očekávaná funkce systému TRS byla ověřena v laboratorních podmínkách a jeho další rozvoj může být podpořen např. v (100). V případě ověření jeho správné funkce i při letu letadla může tento velmi levný systém vyplnit mezeru na trhu INS systémů pro oblast UL letadel. Následující část mé disertační práce popisuje možnosti integrace systému TRS s modulem IMU. V dalších kapitolách jsou navrženy a pomocí leteckého simulátoru a jeho letového modelu, který poskytuje údaje IMU systému, i základním způsobem ověřeny tři metody integrace obou systémů.

6.3.1. Testovací systém Z důvodu potřeby rychlého otestování navržených algoritmů byl využit letadlový simulátor Flight Gear (FG), který umožňuje přistupovat k vnitřním proměnným jeho letového modelu pomocí ethernetového rozhraní (101). Simulátor byl nastaven tak, aby v periodických intervalech odesílal vnitřní stavy letového modelu na určenou IP adresu a port. V rámci této


118

Pavel Pačes práce byl realizovaný speciální program FG Connector (FGC), který umožňuje zachytávat ethernetové pakety odesílané simulátorem FG a předat přijatá data na jiné rozhraní s jiným kódováním. V rámci integrace TRS a IMU bylo využito ethernetové rozhraní, po kterém jsou jednotlivé datové položky odesílány ve formátu protokolu CANaerospace do prostředí Matlab v režimu dotaz-odpověď (viz obr. 6.25). Rozhraní pro komunikaci mezi prostředím Matlab a programem FGC tvoří toolbox (P47) a DLL knihovna (viz příloha A), která může být použita jako komponenta různých programů. Výhodou programu FGC je, že umožňuje vizualizaci dat, dopočítávání dalších údajů, ukládání dat do externích souborů a že poskytuje možnost rozšiřování o další funkce. Více informací a detailní popis použitých programů je uveden v příloze.

Obr. 6.25 Propojení SW vybavení použitého pro ověření algoritmů integrace systému TRS a IMU

Pro testovací účely bylo použito ultralehké letadlo Moyes DragonFly a jeho letový model. Testování algoritmu probíhalo v prvním případě na datech uložených v datovém souboru. V druhém případě byl výpočet prováděn na údajích generovaných při testovacím letu, kdy se program (Matlab skript) integrace dat ze systémů TRS a IMU periodicky dotazuje programu FGC pomocí Matlab2CAN toolboxu, provede integrační výpočet a výsledné údaje o polohových úhlech předává na zobrazovací přístroj (viz obr. 5.77). Data jsou na zobrazovací přístroj, který je implementovaný pomocí SW z přílohy B, odesílána pomocí dalšího ethernetového spojení a jsou kódována protokolem CANaerospace. Detailní popis distribuce dat je uveden v příloze A4. Jednotlivé datové položky letového modelu simulátoru FG jsou přístupné v podobě datové struktury „Property Tree“ (102), přičemž se tato struktura v detailech liší pro každý typ simulovaného letounu, a to v závislosti na počtu ovládacích prvků, typech přístrojů, motorů atd. Ve většině případů jsou letovým modelem zpřístupněny položky: „Control“ pro nastavení letového modelu a „Flight Dynamic Model“ pro čtení stavů jednotlivých parametrů (viz nekompletní seznam (102)). Velká nevýhoda simulátoru FG je v jeho neúplné dokumentaci, kde schází informace ohledně letových modelů, vstupně/výstupních položkách a jejich jednotkách. Tyto informace se liší v jednotlivých verzích simulátoru a neexistuje jednotná referenční příručka. Proměnné použité pro ověření navržených algoritmů a integračních postupů jsou zobrazeny v tab. 6.2. První sloupec označuje skupinu z položky „Flight Dynamic Model“. Druhý sloupec obsahuje označení jednotlivých proměnných a třetí a čtvrtý sloupec popisují význam veličiny a její jednotky. Orientace a význam jednotlivých položek z tabulky č. 6.2 je zobrazen na obr. 6.26. Datová množina obsahuje navigační údaje v podobě, v jaké je poskytuje systém GPS, tj. informace o poloze, kurzu, výšce a rychlosti. Další množina poskytovaných dat obsahuje údaje běžně poskytované systémem IMU, tj. polohové úhly, úhlové rychlosti a zrychlení v letadlové navigační soustavě. Další je množina údajů ze systému ADC: rychlost, výška, vertikální rychlost, úhel nabíhajícího vzduchu a úhel vybočení letadla (chybí ale teplota okolního prostředí). Data poskytovaná letovým modelem simulátoru FG jsou ideální hodnoty, bez vlivů chyb reálných senzorů. Speciální metody měření polohových úhlů

119

Pavel Pačes

Tab. 6.2 Výstupy simulátoru FlightGear použité pro ověření navržených algoritmů

/position/

/accelerations/

/velocities/

/orientation/

Sk .

Označení

Veličina

Jednotky

alpha‐deg

Úhel náběhu (α)

[°]

side‐slip‐deg

Úhel vybočení (β)

[°]

roll‐deg

Příčný náklon (Φ)

[°]

pitch‐deg

Podélný náklon (Θ)

[°]

heading‐deg

Kurz (ψ)

[°]

roll‐rate‐degps

Úhlová rychlost v příčném náklonu (dΦ/dt)

[°/s] 1 rad/s ≈ 57.296 deg/s

pitch‐rate‐degps

Úhlová rychlost v podélném náklonu (dΘ/dt)

[°/s]

yaw‐rate‐degps

Úhlová rychlost v kurzu (dψ/dt)

[°/s]

airspeed‐kt

Rychlost letu – kalibrovaná

[knots] 1 n.míle/h = 1.852 km/h

mach

Machovo číslo

[‐]

speed‐north‐fps

Rychlost pohybu ve směru na sever

[feet/second] 1 ft/s = 0.3048 m/s

speed‐east‐fps

Rychlost pohybu ve směru na východ

[feet/second]

speed‐down‐fps

Rychlost pohybu ve vertikálním směru

[feet/second]

uBody‐fps

Rychlost pohybu v ose X letadlové soustavy

[feet/second]

vBody‐fps

Rychlost pohybu v ose Y letadlové soustavy

[feet/second]

wBody‐fps

Rychlost pohybu v ose Z letadlové soustavy

[feet/second]

vertical‐speed‐fps Rychlost stoupání – vário

[feet/second]

pilot/ x‐accel‐fps_sec

Zrychlení v ose X (souř. soustava letadla)

[feet/second2] 1 g = 32.174 048 556 ft/s2

pilot/ y‐accel‐fps_sec

Zrychlení v ose Y (souř. soustava letadla)

[feet/second2]

pilot/ z‐accel‐fps_sec

Zrychlení v ose Z (souř. soustava letadla)

[feet/second2]

altitude‐agl‐ft

Výška nad terénem

[feet] 1 m = 3.280 839 895 ft

altitude‐ft

Výška nad hladinou moře (h)

[feet]

ground‐elev‐ft

Výška terénu

[feet]

ground‐elev‐m

Výška terénu

[m]

latitude‐deg

Zeměpisná šířka ‐122.3576508 = ‐122° 21΄ 27.5΄΄ W Stupně (decimálně) = ° + ΄/60 + ΄΄/3600

[°]

longitude‐deg

Zeměpisná délka 37.61371436 = 37*36 49.4N

[°]


120

Pavel Pačes

Navigační soustava

Letadlová soustava (Body)

Zeměpisná šířka [°]

U V

X

Kurz [°] Podélný sklon [°] Úhel vybočení [°]

Úhl. rychlost (Pitch Rate)[°/s]

Úhl. rychlost (Roll Rate)[°/s] Nabíhajíc í proud vz Úhel duchu náběhu [°]

W Y Příčný náklon [°]

Z dé em lk ěp a is [°] ná

Z

Úhl. rychlost (Yaw Rate) [°/s]

Výška [ft]

Obr. 6.26 Rozložení jednotlivých veličin poskytovaných simulačním modelem programu FlightGear

6.3.2. Integrace dat Obr. 6.27 zobrazuje postup integrace dat69 ze systémů TRS a IMU za účelem získání dlouhodobě přesnější informace. Základními údaji jsou data poskytovaná letovým modelem simulátoru FG, na jejichž základě jsou dopočítávány další informace. Mezi externí zdroje patří i výstup systému TRS, který je vypočítáván na základě modelu systému TRS prezentovaného v kap. 6.2.2. Tento koncept integrace dat umožňuje k jednotlivým signálům přidávat požadované rušivé vlivy získané buď z technických listů senzorů, nebo na základě reálných měření.

Obr. 6.27 Ilustrace zarušení snímaných veličin, jejich zpracování a následné vyhodnocení

Cílem této kapitoly je provést dekompozici systému integrace dat na jednoduché úlohy, které je možné řešit za použití předpokladů formulovaných v této práci. Pro analýzu je třeba identifikovat letové stavy, které je možné určit pomocí některého z dostupných způsobů 69

V následujícím textu je pojem „integrace dat“ používán jak pro slučování informací ze systému TRS a IMU, tak i pro popis algoritmu číslicové integrace (viz yT=yT-1+x). Význam obou možností je daný kontextem.


121

Pavel Pačes měření, a tuto veličinu integrovat s dalšími systémy nebo použít pro identifikaci chybových parametrů měřicích systémů. Mezi letové stavy využité v integračním algoritmu patří: 1. Ustálený let, kdy se podélný a příčný sklon rovnají nule, tj. Φ = Θ = 0. 2. Ustálený let, kdy se hodnoty podélného a příčného sklonu nemění. Jedná se o stav, kdy se polohové úhly mohou rovnat nule, nebo konstantě, tj. Φ = k1 a Θ = k2. 3. Ustálená zatáčka, kdy se nemění výška letu, je znám poloměr zatáčení r a podélný a příčný sklon jsou rozdílné od nuly, tj. Φ = k1, Θ = k2, r = k3 a h = k4. Pro realizaci modulu integrace dat je nutné zavést několik předpokladů, které vychází z informací prezentovaných v předchozích kapitolách. Jedná se o následující předpoklady: 1. Jednotka TRS umožňuje a. rozpoznat orientaci jejích vstupů vzhledem k rovině symetrie, tj. který vstup je ve větší výšce a případně i b. proporcionální měření podélného a příčného sklonu. 2. Modul měření úhlových rychlostí (součást IMU) měří krátkodobě (po dobu 3 sekund) stabilně (tj. chyba měření má formu proměnného posunu výstupního údaje, který je závislý na vlivu okolního prostředí). 3. Výsledná hodnota změřená jednotkou TRS nezávisí na aktuálních zrychleních působících na letadlo. To znamená, že měřený signál není ovlivněný tak, jako v případě akcelerometrů a elektronických libel. 4. Na základě dat ze systému GPS je možné určit poloměr zatáčení letadla a systém ADC poskytuje informace o nulové vertikální rychlosti.

6.3.2.1. Detekce průchodů nulou Prvním implementačním předpokladem je, že navržená konfigurace TRS dovoluje detekovat průchod nulovým úhlem (viz kap. 6.2.1.4). V případě, že je výstupní hodnota napětí měřicího modulu nulová, nebo v okamžiku změny znaménka měřeného úhlu, tedy např. při přechodu ze záporné hodnoty na kladnou, je detekován průchod nulovou polohou a tato informace je odeslána dalším systémům. V případě uvážení předpokladu 1a je možné použít binární údaj o změně znaménka měřeného náklonu k resetování výpočtu polohových úhlů, které jsou měřené a integrované známým způsobem a jsou krátkodobě přesné (viz předpoklad 2). Výsledná implementace resetování algoritmu integračního výpočtu je v tomto případě jednoduchá a realizuje se pomocí podmínky v kódu měřicího systému. V našem případě je hodnota polohových uhlů vypočítávána klasickou metodou pomocí ideálního integračního vztahu, který neprovádí další korekce obvyklé u systémů INS (103): ∆ Kde

∆ ,

·

.

(6.34)

je změna úhlu [°], je průměrná úhlová rychlost otáčení [°] v čase který představuje dobu trvání pohybu danou rychlostí [°/s] a je chyba [°] způsobená senzory a okolními vlivy, přičemž , ,… .


122

Pavel Pačes Největší problémy ve výpočtu (6.34) způsobuje uvedená chyba, která je dále znásobená použitím číslicové integrace ve tvaru ∆ .

(6.35)

Kde

je aktuální hodnota úhlu [°], je hodnota úhlu [°] v předcházejícím kroku a ∆ je hodnota změny úhlu [°] vypočítaná podle vztahu (6.34). V současné době se ke korekci popsaných chyb používají jednotky magnetometru, přičemž je v uživatelské příručce pilotovi předepsáno, aby udržoval letadlo v periodických okamžicích v klidu po dobu, než je výstupní údaj z inerciálních senzorů zkorigován údajem magnetometru (104). Jednotka TRS se v tomto případě hodí jako doplněk systému s magnetometrem, který bude korigovat výstupní údaj inerciálních senzorů v případě změn podélného a příčného náklonu. Výhodou zavedení systému TRS je, že sníží zatížení pilota související s nutností brát ohled na elektronický systém. Na základě výsledků prezentovaných na obr. 6.16d je možné pro detekci průchodu nulou použít komparátor a jeho změnu výstupu přivést pomocí vstupu externího přerušení70 do modulu UAM.

6.3.2.2. Měření polohových úhlů absolutním zdrojem informace Nejjednodušší možnost využití systému TRS se opírá o předpoklad 1b, tj. že finální implementace jednotky TRS bude umožňovat proporcionální měření polohových úhlů po celou dobu letu. Na základě prozatímních výsledků (viz obr. 6.16d) je možné předpokládat, že v omezeném rozsahu náklonů do 45° bude možné vypočítat hodnoty polohových úhlů z proporcionálních vztahů: ·

,a

(6.36)

·

.

(6.37)

Kde

je podélný sklon [°], příčný náklon [°], výstupní napětí z TRS úměrné podélnému sklonu [V], výstupní napětí z TRS úměrné příčnému náklonu [V], konstanta převodu v podélním sklonu [°/V] a konstanta převodu v příčném náklonu [°/V]. Konstanty a vyjadřují převodní poměr mezi náklonem a výstupním napětím, které je měřené na senzorovém modulu TRS. Konstanty závisí na citlivosti senzorů a na jejich geometrickém uspořádání, zejména na vzdálenosti měřicích otvorů.

70

Softwarové vybavení i HW pro realizaci této funkce již existují a jsou realizované na demonstračním modelu malého satelitu, kde se UAM také používá.


123

Pavel Pačes

6.3.2.3. Detekce ustálených stavů V případě potvrzení funkce systému podle popisu v kap. 6.3.2.1 a 6.3.2.2 je možné předchozí případy rozšířit a resetovat výpočty polohových úhlů nejen při průchodech nulovou polohou, ale i v případě detekce ustálených stavů, tj. ustálená zatáčka, konstantní náklon atd. V případě detekce vhodného stavu je možné změřit chybový model dalších senzorů a chybu následně eliminovat modifikovaným vztahem (6.35) v podobě: ∆

,

(6.38)

kde představuje chybu senzoru vypočítanou rozdílem mezi výstupem TRS a IMU. Funkci algoritmu je možné ilustrovat obrázkem 6.28, kde systém TRS měří ustálenou hodnotu náklonu, např. v ustálené zatáčce, kdy nedochází k žádné rotaci letadla, která by mohla být měřena systémem senzorů úhlových rychlostí71. Jejich indikovaný údaj je vyhodnocen jako aktuální chyba senzoru. Na obrázku 6.28 je naznačen průběh změny polohového úhlu (plná čára) a jsou vyznačeny příslušné vzorkovací okamžiky měření úhlu pomocí systému TRS. Ve spodní části obrázku je výstupní napětí ze senzoru úhlové rychlosti ADRX610, kde se nulová poloha senzoru v čase posouvá z důvodu vlivu teploty, stáří senzoru, nebo lineárního zrychlení na vnitřní uspořádání senzoru. Senzor ADRX610 je vyráběn s rozsahem 300 °/s, s citlivostí 6 mV/°/s, přičemž v technickém listu je uvedeno, že v důsledku zrychlení se výstup senzoru může posouvat až o 0.1 V. Výstupním signálem je napětí v rozsahu 0.25 až 4.75 V, s nulovou hodnotou 2.5V. V případě, že budeme uvažovat změnu 100x menší, než je uvedená hodnota, tj. 0.001V, je možné vypočítat, že měřicí systém bude v důsledku této chyby vyhodnocovat úhlovou změnu 0.133 °/s. Tato hodnota odpovídá i posunu nulové hodnoty výstupu senzoru v důsledku působení teplotních změn na senzor a je použita pro vygenerování zašuměného signálu v kap. 6.3.2.4.

Obr. 6.28 Ilustrace detekce ustálených stavů pro určení driftu INS senzorů

71

Systém TRS může být použitý i pro korekce signálů akcelerometrů ovlivněných prováděním ustálené zatáčky. Poloměr zatáčky je možné vypočítat z trasy zaznamenané modulem příjmu signálu GPS (viz obr. 6.21), rychlost letu známe na základě měření aerometrického systému (viz obr. 5.39) a polohové úhly měří systém TRS.


124

Pavel Pačes

6.3.2.4. Testování integrace Tlakového referenčního systému a Inerciální měřicí jednotky

10

10

5

5

0

0

Úhel [°]

Úhel [°]

Pomocí testovacího systému popsaného v kap. 6.3.1 byl nasimulován čtyřminutový let letadla, které provedlo start, okruh a přistání s prudkým brzděním zobrazeným v čase 250 s. Průběh podélného sklonu, který byl čtený z letového modelu s vzorkovací frekvencí 10 Hz, je zobrazený na obr. 6.29. V našem případě ho využíváme jako referenční senzor, který byl použitý pro simulaci signálu systému TRS a jeho integraci s dalšími systémy. Skok v čase 25 s (viz obr. 6.29) je způsobený umístěním letadla na startovací plochu po inicializaci letového modelu. Obr. 6.30 zobrazuje opět průběh podélného sklonu, ale vypočtený z údajů senzorů úhlových rychlostí (viz obr. 6.37 – červená křivka) pomocí vztahu (6.34).

-5

-10

-15

-5

-10

0

50

100

150

200

250

-15

300

0

50

100

Doba letu (sec)

150

200

250

300

Doba letu (sec)

Obr. 6.29 Skutečný průběh podélného sklonu v průběhu testovacího letu

Obr. 6.30 Průběh podélného sklonu vypočítaný z úhlových rychlostí

4

0.5

3

0.45

2

0.4

1

0.35

RMSE [°]

Odchylka [°]

Diference mezi průběhy 6.29 a 6.30 je zobrazená na obr. 6.31, přičemž obr. 6.32 zobrazuje kumulovanou hodnotu směrodatných odchylek obou průběhů.

0

0.3

-1

0.25

-2

0.2

-3 0

50

100

150 200 Doba letu [sec]

250

300

Obr. 6.31 Odchylky mezi skutečným průběhem a vypočítaným náklonem

0

50

100


250

300

Obr. 6.32 RMSE odchylek mezi skutečným průběhem a vypočítaným průběhem

Už v případě, že pro korekci výpočtu použijeme algoritmus nulování výpočtu polohových úhlů z kapitoly 6.3.2.1, dojde ke značnému zlepšení přesnosti výstupu, což je vidět na odchylkovém grafu 6.33, kde je možné pozorovat odstraněnou odchylku v časovém úseku mezi 50 až 200 s (viz obr. 6.31). Na obr. 6.34 je možné pozorovat zlepšení celkové chyby v grafu vynesených směrodatných odchylek. Speciální metody měření polohových úhlů

125

Pavel Pačes

4

0.5

3

0.45

2

0.4

1

0.35

RMSE [°]

Odchylka [°]

Výsledek implementace algoritmu z kapitoly 6.3.2.2 a 6.3.2.3, tj. detekce ustálených stavů, je zobrazen v odchylkovém grafu na obr. 6.35 a směrodatné odchylky na obr. 6.36, kde je patrná rostoucí tendence chyby, ale výhodou algoritmu je, že odstraňuje offset v časovém úseku mezi 175 a 230 s (viz obr. 6.35). V případě kombinace detekce nuly a ustálených stavů dostaneme obdobnou situaci, jaká je zobrazená na obrázcích 6.33 a 6.34. Z uvedeného je zřejmé, že pro zpřesnění výsledku má větší význam právě detekce průchodů nulou.

0

0.3

-1

0.25

-2

0.2

-3 0

50

100


250

0

300

Obr. 6.33 Odchylky mezi skutečným průběhem a vypočítaným náklonem v případě použití algoritmu korekce nuly

50

100


250

300

Obr. 6.34 RMSE odchylek mezi skutečným průběhem a vypočítaným průběhem v případě použití algoritmu korekce nuly

4

0.65 0.6

3

0.55 0.5

1

RMSE [°]

Odchylka [°]

2

0

0.4 0.35 0.3

-1

0.25

-2 -3 0

0.45

0.2

50

100


250

300

Obr. 6.35 Odchylky mezi skutečným průběhem a vypočítaným náklonem v případě použití algoritmu detekce ustálených stavů

0

50

100


250

300

Obr. 6.36 RMSE odchylek mezi skutečným průběhem a vypočítaným průběhem v případě použití algoritmu detekce ustálených stavů

V předchozích případech byly jednotlivé algoritmy testovány na ideálních hodnotách měření bez simulace vlivů chyb senzorů. Následující obrázky prezentují výsledky, které obsahují následující simulované vlivy:  Signál používaný pro detekci ustálených stavů a průchod nulou byl zatížený šumem vygenerovaným funkcí rand prostředí Matlab o velikosti 1 % z rozsahu.  Detektor ilustrovaný v horní části obrázku 6.28 byl nastavený na hodnotu 0.8% z rozsahu.  Signál senzoru úhlové rychlosti byl zatížený chybou offsetu 0.133 °/s a náhodným šumem o amplitudě 0.5 °/s.


126

Pavel Pačes 

Pro filtraci hodnot z rovnice (6.38) byl použit filtr typu klouzavý průměr s časovou konstantou 30 s. Obr. 6.37 zobrazuje signál senzoru úhlové rychlosti v případě, že se jedná o ideální signál (červená křivka), a v případě, že je signál rušen na základě dříve uvedených parametrů (modrá křivka). Na obr. 6.38 je vynesena časová změna korekčního signálu , který je vypočítáván na základě postupu popsaného v kap. 6.3.2. Z obrázku je patrná zmíněná časová konstanta, která v čase od 25 do 55 s kumuluje historii měření. V případě použití ideálního výpočtu podle (6.34) a (6.35) na signálu reálného senzoru dojde v čase do 100 s ke kumulaci absolutní chyby přibližně 13°. V případě implementace algoritmu detekce ustálených stavů je integrovaný průběh odchylek náklonu zobrazen na obrázku 6.39. Obrázek jasně zobrazuje chybu o velikosti přibližně 2.2°, která byla algoritmem integrována zejména v době výpočtu korekční konstanty (viz obr. 6.38). Stejná situace je zachycena i na obrázku 6.40 v podobě směrodatných odchylek mezi skutečným a integrovaným signálem. Situace, kde se uplatňuje ještě vliv algoritmu detekce průchodů nulou, je zobrazena na obrázku 6.41. V tomto případě se odchylky od skutečného průběhu pohybovaly v rozsahu do 2°. Chyba je zde i přes velký vliv šumu na integrační výpočet stále vracena systémem TRS do použitelného rozsahu. Grafy 6.41 a 6.42 opět dobře zobrazují dobu plnění filtru korekční konstanty . 5

0.16

4

0.14 Velikost korekce  c [°/sec]

Úhlová rychlost [°/sec]

3 2 1 0 -1 -2 -3 Zašuměný signál Skutečná úhlová rychlost

-4 -5

0

50

100


250

0.12 0.1 0.08 0.06 0.04 0.02 0

300

Obr. 6.37 Průběh skutečného signálu úhlové rychlosti a signálu s přidanými rušivými vlivy

0

50

100


250

300

Obr. 6.38 Časový průběh korekčního signálu offsetu senzoru úhlových rychlostí

1

2.5

0 2

-2

RMSE [°]

Odchylka [°]

-1

-3

1.5

1

-4 0.5

-5 -6 0

50

100


250

300

Obr. 6.39 Odchylky mezi skutečným průběhem a náklonem integrovaným z rušeného signálu v případě použití algoritmu detekce ustálených stavů


0

0

50

100


250

300

Obr. 6.40 RMSE odchylek mezi skutečným průběhem a náklonem integrovaným z rušeného signálu v případě použití algoritmu detekce ustálených stavů

127

4

1.4

3

1.2

2

1

1

0.8

RMSE [°]

Odchylka [°]

Pavel Pačes

0

0.6

-1

0.4

-2

0.2

-3 0

50

100


250

300

Obr. 6.41 Odchylky mezi skutečným průběhem a náklonem integrovaným z rušeného signálu v případě použití algoritmu detekce ustálených stavů a průchodu nulou

6.4.

0

0

50

100


250

300

Obr. 6.42 RMSE odchylek mezi skutečným průběhem a náklonem integrovaným z rušeného signálu při použití algoritmu detekce ustálených stavů a průchodů nulou

Zhodnocení

Systémy měření atmosférického tlaku jsou v letectví používány již mnoho let pro měření výšky a rychlosti letu letadla. V této kapitole je prezentován koncept systému, který by mohl rozšířit veličiny měřené tlakoměrným systémem i o polohové úhly, přičemž jeho výhodou je v čase stálá chyba měření. Výstup systému může být použitý pro korekce dalších měřicích modulů, tak jak bylo v této kapitole naznačeno. Systém umožňuje detekovat přechod z kladné do záporné hodnoty úhlu, což je možné použít pro reset číslicového integrátoru ve výpočetním systému. Tím se dlouhodobě zvýší celková přesnost měření polohy letounu. V této kapitole byly také prezentovány výsledky implementace metody automaticky se přizpůsobující filtrace výstupního signálu senzorů úhlových rychlostí. Filtrace kombinuje výstup systému IMU se systémem TRS, kdy se odstraňuje posun výstupního signálu senzoru způsobený vlivem změn teploty nebo zrychlení působících mimo citlivou osu senzoru. Všechny výpočty v testovací části řešení (kap. 6.3) byly realizovány při vzorkovací frekvenci 10 Hz, přičemž v reálném systému měření nebude problém dosáhnout rychlejšího vzorkování, což bude mít další pozitivní vliv na přesnost měření72. Z provedených pokusů je zřejmé, že delší časová konstanta použitého filtru zlepšuje přesnost určení konstantního offsetu senzorů úhlových rychlostí a že velmi pozitivní vliv na přesnost systému měření polohových úhlů má funkce detekce průchodu nulovou polohou (viz kap. 6.3.2.1). Tato kapitola zcela jistě nepokrývá všechny možné kombinace a rozšíření systému TRS. Do budoucna se předpokládá integrace s dalšími systémy, které byly v této práci realizovány, a se systémy tzv. inteligentních senzorů (105), které jsou zmíněny v kap. 3.2.1. Další možnou aplikací je použít výstup systému TRS po realizaci funkce vnitřního testu avionického systému, který funguje na základě porovnání výstupů z různých měřicích systémů, např. INS73, TRS, ADC a GPS. Veškerý letecký provoz při letech v letových hladinách spoléhá na fakt, že se atmosférický tlak v žádném místě nemění skokem. Na stejný předpoklad spoléhá i funkce TRS spolu s předpokladem, že rozměr letadla je mnohem menší než případná lokální změna tlakového rozložení masy vzduchu, např. při střihu větru, tak jak je to ilustrováno na obrázku 72

Z provedených pokusů bylo zjištěno, že univerzální avionický modul může vzorkovat rychlostí 60 kS/s na vstupu osmnácti bitového analogově-digitálního převodníku (95). 73 Např. realizace podmínky, že senzory úhlových rychlostí musí sledovat výstup systému TRS, nebo naopak.


128

Pavel Pačes 6.43. TRS ke své funkci využívá tlakové rozložení vzdušné masy nad kulovou plochou74, kde se předpokládá spojité rozložení tlaku vzduchu (60) v okolí letadla, které na základě izobar definuje rovinu s normálou orientovanou ve směru gravitačního pole Země. TRS tak může být použitý i jako zcela nový systém korekce vlivu otáčení Země v jednotkách INS75. Systém byl realizován a otestován v statických podmínkách okolního prostředí. Provedená ověřovací měření ukázala, že metoda při statických podmínkách funguje s přibližně poloviční amplitudou měřené informace oproti ideálnímu výpočtu. Přesnost zde navrženého systému TRS je závislá na parametrech referenčního objemu a na změnách tlaku uvnitř a v jeho okolí, které je možné kompenzovat třetím senzorem. Vliv teploty na jednotlivé senzorové elementy se uplatní u všech senzorů se stejným znaménkem a je eliminován metodou měření. Stejné je to i s vlivem gravitačního zrychlení nebo zrychlení způsobeného letem letadla. Přesnost měření závisí na měřicím rozsahu použitých senzorů tlaku. V realizovaném systému byly použity senzory Honeywell DC001NDC4 s rozsahem 250 Pa. Jedná se o dostupné senzory v cenové hladině přibližně 90 Euro, ale na trhu existují i přesnější senzory s nižším rozsahem, např. senzory firmy Setra Model 265 s rozsahem 63 Pa v ceně 200 Euro. Nevýhodou systému TRS je omezený rozsah měřených náklonů (45°, viz obr. 6.17). Nevýhoda by mohla být odstraněna například využitím dvou levných výškoměrů76 zabudovaných společně s měřicími body TRS v křídlech letadla (viz obr. 6.9). Otázkou stále zůstává, zda bude TRS fungovat i v podmínkách, ve kterých se letadla při svém provozu běžně pohybují. V případě letových zkoušek systému TRS bude nutné vyřešit jeho integraci do konstrukce letadla. V případě křídel je možné pro umístění referenčního objemu použít nosník křídla, který je zobrazený např. na obr. 6.44. V případě podélného náklonu by bylo nutné systém řešit jiným způsobem. Pro úspěšnou integraci systému TRS do konstrukce bude nutné navrhnout takové uspořádání vstupních otvorů, kde se neprojeví vliv rychlosti pohybu letadla na měřenou diferenci tlaků (viz obr. 6.2), což je úkol pro jinou disertační práci.

Obr. 6.44 Ilustrace konstrukce křídla a jeho nosníku 1

3 km

Obr. 6.43 Ilustrace pohybu vzdušné masy během střihu větru

74

Za podmínek vhodných pro let UL letadel a do výšky 5 km (viz obr. 6.2). Místo Schulerova kyvadla (87). 76 Předpokládá se, že výstupy obou systémů reagují stejným způsobem na vliv okolního prostředí. 75


129

Pavel Pačes

7. Integrovaná modulární avionika Analýza nehodovosti malých letadel uvedená v kapitole 2.2 slouží k identifikaci možností zvýšení bezpečnosti letu malých letadel. Navrhovaná opatření (viz kap. 2.3) jsou rozdělená na opatření technická (kap. 2.3.2) a administrativní (kap. 2.3.1), přičemž administrativní zásahy jsou podpořeny údaji z technického řešení. Na základě návrhu, který je zobrazený na obr. 2.11 byl v rámci této práce realizován soubor vzájemně spolupracujících modulů poskytujících letové a navigační údaje. K dispozici jsou následující měřicí bloky propojené digitálním přenosovým kanálem:  jednotka barometrického výškoměru (viz kap. 5.4.1),  jednotka měření rychlosti letu letadla (viz kap. 5.4.4),  jednotka určení polohy a distribuce globálně synchronizovaných časových známek (viz kap. 6.2.1.5),  jednotka měření úhlu náběhu a vybočení (viz kap. 5.5),  jednotka měření polohových úhlů na principu tlakových rozdílů (TRS) (viz kap. 6.2.1.3),  databáze informací o terénu v dané oblasti (viz kap. 5.2),  záznamník dat (viz kap. 5.2),  systém generování zvukových hlášení (viz kap. 5.3) a  systém pro rychlý návrh grafických aplikací (viz příloha B). Bloky, jejichž vývoj není v této práci řešen, jsou:  jednotka měření zrychlení a úhlových rychlostí ve třech osách, kterou je ale možné levně zakoupit, viz (99),  jednotka magnetometru, která je součástí (99), a  datové spojení na palubu letadla (částečně bylo řešeno v (106)). Všechny bloky mezi sebou komunikují pomocí standardizovaného rozhraní CAN a volně dostupného protokolu CANaerospace (53). Pro jednodušší řešení problémů na sběrnici byl v rámci této práce vyvinut analyzátor sběrnice CANaerospace, který obsahuje všechny potřebné definice pro zobrazení stavu komunikace na sběrnici. Zobrazení datových položek protokolu CANaerospace v definičním XML souboru (viz P52) je uvedeno na obr. 7.2. V kapitole 6.3 byl navržen způsob integrující část zde řešených modulů a údajů z různých zdrojů do jednoho spolupracujícího systému, který umožňuje otestování vyvíjených algoritmů integrace jednotlivých zdrojů dat. V zásadě se jedná o výpočetní blok z obr. 2.11, který má k dispozici informace ze všech připojených měřicích modulů. Obsahem výpočetního bloku je soubor funkcí implementujících integrační algoritmy (např. 6.3), pro které je systém měřicích modulů transparentní, viz obr. 7.1. Výstupem integračních modulů jsou informace požadované předpisovou základnou, (viz kap. 3.1 nebo červeně orámované přístroje na obr. 7.1), které jsou distribuovány dalším systémům. Výpočetní blok poskytuje jednotné aplikační rozhraní pro zjednodušení vývoje integračních funkcí. Tento koncept je v leteckém průmyslu nazýván Integrovaná modulární avionika (IMA). Koncept integrované modulární avioniky vedl k myšlence realizovat systém implementující technická a administrativní opatření (kap 2.3) jako soubor spolupracujících funkcí, který je dále označován jako Systém podpory rozhodování pilota (SPRP). Jedná se o

Integrovaná modulární avionika

130

Pavel Pačes

Integrační Modul

výpočetní funkce, které komunikují se souborem distribuovaných senzorových modulů po digitální sběrnici. Fyzická vrstva komunikační sběrnice je pro funkce SPRP, které přistupují k datovým položkám, skrytá (107). Funkce SPRP je možné realizovat na některém z dostupných vestavných systémů, nebo je možné na základě definice IMA (108) realizovat virtuální systém, který má s reálným systémem kompatibilní aplikační rozhraní (API). V praxi jsou běžně používaná standardizované rozhraní operačních systémů77. Jejich nadstavba tvořící datové rozhraní mezi operačním systémem a vyvíjenou funkcí se nazývá API Extension (APEX). Dostupný vestavný systém (1) je velmi nevhodný pro intenzivnější ladění aplikací, a proto byl v rámci této práce vyvinut simulátor disponující stejným rozhraním jako systém (1), viz příloha B, propojený se systémem distribuce dat z reálných modulů, simulátoru FlightGear (viz příloha A) a prostředím Matlab. Celý tento systém tvoří APEX pro funkce vyvíjené v této práci. Více informací viz (109).

Obr. 7.1 Schéma propojení měřicích modulů do jednoho integračního celku s vyznačením vyžadovaného přístrojového vybavení

7.1.

Obr. 7.2 Vizualizace datových struktur analyzátoru protokolu CANaerospace (96)

Systém podpory rozhodování pilota

Mnoho nehod, které byly v některých případech podpořeny poruchou pohonné jednotky, bylo způsobeno přeceněním schopností pilota a vlastností letadla. V případě výpadku pohonné jednotky je pilot vystaven velkému stresu, kterému špatně odolává, a následně špatně ohodnotí možnosti letadla vzhledem k aktuální situaci: poloze, výšce, rychlosti a okolním podmínkám. Cílem funkcí prezentovaných v této kapitole je přerušit řetězec chyb, které vedou k nezvládnutí techniky pilotáže. Do souboru funkcí uvedených v kapitole 2.3, které vedou k zvýšení bezpečnosti letu letadla, patří i:  Detekce okolního provozu, v literatuře označovaná jako TCAS78, který je možné realizovat i pomocí takových komunikačních kanálů jakým je RDS (110).  Informace o okolním terénu a varování před nárazem do terénu, v literatuře označované jako TAWS79, nebo GPWS. 77 78

POSIX Traffic Collision and Avoidance System


131

Pavel Pačes Systém navedení na přistání, kdy nejpoužívanějším systémem je ILS80, ale stále více pozornosti je věnováno navedení letadla na přistání pomocí pozemních vysílačů signálu GPS, tzv. GBAS81 systém (111). Uvedené funkce jsou běžně využívané v oblasti velkých certifikovaných letadel, ale v oblasti malých letadel se kvůli vysoké ceně jednotlivých systémů nepoužívají. Vysoká cena systému je dána z části i velmi nákladným senzorovým a komunikačním vybavením. V rámci této práce byl vyvinut distribuovaný senzorový systém avionických modulů poskytujících aerometrické veličiny, globální pozici, prostor pro uložení terénní databáze, systém pro generování hlasových hlášení a návrh zcela nového systému pro měření polohových úhlů (viz předchozí kapitoly). Dále byl v práci (106) realizovaný velmi levný82 všesměrový systém vysílání informací o poloze a rychlosti letu z paluby letadla na zem. Systém, který byl v praxi otestovaný, umožňuje přenášet informace až do vzdálenosti 80 km. V tomto případě je možné rozšířit palubní vybavení letadla o stejný přijímač, jaký je použitý na pozemní stanici, a sbírat informace o letadlech pohybujících se v okolí. Ilustrace funkce systému je zobrazena na následujícím obrázku. 

Obr. 7.3 Ilustrace funkce systému sledování letadel podle (97)

Uvedené senzorové a přenosové bloky poskytují základ pro realizaci funkcí navržených v kap. 2.3 a dále funkce typu GPWS a TCAS. Protože se v těchto případech jedná o funkce, které jsou v praxi známé a jednoduché83, nejsou z hlediska této práce zajímavé (viz implementace systému GPWS na obr. 7.4). Oproti tomu z analýzy nehod (viz kap. 2.2) a následně navrhovaných opatření (viz kap. 2.3) vyplynulo, že je do budoucna perspektivní rozvíjet funkci vyhledávání vhodných ploch pro přistání v případě výskytu mimořádných situací (112), která se běžně nevyskytuje ani na palubách malých, ani na palubách velkých letadel. 79

Terrain Awareness and Warning System and Ground Proximity Warning System Instrument Landing System 81 Ground Based Augmentation System 82 Cena 10 000 Kč za letadlovou stanici a 3 000,- Kč za pozemní vybavení. 83 V případě dostupnosti potřebného senzorového a komunikačního vybavení. Např. realizace funkcí systému GPWS a TCAS není v případě dostupnosti potřebných dat složitá (viz uvedený obrázek). 80


132

Pavel Pačes

Obr. 7.4 Zobrazovač systému GPWS, realizovaný pomocí SW z přílohy B (kredit studenti předmětu PRS)

7.2. Automatické vyhledávání vhodné přistávací plochy pro případ výskytu mimořádných situací Koncept funkce automatického vyhledávání vhodné přistávací plochy pro případ výskytu mimořádné situace má za cíl v okolí letadla vyhledávat vhodné plochy, které jsou na základě charakteristik letadla, jeho aktuálního stavu a stavu počasí fyzicky dosažitelné pro případné nouzové přistání. Systém kombinuje vstupy z několika zdrojů informace a kontroluje, zda jsou všechny parametry uvnitř bezpečných rozsahů. Úkolem funkce navedení na přistání je průběžně:  Ohodnocovat stav letadla, od kterého se odvíjí jeho další možné letové výkony.  Z databáze letišť nebo na základě ohodnocení terénu vyhledávat v okolí stroje vhodné plochy pro přistání: o V případě, že systém nenajde vhodnou plochu pro přistání, bude pilota na tuto skutečnost upozorňovat.  Kontrolovat zásahy pilota do řízení a porovnávat je s aktuálními možnostmi stroje. V případě detekce takových zásahů do řízení, které povedou k nebezpečné situaci pilota vhodným způsobem pilota upozornit. Funkce pracuje v otevřené smyčce, kdy vhodným způsobem radí pilotovi, jak má letět ve směru, který si vybral, aby bezpečně dosáhl země bez poškození stroje. V případě, že se pilot rozhodne změnit směr letu, algoritmus na základě změněných parametrů letu, výškové a rychlostní zálohy vyhledá novou vhodnou plochu pro přistání, na kterou začne pilota navigovat. Funkce má za úkol primárně vyhledávat plochy ve směru letu, přičemž jak je v kategorii malých letadel zvykem (113), pilot zůstává nejvyšší instancí na palubě a jsou mu ponechány rozhodovací pravomoci. Pilot je upozorněn na mimořádnou situaci, je mu předložen návrh možného řešení, ale konečné rozhodnutí je stále plně v jeho kompetenci. Pro úspěšnou implementaci funkce vyhledávání vhodné plochy na přistání je nutné definovat požadavky na:  datové zdroje a senzorové vybavení,  zobrazovací a indikační přístroje a  platformu pro vývoj funkce.


133

Pavel Pačes Blokové schéma postupu výpočtu funkce vyhledávání vhodné plochy pro přistání je zobrazené na obr. 7.5. V obrázku jsou barevně odděleny uvedené skupiny. Terénní databáze

Databáze překážek

Další zdroje dat

Ohodnocení mapy terénu

Avionický systém

Charakteristiky letounu

Výpočet možných letových výkonů letounu

Vyhledání vhodné plochy pro přistání

Vizuální a zvukový varovný systém

Výpočet trasy Datové zdroje Výpočet odchylek od trasy

Algoritmus navedení na přistání

Zobrazovač

Obr. 7.5 Propojení jednotlivých bloků pro realizaci funkce navedení na přistání

7.2.1. Datové zdroje Jako terénní databáze se používá volně dostupný, výškový profil terénu, označovaný jako Digital Elevation Model (DEM), který je výstupem projektu SRTM (31). Terénní databáze je doplněná o databázi překážek získávaných z projektu Open Street Maps (114). Mezi další datové zdroje se dá zařadit i volně dostupná databáze letišť v České republice (55), která obsahuje jak souřadnice umístění přistávacích ploch, tak i definice leteckých prostorů, významných bodů a překážek. Do budoucna by bylo vhodné realizovat funkci okamžitého ohodnocení terénu před letadlem pomocí kamery snímající obraz v různých vlnových spektrech, např. využitím systému (115). Důležitým údajem pro funkci vyhledávání plochy pro přistání jsou charakteristiky letounu. Jedná se o klouzavost, maximální dolet, minimální rychlost atd., které jsou ve většině případů součástí dokumentace dodávané výrobcem letounu. Popis jednotlivých bloků avionického systému je uveden v úvodu kap. 7.

7.2.2. Zobrazovací a indikační přístroje Protože je reakční doba pilota na grafickou informaci výrazně kratší (116) než na textový údaj, byl pro realizaci zobrazovacího přístroje navržen jednoduchý zobrazovač typu 2 (viz kap. 3), jehož vzhled je uvedený na obr. 7.6. Z důvodu celkové ceny přístroje, spolehlivosti a jeho použití za různých světelných podmínek se předpokládá, že bude realizován jako matice LED diod zobrazující odchylku od trati způsobem známým ze systému ILS. Praktická realizace přístroje pomocí simulátoru displejového zobrazovače je zobrazena na obr. 7.7.


134

Pavel Pačes Aktuálně zobrazované informace jsou nastavovány pomocí výstupů algoritmu navedení na přistání. Zobrazuje se algoritmem doporučená trasa a orientace letadla, rychlost letu, výška letu, kurz dráhy a sestupový úhel. V původním návrhu jsou ještě zobrazené šipky zamýšlené jako pomůcka pro udržování jednotlivých parametrů v požadovaných rozsazích. Protože je samotné vizuální varování nedostatečné (117), je vhodné doplnit vizuální indikační systém systémem generování zvukových hlášení, který je popsán v kap. 5.3. Systém zvukových hlášení je oproti běžně známým hlášením (např. systému GPWS) vybaven zcela novým hlášením „Straight Ahead”, jehož cílem je udržet pilota v přímém směru letu v okamžiku, kdy pilot provádí manévr, který je ohodnocený jako nebezpečný, např. pokus o zatáčku v nízké výšce nad terénem.

Obr. 7.6 Návrh jednoduchého zobrazovače pro realizaci funkce navedení na přistání

Obr. 7.7 Výsledná realizace zobrazovače

7.2.3. Vývojová platforma Jako základní vývojová platforma funkce navedení na přistání v případě výskytu mimořádné situace byl zvolen systém popsaný v kap. 6.3.1. Vývojová platforma poskytuje všechna data potřebná pro vývoj levného systému online vyhledávání vhodné přistávací plochy. Mezi klíčová patří data o poloze, známá z pozičního systému GPS, na základě kterých je pilot naváděn na přistání podobným způsobem, jaký je běžně používaný u systému přiblížení na přistání ILS. V případě navrhovaného algoritmu nebude k dispozici soustava navigačních radiomajáků, ale plně se spoléhá na systém GPS, případně diferenční GPS (111), na základě jehož údajů jsou vypočítávány a zobrazovány odchylky od vypočítané trajektorie. Všechny požadované veličiny jsou poskytovány letovým modelem simulátoru.

7.2.4. Implementace algoritmu Pro zde prezentovanou implementaci testovaného algoritmu předpokládáme ohodnocení stavu letadla pouze informací „funguje“, nebo „nefunguje“. Tuto informaci poskytuje blok kontroly pohonné jednotky (viz (1) a (50)). Kontrolní blok porovnává požadavek na výkon motoru zadaný pilotem pomocí páky ovládání přípusti paliva a aktuální výkon měřený na motoru. V případě shody obou údajů je pohonná jednotka v pořádku, ale v případě rozporu je dalším systémům ohlášena její chyba.


135

Pavel Pačes Vlastní schéma výpočtu algoritmu vyhledání vhodné plochy na přistání je uvedeno na obr. 7.5, kde jsou modrou barvou označeny jednotlivé integrované funkce. Na začátku výpočtu dojde k ohodnocení terénu a na základě aktuálních možností letounu i k výpočtu minimálního a maximálního doletu. Maximální dolet je v našem případě vypočítaný na základě výkonnostních charakteristik letounu a minimální dolet je daný nejvyšší bezpečnou vertikální rychlostí sestupu letadla, přičemž se snažíme navigovat pilota stále vpřed a vyhnout se změnám kurzu. Uvedené údaje jsou použity pro vyhledání vhodné a dosažitelné plochy pro nouzové přistání. Následuje výpočet trajektorie umožňující dosažení vybrané plochy a v případě, že se pilot neodchýlí od navržené trajektorie, algoritmus pomocí naváděcích břeven (viz obr. 7.7) zobrazuje odchylky od vypočítané trasy. Funkce navedení na přistání ohodnocuje terén binární hodnotou jako vhodný, nebo nevhodný pro přistání. Ilustrace ohodnocení terénu v aktuálním směru letu, spolu s vyznačením vhodné přistávací trajektorie (viz červené linky) a maximálního a minimálního doletu (viz modré linky), je zobrazena na obr. 7.8. Obr. 7.9 zobrazuje situaci po průletu hornatou oblastí, kde je vidět místo detekce poruchy, doporučená trasa letu, skutečná trasa letu, místo přistání a ohodnocený terén. Délka letu závisí na aktuální výškové záloze v okamžiku poruchy.

Vzdálenost [m]

Oblast nevhodná pro přistání

Oblast vhodná pro přistání

Místo na kterém byla detekována porucha

Doporučená trajektorie letu

Doporučená plocha pro přistání Skutečná trajektorie letu

Obr. 7.8 Profil trajektorie letu a ilustrace ohodnocení terénu ve směru letu letadla

7.3.

Vzdálenost [m]

Obr. 7.9 Výsledná simulace poruchy, dle (112)

Zhodnocení

V této kapitole byla naznačena autorova představa realizace funkce automatického vyhledávání vhodné plochy pro přistání v případě výskytu mimořádných situací, která byla dále rozvinuta v práci (112). Celá implementace je realizována jako IMA funkce využívající systém datového rozhraní k simulátoru FlightGear, univerzální vývojový systém grafického zobrazovače a prostředí Matlab. Při realizaci byla ověřena funkčnost algoritmu spouštěného na počítači typu PC s využitím množství softwarového vybavení vyvinutého speciálně pro tuto práci. Přestože se jedná o základní ověření tak algoritmus pracuje podle očekávání (více viz (112)). Do budoucna se předpokládá další rozvoj systému, kdy se jedná především o integraci algoritmu do produktů EFIS Integra (86) firmy TL elektronic (40), která o ni projevila zájem. Integraci by bylo možné řešit v rámci podaného projektu TAČR (100) od roku 2011.


136

Pavel Pačes

8. Závěr Tato práce obsahuje základní, aplikovaný i experimentální vývoj přístrojového vybavení s ohledem na zvyšování bezpečnosti letu malých letadel. Na základě analýzy nehod UL letadel v letech 2004 až 2009 řeší tato práce jak přesnost jednotlivých měřicích systémů, tak i koncept funkcí a metodik vedoucích k snižování nehodovosti. Práce přináší několik inovativních výsledků: 1. Hlavním výsledkem této práce je návrh a laboratorní ověření funkce systému určení polohových úhlů pomocí měření tlakové diference vzhledem k referenčnímu objemu (viz kap. 6). Systém byl v této práci pojmenován jako Tlakový referenční systém a vznikl na základě cíle č. 3 definovaného v kap. 4. Výsledný systém TRS měří přibližně poloviční amplitudu výstupního údaje oproti předpokladům, které jsou odvozené na základě ideálních modelů prostředí a senzorů. Ohledně konceptu systému TRS byla podána žádost o ochranu na Úřadu průmyslového vlastnictví. 2. Stejně hodnotným výsledkem je definice Systému podpory rozhodování pilota, který obsahuje v letectví dosud nepoužívanou funkci automatického vyhledávání vhodné plochy pro přistání. Výsledek, který vznikl v rámci definice cíle č. 4, je popsaný v kap. 7. Funkce byla základním způsobem otestována na testovacím pracovišti ověřujícím koncept Integrované modulární avioniky. Součástí navrhovaného systému podpory pilota je i integrační algoritmus navržený v kapitole 6.3.2, který s pomocí systému TRS umožňuje korekci výstupu levných INS systémů. O implementaci funkce vyhledávání vhodné plochy pro přistání do svých produktů projevil zájem průmyslový partner. 3. Dalším výsledkem je implementace metody kompenzace teplotní závislosti charakteristik senzorů tlaku aerometrických počítačů pomocí několika levných senzorů. Metoda je popsána v kap. 5.4.3, přičemž řeší cíl č. 1. V této kapitole je popsána metoda teplotní kompenzace tlakového senzoru pomocí dalšího senzoru s rozdílnou konstrukcí a senzoru se zaslepeným vstupem. 4. Do budoucna velmi podstatným výsledkem mé práce je realizace cíle č. 5 disertační práce (viz příloha B), který zde byl oproti původnímu zadání značně rozšířen (viz příloha A4 a kap. 6.3.1). Jedná se o systém implementující koncept Integrované modulární avioniky (viz kap. 7), který umožňuje testovat různé algoritmy avionických systémů na různých výpočetních platformách. Tento systém, jehož části jsou volně dostupné široké veřejnosti, bude dále rozšiřován a použit při dalším výzkumu a vývoji (např. projekt (100)). Součásti tohoto testovacího systému jsou vhodné i pro nasazení mimo oblast simulační techniky malých letadel. Systém je vhodný i pro ostatní dopravní prostředky a pro testování funkcí kontrolujících řidiče automobilu. Všechny zde uvedené hlavní výsledky disertační práce splňují vlastnosti distribuovaného propojení jednotek pomocí standardizovaného rozhraní (viz cíl č. 6), využití levných komponent (viz cíl č. 7) a možnost rozšíření o další bloky (viz cíl č. 8). V práci se nepodařilo zcela implementovat cíle č. 2 a 9. U cíle č. 2 jde o záměrné opomenutí, neboť se nejedná o dostatečně inovativní oblast a cíl bude řešen a publikován později. V případě cíle č. 9 není situace zcela jasná, protože na základě obecné definice inteligentního modulu jako jednotky s číslicovým rozhraním byl cíl splněn v celém rozsahu (viz kap. 5.1). Pokud bychom se však zaměřili na definici inteligentních modulů jako univerzálních zařízení, která podporují např. standard IEEE 1451 (P17), cíl v celém rozsahu splněn nebyl.

Závěr

137

Pavel Pačes

Mimo hlavní výsledky je v práci naznačeno množství námětů pro pokračování výzkumu a vývoje vedoucího k zvyšování bezpečnosti malých letadel. Přesné vyjádření míry zvýšení bezpečnosti letu malých letadel se nepodařilo kvantifikovat z důvodu nedostatku informací ve vědní oblasti, která se týká problematiky lidské výkonnosti a lidského činitele. Na základě odhadu autora práce, by v případě plné realizace zde navrhovaných opatření došlo k snížení nehodovosti v oblasti malých letadel o čtvrtinu až polovinu z případů, které jsou uváděné v kapitole 2.2. V této části práce jsou analyzovány nehody UL letadel v období od roku 2004 do roku 2009. Dále jsou uvedeny požadavky na vybavení malých letadel a to jak v oblasti certifikovaných typů, tak i UL letadel. Na základě analýzy nehodovosti bylo navrženo několik řešení, která by mohla být v budoucnu integrována do palubního systému letadla84. V tomto případě narážíme na elementární problém definice kategorie malých letadel jako nekomplexních strojů, kdy je velmi těžké tuto hranici definovat. V práci bylo navržené vybavení rozděleno na palubní a pozemní vybavení, které slouží především ke kontrole činnosti pilota. Toto téma je ale velmi kontroverzní a v některých případech vede až k teorii „velkého bratra“ (118), kdy narážíme na problém souhlasu uživatelů systému a etického využití měřených informací. Tato práce se ve větší míře věnuje palubnímu vybavení letadla a trendu současné doby, kterým je integrace ekonomicky dostupných zdrojů informací za účelem získání levného avionického systému pro malá letadla. Pozemní vybavení představuje především systém sběru informací a jejich zpracování a vyhodnocení. Jako základní byla vyvinuta univerzální platforma, která byla dále použita pro realizaci požadovaných měřicích funkcí avionického systému. V práci byl navržený a realizovaný systém měření aerometrických dat – výšky, rychlosti a teploty, systém měření úhlu náběhu, systém sledování letu letadel a také vypracovaný základní návrh systému navedení na bezpečné přistání v případě výskytu mimořádné události. V práci je ve velké míře řešeno měření tlaků v rozsahu do 115 kPa s přesností 75 Pa, které postupně přechází k přesnému měření velmi malých tlakových rozdílů v řádech jednotek pascalů. Byl realizován systém pro měření polohových úhlů založený na principu měření rozdílů tlaku mezi referenčním objemem a okolní atmosférou na takových místech konstrukce letounu, která symetricky mění svoji polohu vůči těžišti. Výhodou TRS systému oproti jednotkám IMU používaným v současné době je, že měří polohové úhly se stále stejnou absolutní chybou a jeho přesnost je dána rozsahem použitého senzoru tlaku. Integrovaná funkce kombinace dat a jejich korekcí pomocí fúze údajů z několika zdrojů eliminuje problém s dlouhodobou stabilitou výstupu inerciálního systému a dlouhodobě zajišťuje větší přesnost avionického systému jako celku. Jedním z cílů práce se stala metoda umožňující odstranit zvýšenou nejistotu údajů poskytovaných levnými inerciálními systémy. Nepřesnost těchto systémů je způsobena vlivem nedokonalosti výroby levných senzorů, jejich konstrukcí, teplotou a vlivem dalších chyb, které jsou znásobené matematickou integrací měřené veličiny. V případě použití statistických metod, různých filtrací a integrace signálu založené na pravděpodobnosti se dále výrobce dostává do problémů s prokázáním správné funkce systému za všech podmínek, které mohou nastat. Cílem práce bylo využít takových vlastností senzorů a senzorového vybavení avionického systému tak, aby bylo použito pokud možno co nejméně výpočetních metod závislých na laboratorně určených a pro daný systém jedinečných kalibračních konstantách. Všechny měřicí systémy popisované v této práci jsou navrhované jako moduly funkcí zvyšujících bezpečnosti letu malých letadel. Navržené funkce jsou implementovány na univerzální platformě a odpovídají současnému trendu integrované modulární avioniky. Do 84

Poslední nehoda které mohl tento systém zabránit je z 12.6.2010, kdy pilot po vynechání motoru a nouzového přistávacího manévru narazil do vodičů vysokého napětí.

Závěr

138

Pavel Pačes budoucna se jako perspektivní ukázala funkce vyhledávání vhodné plochy na přistání, o kterou projevil zájem i průmyslový partner. V rámci této funkce byl použitý systém generování zvukových hlášení, který rozšiřuje množinu používaných zvukových informací o hlášení „Straight Ahead” v případě, že je detekován nebezpečný manévr. Přestože se jedná o velmi obsáhlou práci, je možné a velmi žádoucí, aby se v ní pokračovalo, a to především v oblasti senzorového vybavení. Pro funkci algoritmu navedení na přistání v případě výskytu mimořádných událostí by bylo vhodné implementovat senzorový systém pro online ohodnocení plochy před letadlem z hlediska vhodnosti pro přistání. Jedná se např. o kameru snímající a vyhodnocující terén před letadlem v několika vlnových spektrech. Prezentovaná práce je velmi rozsáhlá a některé ze zde prezentovaných způsobů měření letových veličin a řešení krizových situací budou dále rozšiřovány v rámci budoucích bakalářských a diplomových prací a dalších projektů. V práci se podařilo dovést do provozuschopného stavu pět měřicích systémů, které jsou jako funkční vzorky společně se dvěma autorizovanými software zapsané v systému hodnocení vědy a výzkumu. Část zde prezentovaných výsledků vznikla za pomoci studentů a ve spolupráci s dalšími institucemi jako je např. Ústav letecké techniky, Výzkumný zkušební a letecký ústav v Praze, Letecké opravny Malešice atd. Za veškerou pomoc tímto velmi děkuji. Některé ze zde prezentovaných výsledků našly uplatnění nebo najdou uplatnění ve výuce nových leteckých odborníků (viz kap. 5.6) a v reálných létajících modelech letadel (viz kap. 5.5.2.6.2), přičemž v této práci byly použity i systémy vyvinuté pro jiné subjekty zabývající se leteckou technikou (viz kap. 5.5.2.6.3). V návaznosti na tuto práci bylo publikováno 22 příspěvků na konferencích, dvě publikace v recenzovaných časopisech a jedna publikace v impaktovaném časopise. Autor práce vyučuje předmět Palubní informační systémy a podílel se na vytvoření skript k předmětu Senzory v lékařství pro Fakultu biomedicínského inženýrství.

Závěr

139

Pavel Pačes

Literatura 1. Pačes, Pavel. Zobrazení hodnot motorových veličin ultralehkého letadla. Diplomová práce. Praha : ČVUT FEL, 2005. 2. Vágner, Ivan. Televizní zprávy - psychický nátlak? Praha : Argo, 1997. ISBN: 807203-160-0. 3. Letecká amatérská asociace ČR. LAA ČR. [Online] [Citace: 24. 4 2009.] http://www.laa.cz. 4. Aircraft Owners and Pilots Association. AOPA Online. AOPA Organization homepage. [Online] AOPA, 2010. [Citace: 4. 4 2010.] www.aopa.org. 5. Černohorský, Jiří. Český letecký průmysl na počátku roku 2010. Technický týdeník. 2009, Sv. 1, 1. 6. CzechInvest. Aerospace Industry in the Czech Republic - Investment Opportunities. CzechInvest - Agentura pro podporu podnikání a investic. [Online] 2008. [Citace: 17. 9 2010.] www.czechinvest.org/data/files/aerospace-99-en.pdf. 7. Hospodář, Pavel. Automatické vyrovnání letu letadla z nestandardních letových situací. Praha : ČVUT v Praze, 2009. 8. Zákon č. 49/1997 Sb., o civilním letectví. Praha, Česká republika : Tiskárna Ministerstva vnitra, p.o., Ministerstvo vnitra, Nám. Hrdinů 1634/3, pošt.schr. 155/SB, 140 21 Praha 4, 2006. Sbírka zákonů č. 439/2006. ISSN 1211-1244. 9. Vyhláška Ministerstva dopravy a spojů č. 108/1997 Sb., kterou se provádí zákon č. 49/1997 Sb., o civilním letectví a o změně a doplnění zákona č. 455/1991 Sb., o živnostenském podnikání (živnostenský zákon), ve znění pozdějších předpisů. 1997. 10. Ministerstvo vnitra. Vyhláška č. 359/2006 Sb., kterou se mění vyhláška Ministerstva dopravy a spojů č. 108/1997 Sb. Sbírka zákonů. Praha : Ministerstvo vnitra, 2006. Sv. Částka 112. 11. Úřad pro civilní letectví ČR. ÚCL ČR. [Online] [Citace: 24. 4 2009.] http://www.ucl.cz. 12. International Civil Aviation Organization. Doc7300 - Convention on International Civil Aviation. ICAO DOCUMENTS. [Online] 2006. [Citace: 12. 1 2009.] http://www.icao.int/icaonet/dcs/7300.html. 13. JAA. Joint Aviation Authorities Europe. [Online] JAA, 2009. [Citace: 10. 6 2009.] http://www.jaa.nl/. 14. Evropská unie. NAŘÍZENÍ EVROPSKÉHO PARLAMENTU A RADY (ES) č. 216/2008. NAŘÍZENÍ EVROPSKÉHO PARLAMENTU A RADY (ES) č. 216/2008, o společných pravidlech v oblasti civilního letectví a o zřízení Evropské agentury pro bezpečnost letectví, kterým se ruší směrnice Rady 91/670 EHS, nařízení (ES) č. 1592/2002 a směrnice 2004/36/ES. Brusel : EU, 2008. L 79/1 19.3.2008. 15. —. NAŘÍZENÍ KOMISE (ES) č. 1702/2003, kterým se stanoví prováděcí pravidla pro certifikaci letové způsobilosti letadel a souvisejících. Úřední věstník Evropské unie. Brusel : EU, 2003. L 243/6 27.9.2003.

Literatura

140

Pavel Pačes 16. FAA. Light-Sport Aircraft. Federal Aviation Administration. [Online] U.S. Department of Transportation. [Citace: 20. 01 2010.] http://www.faa.gov/aircraft/gen_av/light_sport/. 17. Federal Aviation Administration. Part 103 - ULTRALIGHT VEHICLES. Federal Aviation Regulations. [Online] [Citace: 20. 01 2010.] http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/MainFrame?OpenFrameSet. FAR 103. 18. Letadla v rejstříku LAA ČR. Fridrich, Jan. Praha : Letecká amatérská asociace České republiky, 2010, Sv. 1. ISSN 1211-4081. 19. Oros, Miroslav. Souhrnný rozbor mimořádných událostí v provozu SLZ za rok 2004. Praha : Letecká amatérská asociace, 2005. ISSN 1211−4081. 20. —. Rozbor mimořádných událostí v provozu SLZ za rok 2008. Praha : Letecká amatérská asociace, 2009. ISSN 1211−4081. 21. LAA. Školení pro sportovní a rekreační piloty. Bezpečnostní kampaň 2010 – PŘEMÝŠLEJ,…DOLETÍŠ. [Online] Letecká amatérská asociace, 2010. http://www.skolenipilotu.cz. 22. Oros, Miroslav. Souhrnný rozbor mimořádných událostí v provozu SLZ za rok 2005. Praha : Letecká amatérská asociace, 2006. ISSN 1211−4081. 23. —. Nehody a incidenty 2007. Praha : Letecká amatérská asociace, 2008. ISSN 1211−4081. 24. Rozbor mimořádných událostí v provozu SLZ za rok 2009. Koubík, Jiří. 1, Praha : Letecká amatérská asociace, 2010, Sv. 1. ISSN 1211-4081. 25. Oros, Miroslav. Souhrnný rozbor mimořádných událostí za rok 2006 z provozu SLZ. Praha : Letecká amatérská asociace, 2007. ISSN 1211−4081. 26. AOPA. Joseph T. Nall Report. AOPA Air Safety Foundation home page. [Online] Aircraft Owners and Pilots Association (AOPA), 11. January 2008. http://www.aopa.org/asf/publications/nall.html. 27. Krey, Neil C. Nall Report - 2008 Acciden Trends and Factors for 2007. Frederick, Maryland, United States : AOPA Air Safety Foundation Publication, 2009. 28. Kenny, David Jack. Nall Report -2009 Accident Trends and Factors for 2008. Frederick, Maryland, Uniíted States : AOPA Air Safety Foundation, 2010. 29. ForceDynamics. Force-Dynamics. Force-Dynamics Homepage. [Online] ForceDynamics. [Citace: 8. 2 2010.] http://www.force-dynamics.com/. 30. Silberman, Warren S. Understanding the New DUI policy. Federal Air Surgeon's Medical Bulletin. místo neznámé : U.S. Department of Transportation - Federal Aviation Administration, Duben 2009. Sv. 47, 4. ISSN 1545-1518. 31. NASA. Shuttle Radar Topography Mission. Jet Propulsion Laboratory California Institute of Technology. [Online] Jet Propulsion Laboratory, 17. 6 2009. [Citace: 3. 3 2010.] http://www2.jpl.nasa.gov/srtm/. 32. Leibacher, John. Worldwide Soaring Turnpoint Exchange Airspace. Soaring Services. [Online] [Citace: 20. 1 2010.] http://soaringweb.org/Airspace/EU.html. 33. Bailey, Lloyd. Google Earth 3D Airspace. 3D Airspace for Google Earth. [Online] Lloyd Bailey, 3. 10 2009. [Citace: 20. 01 2010.] http://www.lloydbailey.net/airspace.html. 34. Mazuk, Dan. IMA Resource Allocation Process. IEEE Aerospace and Electronic Systems. March 2010, Sv. 25, 3.

Literatura

141

Pavel Pačes 35. Pačes, Pavel, Záleský, Petr a Novák, Jiří. Distribuovaný řídicí systém bezpilotního prostředku Mamok Manta. CUAS 2008 - Conference Proceedings 1. národní konference Civilní bezpilotní systémy 2008. Praha : Česká odborná společnost letecká, Listopad 2008. ISBN 978-80-902522-2-6. 36. Draxler, Karel. Přístrojové systémy letadel I. Praha : ČVUT FEL, 2003. Sv. I. ISBN 80–01–02688–4. 37. Helfrick, Albert and Buckwalter, Len. Principles of Avionics, 3rd Edition. Leesburg : Avionics Communications Inc.; 3rd edition (March 2004), 2007. ISBN 9781885544209. 38. Dynon Avionics. Dynon Avionics homepage. Dynon Avionics. [Online] Dynon Avionics. [Citace: 20. 01 2010.] http://www.dynonavionics.com/. 39. AveoEngineering. AveoEngineering homepage. AveoEngineering Avionics homepage. [Online] AveoEngineering . [Citace: 20. 01 2010.] http://www.aveoengineering.com/Aviation/Avionics/. 40. TL elekronic Inc. TL elektronic Inc., homepage. TL elekronic Inc. [Online] TL elekronic Inc. [Citace: 10. 01 2010.] http://www.tl-elektronic.com/. 41. Chelton Flight Systems. Chelton Flight Systems - homepage. Chelton Flight Systems. [Online] Chelton Flight Systems. [Citace: 20. 01 2010.] http://www.cheltonfs.com/ . 42. Garmin International Inc. Garmin International Inc, homepage. Garmin International Inc. [Online] Garmin International Inc. [Citace: 20. 01 2010.] http://www.garmin.com/aviation/. 43. LAA ČR. UL2 - 1. část - Požadavky letové způsobilosti SLZ: Ultralehké letouny řízené aerodynamicky. Praha : LAA ČR, 2007. 44. Evropská unie. Certification Specifications for Very Light Aeroplanes CS-VLA. DECISION NO. 2003/18/RM OF THE EXECUTIVE DIRECTOR OF THE AGENCY of 14 November 2003 on certification specifications, including airworthiness codes and acceptable means of compliance for very light aeroplanes (« CS-VLA »). Brusel : EU, 2003. ED Decision 2003/18/RM. 45. Eccles, Lee H. The need for smart transducers: an aerospace test and evaluation perspective. [editor] Shlomo Engelberg. Instrumentation & Measurement Magazine, IEEE. Instrumentation, Measurement and Testing, 2008, Sv. Volume: 11, Issue: 2. 46. IEEE Instrumentation and Measurement Society. IEEE Std 1451.0 Standard for a Smart Transducer Interface for Sensors and Actuators – Common Functions, Communication Protocols, and Transducer Electronic Data Sheet (TEDS) Formats. New York : IEEE, New York, N.Y. 10016-5997, USA, 2007. ISBN 0-7381-5598-5. 47. The Planetary Skin Institute. Planetary skin. Sense, Predict, Act. [Online] The Planetary Skin Institute, 2009. [Citace: 22. 02 2010.] http://www.planetaryskin.org/. 48. Betts, Brian. Smart Sensors - New Standard Could Save Lives and Money. IEEE Spectrum. HW, 2006, Sv. 1, 4. 49. AMA. Association for Sensor Technology,. Home Page. [Online] AMA. [Citace: 27. 6 2007.] http://www.ama-sensorik.de. 50. Mareš, Václav. Měření motorových veličin ultralehkého letadla. Diplomová práce. Praha : ČVUT, 2005. 51. Rotax GmbH & Co. Operator’s Manual for all version of ROTAX 912. Gunskirchen, Austria : BRP-Rotax GmbH & Co. KG, 1998.

Literatura

142

Pavel Pačes 52. International Organization for Standardization. ISO 11898-1:2003. Road vehicles -- Controller area network (CAN). Geneva : ISO, 2003. Sv. TC/SC: TC 22/SC 3, 1. ICS: 43.040.15. 53. Stock Flight Systems. CAN Aerospace Interface specification for airborne CAN applications V 1.7. Berg/Farchach, Germany : Michael Stock , 12. 1 2006. 54. Freescale Semiconductor, Inc. AN2685 - How to Configure and Use the XGATE on S12X Devices. Application Note. Munich : 8/16-bit Products Division, 3/2004. Rev. 0. 55. Patrik Sainer. Databáze letišť v ČR. Aerobáze - adresář českého letctví. [Online] Avion, 2010. [Citace: 3. 8 2010.] http://www.aerobaze.cz/gps/. 56. ChaN. FatFs Generic File System Module. Electronic Lives Manufacturing. [Online] 2010. [Citace: 25. Červen 2010.] http://elm-chan.org/fsw/ff/00index_e.html. 57. Hicks, Mark a de Brito, Gabrielle. Civil Aircraft Warning systems: Who's Calling the Shots? Air & Space Europe. Human-computer interaction in aeronautics, 1999, Sv. 1, 1. DOI: 10.1016/S1290-0958(99)80037-9. 58. Wheale, John L. The Speed of Responses to Synthesized Voice Messages. British Journal of Audiology. Audio, 1981, Sv. 15, 1, stránky 205-212. 59. Zeman, Václav. Realizace jednotky stavových hlášení. Diplomová práce, vedoucí práce Ing. Pavel Pačes. Praha : ČVUT FEL, 2009. Sv. 1, 1. 60. International Organization for Standardization. Standard Atmosphere. Geneva : ISO, 1975. ISO 2533:1975. 61. Draxler, Karel. Přístrojové systémy letadel II. Praha : ČVUT FEL, 2002. Sv. II. 62. Transport Canada. Part V - Standard 571 Appendix B - Altimeter System Test and Inspection. Canadian Aviation Regulations 2009-1. [Online] 10. 10 1996. [Citace: 6. 12 2009.] http://www.tc.gc.ca/civilaviation/regserv/affairs/cars/part5/standards/a571sb.htm. Standard 571. 63. Věříš, Jan. Využití vyšších módů kmitání při měření rezonančními snímači tlaku. Disertační práce. Praha : ČVUT, 1999. 64. Novák, Martin. Použití levných senzorů pro měření výšky barometrickou metodou. [editor] Karel Draxler. Diplomová práce, vedoucí diplomové práce: doc.Ing. Karel Draxler, CSc. Praha, Česká republika : ČVUT Praha, 2006. 65. Honeywell International Inc. Low-Cost, Stainless Steel, Isolated Sensors, 19 mm Series. Freeport, Illinois : Honeywell Sensing and Control, 2004. 008132-1-EN IL50 GLO 1004. 66. Pačes, Pavel a et_al. Sensors of Air Data Computers - Usability and Environmental Effects. Brno : Univerzita obrany, 2009. stránky 401-409, ICMT'09 - Proceedings of the International Conference on Military Technologies. ISBN 978-80-7231-649-6. 67. European Aviation Safety Agency. ETSO-C46a Maximum Allowable Airspeed Indicator Systems. CS-ETSO. Cologne, Germany : European Union, 2009. 5. ETSO–C46a. 68. GE Sensing. Druck DPI 145 - Multi-Function Pressure Indicator - User Manual K147. s.l. : General Electric Company, 1998. K147 Issue No. 4. 69. Kaňovský, Petr. Inteligentní snímače pro bezpilotní letouny - disertační práce. Praha : ČVUT FEL, Katedra měření, 2006. 70. Nedvěd, Jan. Aerometrický systém pro malá letadla. Diplomová práce, vedoucí práce Ing. Pavel Pačes. Praha : České vysoké učení technické v Praze, 2009. Sv. 1, 1. 71. Brož, V. Aerodynamika nízkých rychlostí. Praha : Vydavatelství ČVUT, 2001.

Literatura

143

Pavel Pačes 72. Goodrich SIS. SmartProbe™ Air Data Systems. Air Data Products and Systems. [Online] Goodrich, 2010. [Citace: 06. 07 2010.] www.goodrich.com. 73. Hospodář, Pavel, Prokš, Martin a Golda, Miroslav. Levné senzory pro identifikaci aerodynamických veličin. [editor] Ladislav Vymětal. Czech Aerospace Proceedings. Aerospace, 2009, Sv. 1, 1. 74. Hill, Gary E. a Miess, Joseph C. Flight Evaluation, Honeywell Ultrasonic Wind Vector Sensor System. Fire Control Wind Sensor Report. Edwards Air Force Base, California : United States Army Aviation Engineering Flight Activity, 1976. A764250. 75. Gracey, William. Summary of Methods Measuring Angle of Attack on Aircraft. Washington : Langley Aeronautical Laboratory, 1958. NACA-TN-4351. 76. Brown, E. N., Friehe, C. A. a Lenschow, D. H. The Use of Pressure Fluctuation on the Nose of an Aircraft for Measuring Air Motion. Journal of Climate and Applied Meteorology. American Meteorological Society, 1985, Sv. 22, 1. 77. Alpa Systems. 2008-09 Alpa Systems AOA brochure. Ramsey, Minnesota : Alpa Systems, 2009. www.alphasystemsaoa.com. 78. ACI Rowlands Ltd. The ACI Stall Warning Unit for Homebuilt and Experimental Light Aircraft. WELCOME TO THE ACI WEBSITE. [Online] ACI Rowlands Ltd. [Citace: 8. 3 2010.] http://homepages.which.net/~aci.stw/stallwarning_info.htm. 79. Frantz, James B. Apparatus and method for measuring and displaying angular deviations from angle of zero lift for air vehicles. US Patent 6271769 G08B 023/00 , 7. 8 2001. 340/963, 73/180, 340/969. 80. T, Arts; et al. Measurement techniques in fluid dynamics. Bern : Institut von Karman de Dynamique des Fluides, 2006. www.vki.ac.be. 81. Scott, Jeff. Golf Ball Dimples & Drag . Aero and Space Web. [Online] Aerospace.org, 13. 2 2005. [Citace: 9. 3 2010.] http://www.aerospaceweb.org/question/aerodynamics/q0215.shtml. 82. Vaško, Ondřej. Měření úhlu náběhu u malých letadel. Diplomová práce, vedoucí práce doc. Ing. Karel Draxler, CSc. Praha : České vysoké učení technické v Praze, Fakulta elektrotechnická, 2010. Sv. 1, 1. 83. Chabera, Tomáš. Cejchování směrové sondy. Praha : Výzkumný a zkušební letecký ústav, a.s., 2000. Z-3715/00. 84. Pačes, Pavel, a další. A Combined Angle of Attack and Angle of Sideslip Smart Probe with Twin Differential Sensor Modules and Doubled Output Signal. Waikoloa : IEEE, Přijato k publikaci na konferenci IEEE Sensors 2010, 2010. 85. EOS. Aluminium AlSi10Mg - for Prototypes and Series Production. e-Manufacturing Solutions. [Online] Electro Optical Systems . [Citace: 8. 3 2010.] http://www.eos.info/en/products/materials/materials-for-metal-systems/aluminium.html. 86. TL elektronic. EFIS Integra. [Dokument] Hradec Králové : TL elektronic Inc., 2010. 87. King, A. D. Inertial Navigation - Forty Years of Evolution. GEC REVIEW. 13, 1998, Sv. 3, 1. 88. Honeywell. Micro Inertial Reference System SM μIRS. Inertial Navigation Products Product Description. [Online] March 2004. [Citace: 27. 6 2010.] http://www51.honeywell.com/aero/common/documents/Laseref_V_Micro_IRS_SM.pdf. 89. Peshekhonov, V. G., et al. Inertial Measurement Units on Micromechanical Sensors. [ed.] Evelyn H. Hirt. IEEE Aerospace and Electronic Systems Magazine. IEEE Aerospace, October 2008, Vol. 23, no.10, pp. 26-31. Literatura

144

Pavel Pačes 90. Weed, Doug, a další. GPS Align In Motion of civilian strapdown INS. Development, Honeywell Commerzial Aviation Products, Honeywell Interantional. Picastaway : IEEE, 2004. stránky 184- 192. ISBN 0-7803-8416-4/04. 91. Pačes, Pavel. Systém pro korekci nepřesností systémů inerciální navigace. UPV 2010/11 - Patent odeslaný k úplnému průzkumu Česká republika, 30. 1 2010. Hw. 92. —. Systém měření polohových úhlů. Patent zaslaný k úplnému průzkumu Česká republika, 10. 6 2010. HW. 93. Yoshino, Okazaki Yasuhisa, Kuno, Oobu Akira and Shinoda, Okazaki Yoshino. Altitude Difference Measuring Apparatus. US4302973 United States, Dec. 1, 1981. G01L 7/08. 94. Honeywell International Inc. DC Series Chart I - DC001 NDC4. Freeport, Illinois : Honeywell, 2007. FO-55113-B. 95. Ramos, M. IEEE Standard 1451 and a Proposed Time Synchronization Approach 2. IEEE Instrumentation & Measurement Magazine. April 2008, Sv. No. 2, Vol. 11, stránky p. 29-37. 96. Pačes, Pavel, Šipoš, Matrin a Veselý, Milan. Verification of IEEE1588 Time Synchronization in NASA Agate Data Bus Standard. Beijing : IEEE, 2009. ISBN 978-1-42443862-4. 97. Realizace online systému sledování letadel během plachtařských závodů. Mlejnek, Jiří a Pačes, Pavel. Brno : Univerzita obrany, Brno, 2009. ISBN 978-80-7231-670-0. 98. Kostka, Lukáš. Jednotka příjmu signálu GPS. Bakalářská práce, vedoucí práce Ing. Pavel Pačes. Praha : ČVUT FEL, 2010. Sv. 1, 1. 99. STMicroelectronics. STEVAL-MKI062V2. Evaluation Boards. [Online] STMicroelectronics , 2010. [Citace: 05. 09 2010.] http://www.st.com/stonline/products/families/evaluation_boards/steval-mki062v2.htm. 100. Pačes, Pavel a Thoendel, Evžen. Využití asistivních technologií pro zvýšení bezpečnosti letu letadel, létajícího personálu a pozemních účastníků leteckého provozu v normálním provozu a při výskytu mimořádných situací. Praha : ČVUT v Praze, 2010, Přihláška v grantové soutěži Technologické agentury ČR. 101. The FlightGear flight simulator project. [Online] http://www.flightgear.org/. 102. FlightGear Simulator. Property Tree/Reference. FlightGear Flight Simulator. [Online] [Citace: 1. 11 2009.] http://wiki.flightgear.org/index.php/Property_Tree/Reference. 103. Stovall, Sherryl H. Basic Inertial Navigation. California : Naval Air Warfare Center, Weapons Division, 1997. NAWCWPNS TM 8128. 104. MGL Avionics. SP-2 Magnetometer, SP-4 AHRS User and installation manual. [Dokument] Somerset West : MGL Avionics, 2010. SP2-SP4. 105. Pačes, Pavel, Reinštein, Michal and Draxler, Karel. Fusion of Smart-Sensor Standards and Sensors with Self-Validating Abilities. [ed.] Thomas M. Weeks. Journal of Aircrafts 2010. AIAA, 2010, Vol. 57, no.3, pp. 1041-1046. 106. Mlejnek, Jiří. Realizace online systému sledování letadel v průběhu plachtařských závodů. Diplomová práce, Vedoucí práce: Ing. Pavel Pačes. Praha : ČVUT v Praze, 2009. Sv. 1, 1. 107. Alena, Richard L., a další. Communications for Integrated Modular Avionics. Moffett Field : NASA Ames Research Center, 2006.

Literatura

145

Pavel Pačes 108. Rierson, Leanna K. Best Practices for Certifying IMA Systems in Civil Aircraft. IEEE A&E Systems Magazine. Aerospace and Electronics, 2010, Sv. 25, 1. 109. Pačes, Pavel. Integrovaná modulární avionika na palubách malých letadel - fikce nebo realita. Brno : Univerzita Obrany, Přijato k publikaci jako vyzvaná prezentace na konf. MDS 2010, 2010. 110. Li, C. C., et al. Airborne Collision Avioindance System for Low Altitude Flights Using Radio Data System. IEEE Aerospace and Electronic Systems Magazine. Aerospace, 2010, Vol. 25, 4. 111. Wang, He-Sheng a Yang, Wen-Chieh. GBAS testbed development in Taiwan with a prototype GPS/GBAS receiver. GPS Solutions. 10, 28. January 2006, Sv. 3, 1, stránky 197206. ISSN 1080-5370 (Print), DOI 10.1007/s10291-006-0021-0. 112. Nekvasil, Vladimír. Algoritmus navedení letounu na bezpečné přiblížení k zemi při mimořádných událostech. Diplomová práce, vedoucí práce Ing. Pavel Pačes. Praha : České vysoké učení technické v Praze, 2010. Sv. 1, 1. 113. West, Jeff Van. Cirrus Adds Hypoxia Recognition. AVweb. [Online] Aviation Publishing Group, 25. July 2010. [Citace: 10. August 2010.] http://www.avweb.com/news/airventure/EAAAirVenture2010_Cirrus_HypoxiaRecognition_2 02933-1.html?CMP=OTC-RSS. 114. OpenStreetMap contributors. Open Street Maps Guide Post. Map data © OpenStreetMap contributors, CC-BY-SA. [Online] Open Maps , 2010. [Citace: 3. 8 2010.] www.openstreetmap.org. 115. Kephart, Ryan J. and Braasch, Michael S. See-and-Avoid Comparison of Performance in Manned and Remotely Piloted Aircraft. IEEE Aerospace and Electronics Systems Mgazine. Aerospace, May 2010, Vol. 25, 5. 116. Beringer, Dennis B., Ball, Jerry D. a Brenn, Kelly. Comparison of a Typical Electronic Attitude-Direction Indicator with Terrain-Depicting Primary Flight Displays, for Performing Recoveries from Unknown Attitudes: Using Difference and Equivalence Tests. Oklahoma City : FAA Civil Aerospace Medical Institute, 2005. 117. Corley, Anne-Marie. The Danger-Sensing Driver's Seat. [editor] Susan Hassler. IEEE Spectrum. 47, July 2010, Sv. 7, (INT), stránky 10-11. 118. Orwell, George. 1984. London : Secker and Warburg, 1949. PR6029.R8 N647.

Literatura

146

Pavel Pačes

Publikované i nepublikované práce autora Tab P.1. Počty publikací autora práce v jednotlivých kategoriích

Typ publikace

Počet

Články v recenzovaných časopisech Patent Publikace na konferencích Vysokoškolská skripta Další publikace ‐ zprávy ohledně řešení projektu Grant, projekt Funkční vzorky Autorizovaný software Vyzvané prezentace

3 2 23 1 2 3 5 2 1

Celkem

42

Práce související s disertační prací Články v recenzovaných časopisech P1. Pačes, P.; Batěk, M.: MS Excel – jednoduchý prostředek pro sběr dat nejen na sběrnici GPIB. In Automatizace. Listopad 2006, Automatizace, s. r. o., 2006, s. 708-709. ISSN 0005-125X . P2. Pačes, P.: Signal Validation Techniques for Signals with Known Time Behaviour. Acta Avionica. 2008, vol. X, no. 16, p. 114-119. ISSN 1335-9479. P3. Pačes, P.; Reinštein, M.; Draxler, K.: Fusion of Smart-Sensor Standards and Sensors with Self-Validating Abilities. Červen 2010, AIAA, Journal of Aircraft, Sv. 57, č. 3. ISSN 0021-8669 (1041-1046), doi: 10.2514/1.43735.

Patenty P4. Pačes, P.: Systém pro korekci nepřesností systémů inerciální navigace. UPV 2010/11, Patent odeslaný k úplnému průzkumu Česká republika, 30. 1 2010. Hardware. P5. Pačes, P.: Systém měření polohových úhlů. Patent zaslaný k úplnému průzkumu Česká republika, 10. 6 2010. Hardware.

Funkční vzorky P6. Pačes, P.; Novák, J.: Smart Servomechanism. [Funkční vzorek]. Vlastník: Výzkumný a zkušební letecký ústav, a.s., 2008. P7. Pačes, P.; Draxler, K.: Demonstrátor měření a zobrazení parametrů leteckého motoru. [Funkční vzorek]. Vlastník: ČVUT FEL, K13138, 2008. P8. Pačes, P.; Nedvěd, J.; Roháč, J.: Air Data Computer, [Funkční vzorek]. Vlastník: ČVUT FEL, K13138, 2009.

Publikované i nepublikované práce autora

147

Pavel Pačes P9. Mlejnek, J.; Pačes, P.: Distributed Aircraft Tracking Sensor System, [Funkční vzorek]. Vlastník: ČVUT FEL, K13138, 2009. P10. Pačes, P.; Draxler, K.; Vaško, O.: A combined system for angle of attack and angle of sideslip measurement, [Funkční vzorek]. Vlastník: ČVUT FEL, K13138, 2010.

Autorizovaný software P11. Pačes, P.; Draxler, K.: Softwarový simulátor pro vývoj grafických aplikací. [Autorizovaný software]. Vlastník: ČVUT FEL, K13138, 2008. P12. Pačes, P.: Matlab2CAN toolbox. [Autorizovaný software]. Vlastník: ČVUT FEL, K13138, 2010.

Publikace na konferencích - mezinárodní P13. Pačes, P.; Mareš, V.: Engine Parameters Measurement and Display Unit for Small Sports and Ultra-light aircrafts. In IEEE Applied Electronics 2005 - International Conference Pilsen. Pilsen: University of West Bohemia, 2005, s. 257-260. ISBN 80-7043369-8. P14. Pačes, P.: Display Unit Designed for Small Sports Aircrafts. In IWCIT 2005 International Workshop Control and Information Technology. Ostrava: Technická univerzita, 2005, s. 215-218. ISBN 80-248-0906-0. P15. Pačes, P.; Draxler, K.: Výškoměr pro malá letadla. Sborník příspěvků mezinárodního odborného semináře "Nové trendy v civilním letectví 2006". Duben 2006, VUT Brno: Fakulta strojního inženýrství, 2006, s. 117-122. ISBN 80-7204-450-8. P16. Pačes, P.; Draxler, K.: Certifikace leteckých elektronických přístrojů a softwarového vybavení v podmínkách České republiky. In Nové trendy rozvoja letectva 2006 - Zborník příspěvků 7. medzinárodnej vedeckej konferencie [CD-ROM]. Košice: Slovenský letecký inštitút a. s., 2006, ISBN 80-8073-520-4. P17. Ramos, H.M.; Ramos, P.; Pačes, P.: Development of a IEEE 1451 Standard Compliant Smart Transducer Network with Time Synchronization Protocol. In IMTC/2007 IEEE Instrumentation and Measurement Technology Conference Proceedings [CD-ROM]. Warsaw: IEEE, 2007, ISBN 1-4244-1080-0. P18. Pačes, P.; Draxler, K.; Ramos, M.: Development of a New Type of an Actuator for an UAV. In Proceedings of the International Scientific Konference MOSATT 2007. September 2007, Zlatá Idka, Košice, 2007, s. 205-210. ISBN 967-80-969760-2-7. P19. Pačes, P.; Roháč, J.; Ramos, H.: Intelligent Sensing in a Design of a Distributed Engine Control Unit. In Proceedings of the Second International Conference on Sensing Technology ICST 2007, Massey University, Palmerston North, New Zealand, 26th – 28th November, 2007, pgs.: 205-210, CDROM ISBN 978-0-473-12432-8. P20. Pačes, P.; Jelínek, L.; Jaroš, R.: LUN 1794 Converter - Special Functions. In Sborník z 8. mezinárodní vědecké konference Měření, diagnostika a spolehlivost palubních soustav letadel. Brno: Univerzita obrany, Fakulta vojenských technologií, 2008, p. 55-66. ISBN 978-80-7231-555-0. P21. Pačes, P.; Reinštein, M.; Draxler, K.: Fusion of Smart Sensor Standards and Sensors with Self-validating Abilities. In 27th DASC Digital Avionics Systems Conference [CDROM]. St. Paul, Minnesota: IEEE, 2008, ISBN 978-1-4244-2208-1.


148

Pavel Pačes P22. Reinštein, M.; Pačes, P.; Roháč, J.; Šipoš, M.: Advanced Implementations Techniques in Kalman Filtering. In 2008 PEGASUS-AIAA Student Conference [CDROM]. Prague: Czech Technical University, 2008. P23. Pačes, P.: Development Platform for Avionics Instrumentation. In 2008 PEGASUSAIAA Student Conference [CD-ROM]. Prague: Czech Technical University, 2008. P24. Pačes, P.; Záleský, P.; Novák, J.: Distribuovaný systém řízení bezpilotního prostředku Mamok Manta. In CUAS 2008 - Conference Proceedings [CD-ROM]. Praha: Česká odborná společnost letecká, 2008, ISBN 978-80-902522-2-6. P25. Pačes, P.; Šipoš, M.; Reinštein, M.; Roháč, J.: Sensors of Air Data Computers Usability and Environmental Effects ICMT'09 - Proceedings of the International Conference on Military Technologies. Brno: Univerzita obrany, 2009, p. 401-409. ISBN 978-80-7231-649-6. P26. Mlejnek, J.; Pačes, P.: Realizace online systému sledování letadel v průběhu plachtařských závodů. In JALOVECKY, R. and STEFEK, A. (ed.) Proceedings of the 9. international scientific conference "Měření, diagnostika a spolehlivost palubních soustav letadel 2009" Brno : University of Defence, 2009, p. 103-111. ISBN 978-80-7231-670-0. P27. Pačes, P.; Šipoš, M.; Veselý, M.: Verification of IEEE1588 Time Synchronization in NASA Agate Data Bus Standard. In Proceedings of the IEEE 2009 9th Conference on Electronic Measurement & Instruments, Beijing, China, ISBN 978-1-4244-3862-4, 2009. P28. Šipoš, M.; Pačes, P.; Reinštein, M.; Roháč. J.: Flight Attitude Track Reconstruction Using Two AHRS Units under Laboratory Conditions. In Proceedings of the IEEE SENSORS 2009 - The Eighth IEEE Conference on Sensors, Christchurch, New Zealand, ISBN 978-1-4244-5335-1, pp. 675 - 678, ISSN 1930-0395, 2009. P29. Pačes, P.; Šipoš, M.: Introducing Students to Aerospace Board Information Systems Using an Embedded Graphics System Simulator. In Bob Werner (ed.) Proceedings of 10th IEEE International Conference on Advanced Learning Technologies ICALT 2010. Tunisia, IEEE, Piscataway, NJ, 2010, p. 397-399. ISBN 978-0-7695-4055-9. P30. Pačes, P.; Draxler, K.; Hanzal, V.; Čenský, T.; Vaško, O.: A Combined Angle of Attack and Angle of Sideslip Smart Probe with Twin Differential Sensor Modules and Doubled Output Signal. Waikoloa : IEEE, Přijato k publikaci na konferenci IEEE Sensors 2010, 2010. P31. Pačes, P.: Integrovaná modulární avionika na palubách malých letadel - fikce nebo realita. Brno: Univerzita Obrany, Přijato k publikaci jako vyzvaná prezentace na konf. MDS 2010, 2010.

Vyzvané prezentace P32. Pačes, P.: Integrovaná modulární avionika na palubách malých letadel - fikce nebo realita. Brno: Univerzita Obrany, Přijato k publikaci jako vyzvaná prezentace na konf. MDS 2010, 2010.

Publikace na konferencích - národní P33. Pačes, P.; Mareš, V.: Systém měření a zobrazení parametrů motorů ultralehkých letadel. In Sborník příspěvků 5. odborného semináře "Měření, diagnostika a spolehlivost palubních soustav letadel". Brno: Univerzita obrany, Fakulta vojenských technologií, 2005, s. 113-119. ISBN 80-7231-022-4.


149

Pavel Pačes P34. Pačes, P.: Utilization of low cost MEMS pressure sensors in small and ultralight aircraft avionics. In POSTER 2006 [CD-ROM]. Prague: CTU, Faculty of Electrical Engineering, May 2006. P35. Jakl, P.; Draxler, K.; Pačes, P.; Roháč, J.: Měření vzdušné rychlosti letu pomocí levných snímačů. In MĚŘENÍ, DIAGNOSTIKA A SPOLEHLIVOST PALUBNÍCH SOUSTAV LETADEL. Brno: Univerzita Obrany, 2006, ISBN 80-7231-155-7. P36. Pačes, P.: Flight Data Measurement System for Small Airplanes. In WorkShop 2007. CVUT FEL, Prague, 2007, ISBN 978-80-01-03667-9. P37. Pačes, P.: LUN1794 Synchro/Resolver Converter Control Application. In POSTER 2007 [CD-ROM]. Prague: CTU, Faculty of Electrical Engineering, May 2007. P38. Pačes, P.; Záleský, P.; Novák, J.: Distribuovaný řídicí systém bezpilotního prostředku Mamok Manta. CUAS 2008 - Conference Proceedings 1. národní konference Civilní bezpilotní systémy 2008. Praha: Česká odborná společnost letecká, Listopad 2008. ISBN 978-80-902522-2-6.

Další publikace - zprávy ohledně řešení projektu P39. Pačes, Pavel. Engine Maintenance Module – storage and communication module for analytical technology with data downloads for engine diagnostics and trend monitoring. Technical report. Uherské Hradiště. MESIT přístroje spol. s r. o. 2007. P40. Pačes, Pavel. „Inteligentní“ servomechanismus - Projekt Mamok-Manta. Dokumentační zpráva o řešení distribuovaného systému akčních členů, Praha. Výzkumný zkušební a letecký ústav. 2008.

Granty, projekty P41. Pačes, P.: Flight data measurement system for small airplanes, [Grant, projekt]. Typ: IG ČVUT, CTU0610713, garant doc. Ing. Karel Draxler, CSc., 2006. P42. Pačes, P.: Conference AIAA GNCC: Fusion of smart sensor standards and sensors with self-validating abilities, [Grant, projekt]. Typ: IG ČVUT, CTU0812513, garant doc. Ing. Karel Draxler, CSc., 2008. P43. Pačes, P.: Conference IEEE Sensors 2009: Verification of IEEE1588 time synchronization in NASA Agate data bus standard, [Grant, projekt]. Typ: IG ČVUT, CTU0915813, garant doc. Ing. Karel Draxler, CSc., 2009.

Ostatní P44. Pačes, P.: Freescale HC12 Driver Library [online]. c2009, Pavel Pačes [cit. 2010-03-01]. Dostupný z WWW: <www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=Paces_srcHC12lib>. P45. Pačes, P.: Freescale HC12 Calculator Library [online]. c2009, Pavel Pačes [cit. 2010-03-01]. Dostupný z WWW: <www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=Paces_docHC12_Calc>. P46. Pačes, P.: Freescale HC12 demo board - schéma zapojení [online]. c2009, Pavel Pačes [cit. 2010-03-01]. Dostupný z WWW: <www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=Paces_schUniversalModule>.


150

Pavel Pačes P47. Pačes, P.: Freescale HC12 Test Project [online]. c2009, Pavel Pačes [cit. 2010-0301]. Dostupný z WWW: <www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=Paces_srcTestDigitalScope>. P48. Pačes, P.: Matlab-To-Can Toolbox - popis [online]. c2009, Pavel Pačes [cit. 2010-03-01]. Dostupný z WWW: <www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=PacesCanTbx>.

P49. Pačes, P.: Matlab-To-Can Toolbox - Program [online]. c2009, Pavel Pačes [cit. 2010-03-01]. Dostupný z WWW: <www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=PacesCanTbxSW>.

P50. Pačes, P.: Automatizované měření - popis [online]. c2009, Pavel Pačes [cit. 2010-03-01]. Dostupný z WWW: <www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=PacesJakNaAutomatizovaneMereni>.

P51. Pačes, P.: Automatizované měření - příklady v1.x [online]. c2009, Pavel Pačes [cit. 2010-03-01]. Dostupný z WWW: <www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=PacesJakNaAutomatizovaneMereniSW> P52. Pačes, P., Veselý, M.: CANaerospace - XML description file [online]. c2009, Pavel Pačes [cit. 2010-08-03]. Dostupný z WWW: <www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=PacesCANaerospaceProtocolDefinitionFile>.

Práce nesouvisející s disertační prací Vysokoškolská skripta P53. Husák, M.; Ripka, P.; Bouřa, A.; Hozman, J.; Pačes, P.; et al.: Senzory v lékařství, Návod k laboratorním cvičením. 1. vyd. Praha: Česká technika - nakladatelství ČVUT, 2007. 163 s. ISBN 978-80-01-03611-2.


151

Pavel Pačes

Seznam tabulek Tab. 2.1 Rozdělení letadel....................................................................................................................................... 8 Tab. 2.2 Neúplné rozdělení ultralehkých letadel, padáků, kluzáků a související dokumentace ............................ 10 Tab. 2.3 Rozpočet pro realizaci zařízení pro monitorování letu letadla ................................................................ 22 Tab. 3.1 Tabulka parametrů měřených na motoru UL letadla a jejich limitů ....................................................... 36 Tab. 5.1 Základní parametry univerzálního avionického modulu ......................................................................... 44 Tab. 5.2 Základní parametry univerzálního avionického modulu ......................................................................... 45 Tab. 5.3 Základní parametry univerzálního avionického modulu ......................................................................... 46 Tab. 5.4 Chyby senzorů pro měření výšky............................................................................................................ 52 Tab. 5.5 Základní parametry testovaných senzorů ................................................................................................ 53 Tab. 5.6 Testovací body senzorů........................................................................................................................... 53 Tab. 5.7 Směrodatné odchylky od ideální charakteristiky v závislosti na použitých korekčních metodách ......... 64 Tab. 5.8 Senzory vhodné pro realizaci rychloměru aerometrického počítače ....................................................... 66 Tab. 5.9 Senzory použité při realizaci systému měření úhlu náběhu a vybočení .................................................. 79 Tab. 5.10 Porovnání základních parametrů větrných tunelů použitých při testování............................................ 81 Tab. 5.11 Porovnání základních vlastností modulů MPXV a DC001 ................................................................... 97 Tab. 6.1 Odpovídající výstupní napětí senzoru DC001 ...................................................................................... 102 Tab. 6.2 Výstupy simulátoru FlightGear použité pro ověření navržených algoritmů ......................................... 120 Tab P.1. Počty publikací autora práce v jednotlivých kategoriích ...................................................................... 147 Tab. A.1 Seznam a význam jednotlivých funkcí Matlab Can Toolboxu............................................................. 161

Seznam tabulek

152

Pavel Pačes

Seznam obrázků Obr. 1.1 Rozdělení typů letadel............................................................................................................................... 4 Obr. 2.1 Celkový počet mimořádných událostí v letech 2004 až 2009 (20) ......................................................... 12 Obr. 2.2 Procentuální vyjádření počtu mimořádných událostí rozdělených podle typu........................................ 13 Obr. 2.3 Rozdělení leteckých událostí podle počtu zraněných osob: absolutní stav (20) ..................................... 13 Obr. 2.4 Rozdělení leteckých událostí podle počtu zraněných osob: procentuální vyjádření ............................... 13 Obr. 2.5 Absolutní rozdělení příčin mimořádných událostí v provozu SLZ (25) ................................................. 17 Obr. 2.6 Procentuální rozdělení příčin mimořádných událostí v provozu SLZ..................................................... 18 Obr. 2.7 Absolutní údaj a poměr počtu nehod amatérsky postavených letadel ke kategorii GA v USA (28) ...... 19 Obr. 2.8 Rozdělení nehod amatérsky postavených letadel v USA v roce 2007 (26)............................................. 20 Obr. 2.9 Simulátor kategorie LSA vyvíjený na FIT Brno .................................................................................... 21 Obr. 2.10 Simulátor 301 společnosti ForceDynamics, USA (29) ......................................................................... 21 Obr. 2.11 Navrhované obsazení avionického systému .......................................................................................... 25 Obr. 3.1 Jednoduché mechanické a elektronické přístroje .................................................................................... 29 Obr. 3.2 Typické uspořádání malého zobrazovacího přístroje .............................................................................. 30 Obr. 3.3 Uspořádání palubní desky osazené sadou podobných přístrojů ............................................................. 30 Obr. 3.4 Kombinované elektronické přístroje (viz (39)) ....................................................................................... 31 Obr. 3.5 Ilustrace centralizovaného systému......................................................................................................... 33 Obr. 3.6 Ilustrace distribuovaného systému .......................................................................................................... 33 Obr. 3.7 Centrála pro sběr dat v průběhu testování křídla letadla (převzato z (45)) ............................................. 34 Obr. 3.8 Inteligentní senzor (viz (46))................................................................................................................... 34 Obr. 3.9 Vzájemné vazby skupiny standardů IEEE1451 (viz (46)) ...................................................................... 35 Obr. 3.10 Systém pro měření motorových veličin v činnosti ................................................................................ 37 Obr. 3.11 EMS v konfiguraci čtyř ukazatelů pro měření teploty hlav válců ......................................................... 37 Obr. 3.12 EMS v konfiguraci dvou ukazatelů pro měření teploty hlav válců ....................................................... 37 Obr. 5.1 Blokový diagram univerzálního avionického modulu ............................................................................ 42 Obr. 5.2 Realizovaný plošný spoj univerzálního avionického modulu ................................................................. 42 Obr. 5.3 Princip zamykání semaforu jádry S12 a XGATE ................................................................................... 43 Obr. 5.4 Blokové schéma spolupráce mezi jádry S12 a XGATE.......................................................................... 43 Obr. 5.5 Propojení využívaného vývojového SW, BDM adaptéru a cílového procesoru ..................................... 44 Obr. 5.6 Propojení paměťové karty s univerzálním avionickým modulem........................................................... 45 Obr. 5.7 Filtr a audio-zesilovač systému hlášení................................................................................................... 47 Obr. 5.8 Vývojový diagram softwarového vybavení systému hlášení .................................................................. 47 Obr. 5.9 Závislost hustoty vzduchu, tlaku, teploty a rychlosti zvuku v atmosféře na výšce (60) ......................... 50 Obr. 5.10 Tolerance výškoměrů [Δh a Δp] v rozsahu od -1000 do 50000ft......................................................... 51 Obr. 5.11 Blokové schéma měřicího pracoviště pro testování senzorů (66) ......................................................... 54 Obr. 5.12 Testovací pracoviště.............................................................................................................................. 55 Obr. 5.13 Uspořádání senzorů v teplotní komoře ................................................................................................ 55 Obr. 5.14 Odchylkový graf výstupní charakteristiky senzoru HCA0611 v závislosti na teplotě .......................... 56 Obr. 5.15 Realizovaný testovací systém ............................................................................................................... 57 Obr. 5.16 Funkce přepínání výstupu senzorů ........................................................................................................ 57 Obr. 5.17 Odchylkový graf senzoru MPX4115AP ............................................................................................... 58 Obr. 5.18 Změřené charakteristiky zaslepeného senzoru MPX4115AP ............................................................... 58 Obr. 5.19 Závislost výstupů senzorů MPX na teplotě .......................................................................................... 59 Obr. 5.20 Zapojení testovaných senzorů ............................................................................................................... 59 Obr. 5.21 Závislost výstupu senzoru MPX4115A na teplotě ................................................................................ 61 Obr. 5.22 Vnitřní struktura senzoru MPX4115AP ................................................................................................ 61 Obr. 5.23 Vnitřní uspořádaní senzoru MPXV4115V ............................................................................................ 61 Obr. 5.24 Blokové schéma aerometrického počítače s procesorem ADuC845 ..................................................... 62 Obr. 5.25 Senzor SP 82 ......................................................................................................................................... 62 Obr. 5.26 Vnitřní zapojení senzoru SP 82 ............................................................................................................. 62 Obr. 5.27 Odchylkový graf senzoru SP80 bez teplotní kompenzace ................................................................... 63 Obr. 5.28 Odchylkový graf senzoru SP80 s teplotní kompenzací ........................................................................ 63 Obr. 5.29 3D korekční křivka senzoru SP80 ......................................................................................................... 64 Obr. 5.30 Odchylkový graf senzoru SP80 s teplotní kompenzací a korekcí výstupu........................................... 64 Obr. 5.31 Závislost mezi rychlostí letu a diferenciálním tlakem na Pitot-statické sondě...................................... 66

Seznam obrázků

153

Pavel Pačes Obr. 5.32 Tolerance rychloměrů [Δkm/h a Δp] v rozsahu od 0 do 1000 km/h .................................................... 66 Obr. 5.33 Odchylkový graf – senzor bez korekcí.................................................................................................. 67 Obr. 5.34 Odchylkový graf – teplotní korekce ...................................................................................................... 67 Obr. 5.35 Blokové schéma propojení senzorů za účelem získání dvojnásobné amplitudy měřeného signálu ...... 67 Obr. 5.36 Realizace prototypu snímacího systému ............................................................................................... 67 Obr. 5.37 Vliv teploty na sklon a posun výstupní charakteristiky dvojice senzorů .............................................. 69 Obr. 5.38 Přesný tlakoměr Druck DPI145 ............................................................................................................ 70 Obr. 5.39 Realizovaný aerometrický počítač osazený senzory Memscap............................................................. 71 Obr. 5.40 Realizovaný aerometrický počítač osazený senzory Freescale ............................................................. 71 Obr. 5.41 Vliv teploty na výstupní údaj AD převodníku ...................................................................................... 72 Obr. 5.42 Polára a vztlaková čára profilu křídla s vyznačením režimů letu. Upraveno podle (71) ....................... 73 Obr. 5.43 Vysílače úhlu náběhu pracující na principu převodu pohybu otočného křidélka (77) .......................... 74 Obr. 5.44 Systémy generování signálu pádového varování, (78), (77) a (79) ....................................................... 75 Obr. 5.45 Koncepce modulu měření úhlu náběhu a úhlu vybočení ...................................................................... 76 Obr. 5.46 Základní tvary sond pro měření úhlu nabíhajícího proudu vzduchu: a) dvojitá trubička, b) Conrádova Kobra sonda, c) válcová (Chiselova) sonda a d) Reichardtova sonda................................................................... 77 Obr. 5.47 Sondy modifikované pro měření úhlu náběhu a vybočení .................................................................... 77 Obr. 5.48 Realizované a testované sondy pro měření úhlu náběhu a úhlu vybočení ............................................ 78 Obr. 5.49 Realizovaný modulární systém měření úhlu náběhu a vybočení .......................................................... 78 Obr. 5.50 Zjednodušené schéma softwarového vybavení převodníku AOA a AOS ............................................. 80 Obr. 5.51 Zapojení pracoviště pro ověření charakteristik systému měření úhlu náběhu a vybočení .................... 81 Obr. 5.52 Měřicí pracoviště v Dejvicích a na Karlově náměstí ............................................................................ 82 Obr. 5.53 Ilustrace měřicího algoritmu (více v P8 a P9) ....................................................................................... 82 Obr. 5.54 Výsledky měření vlivu úhlu rozevření sondy na výstupní signál s moduly a) DC001 a b) MPXV ...... 83 Obr. 5.55 Výstup CFD simulace proudění v okolí válcové sondy s úlem rozevření 30° a úhlem náběhu 5° a) a s ilustrací vzniku úplavu při úhlu náběhu 10° b) ................................................................................................... 84 Obr. 5.56 Ilustrace sond (82), které byly použity pro porovnání vlivu tvaru sondy na výstupní signál ................ 85 Obr. 5.57 Porovnání výstupních charakteristik různých typů sond pro měření úhlu náběhu ................................ 85 Obr. 5.58 Vliv rychlosti proudění na tvar výstupní charakteristiky válcové sondy s úhlem rozevření 30° .......... 85 Obr. 5.59 Vliv velikosti vstupních otvorů sond na tvar převodních charakteristik ............................................... 86 Obr. 5.60 Umístění sondy na letadle Aero Ae270 ................................................................................................ 87 Obr. 5.61 Charakteristika prototypu sondy měření α a β použité na letadle Ae270 .............................................. 87 Obr. 5.62 Převodní charakteristika měřeného výstupu sondy a data z AD převodníku modulu měření úhlu náběhu a vybočení................................................................................................................................................. 88 Obr. 5.63 Převodní charakteristiky půlkulaté sondy a modulu MPXV v závislosti na rychlosti proudění ........... 89 Obr. 5.64 Charakteristika přepočtu výstupního údaje sondy v závislosti na rychlosti proudění ........................... 89 Obr. 5.65 Výpočet úhlu náběhu z naměřených hodnot na základě modelu odvozeného z kalibračních měření .. 91 Obr. 5.66 Soustava převodních charakteristik vypočítaných poměrem výstupního údaje sondy a celkového tlaku .............................................................................................................................................................................. 91 Obr. 5.67 Převodní charakteristiky půlkulaté sondy a modulu DC001 v závislosti na rychlosti proudění .......... 92 Obr. 5.68 Blokové schéma měřicího pracoviště vzájemné závislosti α a β........................................................... 93 Obr. 5.69 Charakteristiky závislosti β na α ........................................................................................................... 93 Obr. 5.70 Charakteristiky závislosti β na α ........................................................................................................... 94 Obr. 5.71 Výsledky měření vzájemné závislosti α a β na příčném otočení sondy ................................................ 94 Obr. 5.72 Výsledky CFD simulace proudění v okolí kruhové sondy.................................................................... 95 Obr. 5.73 Výsledky CFD simulace proudění v okolí kruhové sondy.................................................................... 96 Obr. 5.74 Diferenciální tlaky vypočtené pomocí CFD simulace .......................................................................... 97 Obr. 5.75 Normalizované charakteristiky sondy pro měření úhlu náběhu ............................................................ 97 Obr. 5.76 3D model kombinované sondy pro měření aerometrických dat, úhlu náběhu a vybočení (příprava pro 3D tisk, detaily viz příloha E) ............................................................................................................................... 99 Obr. 5.77 Obrazovka systému EFIS s ukazatelem úhlu náběhu, realizovaná pomocí SW z přílohy B (kredit studenti předmětu PRS) ........................................................................................................................................ 99 Obr. 6.1 Vyznačení měřicích bodů tlakového referenčního systému na trupu letadla ........................................ 101 Obr. 6.2 Velikost tlakové diference na jeden metr výšky v závislosti na výšce nad terénem ............................. 102 Obr. 6.3 Měřicí systém pro ověření vlastností Tlakového referenčního systému ............................................... 103 Obr. 6.4 Výsledky měření rozdílu tlaků ve vertikální rovině diferenciálním snímačem tlaku ............................ 103 Obr. 6.5 Senzorový modul využívající senzory DC001NDC4 ........................................................................... 105 Obr. 6.6 Zařízení pro přepínání přívodů tlakového vedení ................................................................................. 106 Obr. 6.7 Blokové schéma přepínače.................................................................................................................... 106

Seznam obrázků

154

Pavel Pačes Obr. 6.8 Výsledky ověřovacího měření zapojení dvou senzorů a tlakového přepínače (při rychlosti 64 km/h) 106 Obr. 6.9 Distribuovaný systém měření náklonu tělesa s referenčním objemem ................................................. 107 Obr. 6.10 Vyznačení polohových úhlů, měřicích míst na trupu letadla a referenčního objemu ......................... 108 Obr. 6.11 Blokové schéma měřicího systému a synchronizace měření .............................................................. 108 Obr. 6.12 Fotografie měřicího systému a senzorového modulu .......................................................................... 109 Obr. 6.13 Vliv lokálních změn atmosférického tlaku na signál měřený systémem TRS oproti konstantnímu referenčnímu objemu .......................................................................................................................................... 109 Obr. 6.14 Průběh napětí na senzorech A a B při změně orientace měřicího systému ......................................... 110 Obr. 6.15 Průběh napětí na senzorech A a B při změně orientace měřicího systému ......................................... 111 Obr. 6.16 Výsledky ověřovacího měření zapojení dvou senzorů a tlakového přepínače .................................... 113 Obr. 6.17 Předpokládaná převodní charakteristika systému ............................................................................... 114 Obr. 6.18 Blokové schéma testovacího zapojení pro ověření synchronizace mezi moduly ................................ 115 Obr. 6.19 Diference časových základen čtyř modulů.......................................................................................... 115 Obr. 6.20 Diference časových základen jednotlivých modulů po synchronizaci ................................................ 116 Obr. 6.21 Realizovaný modul příjmu signálu GPS ............................................................................................. 116 Obr. 6.22 Simulační blokové schéma zapojení systému TRS ............................................................................. 117 Obr. 6.23 Výsledky simulace funkce systému TRS ............................................................................................ 118 Obr. 6.24 Výsledky simulace systému TRS – výstup senzorů A a B a výstupní signál odpovídající náklonu ... 118 Obr. 6.25 Propojení SW vybavení použitého pro ověření algoritmů integrace systému TRS a IMU ................. 119 Obr. 6.26 Rozložení jednotlivých veličin poskytovaných simulačním modelem programu FlightGear ............. 121 Obr. 6.27 Ilustrace zarušení snímaných veličin, jejich zpracování a následné vyhodnocení .............................. 121 Obr. 6.28 Ilustrace detekce ustálených stavů pro určení driftu INS senzorů ...................................................... 124 Obr. 6.29 Skutečný průběh podélného sklonu v průběhu testovacího letu ......................................................... 125 Obr. 6.30 Průběh podélného sklonu vypočítaný z úhlových rychlostí ............................................................... 125 Obr. 6.31 Odchylky mezi skutečným průběhem a vypočítaným náklonem ....................................................... 125 Obr. 6.32 RMSE odchylek mezi skutečným průběhem a vypočítaným průběhem ............................................. 125 Obr. 6.33 Odchylky mezi skutečným průběhem a vypočítaným náklonem v případě použití algoritmu korekce nuly ..................................................................................................................................................................... 126 Obr. 6.34 RMSE odchylek mezi skutečným průběhem a vypočítaným průběhem v případě použití algoritmu korekce nuly ........................................................................................................................................................ 126 Obr. 6.35 Odchylky mezi skutečným průběhem a vypočítaným náklonem v případě použití algoritmu detekce ustálených stavů .................................................................................................................................................. 126 Obr. 6.36 RMSE odchylek mezi skutečným průběhem a vypočítaným průběhem v případě použití algoritmu detekce ustálených stavů ..................................................................................................................................... 126 Obr. 6.37 Průběh skutečného signálu úhlové rychlosti a signálu s přidanými rušivými vlivy ............................ 127 Obr. 6.38 Časový průběh korekčního signálu offsetu senzoru úhlových rychlostí ............................................ 127 Obr. 6.39 Odchylky mezi skutečným průběhem a náklonem integrovaným z rušeného signálu v případě použití algoritmu detekce ustálených stavů..................................................................................................................... 127 Obr. 6.40 RMSE odchylek mezi skutečným průběhem a náklonem integrovaným z rušeného signálu v případě použití algoritmu detekce ustálených stavů ........................................................................................................ 127 Obr. 6.41 Odchylky mezi skutečným průběhem a náklonem integrovaným z rušeného signálu v případě použití algoritmu detekce ustálených stavů a průchodu nulou ....................................................................................... 128 Obr. 6.42 RMSE odchylek mezi skutečným průběhem a náklonem integrovaným z rušeného signálu při použití algoritmu detekce ustálených stavů a průchodů nulou ....................................................................................... 128 Obr. 6.43 Ilustrace pohybu vzdušné masy během střihu větru ............................................................................ 129 Obr. 6.44 Ilustrace konstrukce křídla a jeho nosníku .......................................................................................... 129 Obr. 7.1 Schéma propojení měřicích modulů do jednoho integračního celku s vyznačením vyžadovaného přístrojového vybavení ........................................................................................................................................ 131 Obr. 7.2 Vizualizace datových struktur analyzátoru protokolu CANaerospace (96) .......................................... 131 Obr. 7.3 Ilustrace funkce systému sledování letadel podle (97) .......................................................................... 132 Obr. 7.4 Zobrazovač systému GPWS, realizovaný pomocí SW z přílohy B (kredit studenti předmětu PRS) ... 133 Obr. 7.5 Propojení jednotlivých bloků pro realizaci funkce navedení na přistání............................................... 134 Obr. 7.6 Návrh jednoduchého zobrazovače pro realizaci funkce navedení na přistání ....................................... 135 Obr. 7.7 Výsledná realizace zobrazovače ........................................................................................................... 135 Obr. 7.8 Profil trajektorie letu a ilustrace ohodnocení terénu ve směru letu letadla ........................................... 136 Obr. 7.9 Výsledná simulace poruchy, dle (112) .................................................................................................. 136 Obr. A.1 Propojení SW a HW bloků knihovny................................................................................................... 160 Obr. A.2 Ilustrace vnitřních bloků knihovny pro zajištění budoucí rozšiřitelnosti ............................................ 160 Obr. A.3 Distribuce dat v testovacím systému .................................................................................................... 163

Seznam obrázků

155

Pavel Pačes Obr. A.4 Datový server zajišťující distribuci dat dalším prvkům ....................................................................... 163 Obr. B.5 Struktura a propojení knihoven SW pro vývoj grafických aplikací .................................................... 164 Obr. B.6 Zobrazovací systém parametrů leteckého motoru spuštěný na reálném vestavném systému ............... 164 Obr. B.7 Zobrazovací systém parametrů leteckého motoru spuštěný na simulátoru .......................................... 164 Obr. B.8 Systém MicroWindows běžící na SW simulátoru ................................................................................ 164 Obr. B.9 Propojení leteckého simulátoru a grafického simulátoru se zobrazením obrazovky systému EFIS..... 165 Obr. C.1 Schéma zapojení univerzálního avionického modulu .......................................................................... 166 Obr. D.1 Propojení mezi knihovnou funkcí univerzálního avionického modulu a jeho HW .............................. 167 Obr. E.1 Návrh hlavice sondy kombinovaného systému aerometrického počítače a systému měření AOA a AOS ............................................................................................................................................................................ 168

Seznam obrázků

156

Pavel Pačes

Použité symboly

∆

∆p/p

1,2255 Θ Φ  ADC AGL AFDX AHRS AOA AOPA AOS API AS BDM BGA CAA CAN CANaerospace CPU CS CS-VLA CTR DEM

Použité symboly

·

Úhel náběhu [°] - Angle of Attack (AOA). Úhel vybočení [°] - Angle of Sideslip (AOS). Diference tlaků na vstupech sondy pro měření úhlu náběhu nebo vybočení [Pa]. Celkový tlak v Pitot-statickém systému [Pa]. Statický tlak v Pitot-statickém systému [Pa]. Dynamický tlak v Pitot-statickém systému [Pa]. Bezrozměrná hodnota podílu tlakového rozdílu měřeného sondou snímání úhlu náběhu a dynamického tlaku snímaného Pitot-statickým systémem [-]. Machovo číslo [-]. Reinoldsovo číslo [-]. Teplota okolního prostředí [K]. Výška objektu nad referenční úrovní [m]. Hustota vzduchu [kg m-3]. Hustota vzduchu na hladině moře. Podélný sklon [°]. Příčný náklon [°]. Kurz [°]. Air Data Computer Above Ground Level Avionic Full-DupleX ethernet Attitude and Heading Reference Systems Angle of Attack Aircraft Owners and Pilots Association Angle of Sideslip Application Programming Interface Aerospace Standard Background Debug(ger) Mode Ball Grid Array Civil Aviation Authority Controller-area Network Komunikační protokol využívají fyzickou vrstvu sběrnice CAN Central Processing Unit Certification Specifications Very Light Airplanes Řízený prostor letiště Digital Elevation Model

157

Pavel Pačes DMM EASA ELA EMS FAR FLASH GA GBAS GCC GNU GPL GPS GPWS HW ICAO IFR IIC, I2C ILS INS IMA IMC IMU JAA JAR LED MFC MFD MSA PFD POSIX PRS QNH QFE QNE RDS RISC RS232 RMSE SAE SPI SW SPRP Použité symboly

Digital Measurement Module European Aviation Safety Agency European Light Aircraft Engine Monitoring System Federal Aviation Regulations Typ paměti uchovávající data po vypnutí napájení General Aviation Ground Based Augmentation System GNU Compiler Collection GNU General Public License Global Positioning System Ground Proximity Warning System Hardware International Civil Aviation Organization Instrument Flight Rules Inter-Integrated Circuit Standard Instrument Landing System Inertial Navigation System Integrated Modular Avionics Instrument Meteorological Conditions Inertial Measurement Unit Joint Aviation Authorities Joint Aviation Authorities Light-emitting Diode Microsoft Foundation Class Multifunctional Display Mezinárodní Standardní Atmosféra Primary Flight Display Portable Operating System Interface Pressure Reference System Hodnota tlaku přepočtená na hladinu moře Hodnota tlaku vztažená k určité referenci Referenční hodnota tlaku pro let v hladině Radio Data System Reduced Instruction Set Computer Recommended Standard 232 Root Mean Square Error Society of Automotive Engineers Serial Peripheral Interface Software Systém podpory rozhodování pilota 158

Pavel Pačes SLZ SRTM S12 TAWS TCAS TEDS TIM TRS UAM UAV USB ÚCL UL UTC VFR VMC VPD VPP XGATE

Použité symboly

Sportovní létající zařízení Shuttle Radar Topography Mission Hlavní procesor mikrokontroléru S12X Terrain Awareness and Warning System Traffic Collision and Avoidance System Transducer Electronic Data Sheet Transducer Interface Module Tlakový referenční systém Univerzální avionický modul Unmanned Aerial Vehicle Universal Serial Bus Úřad pro civilní letectví Ultralehké letadlo Coordinated Universal Time Visual Flight Rules Visual Meteorological Conditions Vzletová a přistávací dráha Vzletová a přistávací plocha Komunikační procesor mikrokontroléru S12X

159

Pavel Pačes

Přílohy Následující sekce přináší popis softwarových a hardwarových prostředků, které vznikly v průběhu této práce.

PŘÍLOHA A Popis vytvořených SW prostředků 1. SW pro sběr dat z laboratorních přístrojů V případě, že bylo nutné sbírat data z dalších zdrojů jako např. snímačů teploty PT100, tlakových, nebo jiných senzorů (voltmetry, digitální osciloskop MSO4034), byly využívány m-skripty spolu s Matlab Instrument Toolboxem nebo krátké programy v jazyku Visual Basic v prostředí MS Excel, kdy se využívá služeb knihovny Virtual Instrument Software Architecture (VISA). Využití prostředí MS Excel pro sběr dat je popsané v (P1), zkušenosti s přístroji získané v průběhu této práce jsou popsané v (P50) a (P51). V této práci bylo vyvinuto rozšíření používané v prostředí Matlab, jehož krátký popis uvádím zde, přičemž příklady a programátorskou příručku je možné nalézt na (P47) a (P49).

2. Komunikační DLL knihovna

Sběrnice CAN

Pro snadnou interakci mezi moduly vyvinutými v této práci a softwarovým vybavením na straně PC, byla vyvinutá univerzální Dynamic Link Library (DLL) knihovna, kterou je možné použít z jakéhokoliv programovacího prostředí a s pomocí jednoduchého rozhraní (tzv. toolboxu) i z prostředí Mathworks Matlab® a National Instruments LabView®. Knihovna byla z počátku vyvíjena zejména pro komunikaci prostřednictvím sběrnice CAN, ale později byly přidány i možnosti použití sériové linky RS232 a ethernetového spojení. Knihovna přistupuje k HW zařízení v podobě ethernetového nebo sériového rozhraní RS232 přítomného na počítači typu PC, nebo využívá externí převodník USB2CAN pro komunikaci po sběrnici CANbus. Blokové schéma komunikace jednotlivých bloků je zobrazeno na obrázku č. A.1, kde je DLL knihovna reprezentovaná blokem I/O. Pro její připojení do dalších programů je možné využít přímého importu *.lib souboru spolu s hlavičkovým souborem

Obr. A.1 Propojení SW a HW bloků knihovny

Přílohy

Obr. A.2 Ilustrace vnitřních bloků knihovny pro zajištění budoucí rozšiřitelnosti

160

Pavel Pačes Výhodou tohoto způsobu řešení je možnost průběžného vylepšování vnitřní struktury DLL knihovny, která si stále zachovává již implementovaná rozhraní. Na obrázku č. A.2 je vidět vnitřní struktura knihovny, kdy uživatelská aplikace přistupuje k funkcím Send a Receive pro odeslání, příp. příjem dat. V případě, že se jedná o jednoduchý komunikační protokol, je možné používat přímo funkce Send a Receive. V případě, že je komunikační protokol složitější, nebo je třeba data předzpracovat, je výhodnější do datové cesty vložit mezi paměť a výkonné vlákno, které zařídí komunikační náležitosti a do nadřazené aplikace bude poskytovat pouze výsledky jednotlivých operací a zpracovaná data.

3. Matlab to Can Toolbox O propojení jednotlivých vyvinutých zařízení a programů mezi sebou a prostředím Matlab je použitý Matlab Can Toolbox. Toolbox, vyvinutý v této práci, se skládá z několika knihoven uložených v adresáři lib, popisu jak zprovoznit nahrávání knihoven DLL na verzích Matlab 7.0 a nižších, který je umístěný v adresáři Workaround. V základním adresáři je množství souborů, které uživateli zpřístupňují jednotlivé funkce knihovny. Tento toolbox byl úspěšně používán na Matlabu verze 7.1 a 2008b. Jednotlivé funkce toolboxu je možné rozdělit na funkce používané pro inicializaci, měření a ovládání připojených přístrojů, a ukončení činnosti toolboxu. Tabulka č. A.1 zobrazuje jednotlivé funkce implementované v toolboxu a jejich význam. Funkce jsou rozlišeny prefixy, které mají následující význam: CANTBX souvisí přímo s ovládáním DLL knihovny a integrací do prostředí Matlab, CAN funkce umožňují ovládat převodník USB2CAN, SER funkce komunikují po spojení typu RS232 a ETH funkce využívají rozhraní ethernet. Nápověda k funkcím je realizována tak jak je v Matlabu zvykem, tj. pomocí příkazu help název-funkce. Z důvodů problémů s přesností synchronizace měření v distribuovaných systémech jsou v knihovně implementovány základní funkce založené na standardu časové synchronizace podle normy IEEE1588. Přístup k těmto funkcím je řešen pomocí funkcí, které jsou uvozeny prefixem SYNC. Rozhraní není ještě zcela implementováno a tak není uvedeno v tab. č. A.1. Tab. A.1 Seznam a význam jednotlivých funkcí Matlab Can Toolboxu

Inicializační funkce CANTBX_InstallToolbox

Registrace toolboxu v prostředí Matlab.

CANTBX_InitTxb

Nahrání DLL knihovny do paměti.

CAN_Open, ETH_Open, SER_Open

Inicializace komunikace s rozhraním CAN, ethernet nebo RS232.

Měřící a ovládací funkce CAN_Send, ETH_Send, SER_Send

Funkce pro odesílání dat

SER_SendByte, SER_ReceiveByte

Funkce pro odeslání a příjem jednotlivých bytů přes rozhraní RS232.

CAN_Receive, ETH_Receive, SER_Receive

Funkce pro příjem dat

Přílohy

161

Pavel Pačes Funkce pro ukončení činnosti toolboxu CAN_Close, ETH_Close, SER_Close

Ukončení práce s rozhraním.

CAN_CloseAll, ETH_CloseAll, SER_CloseAll

Uzavření všech rozhraní jednoho druhu.

CANTBX_CloseAll

Uzavření všech rozhraní a odstranění knihovny z paměti prostředí Matlab.

Různé CANTBX_ComposeUint32

Funkce umožňuje složení 32 bitové hodnoty ze čtyř bytových elementů.

CANTBX_SplitUint32

Rozložení 32 bitové hodnoty na čtyři bytové elementy.

CANTBX_UintToSingleFloat

Převedení 32 bitového čísla na 32 bitový float podle normy IEEE 754.

CST_ValvesSet

Funkce určená pro ovládání ventilů při testování přepínání přívodů vzduchu k senzorům.

FG_ETH_GetParam

Funkce určená pro komunikaci se simulátorem FlightGear.

4. SW pro distribuci letových dat ze simulátoru FlightGear Pro distribuci letových a navigačních dat, za účelem otestování funkčnosti algoritmů navedení na přistání podle sestupového paprsku, algoritmů zpracování dat a kontroly činnosti práce pilota za letu, byl vyvinutý datový server, který umožňuje distribuci dat po sběrnici CAN nebo za použití UDP spojení s dalšími programy. Celkové testovací schéma může být rozděleno na tři části. První část obsahuje zdroje dat, které jsou reprezentovány buď letovým simulátorem FlightGear, nebo v této práci vyvinutými moduly. Druhá, přenosová, část distribuuje data od zdroje k jejich příjemcům a to buď za pomoci sběrnice CAN, nebo ethernetového spojení typu UDP. Poslední, třetí, část schématu představuje zobrazení dat, jednotku pro uložení dat a jádro pro nezbytné výpočty. Celé blokové schéma je zobrazeno na obrázku č. A.3. Datový server využívá pro komunikaci s převodníkem USB2CAN knihovnu DLL, která je popsaná na začátku této přílohy. Pro komunikaci pomocí UDP spojení je také využíváno služeb DLL knihovny. Jednotlivé zobrazovací prvky využívají stejnou knihovnu pro vstup dat z rozhraní UDP a sběrnice CAN. Výpočetní systém využívá toolbox popsaný v předchozí kapitole, který opět využívá DLL knihovnu. Bloky přizpůsobení dat jsou buď jednoduché převodníky např. typu RS232/CAN, jako v případě přenosu dat ze systému GPS, nebo jednoúčelové měřicí přístroje jako je aerometrická centrála a blok měření úhlu náběhu. Tyto moduly pak využívají univerzální avionický modul, jeho knihovnu funkcí pro obsluhu periferií a program hlavní smyčky pro manipulaci s daty. Část skutečné realizace situace zobrazené na obrázku A.3, je vidět na obrázku A.4. Jako aktivní okno vidíme simulátor FlightGear s UL letadlem Moyes DragonFly, které točí zatáčku na letišti KNUQ Moffett Federal AFLD s charakteristickým hangárem č. 1. Na pozadí je vidět hlavní okno datového serveru, který je realizován jako MFC Multiple document aplikace umožňující udržovat několik spojení s různými částmi testovacího systému. V programu je otevřeno okno FGDataServer1 které zachytává a převádí data ze simulátoru. V okně jsou vidět některé letové hodnoty označené pořadovým číslem.

Přílohy

162

Pavel Pačes Hodnotou 52 je označený podélný sklon, který je v tomto případě 6.65°. Poslední dialog, který na obrázku můžeme vidět je dialog pro otevření spojení s dalším systémem a to pomocí rozhraní UDP. Dialog nabízí možnost vybrat konfigurační soubor ve formátu XML, který popisuje formát předávaných dat. Pro připojení výpočetního prostředí Matlab je velmi výhodné využít funkcí vyvinutého toolboxu, kdy je možné otevřít další UDP spojení mezi Matlabem a datovým serverem a dotazovat se na hodnoty jednotlivých proměnných funkcí FG_ETH_GetParam, které je nutné zadat jako parametr pořadové číslo požadované informace, tj. 52 pro podélný sklon. ZDROJE DAT

PŘENOSOVÁ ČÁST FG Connector

ZOBRAZOVACÍ ČÁST UDP Spojení

Zobrazovací prvek A

Ethernet UDP

FLIGHT GEAR

>

DATA SERVER

Zobrazovací prvek B

> Přístroje GPS INS ADC EMS AOA

Zobrazovací přístroj

PŘEVODNÍK USB2CAN

Zobrazovací přístroj

Systém ukládání dat

>

Záznamové médium

Výpočetní systém

BLOK PŘIZPŮSOBENÍ DAT

>

Výpočetní engine

Obr. A.3 Distribuce dat v testovacím systému

Obr. A.4 Datový server zajišťující distribuci dat dalším prvkům

Přílohy

163

Pavel Pačes

PŘÍLOHA B SW pro simulaci grafických vestavných systémů Tento software je určený pro jednoduchý vývoj grafických aplikací pro vestavné systémy. Jedná se například o obrazovky pro monitorování parametrů motoru, nebo letový informační systém. Jedná se o soubor knihoven, které spolu navzájem komunikují a jejichž struktura (viz obr. B.5) je obdobná jako u projektů pro reálné vestavné systémy, přičemž je simulován zobrazovací HW a vstupně-výstupní komunikační rozhraní (RS232, CAN, Ethernet atd...). Část kódu, který realizuje zobrazovací funkce, je možné použít jak v tomto simulátoru, tak i v aplikaci s reálným vestavným systémem s procesorem Motorola PowerPC (viz obr. B.6). Přenositelnost kódu je zajištěna použitým programovacím jazykem a rozhraním nízkoúrovňové knihovny interakce s HW zařízením. Funkce je ilustrována obrázky B.6 a B.7. Dále sytém umožňuje testování i vyšších zobrazovacích systémů, jako je například systém MicroWindows zobrazený na obr. B.8. Přímou souvislost s touto disertační prací má systém monitorování parametrů leteckého motoru zobrazený na obrázku B.6, kdy je možné toto SW vybavení spustit i na zde uvedeném simulátoru B.7. Simulátor byl dále použitý pro vývoj elektronického informačního systému zobrazujícího letové veličiny na obr. B.9, kde je také využito SW vybavení z předcházející kapitoly. VirtualLCD

Gauge

GR lib.

VirtualSCR/HW layer

Funkce windows ‐ GDI

Obr. B.5 Struktura a propojení knihoven SW pro vývoj grafických aplikací

Obr. B.6 Zobrazovací systém parametrů leteckého motoru spuštěný na reálném vestavném systému

Obr. B.7 Zobrazovací systém parametrů leteckého motoru spuštěný na simulátoru

Obr. B.8 Systém MicroWindows běžící na SW simulátoru

Přílohy

164

Pavel Pačes

Obr. B.9 Propojení leteckého simulátoru a grafického simulátoru se zobrazením obrazovky systému EFIS

Přílohy

165

Pavel Pačes

PŘÍLOHA C Schéma zapojení univerzálního avionického modulu

Obr. C.1 Schéma zapojení univerzálního avionického modulu

Přílohy

166

Pavel Pačes

PŘÍLOHA D Knihovna funkcí univerzálního avionického modulu

HW

SW

V průběhu práce bylo realizováno několik avionických modulů pro měření různých veličin jako je teplota výška, úhel náběhu a přenos údajů mezi existujícím modulem a sběrnicí CANbus, která v práci tvoří centrální prvek. V rámci úspory času při vývoji programového vybavení jednotlivých modulů byla založena knihovna funkcí srcHC12lib, kde jsou umístěny soubory umožňující ovládání jednotlivých periferií procesoru, jako jsou vstupně výstupní piny, řadič sběrnice CANbus, sériových rozhraní, sběrnice IIC, generování PWM signálů, vstupů pro měření frekvence atd. Rozhraní mezi knihovnou a procesorem HC12 je realizováno mapou registrů a definicí datových typů v souborech s12_RegMap.h a s12_DataTypes.h. Hlavní aplikace realizovaná ve smyčce main pak provádí algoritmus měření modulu. Na obrázku D.1 je SW knihovna vyznačena blokem s modrým pozadím. Hlavní aplikace pak obsahuje soubory definující aktuální přiřazení vstupních a výstupních pinů jednotlivým funkcím s12_device.h, aktuální definice vektorů přerušení v souboru s12_vectors.c a konečně hlavní program realizovaný v souboru main.c, který využívá ostatní softwarové bloky.

Obr. D.1 Propojení mezi knihovnou funkcí univerzálního avionického modulu a jeho HW

Přílohy

167

Pavel Pačes

PŘÍLOHA E Hlavice sondy kombinovaného systému aerometrického počítače a systému měření AOA a AOS

Obr. E.1 Návrh hlavice sondy kombinovaného systému aerometrického počítače a systému měření AOA a AOS

Přílohy

168

České vysoké učení technické v Praze Fakulta elektrotechnická. Disertační práce

Recommend Documents