Fakulta elektrotechnická. Katedra m ení DIPLOMOVÁ PRÁCE. Aerometrický systém pro malá letadla

þ(6.e9<62.e8þ(1Ì7(&+1,&.e 935$=( Fakulta elektrotechnická Katedra mČĜení

DIPLOMOVÁ PRÁCE Aerometrický systém pro malá letadla Praha, leden 2009

Jan NedvČd

Prohlášení Prohlašuji, že jsem svou diplomovou práci vypracoval samostatnČ a použil jsem podklady uvedené v pĜiloženém seznamu. Nemám závažný dĤvod proti užití tohoto školního díla ve smyslu § 60 Zákona þ.121/2000 Sb., o právu autorském, o právech souvisejících s právem autorským a o zmČnČ nČkterých zákonĤ (autorský zákon).

V Praze dne …………………..

……………..…………………….. podpis

Anotace Tato práce má za úkol navrhnout a realizovat aerometrický systém se senzory Memscap SP82. Systém má umožĖovat mČĜení barometrické výšky, vertikální rychlosti, vzdušné rychlosti a teploty vnČjšího vzduchu. PĜedpokládaný rozsah pro mČĜení výšky je od 0 do 7 km, pro mČĜení rychlosti od 0 do 350 km/h a pro mČĜení teploty od -40 do +90 °C. Souþástí práce je také návrh a implementace metody korekce teplotní závislosti a nelinearity pĜevodní charakteristiky použitých snímaþĤ. Všechny mČĜené veliþiny budou odesílány v digitální formČ protokolem CANAerospace po sbČrnici CAN. Nejistoty mČĜení jednotlivých údajĤ musejí odpovídat stávajícím evropským leteckým pĜedpisĤm CS23.

Annotation The function of the diploma thesis is proposal and realization of aerometric system with Memscap SP82 sensors. The system enables measuring of barometrical altitude, vertical speed, air speed and outside-air temperature. Expected range for altitude measuring is from 0 to 7 kms, for speed measuring it is from 0 to 350 km/h and for temperature measuring it is from -40 °C to +90 °C. Part of the project is also proposal and implementation methods of correction temperature dependence and non-linearity transfer characteristic of used sensors. All measured values will be sent in digital format using protocol CANAerospace by bus CAN. Measurement uncertainties of individual data have to correspond with valid European air regulations CS23.

Obsah 1

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

2

TEORETICKÝ ROZBOR .............................................................................................. 2 2.1 AEROMETRICKÝ SYSTÉM ............................................................................................. 2 2.2 MċěENÍ VÝŠKY LETU LETADLA ................................................................................... 3 2.2.1 MČĜení výšky letu letadla barometrickou metodou ................................................ 4 2.2.2 Dovolené tolerance barometrických výškomČrĤ .................................................... 9 2.2.3 Nastavení barometrických výškomČrĤ .................................................................. 10 2.3 MċěENÍ RYCHLOSTI LETU.......................................................................................... 11 2.3.1 Definice rychlosti letu letadla .............................................................................. 12 2.3.2 MČĜení vzdušné rychlosti ...................................................................................... 14 2.3.3 Povolené tolerance mČĜení vzdušné rychlosti ...................................................... 21 2.4 MċěENÍ VERTIKÁLNÍ RYCHLOSTI .............................................................................. 22 2.5 MċěENÍ VENKOVNÍ TEPLOTY VZDUCHU .................................................................... 22 2.6 TLAKOVÉ SENZORY MEMSCAP SP82 ......................................................................... 23 2.7 CANAEROSPACE ...................................................................................................... 27 2.7.1 Základní formát zprávy CANAerospace ............................................................... 27 2.7.2 Používané typy zpráv podle CANAerospace ........................................................ 29 2.7.3 Zapojení hardware podle CANAerospace............................................................ 31

3

NÁVRH HARDWARU .................................................................................................. 32 3.1 NAPÁJENÍ AEROMETRICKÉHO SYSTÉMU .................................................................... 32 3.2 ZAPOJENÍ TLAKOVÝCH SENZORģ SP82 ..................................................................... 34 3.3 PěEVOD ANALOGOVÝCH SIGNÁLģ NA DIGITÁLNÍ ...................................................... 36 3.3.1 Volba vhodného A/D pĜevodníku ......................................................................... 36 3.3.2 Zapojení A/D pĜevodníku ..................................................................................... 37 3.4 MċěENÍ VENKOVNÍ TEPLOTY VZDUCHU .................................................................... 38 3.4.1 Volba vhodného teplotního senzoru ..................................................................... 39 3.4.2 Zapojení teplotního senzoru ................................................................................. 39 3.5 MIKROPROCESOR ...................................................................................................... 40 3.5.1 Volba vhodného mikroprocesoru ......................................................................... 40 3.5.2 Zapojení mikroprocesoru ..................................................................................... 40 3.6 DOHLÍŽECÍ OBVOD MIKROPROCESORU ...................................................................... 43 3.7 SBċRNICE CAN ......................................................................................................... 43 3.7.1 Zapojení sbČrnice CAN ........................................................................................ 43 3.8 DESKA PLOŠNÝCH SPOJģ ........................................................................................... 44 3.9 ZPģSOB PěIPOJENÍ AEROMETRICKÉHO SYSTÉMU DO LETADLA .................................. 46

4

SOFTWARE ................................................................................................................... 47 4.1 STRUKTURA SOFTWARE............................................................................................. 47 4.2 POPIS DģLEŽITÝCH FUNKCÍ ....................................................................................... 48 4.2.1 Funkce „main“ ..................................................................................................... 48 4.2.2 Funkce „MesStatPres“ ........................................................................................ 50 4.2.3 Funkce „MesDifPres“.......................................................................................... 52 4.2.4 Funkce „MesADCTemp“ ..................................................................................... 52 4.2.5 Funkce „MesOATemp“ ........................................................................................ 53 4.2.6 Funkce pro obsluhu pĜerušení „ETC4_handler“ ................................................ 53 4.2.7 Funkce pro obsluhu pĜerušení „ETC5_handler“ ................................................ 55 4.2.8 Funkce pro obsluhu pĜerušení „ETC_MainTimer_handler“ .............................. 55

4.2.9 Funkce pro obsluhu pĜerušení „DownCounter_handler“ ................................... 56 4.2.10 Funkce pro obsluhu pĜerušení „CAN_Rec_handler“ ...................................... 58 4.3 TESTOVACÍ APLIKACE PRO AEROMETRICKÝ SYSTÉMEM ............................................ 59 5

MċěENÍ NA AEROMETRICKÉM SYSTÉMU ........................................................ 60 5.1 5.2 5.3 5.4

6

MċěICÍ ěETċZEC ....................................................................................................... 60 MċěENÍ TEPLOT ........................................................................................................ 62 MċěENÍ STATICKÉHO TLAKU ..................................................................................... 62 MċěENÍ DYNAMICKÉHO TLAKU ................................................................................. 67

ZÁVċR ............................................................................................................................ 71

Aerometrický systém pro malá letadla

Jan NedvČd

1 Úvod Práce má za úkol navrhnout aerometrický systém sloužící ke komplexnímu zpracování aerometrických veliþin. Vstupy do systému jsou teplota vnČjšího vzduchu, statický tlak vzduchu a celkový tlak vzduchu. Výstupy ze systému jsou veliþiny dĤležité pro pilotáž. Jedná se pĜedevším o kalibrovanou vzdušnou rychlost, pravou vzdušnou rychlost, vertikální rychlost, barometrickou výšku a teplotou vnČjšího vzduchu. Kalibrovaná vzdušná rychlost je dĤležitá pro letové vlastnosti letadla. Definuje obtékání letadla vzduchem a urþuje tak velikost vztlaku pod kĜídly, který nesmí klesnout pod jistou minimální hodnotu. Této hodnotČ pak odpovídá tzv. pádová rychlost. Ta je stejná pro všechny letové hladiny i navzdory tomu, že ve vyšších výškách musejí letadla létat rychleji vĤþi zemskému povrchu, protože je zde Ĝidší vzduch. Pravá vzdušná rychlost urþuje, jak rychle se pohybujeme oproti zemi, v úplném bezvČtĜí. Se stoupající výškou mĤžeme sledovat, jak pravá vzdušná rychlost stoupá, pĜi stále konstantní kalibrované rychlosti. Dá se využít pro navigaþní úþely. Vertikální rychlost urþuje zmČnu výšky v þase. Pilot tak okamžitČ vidí, jakou rychlostí stoupá nebo klesá. Využívá se k ustálenému stoupavému nebo klesavému letu a mĤže být využit také k letu v konstantní výšce. Barometrická výška urþuje podle nastavení vztažného tlaku buć letovou hladinu, je-li vztažný tlak nastaven na tlak v nulové hladinČ podle mezinárodní standardní atmosféry, nebo nadmoĜskou výšku, je-li vztažná hodnota nastavena na oblastní tlak, nebo výšku nad daným letištČm, jeli jako vztažná hodnota nastaven tlak na jeho prahu. Teplota vnČjšího vzduchu varuje pilota pĜedevším pĜed možností vzniku námrazy, prolétáli oblastí s vysokou vlhkostí vzduchu. Námraza mĤže být velice nebezpeþná, protože mČní aerodynamické profily kĜídel a Ĝídicích ploch a ovlivĖuje tak chování celého letadla.

[1]


Jan NedvČd

2 Teoretický rozbor Nejprve vysvČtlíme nČkolik pojmĤ pro pochopení Ĝešeného problému a odvodíme vztahy, které budeme potĜebovat pro realizaci systému. Dále popíšeme tlakové senzory SP82 od firmy Memscap a vysvČtlíme standard CANAerospace. Odvození vztahĤ pĜihlíží k faktu, že se jedná o malá a ultralehká letadla. Proto je jejich platnost omezena na oblast troposféry, tj. do výšky 10km a pro podzvukové rychlosti.

2.1 Aerometrický systém Aerometrický systém slouží ke snímání a celkovému zpracování aerometrických a s nimi souvisejících veliþin. Jeho výstup udává veškeré letové parametry odpovídající tČmto veliþinám, které zobrazuje na palubních ukazatelích a také je poskytuje dalším letadlovým systémĤm k dalšímu zpracování. Funkce aerometrického systému je založena na pĜevodu celkového tlaku vzduchu pc, statického tlaku vzduchu ph a celkové teploty vnČjšího vzduchu Tc na elektrické signály, z nichž jsou v poþítaþi vypoþteny odpovídající aerometrické parametry. Blokové schéma takového zjednodušeného systému je na obrázku obr. 2.1-1.

Obr. 2.1-1: Aerometrický systém

[2]


Jan NedvČd

2.2 MČĜení výšky letu letadla Podle obecné definice je výška vzdálenost bodu, hladiny nebo nČjakého pĜedmČtu považovaného za bod od vztažné základní úrovnČ. Na základČ této definice rozeznáváme geometrickou výšku danou vztahem (2.2-1) a geopotencionální výšku danou vztahem (2.2-2) H′

H ′ = ³ dh

(2.2-1)

0

H

H=

g (h )

³ g (0)dh

(2.2-2)

0

kde

h

je výška definována na siloþáĜe zemského gravitaþního pole [m],

g(h)

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

g(0)

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

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

Obr. 2.2-1: RozdČlení výšek

[3]


Jan NedvČd

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

Absolutní výška Ha – základní úrovní je hladina moĜe na 45° zemČpisné šíĜky, což odpovídá nulové geopotencionální hladinČ.

•

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

•

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

•

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

2.2.1 MČĜení výšky letu letadla barometrickou metodou Tato metoda má v souþasné dobČ v letectví nejvČtší význam. Vychází ze známé závislosti statického absolutního tlaku vzduchu na geopotencionální výšce. Touto metodou mĤžeme podle poþáteþního nastavení mČĜit absolutní výšku Ha, relativní výšku Hr nebo výšku letové hladiny Hl.

2.2.1.1 Zemská atmosféra Základem barometrické metody je mČĜení absolutního tlaku vzduchu, který tvoĜí zemskou atmosféru. Ta je tvoĜena smČsí plynĤ, které obklopují zemČkouli, ke které je vázána gravitaþní silou a témČĜ shodnČ se s ní otáþí. Hlavními složkami atmosféry jsou dusík (78,1% relativního objemu), kyslík (20,95% relativního objemu) a vzácné plyny. Mimo plynných prvkĤ atmosféra obsahuje také pevné þástice a pĜedevším v malých výškách vodu ve všech skupenstvích. Podle závislosti urþitých meteorologických mČĜení se zemská atmosféra rozdČluje na nČkolik vrstev. Pro letectví je dĤležité rozdČlení vrstev atmosféry z hlediska prĤbČhu teploty. •

troposféra – výška 0 – 11 km

•

tropopauza – je pĜechodová vrstva mezi troposférou a stratosférou

•

stratosféra – výška 11 – 50 km

•

stratopauza – je pĜechodová vrstva mezi stratosférou a mezosférou

•

mezosféra – výška 50 – 80 km

•

mezopauza – je pĜechodová vrstva mezi mezosférou a termosférou

•

termosféra – výška 80 – 800 km

•

termopauza – pĜechodová vrstva mezi termosférou a exosférou

•

exosféra – výška nad 800 km [4]


Jan NedvČd

2.2.1.2 Mezinárodní standardní atmosféra MSA Základem pro všechny výpoþty aerometrických veliþin je mezinárodní standardní atmosféra, schválená Mezinárodní organizací pro civilní letectví (ICAO – Internacional Civil Aviation Organization). Vychází z teorie plynĤ a výsledkĤ meteorologických a fyzikálních mČĜení atmosféry. Výsledné vztahy mezi tlakem, teplotou, hustotou vzduchu a výškou, pak odpovídají celoroþnímu globálnímu prĤmČru. Pomocí tČchto vztahĤ je možno urþit indikovanou výšku, vzdušnou rychlost, vertikální rychlost a Machovo þíslo. Pro tyto výpoþty je nutno stanovit nČkteré parametry zemské atmosféry. Parametry odpovídající nulové výšce shodné se stĜední hladinou moĜe na 45º zemské šíĜky: •

absolutní tlak vzduchu

p0 = 101,325 kPa

•

teplota vzduchu

T0 = 288,15 K

•

hustota vzduchu

ρ0 = 1,2255 kg m-3

•

mČrná tíha vzduchu

Ȗ0 = 12,013 kg m-2 s-2

•

koeficient viskozity

ȝ0 = 1,7894*105 kg m-1 s-1

•

kinematická viskozita

Ȟ0 = 1,4607*105 m2 s-1

•

tíhové zrychlení

g0 = 9,80665 m s-2

•

rychlost zvuku

v0 = 340,3 m s-1

•

teplota mrznutí vody

t0 = 0°C = 273,15 K

Konstanty nezávislé na výšce: •

Poissonova konstanta vzduchu

κ = 1.4

•

univerzální plynová konstanta

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

•

molekulová váha vzduchu

Mv = 28,9644 kg kmol-1

•

mČrná plynová konstanta pro vzduch

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

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

kde

(2.2-3)

T0

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

Ĳ

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

Ĳ = -6,5*10-3 K m-1

pro výšky 0 – 11 km

Ĳ=0

pro výšky 11 – 20 km

Ĳ = +1*10-3 K m-1

pro výšky 20 – 32 km [5]


Jan NedvČd

Odchylky od takto definovaného prĤbČhu vzhledem k roþním obdobím jsou patrné z obrázku obr. 2.2-2.

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

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

dG

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

dP

je síla daná rozdílem tlakĤ [N].

(2.2-4)

ObČ pĤsobící síly mĤžeme vyjádĜit ve tvaru

dG = SρgdH

(2.2-5)

dP = Sdp

(2.2-6)

a

[6]

Jan NedvČd

Aerometrický systém pro malá letadla kde

S

je plocha prĤĜezu uvažovaného vzduchového sloupce [m2],

ȡ

je hustota vzduchu [kg m-3],

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

je pĜírĤstek výšky [m] a

dp

je pĜírĤstek tlaku [Pa].

Dosazením vztahĤ (2.2-5) a (2.2-6) do vztahu (2.2-4) a drobné úpravČ, dostaneme rovnici pro rovnováhu sil ve tvaru

ρgdH + dp = 0

(2.2-7)

MČrná tíha vzduchu daná souþinem ȡ a g závisí na teplotČ a tlaku vzduchu. Abychom mohli tuto závislost odvodit, využijeme k tomu stavovou rovnici ideálního plynu,

pV = nR p T

kde

(2.2-8)

p

je tlak plynu [Pa],

V

je objem plynu [m3],

n

je poþet molĤ v jednotce objemu V [mol],

Rp

je univerzální plynová konstanta [kmol-1] a

T

je teplota plynu [K].

Abychom mohli stavovou rovnici použít pro obecné množství plynu, vyjádĜíme poþet molových jednotek n,

n=

kde

m Mv

(2.2-9)

m

je hmotnost plynu [kg] a

Mv

je molová hmotnost [kg mol-1].

Dosazením vztahu (2.2-9) do stavové rovnice ideálního plynu (2.2-8) a vyjádĜením tlaku

p, dostaneme

[7]

Jan NedvČd


p=

R pT m R pT =ρ V Mv Mv

(2.2-10)

Pro upravenou plynovou konstantu platí

R=

Rp

(2.2-11)

Mvg

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

ρg =

p RT

(2.2-12)

Tento vztah dosadíme do rovnice pro rovnováhu sil (2.2-7), vyjádĜíme funkþní závislost T a p na výšce H a po separaci promČnných získáme

dp dH =− p (H ) RT (H )

(2.2-13)

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

dp dH =− p (H ) R (T0 + τH )

(2.2-14)

Nyní Ĝešíme diferenciální rovnici, p(H )

³

p (0 )

H

dp dH 1 =− ³ p (H ) R 0 T0 + τH

(2.2-15)

substitucí za T0 + ĲH, integrací a dosazením integraþních mezí získáme

[8]

Jan NedvČd


ln p(H ) − ln p (0 ) = −

1 [ln(T0 + τH ) − ln T0 ] Rτ

(2.2-16)

ěešením logaritmické rovníce dostaneme 1

ª T0 º Rτ p(H ) = p (0 )« » ¬ T0 + τH ¼

(2.2-17)

a po vyjádĜení výšky H získáme Rτ º T0 ª§ p(0) · ¸¸ − 1» H = «¨¨ τ «¬© p(H ) ¹ »¼

kde

(2.2-18)

H

je výška mČĜená od vztažné úrovnČ p(0) [m],

p(0)

je tlak odpovídající vztažné úrovni [kPa],

p(H)

je tlak odpovídající výšce H [kPa],

T0

je absolutní teplota v nulové výšce MSA [K],

Ĳ

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

R

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

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

ª § p(H ) · 0,19026 º ¸ H = 44,33 ⋅ 10 «1 − ¨¨ » p(0) ¸¹ ¼» ¬« © 3

(2.2-19)

2.2.2 Dovolené tolerance barometrických výškomČrĤ Údaje mČĜené barometrickým výškomČrem musejí odpovídat platným pĜedpisĤm pro letectví. DĜíve to byly pĜedpisy Spojených leteckých úĜadĤ JAR, které používali evropští výrobci letecké techniky, které v dnešní dobČ nahradila norma CS23. Ve zbytku svČta se používají pĜedevším pĜedpisy FAR Federálních leteckých úĜadĤ USA.

[9]

Jan NedvČd


Povolené tolerance barometrických výškomČrĤ udává tabulka tab. 2.2-1. Jak si zde mĤžeme všimnout, povolené tolerance jsou pomČrnČ vysoké, jestliže uvážíme pĜistávání letadla. Hlavním zámČrem je udržení bezpeþných výškových rozestupĤ mezi letadly bČhem letu v letových hladinách a znalost naší nadmoĜské výšky pĜi letu v dané oblasti. Znalost naší nadmoĜské výšky mĤžeme využít k zabránČní kolize s terénní pĜekážkou, kterou najdeme v mapČ. Nesmíme však zapomenout na to, že v mapách je uvedena výška terénu, ale už ne toho, co na nČm stojí. Proto vždy musíme letČt dostateþnČ vysoko nad zemským povrchem. Tab. 2.2-1: Dovolené tolerance barometrických výškomČrĤ

H [m] ph [kPa] ǻH [m] ǻ ph [Pa] -300 104,98 6 74,16 0 101,32 6 72,06 300 97,77 6 70,00 450 96,03 7,5 86,24 600 94,32 9 101,98 900 90,96 9 99,04 1200 87,71 10,5 112,17 1800 81,48 12 120,77 2400 75,62 18 170,47 3000 70,10 24 213,70 3600 64,92 27 225,87 4200 60,05 30 235,56 4800 55,49 33 242,99 5400 51,19 36 248,32 6000 47,18 39 251,76 6600 43,42 42 253,47 7500 38,25 46,5 253,14 9000 30,74 54 246,15 10500 24,47 61,5 232,93 12000 19,28 69 215,32 13500 15,02 76,5 194,88 Pozn.: Všechny uvedené tolerance jsou platné pro teplotu 20°C

2.2.3 Nastavení barometrických výškomČrĤ Barometrické výškomČry umožĖují podle svého nastavení mČĜení absolutní výšky, relativní výšky a výšky letové hladiny. Toto nastavení provedeme zadáním základní úrovnČ tlaku p0. Podle mezinárodní letecké organizace ICAO (International Civil Aviation

Organisation) se nastavení základní úrovnČ provádí pomocí tzv. Q kódu. Jejich význam je znázornČn na obrázku obr. 2.2-3. •

QFE – základní úroveĖ tlaku odpovídá výšce prahu pĜistávací dráhy, takže výškomČr udává relativní výšku nad letištČm a pĜi pĜistání výškomČr ukazuje nulu. Tento režim [10]

Jan NedvČd


nastavení se používal pĜi letu v okrsku letištČ a bČhem pĜiblížení na pĜistání. V souþasné dobČ je nahrazován oblastním kódem letištČ QNH. •

QNH – základní úroveĖ tlaku je urþena podle aktuální meteorologické situace pro danou oblast. Po nastavení nám výškomČr ukazuje nadmoĜskou výšku v této oblasti. Po pĜistání ukazuje výškomČr nadmoĜskou výšku letištČ. Tento kód se používá bČhem letu v oblasti letištČ a bČhem pĜiblížení na pĜistání.

•

QNE – základní úroveĖ tlaku je nastavena na nulovou letovou hladinu, jejíž tlak odpovídá 101,32kPa. Toto nastavení se používá pro let po trati mimo okrsky letišĢ, kde se z dĤvodu Ĝízení letového provozu, pohybují letadla po letových hladinách.

Obr. 2.2-3: Nastavení výškomČrĤ podle Q kódu

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

[11]

Jan NedvČd


2.3.1 Definice rychlosti letu letadla V letectví rozeznáváme nČkolik druhĤ rychlostí: •

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

•

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

•

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

•

Rychlost vČtru (Wind Speed) vWS

Pro pĜiblížení posledních tĜí pojmĤ poslouží obrázek obr. 2.3-1.

Obr. 2.3-1: Vektory rychlosti vČtru, vzdušné rychlosti a traĢové rychlosti Pohyb letadla vĤþi zemskému povrchu je dán souþtem vektoru vzdušné rychlosti vAS a vektoru rychlosti vČtru vWS. Rychlost vzniklá vektorovým souþtem je oznaþována jako zemní traĢová rychlost vGS.

[12]

Jan NedvČd


Zatímco zemní traĢová rychlost je dĤležitá pĜedevším pro urþení polohy letadla, vzdušná rychlost má význam mnohem dĤležitČjší. Je základním parametrem v mechanice letu a pĜedevším na ní záleží, jestli se letadlo udrží ve vzduchu a bude ovladatelné pomocí Ĝídicích ploch. PĜi ustáleném letu mĤžeme vyjádĜit vztlakovou sílu pĤsobící na letadlo FZ následným vztahem c F Sρv 2 = 2

FVZ

kde

FVZ

je vztlaková síla [N],

c

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

ρ

je hustota vzduchu [kg m-3],

S

je nosná plocha [m2] a

v

je vzdušná rychlost [m s-1].

(2.3-1)

Pro udržení letadla v ustáleném letu musí platit následující rovnost, FVZ = mg = G

(2.3-2)

po dosazení rovnosti pro ustálený let (2.3-2) do rovnice pro vztlakovou sílu (2.3-1) a drobné úpravČ, mĤžeme vyjádĜit vzdušnou rychlost v, jak ukazuje rovnice níže.

v=

2G cSρ

Obr. 2.3-2: Ustálený let [13]

(2.3-3)

Jan NedvČd


Ze vztahu (2.3-3) je patrné, že letadla ve vyšších výškách, kde je Ĝidší vzduch, musejí létat rychleji. Rychlost odpovídající minimální hodnotČ vztlakové síly nutné k tomu, aby bylo letadlo ještČ ovladatelné pomocí Ĝídicích ploch, se nazývá pádová rychlost. PĜi poklesu rychlosti pod tuto hodnotu, dojde k porušení proudu vzduchu v místČ nosných ploch a k jeho odtrhávání. To se projeví nestabilitou letadla a pĜi dalším poklesu rychlosti, dojde k jeho nekontrolovatelnému pádu. PĜehled rĤzných definic vzdušné rychlosti: •

PĜístrojová rychlost (Instrument Speed) – je údaj rychlomČru, neopravený o chybu pĜístroje.

•

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

•

Kalibrováná vzdušná rychlost (Calibrated Air Speed CAS) – je údaj rychlomČru, opravený o chybu pĜístroje a chybu snímaþe, za pĜedpokladu uvažování stlaþitelnosti vzduchu.

•

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

•

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

2.3.2 MČĜení vzdušné rychlosti Základním prvkem pro mČĜení rychlosti je Pitot – statická trubice znázornČna na obrázku obr. 2.3-3. Tato trubice má osu rovnobČžnou s podélnou osou letadla a umisĢuje se na takovém místČ, aby drak letadla co nejménČ ovlivĖoval mČĜené veliþiny. První veliþinou je celkový tlak pc, který do trubice vniká þelním otvorem a je úmČrný pohybu letadla vzhledem k okolnímu vzduchu v pĜíslušné nadmoĜské výšce. Druhou veliþinou je statický tlak ph, odpovídající nadmoĜské výšce H. Ten do trubice vniká otvory umístČnými po stranách, vzdálenými od þela trubice tak, aby stlaþení vzduchu na ni, co nejménČ ovlivĖovalo mČĜení. Oba získané tlaky jsou vedeny do diferenþní tlakomČrové krabice, kde odeþtením statického tlaku ph od celkového tlaku pc získáme tlak dynamický pd, který pĜímo odpovídá rychlosti letu vzhledem k okolnímu vzduchu. S výhodou se pro mČĜení používají diferenciální snímaþe tlaku.

[14]

Jan NedvČd


Obr. 2.3-3: Pitot – statická trubice

2.3.2.1 MČĜení bez uvažování stlaþitelnosti vzduchu Zanedbáme-li stlaþitelnost vzduchu, získáme pomocí Bernoulliho rovnice vztah,

ph + ρ h

kde

v2 = p cn = konst. 2

pH

je statický tlak odpovídající nadmoĜské výšce [Pa],

ρH

je hustota vzduchu odpovídající výšce [kg m3],

v

je vzdušná rychlost [m s-1] a

pcn

je celkový tlak nestlaþitelného prostĜedí [Pa].

(2.3-4)

Z toho snadno získáme,

p cn − p h = ρ h

kde

pdn

v2 = p dn 2

(2.3-5)

je dynamický tlak nestlaþitelného prostĜedí.

Dosadíme-li parametry odpovídající nulové výšce standardní atmosféry, pak snadno vyjádĜíme vzorec pro urþení vzdušné rychlosti v0n, platnou pro nulovou výšku a nestlaþitelné prostĜedí.

v0 n =

2 p dn 0

(2.3-6)

ρ0

[15]

Jan NedvČd


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

ρ 0 v 2p 2

=

ρ h v hn2

(2.3-7)

2

kde vhn je vzdušná rychlost odpovídající výšce H pro nestlaþitelné prostĜedí a ρh je hustota vzduchu odpovídající této výšce, pak v nestlaþitelném prostĜedí pro vzdušnou rychlost vhn, odpovídající výšce H, platí vztah

v hn = v p

ρ0 ρh

(2.3-8)

Protože však není uvažován vliv stlaþitelnosti vzduchu, mČĜí takto ocejchovaný rychlomČr se zápornou absolutní chybou. Ta je pro rychlosti 250 km/h 1% a pĜi rychlosti 800 km/h 10%. Takto cejchované rychlomČry se používali na poþátcích letectví, kdy letadla nedosahovala takových rychlostí. V souþasné dobČ, kdy se dopravní letadla pohybují rychlostmi okolo 800 km/h a vojenská nČkolikanásobnou rychlostí zvuku, je tento zpĤsob mČĜení rychlosti nevyhovují

2.3.2.2 MČĜení s uvažováním stlaþitelnosti vzduchu Následující odvození pĜedpokládá, že se mČĜení bude provádČt pouze pĜi podzvukových rychlostech. PĜi pĜekroþení rychlosti zvuku se pĜed Pitot – statickou sondou vytvoĜí tzv. rázová vlna, na které se skokem mČní celkový i statický tlak vzduchu. Bližší informace o mČĜení rychlosti vyšší než je rychlost zvuku je možné nalézt v literatuĜe [1]. PĜi uvažování stlaþitelnosti vzduchu se vychází z termodynamické rovnice, která popisuje energetické pomČry v ose Pitot – statické sondy, ve tvaru

c p T1 +

kde

v12 v2 = c p Th + 2 2

cp

je mČrná tepelná kapacita vzduchu pĜi stálém tlaku [J kg-1 K-1],

T1

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

Th

je teplota nerozrušeného proudu vzduchu pĜed trubicí [K], [16]

(2.3-9)

Jan NedvČd

Aerometrický systém pro malá letadla v1

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

v

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

Po zabrzdČní vzduchu (v = 0 m s-1) v sondČ, získáme z rovnice (2.3-9) výraz

c pT1 = c pTh +

v2 2

(2.3-10)

a po nČkolika málo úpravách vyjádĜíme teplotu zabrzdČného vzduchu na vstupu do Pitotovy trubice T1.

T1 = Th +

§ v2 v2 = Th ¨1 + ¨ 2c T 2c p p h ©

· ¸¸ ¹

(2.3-11)

Ze znalosti definiþního vztahu pro mČrnou plynovou konstantu Rm,

Rm = c p − c v = c p

kde

κ −1 κ

Rm

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

cp

je mČrná tepelná kapacita vzduchu pĜi stálém tlaku [J kg-1 K-1],

cv

je mČrná tepelná kapacita vzduchu pĜi stálém objemu [J kg-1 K-1] a

ț

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

(2.3-12)

snadno vyjádĜíme mČrnou tepelnou kapacitu pĜi stálém tlaku cp,

c p = Rm

κ κ −1

(2.3-13)

po jejím dosazení do rovnice (2.3-11), mĤžeme teplotu na vstupu do Pitotovy sondy vyjádĜit ve tvaru

§ v2 κ − 1 · T1 = Th ¨1 + ¸ © 2Th Rm κ ¹

[17]

(2.3-14)

Jan NedvČd


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

(2.3-15)

Protože rovnicí adiabatického dČje mĤžeme popsat i tepelnou bilanci vzduchu pro libovolné místo na proudnici, platí p1V1κ = phVhκ

(2.3-16)

a zároveĖ platí V=

kde

1

ρ

(2.3-17)

pH a p1 jsou tlaky vzduchu v místČ pĜed sondou a v místČ na vstupu sondy a VH a V1 jsou mČrné objemy na stejných místech jako tlaky vzduchu. Vztah (2.3-16) je také možné vyjádĜit jako p1

κ

ρ1

=

ph

ρ hκ

(2.3-18)

a jestliže platí

ρ1 =

ph p1 , ρH = RmT1 RmTh

(2.3-19)

MĤžeme vztah (2.3-18) ještČ upravit do tvaru p1 Rmκ T1κ ph Rmκ Thκ = p1κ phκ

(2.3-20)

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

[18]

Jan NedvČd


T1 = Th

p1 ph

κ

ph p §p · =Th 1 ¨ 1 ¸ p1 ph © ph ¹

−

1

κ

1−

§p · = Th ¨ 1 ¸ © ph ¹

1

§p · = Th ¨ 1 ¸ © ph ¹

κ

κ −1 κ

(2.3-21)

Takto vyjádĜenou teplotu T1 mĤžeme dosadit do vztahu (2.3-14) a získáme rovnost

§ p · Th ¨ 1 ¸ © ph ¹

κ −1 κ

§ 1 κ − 1 v2 · = Th ¨ 1 + ¸ © 2 κ RmTh ¹

(2.3-22)

Oznaþíme-li tlak na vstupu Pitot – statické sondy p1 jako celkový tlak pc, a tento tlak vyjádĜíme, získáme § 1 κ −1 v2 p c = p h ¨¨1 + © 2 κ RmTm

κ

· κ −1 ¸¸ ¹

(2.3-23)

KoneþnČ mĤžeme vyjádĜit vzdušnou rychlost ve tvaru

κ −1 · § ¸ ¨ ª pc º κ v = ¨ « » − 1¸ ¸ ¨ ¬ ph ¼ ¹ ©

2 RmThκ κ −1

(2.3-24)

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

κ −1 · § ¸ ¨ ª pd º κ v = ¨« + 1» − 1¸ ¼ ¸ ¨ ¬ ph ¹ ©

2 RmThκ κ −1

(2.3-25)

Teplotu Th mĤžeme na základČ vztahu (2.3-19) vyjádĜit ve tvaru

Th =

ph ρ h Rm

(2.3-26)

[19]

Jan NedvČd


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

κ −1 · § ¸ ¨ ª pd ºκ v = ¨« + 1» − 1¸ ¼ ¸ ¨ ¬ ph ¹ ©

ph

ρh

2κ κ −1

(2.3-27)

2.3.2.2.1 Kalibrovaná vzdušná rychlost CAS Jedná se o zdánlivou rychlost, která vyjadĜuje aerodynamické obtékání letadla vzduchem a její znalost je naprosto zásadní pro urþení vztlakové síly pĤsobící na letadlo. Vztah, kterým je dána, je velice dĤležitý a podle nČho jsou cejchovány rychlomČry letadel létajících podzvukovou rychlostí. Získáme ho ze vztahu (2.3-27) tak, že za parametry ph a ȡh dosadíme hodnoty odpovídající nulové výšce mezinárodní standardní atmosféry (ph = p0 = 101,325 kPa a ρh = ρ0 = 1,225 kg⋅m-3).

vCAS

κ −1 · § ¸ ¨ ª pd ºκ = ¨« + 1» − 1¸ ¼ ¸ ¨ ¬ p0 ¹ ©

p0

ρ0

2κ κ −1

(2.3-28)

2.3.2.2.2 Skuteþná vzdušná rychlost TAS Tato rychlost udává, jak rychle se letadlo pohybuje vzhledem k nerozrušenému okolnímu vzduchu. PĜi úplném bezvČtĜí by udávala rychlost, jakou se letadlo pohybuje vĤþi zemi. Odpovídala by tak zemní traĢové rychlosti vGS. Používá se pĜedevším pro úþely navigace, kdy z þasu a této rychlosti urþíme dráhu. V dnešní dobČ však ztrácí na významu, protože pro pĜesné urþování polohy se používají systémy pro inerciální navigaci nebo souĜadnice GPS. PĜi pĜesném mČĜení venkovní teploty vzduchu Th, bychom mohli tuto rychlost urþit ze vztahu (2.3-25), kde se Th mČní v závislosti na výšce. V dnešní dobČ se u vČtšiny konstruovaných rychlomČrĤ závislost teploty vnČjšího vzduchu s výškou pĜevádí pomocí barometrické rovnice na závislost statického tlaku ph. Pro oblast troposféry, která odpovídá rozsahu výšek 0 – 11km, platí vztah odvozený ze základní diferenciální rovnice pro závislost tlaku vzduchu [20]

Jan NedvČd

Aerometrický systém pro malá letadla §p · Th = T0 ¨ h ¸ © p0 ¹

0,2

(2.3-29)

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

vTAS

κ −1 0,2 § · ª pd ºκ § ph · 2κ ¨ ¸ = « + 1» − 1 RmT0 ¨ ¸ ¨ ¸ © p0 ¹ κ − 1 ¨ ¬ ph ¼ ¸ © ¹

(2.3-30)

2.3.3 Povolené tolerance mČĜení vzdušné rychlosti Dovolené tolerance urþování vzdušné rychlosti jsou stejnČ jako u barometrických výškomČrĤ stanoveny pĜedpisem CS23. PĜedpisy stanovují tolerance mČĜení kalibrované vzdušné rychlosti vCAS, protože její znalost je naprosto zásadní pro bezpeþný let letadla. Pro skuteþnou vzdušnou rychlost vTAS, nejsou normou stanoveny žádné tolerance. Tato rychlost má spíše orientaþní charakter, protože její údaj by odpovídal skuteþnosti pouze za pĜedpokladu úplného bezvČtĜí. Záleží na výrobci konkrétního rychlomČru, jakou pĜesnost u pĜístroje zaruþí. Tab. 2.3-1: Dovolené tolerance mČĜení kalibrované vzdušné rychlosti

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

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

[21]

ǻ pd [kPa] 0,025 0,031 0,055 0,074 0,068 0,086 0,064 0,094 0,143 0,338 0,391 0,447 0,505 0,628 1,145 1,373 1,627 1,914

Jan NedvČd


2.4 MČĜení vertikální rychlosti Vertikální rychlost VV je definována jako þasová zmČna výšky a je dána vztahem (2.4-1). Udává se v jednotkách feet/min nebo v m/s. Znalost vertikální rychlosti je dĤležitá pro udržení konstantního stoupání pĜi startu nebo konstantního klesání pĜi pĜistání. Využívá se i pĜi vodorovném letu, k dodržení zvolené výšky. U bezmotorových letounĤ je tato rychlost využívána k nalezení a ustĜedČní stoupavých proudĤ nebo k vyhýbání se klesavým proudĤm a proto je ukazatel vertikální rychlosti (tzv. vario) jedním z nejdĤležitČjších pĜístrojĤ. VV =

dH dp H ≈ dt dt

(2.4-1)

Dovolené tolerance variometrĤ, jsou stejnČ jako u pĜedchozích pĜístrojĤ, stanoveny normou CS23. Jejich hodnoty jsou uvedeny v tabulce tab. 2.4-1. Tab. 2.4-1: Dovolené tolerance mČĜení vertikální rychlosti

Výška podle MSA Vertikální rychlost Testovací interval [m] [m/min] [m/s] 600 – 750 150 2,5 600 – 900 305 5,08 600 – 1200 610 10,16 600 – 1500 915 15,25 600 – 1800 1220 20,33 600 - 2400 1525 25,42 4500 – 5200 610 10,16 4500 – 5800 1220 20,33 8550 – 9150 610 10,16 8550 - 9800 1220 20,33 * hodnoty ǻ ph jsou vypoþteny pro interval 1s

Dovolená tolerance [m/min] [m/s] ǻ ph [Pa]* 30 0.5 5,5 61 1,01 11,1 91 1,51 16,1 91 1,51 15,6 122 2,03 20,4 152 2,53 23,9 91 1,51 10,6 122 2,03 13,4 91 1,51 6,7 122 2,03 8,4

2.5 MČĜení venkovní teploty vzduchu Teplota vnČjšího vzduchu je dĤležitým parametrem pro Ĝízení letadla a motoru. Její hodnota se využívá pro výpoþet hustoty vzduchu, k Ĝízení tahu motoru nebo jako varování pĜed vznikem námrazy. Ideální by bylo pĜímo mČĜit statickou teplotu vnČjšího vzduchu, což je teplota vzduchu v klidovém stavu. Toho však nemĤžeme dosáhnout u všech typĤ letadel, protože mČĜení je pĜi pohybu letadla ovlivnČno adiabatickým stlaþením vzduchu, vyplývajícím z rychlosti pohybu letadla. PĜi rychlostech menších než 0,2M je mČĜená teplota velmi blízká statickým podmínkám, zatímco pĜi vyšších rychlostech se vlivem tĜení teplota zvyšuje oproti její statické hodnotČ. Proto se u rychle letících letadel musejí používat speciální mČĜicí sondy, v kterých dochází k zpomalení rychlosti vzduchu. Více je možno nalézt v literatuĜe [1]. [22]

Jan NedvČd


U malých letadel se využívá pĜímého mČĜení teploty vnČjšího vzduchu, protože pĜi rychlostech které dosahují, se vlastnosti vzduchu blíží statickým podmínkám. PĜestože je teplota vnČjšího vzduchu jedním z dĤležitých letových parametrĤ, v normČ CS23 nebyly nalezeny žádné dovolené tolerance jejího mČĜení. Proto bylo vyhledáno nČkolik palubních modulĤ urþených pro mČĜení venkovní teploty vzduchu, uvedených v literatuĜe na konci práce, z kterých bylo þerpáno, napĜ. [10]. Bylo zjištČno, že se tyto moduly vyrábČjí s pĜesností 1% z celkového rozsahu. Rozsah teplot je od -40 do +100°C, z þehož plyne pĜesnost mČĜení ±1,4°C.

2.6 Tlakové senzory Memscap SP82 SP82 je senzor vyrábČný technologií MEMS. Hlavní mČĜicí þást je tvoĜena tenzometrickou membránou, uspoĜádanou do mĤstkového zapojení. PĜi napájení mĤstku 5V, je na jeho výstupu, pĜi maximálním vstupním tlaku, napČtí 125mV. Další souþástí senzoru je teplotnČ citlivý rezistor, který slouží k snímání teploty uvnitĜ þidla a poslední þástí je vyhĜívací rezistor. Naposledy zmiĖované rezistory umožĖují udržovat teplotu senzoru na konstantní hodnotČ a zamezí tak nepĜíznivým posunĤm pĜechodové charakteristiky, vlivem teplotní zmČny, která v letectví mĤže dosahovat až 100°C. Snahou je, aby byl senzor zahĜát na teplotu vyšší, než je bČžný rozsah povozních teplot.. Získáme tak stálou pĜechodovou charakteristiku, na kterou již teplota mČĜené veliþiny a ani prostĜedí ve kterém je senzor umístČn, nemá vliv. PĜevodní charakteristika je pak lineární s typickou chybou nelinearity 0,1% z celkového rozsahu, jak je patrné z obrázku obr. 2.6-1.

Obr. 2.6-1: PĜevodní charakteristika senzoru SP82 pĜi teplotČ 20°C

[23]

Jan NedvČd


Výhodou také je, že jsou tyto senzory vyrábČny v diferenciálním a absolutním provedení, což umožní jejich použití pro mČĜení dynamického i statického tlaku vzduchu. Bude tak možno Ĝešit stejným zpĤsobem zpracování signálĤ na jejich výstupech. Nevýhodou je cena, která se blíží k 9 000Kþ. Ta je však þásteþnČ kompenzována uvedenými výhodami a faktem, že senzory jsou urþeny pĜímo k použití v letadlech a firma je držitelem Ĝady certifikátĤ [9]. Tab. 2.6-1: Parametry tlakového senzoru SP82

Vstupní parametry (25°C) Rozsah (absolutní) Rozsah (relativní a diferenciální) Napájecí proud (doporuþený) Napájecí napČtí (doporuþené) Hodnoty rezistorĤ R1, R2, R3 a R4 TeplotnČ citlivý rezistor RT Topný rezistor RE Výstupní parametry (25°C) Výstup pĜi plném rozsahu (FSO)* Chyba nuly (maximální) Chyba nuly (typická) Nelinearita (maximální)** Nelinearita (typická) ** Hystereze a opakovatelnost Dlouhodobá stabilita Dlouhodobá stabilita pĜi využití vyhĜívání (užití RT a RE) Vliv teploty

1, 2, 5,10, 30 a 60bar 0,5, 1, 2, 5, 10, 30 a 60bar < 1,5mA DC nebo AC < 7,5V DC nebo AC 5000 ȍ ± 30% 4600 ȍ ± 30% 120 ȍ ± 30% 125mV ± 35% ±50mV ±10mV 0,2% FSO 0,1% FSO ±0,005% FSO 0,1% FSO/rok 0,05% FSO/rok

pĜi napájení 1mA DC ±0,07% FSO/°C 0,01 ± 0,01%/°C pĜi napájení 5V DC ±0,02% FSO/°C -0,23 ± 0,01%/°C

Nulový signál (typicky) Citlivost

Nulový signál (typicky) Citlivost Vliv zrychlení (25°C) Citlivost na zrychlení (DC do 2000Hz) < 0,003% FSO/g Chyba vlivem vibrací (DC do 2000Hz) < 0,000022% FSO/g Maximální rozsah Bezpeþné pĜetížení 150% z tlakového rozsahu Pracovní teplotní pásmo -55°C do +125°C Skladovací teplotní pásmo -55°C do +125°C Napájecí proud 2mA DC nebo AC Napájecí napČtí 10V DC nebo AC Mechanická odolnost 500g, 1ms * Výstup pĜi plném rozsahu (FSO) 0,5bar = 100mV ±35% ** Nelinearita 0,5bar: maximální 0,5% FSO a typická 0,2% FSO

[24]

Jan NedvČd


V tabulce tab. 2.6-1 jsou uvedeny parametry senzoru SP82 a vstupní rozsahy, s jakými jsou senzory vyrábČny. Pro mČĜení vzdušné rychlosti byl zvolen diferenciální senzor se vstupním rozsahem 50kPa, což je nejnižší diferenciální rozsah, který je firmou Memscap nabízen. Pro mČĜení výšky byl vybrán senzor s rozsahem 100kPa. V nulové výšce dle MSA je sice tlak 101kPa, ale senzor vydrží pĜetížení 150% z celkového tlakového rozsahu. Další možností bylo zvolit senzor s rozsahem 200kPa, ale tak bychom snížily rozlišení o polovinu, oproti senzoru s pásmem 100kPa. Na obrázku obr. 2.6-2 jsou zobrazeny pouzdra senzoru v absolutním i v diferenciálním zapojení. Vývody pouzder se v obou pĜípadech od sebe neliší a velikost je také stejná. Jen diferenciální senzor má se shora navíc vstup na druhý tlak.

Obr. 2.6-2: Pouzdro tlakového senzoru SP82 v absolutním a diferenciálním provedení Na obrázku obr. 2.6-2 je vidČt vnitĜní zapojení senzoru a význam jednotlivých vývodĤ pouzdra. Odpor RT slouží k snímání teploty uvnitĜ þidla a odpor RE slouží k jeho vyhĜívání.

Obr. 2.6-3: VnitĜní uspoĜádání tlakového senzoru SP82 [25]

Jan NedvČd


Pro doplnČní kompletního popisu senzoru, je na obrázku obr. 2.6-4 zobrazena zmČĜená závislost teplotnČ citlivého rezistoru RT na teplotČ þipu a na obrázku obr. 2.6-5 je zobrazena zmČĜená závislost výstupního napČtí senzoru na výšce, pĜi rĤzných teplotách prostĜedí. Naposledy zmiĖovaný obrázek velice dobĜe ukazuje, jak velký vliv na pĜevodní charakteristiku senzoru má teplota. Díky možnosti vyhĜívání senzoru pomocí rezistorĤ RE a RT se této nepĜíjemnosti vyhneme a budeme pracovat s pĜevodní charakteristikou, která je zobrazena na obrázku obr. 2.6-1.

Obr. 2.6-4: Závislost velikosti odporu RT senzoru SP82 na teplotČ

Obr. 2.6-5: Závislost výstupního napČtí senzoru SP82 na výšce, pro rĤzné teploty

[26]

Jan NedvČd


2.7 CANAerospace CANAerospace definuje datový formát, který byl navržen pro vysoce spolehlivou komunikaci

mezi

mikropoþítaþovými

systémy,

použitými

v leteckých

aplikacích,

prostĜednictvím sbČrnice CAN. Tato definice je držena široce otevĜená a mĤže být použita pro CAN 2.0A i pro CAN 2.0B a pro veškeré pĜenosové rychlosti. Samotná sbČrnice CAN byla pĤvodnČ vyvinuta pro použití v automobilech, aby se zjednodušilo síĢové propojení senzorĤ a akþních þlenĤ. V posledních letech se stále þím dál více používá v prĤmyslové automatizaci. Je to zejména díky otevĜenosti systému a dostupnosti komponent od rĤzných výrobcĤ. Další pĜedností je jednoduchý komunikaþní protokol a velmi krátká latentní doba pro prioritní zprávy, což umožĖuje rychlé reakce a Ĝízení v reálném þase. Definice CANAerospace byla vytvoĜena v roce 1997 firmou Stock Flight Systems. V roce 2001 byl také standardizován US National Air and Space Adminictration (NASA) jako „AGATE data bus“. V souþasné dobČ je používán a podporován nČkterými hlavními evropskými leteckými výrobci (EADS, Eurocopter, Aero Vodochody, Rotax-Bombardier, Kayser-Threde, …). Více v literatuĜe [8].

2.7.1 Základní formát zprávy CANAerospace Rámec zprávy podle specifikace CAN 2.0A je zobrazena na obrázku obr. 2.7-1. Definice CANAerospace urþuje identifikátor zprávy a formát datové oblasti. Ostatní þásti datového rámce jsou shodné s CAN 2.0A nebo CAN 2.0B.

Obr. 2.7-1: Rámec zprávy podle specifikace CAN 2.0A

2.7.1.1 Identifikátor zprávy podle CANAerospace Identifikátor zprávy je þíslo, které urþuje prioritu dané zprávy. ýím je toto þíslo nižší, tím má zpráva vyšší prioritu na sbČrnici. Zprávy s vyšší prioritou jsou pĜednostnČ doruþeny. Definice CANAerospace rozlišuje 6 základních typĤ zpráv, které jsou vypsány v tabulce tab. 2.7-1.

[27]

Jan NedvČd

Aerometrický systém pro malá letadla Tab. 2.7-1: Základní typy zpráv CANAerospace Typ zprávy Naléhavá událost

CAN-ID

Popis

0 – 127 $000 - $O7F

PĜenášena asynchronnČ vždy, když nastane nČjaká situace, která vyžaduje okamžitou akci. PĜenášena asynchronnČ nebo cyklicky v definovaných þasových intervalech. Slouží pro operaþní pĜíkazy (36 kanálĤ). Formát zpráv nebo dat a pĜenosové intervaly definované zcela uživatelem.

Servisní data s vysokou prioritou Uživatelsky definovaná data s vysokou prioritou Normální operaþní data

128 – 199 $080 - $0C7 200 – 299 $0C8 - $12B 300 – 1799 $12C - $707

Uživatelsky definovaná data s nízkou prioritou Testovací nebo ladící servis Servis data s nízkou prioritou

1800 – 1899 $708 - $76B 1900 – 1999 $76C- $7CF 2000 – 2031 $7D0 - $7EF

asynchronnČ nebo cyklicky PĜenášena v definovaných intervalech. Slouží pro operaþní a stavová data. Formát zpráv nebo dat a pĜenosové intervaly definované zcela uživatelem. PĜenášena asynchronnČ nebo cyklicky. Slouží pro odlaćování aplikace a stahování software. PĜenášena asynchronnČ nebo cyklicky. Slouží pro údržbu (16 kanálĤ)

Pro odesílání namČĜených aerometrických veliþin a nastavování vztažného tlaku u výškomČru, budeme využívat identifikátory uvedené v tabulce tab. 2.7-2. Tab. 2.7-2: Vybrané aerometrické veliþiny podle CANAerospace CAN-ID

Název aerometrické veliþiny

PĜedepsaný datový typ Jednotka

314 $13A 316 $13C 317 $13D 319 $13F 322 $142 330 $14A 335 $14F

Vertikální rychlost

FLOAT SHORT2 FLOAT SHORT2 FLOAT SHORT2 FLOAT SHORT2 FLOAT SHORT2 FLOAT SHORT2 FLOAT SHORT2

Skuteþná vzdušná rychlost Kalibrovaná vzdušná rychlost Nastavení vztažného tlaku Standardní výška Oblastní výška Venkovní teplota vzduchu

Obnovovací interval [ms]

m/s

100

m/s

100

m/s

100

hPa

100

m

100

m

100

K

1000

2.7.1.2 Formát datové oblasti podle CANAerospace Datová oblast má pro CAN 2.0A nebo CAN 2.0B standardnČ 8 bytĤ. CANAerospace rozdČluje tuto oblast na dvČ poloviny. Hlavní formát zprávy, který bude používán, je zobrazen na obrázku obr. 2.7-2. První 4 byty tvoĜí hlaviþku zprávy a zbývající byty tvoĜí data. [28]

Jan NedvČd


Jednotlivé hlaviþkové a datové byty, mají pro rĤzné typy zpráv standardem urþený význam, který bude vysvČtlen dále.

Obr. 2.7-2: RozdČlení datové oblasti CAN podle CANaerospace pro hlavní formát zprávy

2.7.2 Používané typy zpráv podle CANAerospace V navrhovaném aerometrickém systému budeme využívat dva typy zpráv. První typ „Normální operaþní data“ je využíván pro zasílání aerometrických veliþin a nastavování vztažného tlaku výškomČru. Druhý typ „Servisní data s vysokou prioritou“ se využívá k identifikaþnímu servisu pĜipojených zaĜízení (IDS).

2.7.2.1 Normální operaþní data Význam jednotlivých hlaviþkových bytĤ zobrazených na obrázku obr. 2.7-2 má pro tento typ zprávy následující význam: • ID systému urþuje pomocí þísla druh systému. ID se nachází v pásmu 0 až 255 a základní systémy podle CANAerospace jsou uvedeny v následující tabulce tab. 2.7-3. Tab. 2.7-3: ID základních leteckých systémĤ podle CANAerospace

ID systému 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13

Popis systému Systém poskytující informace o kurzu a výšce (AHRS) Aerometrický systém (ADC) VHF komunikaþní pĜijímaþ – vysílaþ 1 VHF komunikaþní pĜijímaþ – vysílaþ 2 NAV/ILS/Marker pĜijímaþ 1 NAV/ILS/Marker pĜijímaþ 1 ATC odpovídaþ ADF pĜijímaþ GPS pĜijímaþ ZaĜízení na mČĜení vzdálenosti (DME) Motorový monitorovací systém (EMS) Elektrický trimovací systém Elektrický systém

[29]

Jan NedvČd


• Datový typ udává, v jakém datovém formátu jsou data na 4 až 7 bytu. CANAerospace definuje parametry jednotlivých datových typĤ a každému typu pĜiĜazuje þíslo. V následující tabulce tab. 2.7-4 jsou uvedeny jen typy, které budeme v aerometrickém systému využívat ke komunikaci. Tab. 2.7-4: Použité datové typy podle CANAerospace

ýíslo datového typu 0 $00 2 $02

Datový typ

Rozsah

Poþet bitĤ

NODATA

-

0

FLOAT

1-bit znaménko 23-bitĤ základ 8-bitĤ exponent

32

12 $0C 15 $0F

SHORT2

-32768 až +32767 -128 až +127

UCHAR4

Popis

2x16

Definuje, že ve zprávČ nejsou obsažena data PĜesná hodnota s pohyblivou desetinnou þárkou podle IEEE-754-1985. 2 x short integer

4x8

4x unsigned char integer

• Servisní kód mĤže být 0 nebo oznaþovat stav dat v dobČ jejich odeslání. Ihned po obdržení budeme vČdČt, jestli jsou pĜíchozí data platná. • Kód zprávy se využívá k urþení jejího stáĜí. Tento kód je inkrementován pĜi každém odeslání dat, v rozsahu 0 až 255. Po pĜekroþení 255 se zaþíná opČt od 0. PĜi obdržení zprávy budeme ihned vČdČt, jaká zpráva obsahuje aktuálnČjší data.

2.7.2.2 Servisní data s vysokou prioritou Každá jednotka CANAerospace musí pĜinejmenším podporovat „Identifikaþní servis“ (IDS), na servisním kanálu 0. U pĜipojených jednotek zjišĢuje typ hlaviþky zprávy a pĜiĜazený identifikátor (CAN-ID). Je to proto, že v síti CANAerospace mohou být uživatelem nadefinovány jiné typy hlaviþek a identifikátorĤ, než urþuje standard. Jak již bylo Ĝeþeno, k „identifikaþnímu servisu“ se využívá servisní kanál 0. Ten je urþen hodnotou CAN_ID. Pro dotazy se užívá hodnota 128 ($080) a pro odpovČdi hodnota 129 ($081). Zatímco první dva byty v hlaviþce mají stejný význam jako u „Normálních operaþních dat“, ostatní byty mají odlišnou funkci. Záleží také na tom, jestli se jedná o dotaz nebo odpovČć. Vše je pĜehlednČ zaznamenáno v následující tabulce tab. 2.7-5.

[30]

Jan NedvČd

Aerometrický systém pro malá letadla Tab. 2.7-5: Význam bytĤ v servisních zprávách s vysokou prioritou

Byte 0 1 2 3 4 5 6

Název bytové oblasti ID systému Datový typ Servisní kód Kód zprávy Data

Dotaz ID tázajícího NODATA 0 0 Žádná data

7

OdpovČć ID odpovídajícího UCHAR4 0 Nesmí být 0 Verze hardwaru Verze softwaru PĜidČlený identifikátor (0 = podle standardu CANAerospace) Typ hlaviþky (0 = podle standardu CANAerospace)

2.7.3 Zapojení hardware podle CANAerospace CANAerospace definuje zapojení vČtšiny konektorĤ používaných v letectví. Pro navrhovaný aerometrický systém si vystaþíme s definicí pro konektor Cannon 9, který je v letectví oznaþován jako MIL-24308/8 nebo také CiA DS102. Zapojení konektoru je na obrázku Obr. 2.7-3. Na stejném konektoru mĤže být souþasnČ pĜipojeno rozhraní RS232, které mĤže být využito v údržbČ nebo jako programovací rozhraní.

Obr. 2.7-3: Zapojení konektoru Cannon 9 podle CANAerospace CANAerospace také doporuþuje zpĤsob zapojení jednotek na sbČrnici, zobrazený na obrázku obr. 2.7-4. Z hlediska možných problému s EMC, v leteckých aplikacích, je velmi vhodné optické oddČlení všech souþástí sítČ a k jejich propojení použít stínČnou kroucenou dvojlinku. [31]

Jan NedvČd


Obr. 2.7-4: Vhodné zapojení jednotek na sbČrnici CANAerospace

3 Návrh hardwaru Návrh hardwaru se zabývá výbČrem vhodných souþástek a jejich zapojením. Jednotlivé funkþní bloky jsou popsány v samostatných podkapitolách. Následuje seznámení s navrženou deskou plošných spojĤ a popisem pĜipojení aerometrického systému do letadla.

3.1 Napájení aerometrického systému Napájení je navrženo tak, aby aerometrický systém mohl být pĜipojen pĜímo na letadlovou síĢ +12 až 36V stejnosmČrných, pĜes svorkovnici J5. Základní þást napájení tvoĜí spínaný zdroj LM2576HVT/12 s pevným výstupním napČtím 12V a maximálním proudem 3A. Zapojení spínaného zdroje je zobrazeno na obrázku obr. 3.1-1 a spoleþnČ s hodnotami souþástek vychází z katalogových listĤ výrobce. NapČtí 12V (HEAT_V) je v mČĜicím systému pĜímo použito jen k napájení topných rezistorĤ, tlakových senzorĤ SP82. Pro napájení dalších souþástí je toto napČtí vedeno pĜes proudovČ kompenzované tlumivky 42V20 a dále upraveno. Tlumivky zamezují pronikání stĜídavého rušivého napČtí z napájecí sítČ letadla, do mČĜicího systému. U19 1

+Vin

3

1 2 3

4

ON/OFF

2 L1

100uH U24 1

5

GND

OUTPUT

J5

HEAT_V

LM2576 FEEDBACK

D32 1N5822

+

C50 100u/50V

+

C31 1000u/25V

2

L1

L1.

L2

L2.

42V20

HEADER 3

GND_HEAT

Obr. 3.1-1: Zapojení spínaného zdroje LM2576HVT/12 [32]

4 3

Jan NedvČd


Z proudovČ kompenzovaných tlumivek vede napČtí HEAT_V k obvodu, který vytváĜí z 12V, symetrické napČtí ±6V. Toto napČtí slouží k symetrickému napájení operaþních a pĜístrojových zesilovaþĤ. Zapojení je zobrazeno na obrázku obr. 3.1-2. Obvod se skládá z napČĢového dČliþe z rezistorĤ R25 a R26. NapČtí z tohoto dČliþe tvoĜí napČĢovou referenci operaþnímu zesilovaþi OP07, který je zapojen jako napČĢový sledovaþ. Výstup zesilovaþe ovládá tranzistory Q4 a Q3 tak, aby výstupní napČtí bylo symetrické. Kondenzátor C32 je zapojen jako blokovací kondenzátor pro OP07 a ostatní kondenzátory jsou zapojeny jako filtry. +6V

L2

L2.

C32 100n

3

+

U7

R26 10K

-

+ C44 220u/25V

6

OUT 2

42V20

V+

L1.

3

4 1 8

2

L1

4

BCP52-16 Q3

VN1 N2

1

C43 100n

Q4 BCP55-10

7

R25 10K

U24

OP07

C42 100n

+

C47 220u/25V

-6V

Obr. 3.1-2: Obvod pro vytvoĜení symetrického napČtí Z napČtí +6V je napájen zdroj referenþního napČtí +5V, LE50CD. Maximální výstupní proud tohoto obvodu je 150mA a pĜesnost ±0,1V. Zapojení na obrázku obr. 3.1-3 vychází z katalogových listĤ, jen je doplnČno o LED diodu D30, která signalizuje pĜítomnost napájení. Referenþní napČtí je využito pro napájení celé analogové mČĜicí þásti aerometrického systému. +6V

+5Vref

U18 8 7 6 5 R47 680R

Vin Vout GND4 GND1 GND3 GND2 INHIBIT NC

1 2 3 4

LE50CD C51 100n

+

D30 LED

C52 10M/16V

Obr. 3.1-3: Zapojení zdroje referenþního napČtí LE50CD

[33]

Jan NedvČd


K oddČlení analogové a digitální þásti mČĜicího systému jsou opČt využity proudovČ kompenzované tlumivky 42V20, zapojené podle obrázku obr. 3.1-4. Tlumivky zamezují tomu, aby se rušivé pulzní signály z digitální þásti dostali do pĜesné analogové þásti. +5Vd

+5Vref U23 1 C53 100n

2

L1

L1.

L2

L2.

4 3

C55 100n

+

C56 10M/16V

42V20

Obr. 3.1-4: OddČlení analogové a digitální þásti

3.2 Zapojení tlakových senzorĤ SP82 NejdĤležitČjšími prvky analogové þásti jsou dva senzory SP82. Jeden je absolutní a slouží k mČĜení statického tlaku vzduchu. K mČĜení dynamického tlaku vzduchu slouží druhý, diferenciální tlakový snímaþ. PĜestože jsou oba senzory konstrukþnČ rozdílné a mají jiné maximální vstupní hodnoty tlakĤ, elektricky jsou shodné. Proto je pro oba senzory použito stejné zapojení, jaké je na obrázku obr. 3.2-1. Hlavní þást senzoru tvoĜí tenzometrický mĤstek, který je napájen referenþním napČtím +5V. PĜi maximálním vstupním rozsahu je na výstupu mĤstku napČtí 125mV. Výstupní napČtí je pĜes pasivní dolní propusti (R1, C7 a R3, C8), které zamezí pronikání vysokofrekvenþního rušení, veden na pĜístrojový zesilovaþ AD620. PĜístrojový zesilovaþ slouží k preciznímu zesílení mČronosného signálu tak, aby byl co nejvíce využit vstupní rozsah AD pĜevodníku. U zvoleného pĜevodníku AD7738 byl vybrán rozsah 0 až 2,5V, což znamená, že napČtí ze senzoru musíme dvacetkrát zesílit. K nastavení zesílení slouží rezistor R2, jehož hodnotu urþíme ze vztahu (3.2-1). R2 =

kde

49400 G −1

G

je požadované zesílení a

R2

je velikost odporu [ȍ].

(3.2-1)

Pro hodnotu G = 20 dostaneme R2 = 2,6kȍ. StandardnČ není tato hodnota vyrábČna, proto bude použita velikost 2,7kȍ a zesílení tak bude pĜibližnČ 19,3. DĤležité je, aby rezistor mČl co nejmenší závislost na teplotČ a vnášel tak do mČĜení, co nejmenší chybu. Napájecí vstupy pĜístrojového zesilovaþe jsou opatĜeny blokovacími kondenzátory (C6, C5) a pĜipojeny na symetrické napájecí napČtí ±6V. [34]

Jan NedvČd


Druhou dĤležitou þástí tlakového senzoru je teplotnČ citlivý rezistor RT, díky kterému mĤžeme zjistit teplotu uvnitĜ snímaþe. Tento rezistor je napájen pĜes stabilní sériový odpor R5, stejným referenþním napČtím jako mČĜicí mĤstek a tvoĜí tak napČĢový dČliþ, na kterém mČĜíme. Závislost napČtí na odporu RT nebude sice lineární, ale to mĤžeme bez ztráty pĜesnosti korigovat poþetnČ. MČĜením bylo zjištČno, že teplotnČ citlivý rezistor má pĜi teplotČ 90°C hodnotu 5,2kȍ. Tato hodnota je velice dĤležitá, protože právČ na této teplotČ má být udržován vnitĜek senzoru. Výpoþet rezistoru R5 vychází ze známého vztahu (3.2-2), pro nezatížený napČĢový dČliþ a požadavku, aby v okolí pracovní teploty, byl co nejvíce využit vstupní rozsah A/D pĜevodníku (2,5V).

U AIN 1 =

RT ⋅ VREF RT + R5

(3.2-2)

TČmto podmínkám vyhovuje velikost rezistoru R5 = 5,6kȍ. PĜí teplotČ þipu 90°C tak bude na výstupu dČliþe napČtí pĜibližnČ 2,41V. Výstupnímu napČtí 2,5V pak odpovídá teplota 132°C, na kterou bychom se v bČžných provozních podmínkách nemČli nikdy dostat. +6V C6

O+ O-

HEAT_V

7 6 11 R4 10R

E1-

SUB

RE1

RT1

RE2

RT2

10 R3 20R

2

C7 100n

3 1 R2 2K7

8 2

+ RG1

9

U2 OUT

RG2 -

C8 100n

8

100n

7

AD620/AD

5

V+

R1 20R

E1+ E2+

4

U1 1 12

REF

6

AIN0

5

V-

+5Vref

C5

SP82 100n -6V R55 2K2 U28

+5Vd

HEAT1

R54 470R 1 2 3 4

AIN1

Q5 BSS138/SOT

C63 100n

NC1 Vcc A Vb C Vo NC2GND

8 7 6 5

R7 4K7

HCPL0701

R5 5K6

GND_HEAT

+5Vref

Obr. 3.2-1: Zapojení tlakového senzoru SP82 Poslední, tĜetí þástí tlakového senzoru je topný rezistor RE, díky nČmuž mĤžeme vyhĜívat vnitĜek þidla. Rezistor je pĜipojen na napČtí HEAT_V(12V) a pĜes tranzistor BSS138, který je ovládán procesorem, je uzavírán obvod. Sériový odpor R4 podle doporuþení výrobce, slouží k omezení proudu protékajícího obvodem. Jelikož je tranzistor ovládán procesorem, který se nachází v oddČlené digitální þásti zapojení a GND_HEAT není stejná zem, na jaké je procesor [35]

Jan NedvČd


pĜipojen, musel být ovládací signál HEAT1 opticky oddČlen. K tomu slouží optoþlen HCPL0701, zapojený podle katalogových listĤ.

3.3 PĜevod analogových signálĤ na digitální Tento pĜevod musíme použít u signálĤ z tlakových senzorĤ SP82, abychom se získanými tlaky mohli dále pracovat v mikroprocesoru.

3.3.1 Volba vhodného A/D pĜevodníku NejdĤležitČjším pĜedpokladem pĜevodu signálĤ z tlakových senzorĤ na þíslo je, aby zvolený A/D pĜevodník mČl dostateþnČ velké rozlišení a vnášel do mČĜicího ĜetČzce co nejmenší chybu. Víme, že senzor SP82 má pĜi plném vstupním rozsahu na svém výstupu napČtí 125mV. Pro senzor statického tlaku to znamená 125mV na 100kPa, tj. 1,25mV na 1kPa. V tabulce povolených chyb barometrických výškomČrĤ tab. 2.2-1 je vidČt, že nejmenší hodnota statického tlaku, kterou musíme rozlišit, abychom vyhovČli pĜedpisĤm, je 70Pa. Jestliže plnČ využijeme vstupní rozsah A/D pĜevodníku, potĜebujeme rozlišit 1429 stavĤ. Z toho plyne, že potĜebujeme A/D pĜevodník, který bude mít minimálnČ 11 efektivních bitĤ (211 = 2048). Senzorem statického tlaku vzduchu budeme kromČ výšky mČĜit vertikální rychlost. Když budeme k výpoþtu vertikální rychlosti využívat intervaly mezi odmČry statického tlaku 1s, potĜebujeme podle tabulky s dovolenými tolerancemi pro mČĜení vertikální rychlosti tab. 2.4-1, rozlišit 5,5Pa. Senzor má rozsah 100kPa, takže pĜi plném využití vstupního rozsahu A/D pĜevodníku potĜebujeme rozlišit 18182 stavĤ. Z toho plyne, že potĜebujeme A/D pĜevodník, který bude mít efektivních 15 bitĤ (215 = 32 768). U snímaþe pro mČĜení dynamického tlaku budeme postupovat obdobnČ. Celkový rozsah senzoru je 50kPa, kterým odpovídá výstupní napČtí 125mV, takže rozlišení je 2,5mV na 1kPa. V tabulce dovolených chyb mČĜení kalibrované rychlosti tab. 2.3-1 zjistíme, že nejnižší hodnota dynamického tlaku, kterou musíme rozlišit, je 25Pa. Když bude plnČ využit vstupní rozsah A/D pĜevodníku, potĜebujeme rozlišit 2000 stavĤ. Z toho plyne, stejnČ jako u mČĜení statického tlaku, že potĜebujeme A/D pĜevodník, který bude mít 11 efektivních bitĤ. Zvolen byl 8 kanálový sigma delta pĜevodník AD7738. Tyto typy pĜevodníkĤ jsou vhodné pro kontinuální zpracování signálĤ s vysokou rozlišitelností, a proto jsou vhodné ke zpracování

signálĤ

ze

senzorĤ

fyzikálních

veliþin.

Vybraný

typ

je

vyrábČn

s nastavitelnou rozlišitelností 16 nebo 24 bitĤ. Snahou bude využít 24 bitové rozlišení a tak i pĜesnČjšího pĜevodu i za cenu toho, že nebudou efektivnČ využity všechny bity.

[36]

Jan NedvČd


Jelikož má A/D pĜevodník 8 kanálĤ, budou dva využity k pĜevodu napČtí, pomocí nichž mČĜíme teploty uvnitĜ senzorĤ. Zde zcela jistČ vystaþíme s rozlišením 16 bitĤ, þemuž odpovídá 0,0045°C.

3.3.2 Zapojení A/D pĜevodníku Zapojení A/D pĜevodníku je zobrazeno na obrázku obr. 3.3-1 a vychází pĜedevším z katalogových listĤ výrobce. Jelikož tato souþástka tvoĜí hranici mezi analogovou a digitální

þástí zapojení, je napájena jak analogovým, tak oddČleným digitálním napČtím. Pro komunikaci s procesorem je využito rozhraní SPI, které je tvoĜeno signály SCK, MISO, MOSI a pĜipravenost dat signalizuje výstup RDY. Analogové signály jsou na vstupy pĜevodníku vedeny pĜes pasivní dolní propusti, které nepropouštČjí vysokofrekvenþní rušení. Na kanály AIN0 a AIN1 jsou pĜivedeny signály ze statického senzoru tlaku a na kanály AIN2 a AIN3 vedou signály od diferenciálního senzoru tlaku. Kanály AIN4 a AIN5 jsou vyvedeny na svorkovnici J3 podle obrázku obr. 3.3-2, pro pĜípadné další možné využití. Na zbylé dva kanály jsou pĜivedena referenþní napČtí REFIN(-) a REFIN(+), pomocí nichž mĤžeme provádČt kalibraci pĜevodníku. MCLKIN

C22 100n

C14 33p

MCLKOUT

R15 20R

C13 33p

C21 100n

C19 100n

C23 100n

AIN2

REFIN(+) REFIN(-)

21 22

15 16 ADCIN(-) ADCIN(+)

CS SCLK DOUT DIN

AD7738

RDY RESET

4 1 25 26 24 5

SCK MISO MOSI RDY

+5Vd 7 8

AINCOM/P0 SYNC/P1

R19 20R

AD7738 C25 100n

AIN0

AIN7 AIN6 AIN5 AIN4 AIN3 AIN2 AIN1 AIN0

R18 20R C24 100n

AIN1

9 10 11 12 17 18 19 20

DVdd DGND

AIN3

R17 20R

MCLKIN MCLKOUT

27 28

AIN4

MCLKIN 2 MCLKOUT 3

R13 20R

13 14

REFIN(-) U8

C20 100n

MUXOUT(+) MUXOUT(-)

AIN5

REFIN(+)

R14 20R

AVdd AGND

REFIN(-)

Y1 6,144MHz

6 23

REFIN(+)

R16 20R

+5Vref

+5Vd

R20 20R + C26 100n

C15 10M/16V

C16 100n

C17 100n

+

Obr. 3.3-1: Zapojení A/D pĜevodníku AD7738 [37]

C18 10M/16V

Jan NedvČd


+5Vref

C61 100n

J3 1 2 3 4 5 6

AIN4 AIN5

HEADER 6

Obr. 3.3-2: Zapojení svorkovnice J3 Naposledy zmiĖované referenþní napČtí je velice dĤležité pro pĜesnost celého mČĜení a je nutné, aby bylo pĜímo odvozeno od napájecího napČtí tlakových senzorĤ, jak je ukázáno na obrázku obr. 3.3-3. Jestliže dojde k poklesu napČtí na senzorech, dojde k poklesu i reference a samotný pĜevod probČhne správnČ. PĜevodník vyžaduje referenþní napČtí o hodnotČ 2,5V, které zajišĢuje napČĢový dČliþ, tvoĜený rezistory R21 a R22. Aby se dČliþ choval jako nezatížený, je na jeho výstup pĜipojen napČĢový sledovaþ, tvoĜený operaþním zesilovaþem OP07. Zesilovaþ je napájen symetrickým napČtím ±6V a napájecí vstupy jsou osazeny blokovacími kondenzátory C28 a C27. +5Vref

+6V C28

R21 10K 7 3

+

100n V+ U6 6

OUT 2

-

OP07

REFIN(+)

4 1 8 V- N1N2 C27

R22 10K 100n -6V REFIN(-)

Obr. 3.3-3: Odvození referenþního napČtí pro A/D pĜevodník z napájení tlakových senzorĤ

3.4 MČĜení venkovní teploty vzduchu Aerometrický systém má kromČ barometrických výšek, vzdušných rychlostí a vertikální rychlosti, které jsme schopni mČĜit pomocí senzorĤ SP82, mČĜit také teplotu vnČjšího vzduchu. Ta je u malých letadel využívána pĜedevším k varování pĜed možností vzniku námrazy. Jak bylo popsáno v teoretickém rozboru, vČtšina leteckých modulĤ mČĜí s pĜesností ±1,4°C, z þehož budeme vycházet pĜi výbČru senzoru teploty. [38]

Jan NedvČd


3.4.1 Volba vhodného teplotního senzoru Pro tuto aplikaci byl zvolen inteligentní kĜemíkový senzor SMT160-30-92, jehož cena se pohybuje okolo 100Kþ. MČĜí v rozsahu teplot -45 až +150°C s maximální chybou ±0,7°C a nelinearitou 0,2°C. Napájen je napČtím +5V. Jeho výstup je kompatibilní s TTL úrovní a mČĜená teplota odpovídá stĜídČ na jeho výstupu, která je v rozmezí frekvencí 1 až 4kHz. To nám umožní pĜipojení snímaþe rovnou na vstup mikroprocesoru. Teplota se vypoþte ze stĜídy podle vztahu (3.4-1). DC = 0,32 + 0,0047t

kde

DC

je výstupní stĜída a

t

je teplota ve °C.

(3.4-1)

Obr. 3.4-1: Pouzdro TO92 a teplotní senzory Ĝady SMT160-30

3.4.2 Zapojení teplotního senzoru Zvolený teplotní senzor je mimo mČĜení teploty vnČjšího vzduchu využit i k mČĜení teploty prostĜedí, v jakém se nachází aerometrický systém. Jeden senzor je umístČn vnČ letadla a druhý je umístČn pĜímo na plošném spoji systému. Díky nČmu mĤžeme korigovat pĜípadné nepĜesnosti, vzniklé teplotní závislostí použitých souþástek. VnČjší senzor je k aerometrickému systému pĜipojen pĜes svorkovnici J4, jak je patrné z obrázku obr. 3.4-2. Od zbytku plošného spoje je opticky oddČlen. Napájen je napČtím +5V_DC z DC/DC mČniþe CDDSW1-0505S, který zároveĖ slouží k napájení opticky oddČlených þástí sbČrnice CAN. Jeho zapojení je patrné z obrázku obr. 3.7-1. Signálový vodiþ je oddČlen optoþlenem TLP113. [39]

Jan NedvČd


Senzor, který slouží k mČĜení teploty v okolí mČĜicího systému je umístČn na plošném spoji v digitální þásti. Proto je napájen napČtím +5Vd. Mezi napájecí vstupy, stejnČ jako u externího senzoru, je zapojen blokovací kondenzátor 100nF. Signálové vodiþe TEMP1 a TEMP2 jsou vedeny pĜímo na vstupy mikroprocesoru, které umožĖují mČĜení PWM modulace.

+5V_DC

+5Vd R38 2K2

R37 470R J4 HEADER 3 1 2 3

1 3

A C

C40 100n

N_TLP113 6 + 5 OUT 4 -

TLP113 ISO1 C42 100n GND_DC

OUT +V GND

1 2 3

TEMP1

SMT-160-30-18

+5Vd C41 100n

TEMP2

Venkovni teplota

Teplota na desce

Obr. 3.4-2: Zapojení teplotních senzorĤ SMT160-30-92

3.5 Mikroprocesor Jedná se o souþástku, která Ĝídí chod celého aerometrického systému. Musí být schopna komunikovat s A/D pĜevodníkem pĜes rozhraní SPI, umožĖovat mČĜení stĜídy, mít dostateþnou výpoþetní kapacitu pro výpoþet aerometrických veliþin, podle vztahĤ uvedených v teoretickém rozboru a podporovat komunikaci po sbČrnici CAN.

3.5.1 Volba vhodného mikroprocesoru Zvolen byl procesor MC9S12XDT512 od firmy Freescale, s 16-ti bitovým jádrem a 512-ti kbytovou pamČtí FlashEEPROM. SplĖuje všechny výše zmínČné požadavky a umožĖuje programování pĜímo na desce plošného spoje. Dalším dĤležitým dĤvodem této volby je dostupnost prostĜedkĤ pro práci s ním, které škola vlastní.

3.5.2 Zapojení mikroprocesoru Zapojení velké þásti procesoru, pĜedevším napájecích vstupĤ, krystalu a fázového filtru, vychází z dokumentace, dodávané výrobcem. Pro pĜipojení ostatních prvkĤ, bylo potĜeba nalézt porty, které umožní to, co po nich budeme požadovat. Schéma zapojení mikroprocesoru je na obrázku obr. 3.5-2. Rozhraní SPI, které slouží ke komunikaci s A/D pĜevodníkem, je pĜipojeno na vývody procesoru 2, 3 a 4. Od pĜevodníku jsou oddČleny 0ȍ odpory, jejichž plošky sloužili pro

[40]

Jan NedvČd


pĜipojení osciloskopu, pĜi oživování desky. Aby pĜipojení pĜevodníku bylo kompletní, je na 10 vývod procesoru pĜipojen signál RDY, také pĜes 0ȍ rezistor. Na vstupnČ výstupní port T jsou kromČ signálu RDY pĜipojeny i další prvky. Výstupy HEAT1 a HEAT2 jsou pĜipojeny na vývody 11 a 12. Slouží k ovládání topných rezistorĤ v tlakových snímaþích. Vstupy TEMP1 a TEMP2 jsou pĜivedeny na vývody 13 a 14. Je jimi veden signál od vnitĜního a vnČjšího senzoru teploty. Slouží k mČĜení stĜídy. Na vývod 15 je pĜipojen výstup WDI, který slouží k ovládání externího watchdogu. Tento výstup musí vysílat pĜedem definované pulzy, aby nebyl resetován procesor. To zabrání uváznutí programu. Více bude uvedeno pĜímo u zapojení dohlížecího obvodu. Svorkovnice BDM (J1) je zapojena tak, aby umožĖovala programování procesoru pĜímo na desce plošného spoje, pomocí programátoru pĜipojitelného k PC. K procesoru je pĜipojena na vývod 23, který umožĖuje programování a na vývod 42, což je reset procesoru. Celý port A je osazen LED diodami, které jsou využity k odlaćování programu a signalizaci sepnutých topných rezistorĤ. Port A se nachází na vývodech 57 až 64. Ke

komunikaci

aerometrického

systému

prostĜednictvím

s okolím,

protokolu

CANaerospace, je využita sbČrnice CAN, pro kterou jsou urþeny vývody 100 a 101. Procesor umožĖuje také pĜipojení rozhraní RS232 na vývody 89, 90, 102 a 103. Rozhraní není v této práci využito, ale signály úrovnČ TTL jsou pĜivedeny na svorkovnici J2. Jelikož se na desce plošných spojĤ nacházel dostatek nevyužitého místa, byly k procesoru pĜivedeny signály od dvou tlakových senzorĤ MPX5010, které jsou k dispozici v laboratoĜi. V budoucnu by mohli být vyzkoušeny k mČĜení statického a dynamického tlaku a porovnány s vlastnostmi tlakových senzorĤ SP82. PĜipojeny jsou na vývody integrovaného 16-ti bitového A/D pĜevodníku, 67, 69 a 70. Zapojení je možno vidČt na obrázku obr. 3.5-2 a na obrázku obr. 3.5-1.

Stat. tlak MPX U9

+5Vref 1 2 3 4 C39 100n

Dif. tlak MPX U17

+5Vref

NC1 NC5 Vs NC4 GND NC3 Vout NC2

8 7 6 5

1 2 3 4 C59 100n

MPX5010 StatMPX(OUT)

NC1 NC5 Vs NC4 GND NC3 Vout NC2

8 7 6 5

MPX5010

MPX(GND)

Dif MPX(OUT) MPX(GND)

Obr. 3.5-1: Zapojení tlakových snímaþĤ MPX5010 [41]

Jan NedvČd

Aerometrický systém pro malá letadla +5Vd

MISO

R68 0R

MOSI

R67 0R

R66 0R

SCK

1 2 3 4 19 20 5 6 7 8

R57 0R

RDY

9 10 HEAT1 11 HEAT2 12 TEMP1 15 TEMP2 16 WDI 17 18

+5Vd

BDM

21 22

R27 4K7

J1 1 2 3 4 5 6

BKG

BKG

24 25 26 27 28 29 30 31

RESET +5Vd C71 220n

HEADER 6

23

13 14 32 33 34 35 49 50 51 52 36 37 38 39 53 54 55 56 40 +5Vd 41 RESET 42 VDDPLL 43 45 XFC

44

EXTAL 46 XTAL 47 48

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

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

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

PK7/ECS/ROMCTL

VDDX VSSX

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

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

KWJ1/PJ1 KWJ0/PJ0

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

MODC/TAGHI/BKGD

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

PM6/BF_PERR/RXCAN4 PM7/BF_PSLM/TXCAN4

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

VSSA VDDA VRL VRH

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

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

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

VSS2 VDD2

VDDPLL VSSPLL

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

XFC EXTAL XTAL TEST

112 111 110 109 108

107 106

+5Vd

99 98 R70 97

+5Vd

96 95 94 93 92 91 90 89

3K3

Ext. RS232

TXD RXD

105 104 103 102 101 100

RTS CTS CRX CTX

J2 6 5 4 3 2 1

C68 100n HEADER 6

88 87 +5Vd 86 83 85 84

+5Vref

82 80 78 76 74 72 70 68 81 79 77 75 73 71 69 67

R73

20R Dif MPX(OUT)

C70 100n R69

20R StatMPX(OUT)

C69 100n R71

20R MPX(GND)

C74 100n

66 65 64 63 62 61 60 59 58 57

C73 220n

LED8 LED7 LED6 LED5 LED4 LED3 LED2 LED1

MC9S12DG128CPV C75 EXTAL

LED

+5Vd

22p R72 10M

uP XTAL

Y4 16MHz

LED1

D31

LED

R58

680R

LED2

D33

LED

R59

680R

LED3

D34

LED

R60

680R

LED4

D35

LED

R61

680R

LED5

D36

LED

R62

680R

LED6

D37

LED

R63

680R

LED7

D38

LED

R64

680R

LED8

D39

LED

R65

680R

C76 XTAL 22p R56 3K3

XFC

C65 ? C66 ?

Phase loop filter

C67 220n

VDDPLL

jestliže se nepoužívá, propojit XFC a VDDPLL

Obr. 3.5-2: Zapojení mikroprocesoru MC9S12XDT512 [42]

Jan NedvČd


3.6 Dohlížecí obvod mikroprocesoru K mikroprocesoru je pĜipojen externí dohlížecí obvod TPS3823-50. Tento obvod plní funkci power-on reset, hlídá pokles napájecího napČtí, plní funkci externího watchdogu a umožĖuje zapojení tlaþítka pro ruþní reset. Zapojení obvodu je zobrazeno na obrázku obr. 3.5-2 a na obrázku obr. 3.6-1. Power-on reset se aktivuje, jestliže napájecí napČtí pĜesáhne 1,1V a procesor je pak 200ms držen ve stavu reset. ZajišĢuje tak správnou inicializaci procesoru v dobČ, kdy napájecí napČtí má stálou úroveĖ. Funkce, která hlídá pokles napájecího napČtí, uvede procesor do stavu reset, pokud napájecí napČtí klesne na hodnotu 4,55V. Tak je zamezeno vzniku náhodných stavĤ v procesoru, vlivem poklesu napČtí. Externí watchdog zabraĖuje uváznutí programu. Procesor musí do doby 1,6s vyslat pulz kladné úrovnČ na vstup WDI. Jestliže se tak nestane, procesor je resetován a znovu inicializován. Signál WDI je v zapojení pĜerušen propojkou JP1. PĜi jeho rozpojení je deaktivována funkce watchdog. Tato možnost byla využita pĜi ladČní programu.

uP RESET WATCHDOG

+5Vd

IO1 C13 100n

5 2

VDD GND

RESET WDI

RESET

4

2

MR

SW1

TPS382 JP1 JUMPER1 1

2

1

3

1

WDI

Obr. 3.6-1: Zapojení dohlížecího obvodu TPS3823-50

3.7 SbČrnice CAN SbČrnice CAN slouží k propojení aerometrického systému s ostatními palubními systémy, zobrazovaþi a ovládacími prvky. Nadstavbou nad touto sbČrnicí je protokol CANAerospace, který je urþen pĜímo pro letecké aplikace.

3.7.1 Zapojení sbČrnice CAN Zapojení vychází ze standardu CANAerospace. Standard doporuþuje opticky oddČlit všechny signály a napájení. ZároveĖ udává zpĤsob zapojení konektoru Cannon 9 (MIL[43]

Jan NedvČd


24308/8 nebo také CiA DS102 ). Schéma zapojení budiþe CAN a konektoru, vþetnČ optického oddČlení, je uvedeno na obrázku obr. 3.7-1. Pro buzení sbČrnice CAN je použit budiþ PCA82C250T. S Ĝadiþem CAN, který je obsažen pĜímo v procesoru, je propojen signály CRX a CTX. Oba jsou opticky oddČleny optoþleny TLP113. Výstup budiþe již odpovídá úrovním CAN_L a CAH_H, které rozdílovČ budí sbČrnici. Mezi tyto signály je pĜes propojku JP2 umístČn paralelnČ 120ȍ rezistor. Ten je pĜipojen v pĜípadČ, že zaĜízení tvoĜí zaþátek nebo konec sbČrnice a slouží k impedanþnímu pĜizpĤsobení. K napájení opticky oddČlených þástí slouží DC/DC mČniþ, CDDSW1-0505S. 2

+5Vd

P1

R40 2K2

R41 470R

R42 470R

R43 2K2

C49 100n

1

ISO2 TLP113 1

U13 5 6 7 8 R48 120R

CONNECTOR DB9

C48 100n

JP2 JUMPER1

1 6 2 7 3 8 4 9 5

Vref RxD CANL Ucc CANH GND Rs TxD

4 3 2 1

3

A C

+ OUT -

6 5 4

CRX

3

CTX

N_TLP113 ISO3 TLP113

PCA82C250T

4 5 6

OUT +

C A

1

N_TLP113 C55 100n +5Vd DC/DC1

+5V_DC

4

GND_DC

3

+VOUT +VIN -VOUT

-VIN

2

C58 100n

1

CDDSW1-0505S

Obr. 3.7-1: Zapojení sbČrnice CAN

3.8 Deska plošných spojĤ Deska plošných spojĤ je realizována jako dvouvrstvá a k jejímu návrhu byl využit návrhový systém OrCAD 10. Všechny souþástky jsou umístČny na horní vrstvČ tak, aby spoje mezi nimi byly co nejkratší. Z hlediska funkce je deska rozdČlena na þtyĜi oblasti, jak je možné vidČt na obrázku obr. 3.8-1. Tyto oblasti jsou ve spodní vrstvČ opatĜeny rozlévanou mČdí, která tvoĜí zemní vodiþ a pĜechod mezi tČmito vrstvami je zajištČn vhodnými souþástkami, jejichž zapojení bylo popsáno v pĜedešlé kapitole. Jsou to proudovČ kompenzované tlumivky, A/D pĜevodníky, optoizolátory a DC/DC mČniþ. Oblast „Heat“ slouží k pĜipojení systému k letadlové síti pomocí svorkovnice J5. Je zde umístČno zapojení spínaného zdroje, jehož výstupní napČtí je pĜímo použito k napájení topných rezistorĤ v tlakových senzorech SP82. Pro napájení zbytku systému je výstupní

[44]

Jan NedvČd


napČtí vedeno pĜes proudovČ kompenzované tlumivky, které zabraĖují pronikání stĜídavého rušivého napČtí z letadlové sítČ dále do zaĜízení. V oblasti „Analog“ jsou umístČny všechny souþástky, které zajišĢují napájení tlakových senzorĤ a úpravu jejich analogových výstupních signálĤ. PĜevod tČchto signálĤ na þíslo a jejich pĜechod do digitální oblasti zajišĢuje A/D pĜevodník. Napájecí napČtí analogové a digitální þásti je oddČleno opČt proudovČ kompenzovanými tlumivkami, které zamezují prĤchodu rušivých stĜídavých napČtí z digitální do pĜesné analogové þásti. V oblasti „Digital“ je umístČn pĜedevším mikroprocesor a obvody sloužící pro jeho napájení, kontrolu a programování prostĜednictvím svorkovnice J1 (BDM). Samotný mikroprocesor také obsahuje A/D pĜevodník, který je využit k digitalizaci signálĤ z tlakových senzorĤ MPX5010. TvoĜí tak také pĜechod mezi analogovou a digitální þástí.

Obr. 3.8-1: Rozvržení desky plošných spojĤ Poslední oblast „Isol“ obsahuje zapojení sloužící k pĜipojení systému na sbČrnici CAN pomocí konektoru Cannon9 a k pĜipojení externího teplotního senzoru pomocí svorkovnice J4. Dle požadavkĤ standardu CANAerospace je tato þást opticky oddČlena od zbytku zaĜízení [45]

Jan NedvČd


pomocí optoizolátorĤ a DC/DC mČniþe, což má zamezit problémĤm s EMC v leteckých aplikacích.

Obr. 3.8-2: Osazená deska plošných spojĤ zabudovaná do krabiþky

3.9 ZpĤsob pĜipojení aerometrického systému do letadla ZpĤsob pĜipojení aerometrického systému do letadla je zobrazen na obrázku obr. 3.9-1. PĜedpokládá se, že data mezi jednotlivými leteckými systémy jsou pĜenášena po sbČrnici CAN (silná þára), protokolem CANAerospace. Po této sbČrnici zasílá aerometrický systém zmČĜené aerometrické veliþiny palubním zobrazovaþĤm a v pĜípadČ nČkterých mezních hodnot (pádová rychlost, maximální rychlost, nebezpeþí námrazy), zasílá požadavek systému hlasových hlášení. ZároveĖ po této sbČrnici získává hodnoty pro nastavení požadovaného vztažného tlaku. Mimo to musí být schopen pĜijímat a odpovídat na zprávy související s identifikaþním servisem (IDS). Pro napájení systému bude využita palubní stejnosmČrná napájecí síĢ letadla, která musí mít velikost napČtí v rozmezí od 12 do 36V. Statický a celkový tlak vzduchu bude k aerometrickému systému veden hadiþkami od Pitot - statické sondy. DĤležité je nezamČnit oba tlaky pĜi pĜipojování, protože by aerometrický systém udával špatné hodnoty, nebo by mohlo dojít k jeho poškození. Teplotní senzor mČĜící teplotu vnČjšího vzduchu je k aerometrickému systému pĜipojen kabelem s tĜemi vodiþi, prostĜednictvím svorkovnice J4. [46]

Jan NedvČd


Obr. 3.9-1: ZpĤsob pĜipojení aerometrického systému do letadla

4 Software V této þásti nebudeme podrobnČ popisovat celý zdrojový kód programu. Ukážeme jeho strukturu a vysvČtlíme jen nČkteré dĤležité funkce. Program byl psán v editoru ImageCraft programovacím jazykem C a do procesoru nahrán BDM programátorem pomocí prostĜedí NoICE.

4.1 Struktura software Celý software se skládá z nČkolika tĜíd, z kterých je každá specifická svoji þinností. Tyto tĜídy mĤžeme rozdČlit do dvou skupin, jak ukazuje obrázek obr. 4.1-1. První skupina pracuje pĜímo s hardwarem a tvoĜí podúroveĖ druhé skupinČ tĜíd, hlavní þásti. V hlavní þásti se nacházejí tĜídy, které zajišĢují vlastní chod programu.

Obr. 4.1-1: Struktura software [47]

Jan NedvČd

Aerometrický systém pro malá letadla Obsah a þinnost jednotlivých tĜíd je následující:

TĜídy pracující s hardwarem • SPI obsahuje funkce pro þtení a zápis na rozhraní SPI a jeho inicializaci • CAN0 obsahuje funkce pro þtení a zápis do Ĝadiþe CAN a jeho inicializaci, vþetnČ nastavení filtrĤ pĜíchozích zpráv • InterruptVectors obsahuje definici vektorĤ pĜerušení a Ĝíká, jaká funkce obsluhuje jejich daný typ (pĜijetí zprávy po CAN, chyba na CAN sbČrnici, události detekované hranovými detektory, které jsou použity k mČĜení stĜídy z teplotních senzorĤ, pĜeteþení nebo podteþení použitých þasovaþĤ) • S12XDT512 obsahuje inicializaþní funkci, která po spuštČní nastavuje dĤležité registry procesoru a definuje porty pro obsluhu LED diod a vyhĜívání tlakových senzorĤ SP82

TĜídy hlavní þásti programu • AeroSys je hlavní tĜídou programu, v které se nachází funkce „main“ s hlavní smyþkou a jsou zde definovány globální promČnné a funkce obsluhující pĜerušení • AD_Conv obsahuje funkce pro reset, inicializaci, kalibraci a þtení hodnot z A/D pĜevodníku s využitím rozhraní SPI • CanAero obsahuje funkce pro komunikaci pomocí standardu CANAerospace s využitím sbČrnice CAN • FIFO obsahuje funkce pro þtení a zápis do vyrovnávací pamČti FIFO, funkci k její inicializaci a funkci k úpravČ þtecích a zapisovacích ukazatelĤ • Aerometric obsahuje funkce pro obsluhu tlakových senzorĤ SP82, pro prĤmČrování stĜídy z teplotních senzorĤ a výpoþty aerometrických veliþin • Datatypes definuje datové typy používané v programu

4.2 Popis dĤležitých funkcí V této þásti bude popsána þinnost vybraných funkcí. Jedná se o funkce, které pracují se senzory, zjišĢují platnost dat, provádČjí výpoþty aerometrických veliþin a tyto veliþiny zasílají v pravidelných opakovacích intervalech na sbČrnici CAN.

4.2.1 Funkce „main“ Tato funkce tvoĜí hlavní þást programu, v které zaþíná jeho chod pĜi každém spuštČní procesoru. Její vývojový diagram je na obrázku obr. 4.2-1. Je na nČm vidČt, že po spuštČní [48]

Jan NedvČd


nejprve probČhne inicializace promČnných a samotného procesoru, povolení pĜerušení, inicializace komunikaþních rozhranních, pamČtí a pĜipojeného A/D pĜevodníku. Kalibrace A/D pĜevodníku je jedna z funkcí, kterou zvolený pĜevodník AD7738 umožĖuje. Po zapsání definovaného požadavku provede kalibraci nuly nebo plného rozsahu na zvoleném kanálu. Vypoþtené konstanty pak uloží do svých kanálových kalibraþních registrĤ a pĜi každém odmČru je naþítá a zmČĜený výsledek jimi opravuje. Pro celkovou kalibraci všech kanálĤ nejprve provedeme kalibraci nuly na kanálu, na který je pĜivedeno záporné referenþní napČtí. Po jejím ukonþení, pĜeþteme procesorem obsah pĜíslušného kanálového kalibraþního registru a nahrajeme ho do kalibraþních registrĤ ostatních kanálĤ. Obdobným zpĤsobem provedeme kalibraci plného rozsahu z kanálu, na který je pĜipojeno kladné referenþní napČtí. Po úspČšné celkové kalibraci všech kanálĤ zaþíná program pracovat ve své hlavní smyþce.

Obr. 4.2-1: Vývojový diagram funkce „main“

[49]

Jan NedvČd


V hlavní smyþce programu se nacházejí þtyĜi funkce. Funkce „MesStatPres“, která obsluhuje senzor statického tlaku a provádí výpoþty statického tlaku vzduchu a výšky, funkce „MesDifPres“, která obsluhuje senzor diferenciálního tlaku a provádí výpoþty dynamického tlaku vzduchu a vzdušných rychlostí, funkce „MesADCTemp“, která provádí výpoþty související s teplotou na desce plošného spoje a funkce „MesOATemp“, která provádí výpoþty související s teplotou vnČjšího vzduchu.

4.2.2 Funkce „MesStatPres“ Funkce má za úkol obsluhovat senzor statického tlaku vzduchu a provádČt výpoþet barometrické výšky a vertikální rychlosti. Vývojový diagram je na obrázku obr. 4.2-2. Po zavolání této funkce je nejprve z pĜíslušného kanálu A/D pĜevodníku zjištČna teplota uvnitĜ tlakového senzoru a její platnost. Jestliže data nejsou platná, je vypnut topný rezistor a signalizaþní LED dioda, nastaví se pĜíznak „AltitudeVal“ a „AltitudeRateVal“ na neplatná data a funkce konþí. Jestliže jsou data platná, pokraþujeme porovnáváním požadované teploty zmČĜené teploty uvnitĜ senzoru. V pĜípadČ, že je teplota nižší než požadovaná, je zapnut topný rezistor a LED signalizující topení. Jestliže je teplota vyšší než požadovaná, jsou topení a signalizaþní LED vypnuty. Po kontrole teploty, þteme z pĜíslušného kanálu A/D pĜevodníku údaj o statickém tlaku vzduchu a zjistíme jeho platnost. Jestliže údaj není platný, nastaví se pĜíznaky „AltitudeVal“ a „AltitudeRateVal“ na neplatná data a funkce konþí. Jestliže je údaj platný, tak zjistíme teplotu na desce plošného spoje a v závislosti na ní, korigujeme polynom popisujícím pĜevodní charakteristiku tlakového senzoru (více v kapitole 5.3). Z této charakteristiky urþíme statický tlak pH v kPa. Poté þteme promČnnou „BaroSet“, která je nastavována palubními ovládacími prvky prostĜednictvím CANAerospace a nese údaj o vztažném tlaku p0 v hPa. Tento tlak pĜepoþítáme na kPa a pak mĤžeme pomocí vztahu (2.2-19) urþit barometrickou výšku, kterou uložíme do pomocné promČnné pro výpoþet prĤmČrné výšky. V okamžiku, kdy máme seþten potĜebný poþet vzorkĤ pro výpoþet prĤmČrné výšky definovaný konstantou, provedeme její výpoþet a výsledek uložíme do promČnné „Altitude“. Po výpoþtu prĤmČrné výšky mĤžeme provést výpoþet vertikální rychlosti. Nejprve zjistíme, jestli máme všechny potĜebné hodnoty pro její výpoþet. Jestli ne, uložíme si do pomocných startovních promČnných výšku a obsah þasovaþe. Jestliže máme potĜebné hodnoty, uložíme do koncových pomocných promČnných opČt výšku a obsah þasovaþe. Poté vypoþteme rozdíl výšek a jemu odpovídající þasový interval. Z tČchto hodnot vypoþteme vertikální rychlost, kterou uložíme do promČnné „AltitudeRate“. [50]

Jan NedvČd


K výpoþtu þasového intervalu musíme znát obsahy þasovaþe pĜi poþáteþním a následujícím uložení výšky do pomocné promČnné, poþet pĜeteþení þasovaþe, velikost

þasovaþe a taktovací frekvenci þasovaþe. Velikost þasovaþe je 16 bitĤ, tak že má obsah 65536 taktĤ a taktovací frekvence þasovaþe je 8MHz, þemuž odpovídá perioda 125ns. Vzorec použitý k výpoþtu je uveden ve formČ vývojového diagramu na následujícím obrázku obr. 4.2-2. Výsledkem je þas v sekundách.

Obr. 4.2-2: Vývojový diagram funkce „MesStatPres“ [51]

Jan NedvČd


4.2.3 Funkce „MesDifPres“ Tato funkce má za úkol obsluhovat senzor dynamického tlaku vzduchu a provádČt výpoþet pravé a kalibrované vzdušné rychlosti. Vývojový diagram a þinnost funkce je podobná s funkcí „MesStatPres“, jejíž vývojový diagram je na obrázku obr. 4.2-2. Rozdíl mezi tČmito funkcemi je v tom, že po pĜeþtení údaje z pĜíslušného kanálu A/D pĜevodníku, stanovíme pomocí polynomu, který popisuje pĜevodní charakteristiku tlakového senzoru, dynamický tlak pd v kPa (více o výpoþtu dynamického tlaku v kapitole Chyba!

Nenalezen zdroj odkazĤ.) . Pomocí vztahu (2.3-28) pak vypoþteme kalibrovanou vzdušnou rychlost a pomocí vztahu (2.3-30) vypoþteme skuteþnou vzdušnou rychlost. Tyto vypoþtené hodnoty prĤmČrujeme a uložíme do promČnných „CalibratedAirspeed“ a „TrueAirspeed“. Po výpoþtu vzdušných rychlostí funkce konþí, protože se zde nenachází þást, která ve funkci „MesStatPres“ provádČla výpoþet vertikální rychlosti. PĜíznaky platnosti dat jsou pro tuto funkci „CalibratedAirspeedVal“ a „TrueAirspeedVal“.

4.2.4 Funkce „MesADCTemp“ Tato funkce, jejíž vývojový diagram je na obrázku obr. 4.2-3, provádí výpoþty spojené s teplotním senzorem na desce plošného spoje. Nezabývá se samotným mČĜením stĜídy, ale jen jejím prĤmČrováním a výpoþtem teploty.

Obr. 4.2-3: Vývojový diagram funkce „MesADCTemp“ [52]

Jan NedvČd


Funkce po svém zavolání þte data z vyrovnávací pamČti FIFO, pĜíslušející teplotnímu senzoru umístČnému na desce plošného spoje, v které jsou uloženy zmČĜené stĜídy. Jestliže

þtení probČhne v poĜádku, je pĜeþtená stĜída pĜiþtena k promČnné „countTemp1“ a je inkrementována promČnná „numberTemp1“, která udává poþet seþtených vzorkĤ. Toto probíhá pĜi každém volání funkce až do okamžiku, kdy poþet vzorkĤ je roven konstantČ, udávající poþet vzorkĤ nutných pro výpoþet. Jestliže je splnČna podmínka nutného poþtu vzorkĤ, je vypoþtena prĤmČrná stĜída a vynulovány pomocné promČnné. Dále se vypoþte teplota na desce plošného spoje a uloží se do promČnné „ADCTemperature“.

4.2.5 Funkce „MesOATemp“ Tato funkce má podobnou þinnost, jako funkce „MesADCTemp“, jejíž vývojový diagram je zobrazený na obrázku obr. 4.2-3. Rozdíl je v tom, že stĜída je þtena z vyrovnávací pamČti FIFO, pĜíslušející senzoru teploty vnČjšího vzduchu a vypoþtená teplota je ukládána do promČnné „OATemperature“.

4.2.6 Funkce pro obsluhu pĜerušení „ETC4_handler“ Tato funkce má za úkol mČĜit stĜídu od senzoru teploty na desce plošného spoje, která má úrovnČ signálu TTL a nese údaj o teplotČ. Využívá k tomu toho faktu, že vstup procesoru, na který je pĜipojen teplotní senzor, umožĖuje vyvolat pĜerušení pĜi detekci pĜíchodu nábČžné nebo sestupné hrany, popĜípadČ hran obou a že v okamžiku vyvolání pĜerušení, je do pĜíslušného záchytného registru nahrán obsah hlavního þasovaþe, z kterého se dá vypoþítat

þas mezi odchytem hran. Vývojový diagram funkce je na obrázku obr. 4.2-5.

Obr. 4.2-4: Stavy pĜi mČĜení stĜídy Když hranový detektor zachytí hranu, na kterou byl nastaven (pĜi startu procesoru je to nábČžná hrana), chod programu skoþí do obsluhy pĜerušení. Zde se nejprve inkrementuje

[53]

Jan NedvČd


poþet pĜerušení od hranového detektoru daného teplotního senzoru a zjistí se stav mČĜení, v kterém se nacházíme (stavy mČĜení jsou znázornČny na obrázku obr. 4.2-4). Jestliže se mČĜení nachází ve stavu 0, jedná se o zaþátek mČĜení stĜídy. Do promČnné „start“ uložíme hodnotu z pĜíslušného záchytného registru, hranový detektor nastavíme tak, aby byl citlivý na sestupnou hranu, a pĜepneme do stavu 1. Když se pĜi pĜerušení nacházíme ve stavu 1, nejprve uložíme obsah záchytného registru do promČnné „end_duty“, hranový detektor nastavíme tak, aby byl citlivý na nábČžnou hranu, vypoþteme dobu, po kterou byla stĜída ve vysoké úrovni a uložíme ji do promČnné „duty“. Nakonec pĜepneme do stavu 2. Jestliže se pĜi pĜerušení nacházíme ve stavu 2, jsme na konci mČĜicího cyklu. PĜeþteme hodnotu ze záchytného registru, kterou uložíme do promČnné „end_period“ a vypoþteme dobu periody signálu. Nyní již máme všechny potĜebné veliþiny a vypoþteme stĜídu signálu tak, že dobu, po kterou byl signál ve vysoké úrovni, podČlíme dobou periody. Vypoþtenou stĜídu pak uložíme do pĜíslušné vyrovnávací pamČti FIFO a pĜepneme opČt do stavu 0.

Obr. 4.2-5: Vývojový diagram funkce pro obsluhu pĜerušení „ETC4 handler“ [54]

Jan NedvČd


4.2.7 Funkce pro obsluhu pĜerušení „ETC5_handler“ Tato funkce je využita k mČĜení stĜídy z teplotního senzoru mČĜícího teplotu vnČjšího vzduchu. Jelikož jsou použité teplotní senzory shodné, má tato funkce principiálnČ stejnou

þinnost jako funkce „ETC4_handler“, jejíž vývojový diagram je na obrázku obr. 4.2-5. Ve funkci se liší jen záchytný registr, z kterého jsou þteny þasy a pamČĢ FIFO, do které je zapisována vypoþtená stĜída. Ty pĜíslušejí senzoru teploty vnČjšího vzduchu.

4.2.8 Funkce pro obsluhu pĜerušení „ETC_MainTimer_handler“ Tato funkce je volána, když dojde k pĜeteþení hlavního þasovaþe. PĜi pĜeteþení zaþíná naþítání hodnoty od nuly, a jestliže bychom se pĜi mČĜení stĜídy nenacházeli ve stavu 0, zpĤsobilo by toto pĜeteþení chybu ve výpoþtu, a proto je tento typ pĜerušení obsluhován. ZároveĖ je využito k detekci pĜipojení teplotních senzorĤ a k pĜepínání mezi mČĜením stĜídy od senzoru teploty na desce plošného spoje a mezi mČĜením stĜídy od senzoru teploty vnČjšího vzduchu. Vývojový diagram této funkce je zobrazen na obrázku obr. 4.2-6. PĜi každém pĜerušení se v obsluhující funkci nejprve inkrementuje poþet pĜeteþení

þasovaþe, pomocná promČnná pro výpoþet vertikální rychlosti a zjistí se, na kterém senzoru teploty budeme mČĜit (pĜi spuštČní procesoru se zaþíná na senzoru teploty 1, tj. senzor teploty na desce plošného spoje). Vývojový diagram je pro oba senzory principiálnČ shodný, proto dále popíšeme jen þást se senzorem 1. MČĜení na senzoru 1 zaþíná kontrolou platnosti dat. Tato kontrola spoþívá v tom, že porovnáme poþet pĜerušení vyvolaných hranovým detektorem, na který je pĜipojen teplotní senzor a poþet pĜeteþení hlavního þasovaþe. Hlavní þasovaþ je taktován frekvencí 8MHz a má velikost 16 bitĤ. Z toho plyne, že k jeho pĜeteþení dochází s frekvencí pĜibližnČ 122Hz. Frekvence jakou má výstupní signál teplotního senzoru je v rozmezí 1 až 4kHz. Proto musí být vždy vyšší poþet pĜerušení od hran výstupního signálu teplotního senzoru, než poþet pĜeteþeních hlavního þasovaþe. Jestliže jsou data neplatná, je rozsvícena LED signalizující chybu na pĜíslušném teplotním senzoru a zároveĖ je nastaven pĜíznak „ADCTemperatureVal“ na neplatná data. V pĜípadČ platných dat je signalizující LED zhasnutá a pĜíznak je nastaven na platná data. NáslednČ pak pro oba pĜípady nastavíme, že budeme mČĜit na senzoru 2, tj. senzor teploty vnČjšího vzduchu. JeštČ než je obsluha pĜerušení ukonþena, jsou nulovány všechny promČnné potĜebné pro výpoþet stĜídy a poþet pĜerušeních vyvolaných hranovým detektorem. Dále jsou hranové

[55]

Jan NedvČd


detektory od obou teplotních senzorĤ nastaveny na nábČžnou hranu a vynulován poþet pĜeteþení hlavního þasovaþe.

Obr. 4.2-6: Vývojový diagram funkce pro obsluhu pĜerušení „ETC_MainTimer_handler“

4.2.9 Funkce pro obsluhu pĜerušení „DownCounter_handler“ Tato funkce je volána vždy, když dojde k podteþení þasovaþe, který je nastaven tak, aby k nČmu docházelo každých 20ms. Samotná funkce pak zajišĢuje to, aby byly v pravidelných opakovacích intervalech odesílány aerometrické veliþiny po sbČrnici CAN. Délku opakovacích intervalĤ stanovuje standard CANAerospace. Pro teploty je to 1s a pro ostatní [56]

Jan NedvČd


odesílané aerometrické veliþiny je interval 100ms. Vývojový diagram funkce je na obrázku obr. 4.2-7.

Obr. 4.2-7: Vývojový diagram funkce pro obsluhu pĜerušení „DownCounter_handler“ Funkci tvoĜí pĜepínaþ, který má pČt základních stavĤ. PĜi každém pĜerušení je proveden pĜíslušející úkon danému stavu a je pĜepnuto na stav následující. Tím, že je stavĤ pČt a

[57]

Jan NedvČd


pĜerušení nastává každých 20ms, je zajištČna opakovací doba 100ms pro každou odesílanou zprávu. Ve stavu 1 je po CAN odeslána vertikální rychlost, ve stavu 2 je odeslána kalibrovaná vzdušná rychlost, ve stavu 3 je odeslána pravá vzdušná rychlost. Stav 4 je rozdČlen na dvČ

þásti. Nejprve se ptáme, jestli nastavený vztažný tlak je roven standardnímu tlaku podle MSA (1013,25hPa), nebo je jiný. Jestliže je roven standardnímu tlaku, je vypoþtená výška odeslána jako standardní výška a jestliže je vztažný tlak jiný, je vypoþtená výška odeslána jako oblastní výška. Poslední stav 5 slouží k odesílání teplot. Protože opakovací interval pro odesílání teplot je 1s, je tento stav doplnČn o pomocné poþítadlo. Po první 500ms je odeslána teplota vnČjšího vzduchu, po dalších 500ms je odeslána teplota na desce plošného spoje a pak znovu od zaþátku.

4.2.10

Funkce pro obsluhu pĜerušení „CAN_Rec_handler“

Tato funkce je volána vždy, když dojde k pĜerušení v dĤsledku pĜijetí zprávy po sbČrnici CAN a její vývojový diagram je zobrazen na obrázku obr. 4.2-8.

Obr. 4.2-8: Vývojový diagram funkce pro obsluhu pĜerušení „CAN_Rec_handler“ PĜijatou zprávu nejprve þteme a zjišĢujeme, jestli nedošlo k chybČ pĜi jejím pĜijetí. Jestliže došlo k chybČ, rozsvítíme LED signalizující chybu na CAN a obsluhu pĜerušení ukonþíme. [58]

Jan NedvČd


Jestliže k chybČ nedošlo, podle identifikátoru zprávy zjistíme, o jakou zprávu se jedná. V pĜípadČ pĜijetí zprávy s dotazem identifikaþního servisu, okamžitČ odesíláme pĜíslušnou odpovČć dle standardu CANAerospace a v pĜípadČ pĜijetí zprávy nastavující vztažný tlak, uložíme pĜijatou hodnotu do promČnné „BaroSet“. Jestliže pĜijmeme nČjakou jinou zprávu, kterou propustily filtry Ĝadiþe CAN, bez reakce pĜerušení opustíme.

4.3 Testovací aplikace pro aerometrický systémem Testovací aplikace byla navržena, aby mohly být vyzkoušeny všechny funkce aerometrického systému, komunikujícího s okolím pomocí sbČrnice CAN, protokolem CANAerospace.

Obr. 4.3-1: Testovací aplikace pro komunikaci s aerometrickým systémem [59]

Jan NedvČd


Aplikace byla psána pro PC v prostĜedí Microsoft Visual Studio programovacím jazykem C++. K pĜipojení sbČrnice CAN k poþítaþi byl použit pĜevodník USB2CAN od þeské firmy CAN-LAB s.r.o. Testovací aplikace obsahuje þtyĜi analogové ukazatele, které slouží k indikaci kalibrované vzdušné rychlosti, pravé vzdušné rychlosti, vertikální rychlosti a barometrické výšky. U ukazatele barometrické výšky se navíc nachází oblast, pomocí které mĤžeme nastavit vztažný tlak (Q kód). Pomocí šipek tento tlak zvyšujeme nebo snižujeme a tlaþítko „QNE“ slouží k nastavení standardního tlaku (1013,25hPa). Každá oblast s analogovým ukazatelem obsahuje, varovaní „NEPLATNÁ DATA!!!“, které se objeví, jestliže údaj který jsme pĜijaly, je neplatný. Pro indikaci teploty vnČjšího vzduchu a teploty na desce plošného spoje slouží dvČ oblasti s textovým okénkem. V pĜípadČ nepĜipojeného teplotního senzoru nebo jeho poruchy, se v pĜíslušné oblasti objeví varování „VADNÝ SENZOR!!!“. Další oblast „Identifikaþní servis IDS“ se, zabývá identifikaþním servisem, který podle standardu CANAerospace musí podporovat každá jednotka pĜipojená na sbČrnici CAN. Stisknutím tlaþítka „Dotaz IDS“, odešleme identifikaþní dotaz všem pĜipojeným zaĜízením na sbČrnici. OdpovČdi tČchto zaĜízení se pak zobrazují v textovém poli „OdpovČdi IDS“. Poslední oblast „Stav“, zobrazuje události v bČhu programu a þas, kdy k nim došlo.

5 MČĜení na aerometrickém systému V této þásti bude nejprve uveden mČĜicí ĜetČzec, pomocí kterého byla všechna mČĜení realizována a následnČ budou uvedeny výsledky, které byly namČĜeny na aerometrickém systému pro úþely jeho kalibrace a pĜi jeho testování.

5.1 MČĜicí ĜetČzec Jeden z dĤležitých požadavkĤ na aerometrický systém je, aby spolehlivČ pracoval v rozsahu teplot od -40 do +90°C, proto bylo nutné k mČĜení využít klimatickou komoru, do které bylo celé zaĜízení umístČno. Dále bylo nutné pĜivést k systému statický a celkový tlak, pomocí hadiþek. Jako zdroj celkového tlaku sloužila okolní atmosféra v laboratoĜi a jako zdroj statického tlaku byl využit podtlak z vývČvy, který byl regulován pĜístrojem IVD. Pro pĜesné mČĜení statického a dynamického tlaku byl využit pĜístroj DRUCK DPI145 s pĜesností mČĜení ±3,5 Pa. K mČĜení teploty uvnitĜ klimatické komory byl použit platinový odporový teplomČr Pt100, jehož odpor byl odeþítán digitálním multimetrem Hewlett Packard. Pro odeþet a záznam hodnot z aerometrického systému, pĜístroje DRUCK a digitálního multimetru byl využit program pro prostĜedí MATLAB. Ke komunikaci s aerometrickým [60]

Jan NedvČd


systémem byla využita sbČrnice CAN, která byla prostĜednictvím pĜevodníku CAN2USB pĜipojena k poþítaþi. Rozhraní typu RS232 bylo použito ke komunikaci s mČĜicím pĜístrojem DRUCK a digitální multitimetr byl pĜipojen pĜes rozhraní typu GPIB. Program pro prostĜedí MATLAB nejprve provedl inicializaci komunikace a pak þekal ve smyþce, dokud jsme stisknutím „ENTER“ nepovolili odmČr. PĜi odmČru nejprve poslal požadavek aerometrickému systému o data, který je okamžitČ vrátil zpČt. Po obdržení hodnoty ze systému, byl pĜeþten údaj z pĜístroje DRUCK a z digitálního multimetru. Z údaje multimetru byla vypoþtena teplota, pomocí polynomu popisujícího závislost odporu platinového teplomČru na teplotČ, tím odmČr skonþil a program þekal na další pĜíkaz. Ukonþení bČhu programu se provedlo zápisem libovolného znaku. Než program zcela skonþil, namČĜená data uložil do textového souboru s unikátním názvem a uzavĜel veškerá otevĜená spojení. Software aerometrického systému bČhem všech mČĜení pracoval v celém svém rozsahu, jen funkce pro obsluhu pĜerušení pĜi pĜijetí zprávy po CAN byla upravena tak, aby pĜi požadavku o data zasílala mČĜenou aerometrickou veliþinu. Celé mČĜení se provádČlo tak, že pĜístrojem IVD byl nastaven podtlak a po jeho ustálení spuštČn odmČr, který zaznamenal data z aerometrického systému a pĜipojených pĜístrojĤ.

Obr. 5.1-1: Schéma zapojení mČĜicího ĜetČzce [61]

Jan NedvČd


5.2 MČĜení teplot K zjištČní pĜesnosti mČĜení teploty vnČjšího vzduchu a teploty na desce plošného spoje pomocí senzorĤ SMT-160-30-92 byl využit platinový odporový teplomČr Pt100, tĜídy A. Pomocí Pt100 jsme mČĜili skuteþnou teplotu s pĜesností ±0,12°C. Teploty namČĜené na jednotlivých senzorech SMT jsou vyneseny v grafu na obrázku obr. 5.2-1. Senzor teploty vnČjšího vzduchu mČĜí s pĜesností ±1°C vzhledem k ideálnímu prĤbČhu, danému teplotou namČĜenou na platinovém senzoru. Uvážíme-li pĜesnost platinového teplotního senzoru, tak zjistíme, že teplotu vnČjšího vzduchu mČĜíme s celkovou pĜesností ±1,0072°C, což je zcela vyhovující pro navrhovaný aerometrický systém. PrĤbČh teploty senzoru na desce plošného spoje se od ideálního prĤbČhu vzdaluje o mnohem vyšší hodnoty, než senzor teploty vnČjšího vzduchu. To je zapĜíþinČno vlivem tepla vydávaného souþástkami v okolí teplotního senzoru. Jelikož jsou oba senzory stejného typu a mČĜení jejich výstupní stĜídy je provádČno stejným zpĤsobem, dá se pĜedpokládat, že teplotu na desce plošného spoje mČĜíme se stejnou pĜesností, jako teplotu vnČjšího vzduchu. 40 Senzor venkovní teploty vzduchu Senzor na desce plošného spoje Ideal

Teplota z SMT160-30-92 [°C]

30

20

10

0

-10

-20 -20

-10

0

10 20 Teplota z Pt100 [°C]

30

40

Obr. 5.2-1: NamČĜené teploty pomocí senzorĤ SMT-160-30-92

5.3 MČĜení statického tlaku MČĜením byla nejprve zjištČna závislost mezi vstupním statickým tlakem a výstupním

þíslem z A/D pĜevodníku. MČĜení bylo nejprve provedeno s vypnutým topením v tlakovém

[62]

Jan NedvČd


senzoru, pro teploty od -15 do 30°C. ZmČĜené závislosti jsou zobrazeny na obrázku obr. 5.3-1 a je z nich patrné, že tyto data nejsou pro mČĜení statického tlaku bez dalších úprav vhodná. 4

7

x 10

-14°C 2°C 13.5°C 27°C

Výstup A/D prevodníku

6

5

4

3

2

1 20

30

40

50

60 Ph [kPa]

70

80

90

100

Obr. 5.3-1: PĜevodní charakteristiky mezi vstupním statickým tlakem a výstupním þíslem A/D pĜevodníku pĜi vypnutém topení v tlakovém senzoru 4

6

x 10

5.5

-14°C -0.2°C 15.5°C 22°C


5 4.5 4 3.5 3 2.5 2 1.5 30

40

50

60 70 Ph [kPa]

80

90

100

Obr. 5.3-2: PĜevodní charakteristiky mezi vstupním statickým tlakem a výstupním þíslem A/D pĜevodníku pĜi zapnutém topení v tlakovém senzoru [63]

Jan NedvČd


Lepšího výsledku bylo dosaženo pĜi zapnutí smyþky s topným rezistorem uvnitĜ tlakového senzoru, jak ukazuje obrázek obr. 5.3-2. PĜi bližším pohledu na obrázku obr. 5.3-3 je vidČt, že charakteristiky jsou témČĜ rovnobČžné, ale nejsou totožné. Rozdíly mezi prĤbČhy pĜi rĤzných teplotách by zpĤsobily, že chyba pĜi mČĜení tlaku by byla vyšší, než povoluje pĜedpis CS23, pro barometrické výškomČry. Posuv charakteristik pĜi rĤzných teplotách okolí, je zapĜíþinČn nedokonalostí topné smyþky, která reaguje se zpoždČním na aktuální teplotu v senzoru a má jen dvoustavový výstup a zároveĖ má na charakteristiky vliv chyba souþástek použitých v zapojení, které v závislosti na teplotČ mČní své vlastnosti. Proto by bylo vhodné využít mČĜené teploty na desce plošného spoje ke kompenzaci této zmČny. 4

x 10 5.485

-14°C -0.2°C 15.5°C 22°C

5.48


5.475 5.47 5.465 5.46 5.455 5.45 5.445

96.1

96.2

96.3

96.4 96.5 Ph [kPa]

96.6

96.7

96.8

Obr. 5.3-3: Detail pĜevodní charakteristiky mezi vstupním statickým tlakem a výstupním þíslem A/D pĜevodníku pĜi zapnutém topení v tlakovém senzoru Abychom mohli pĜesnČ mČĜit statický tlak vzduchu a tak i barometrickou výšku, potĜebujeme získat vztah pro výpoþet statického tlaku, z hodnoty A/D pĜevodníku a vztah, pomocí kterého budeme provádČt korekce chyb, zpĤsobených zmČnami teploty. Vztah pro výpoþet statického tlaku vzduchu z hodnoty A/D pĜevodníku získáme vhodnou aproximací nČkteré z výše namČĜených závislostí. Využita byla závislost, zmČĜená pĜi teplotČ 15,5°C, která je vþetnČ své aproximace a aproximaþního vztahu zobrazena na obrázku obr. 5.3-4. Posuv charakteristiky vlivem teploty, je zobrazen na obrázku obr. 5.3-5, kde je také možno vidČt aproximaci této závislosti, vþetnČ jejího matematického vyjádĜení. [64]

Jan NedvČd


100 Skutecnost Aproximace

95

y = 0.0017*x + 5.2

Ph [kPa]

90

85

80

75 4.4

4.6

4.8 5 5.2 Výstup A/D prevodníku

5.4

5.6 4

x 10

Obr. 5.3-4: Aproximace závislosti statického tlaku vzduchu na hodnotČ A/D pĜevodníku

4

5.42

x 10

Skutecnost Aproximace

Zmena vystupu A/D prevodniku

5.41

5.4 y = - 0.065*x 2 - 8.1*x + 5.4e+004 5.39

5.38

5.37

5.36

5.35 -20

-10

0

10 Teplota [°C]

20

30

40

Obr. 5.3-5: Posuv údaje A/D pĜevodníku, odpovídající statickém tlaku vzduchu, v závislosti na zmČnČ teploty, mČĜený pĜi konstantním tlaku [65]

Jan NedvČd


PĜi výpoþtu statického tlaku vzduchu nejprve urþíme relativní posuv pĜevodní charakteristiky senzoru, vlivem teploty, vzhledem k teplotČ 15,5°C. To provedeme tak, že do vztahu uvedeného na obrázku obr. 5.3-5 dosadíme teplotu zmČĜenou na desce plošného spoje a od výsledku odeþteme hodnotu 53859, která odpovídá pĜípadu, kdybychom do téže rovnice dosadili teplotu 15,5°C. Poté ke vztahu, uvedenému v obrázku obr. 5.3-4, pĜiþteme vypoþtený relativní posuv a podle upravené rovnice, vypoþteme z údaje A/D pĜevodníku statický tlak vzduchu. PrĤbČhy statický tlakĤ vzduchu mČĜených pĜi rĤzných teplotách a poþítaných výše popsaným zpĤsobem jsou zobrazeny na následujícím obrázku obr. 5.3-6. Obrázek je zamČĜen na oblast v okolí 97kPa, protože jsou zde kladeny nejvyšší nároky na pĜesnost mČĜení. Pro tlak 97,77kPa je dovolena tolerance ±70Pa a to se podaĜilo splnit, protože v této oblasti mČĜíme s pĜesností ±20Pa. Nejvyšší odchylky od ideálního prĤbČhu bylo dosaženo v okolí tlaku 60kPa, kde jsme mČĜili s pĜesností ±110Pa. Pro tuto oblast je však povolena nepĜesnost mČĜení ±235Pa a proto mĤžeme Ĝíct, že mČĜení statického tlaku vzduchu a tím i mČĜení barometrické výšky, odpovídá v celém svém rozsahu pĜedpisu CS23. MČĜení vertikální rychlosti nebylo v této práci zcela dokonþeno, proto se k pĜesnosti nelze vyjádĜit. MĤžeme jen

Ĝíct, že pĜi souþasné pĜesnosti mČĜení statického tlaku vzduchu, bychom vertikální rychlost museli mČĜit se zpoždČním 10s, abychom vyhovČli v celém rozsahu výšek požadavkĤm pĜedpisu CS23, kladeným na pĜesnost mČĜení vertikální rychlosti. 4

x 10 9.706

-14°C 2°C 13.5°C 27°C Ideal

9.704

AeroSys Ph [Pa]

9.702

9.7

9.698

9.696

9.694 9.694

9.696

9.698

9.7 9.702 DRUCK Ph [Pa]

9.704

9.706 4

x 10

Obr. 5.3-6: MČĜení statického tlaku vzduchu, pĜi rĤzných teplotách okolního prostĜedí [66]

Jan NedvČd


5.4 MČĜení dynamického tlaku MČĜení dynamického tlaku vzduchu bylo provádČno podobným zpĤsobem, jako mČĜe statického tlaku. PrĤbČhy, namČĜené pĜi vypnutém topném rezistoru uvnitĜ tlakového senzoru, jsou zobrazeny na obrázku obr. 5.4-1. 4

7

x 10


6

-15°C 0°C 15°C 30°C

5

4

3

2

1

0

0

2

4

6 Pd [kPa]

8

10

12

Obr. 5.4-1: PĜevodní charakteristiky mezi vstupním dynamickým tlakem a výstupním þíslem A/D pĜevodníku pĜi vypnutém topení v tlakovém senzoru Po zapnutí topné smyþky bylo dosaženo lepších výsledkĤ, než pĜi vypnutému topení, ale stejnČ jako u mČĜení statického tlaku vzduchu, docházelo k posuvu pĜevodní charakteristiky, vlivem teploty okolního prostĜedí, jak je vidČt z detailního pohledu na obrázku obr. 5.4-2. Abychom mohli pĜesnČ mČĜit dynamický tlak vzduchu a tak i vzdušné rychlosti, potĜebujeme získat vztah pro výpoþet dynamického tlaku, z hodnoty A/D pĜevodníku a vztah, pomocí kterého budeme provádČt korekce chyb, zpĤsobených zmČnami teploty. Vztah pro výpoþet dynamického tlaku vzduchu z hodnoty A/D pĜevodníku získáme vhodnou aproximací závislosti zmČĜené pĜi teplotČ 15°C. Tato závislost, vþetnČ své aproximace a aproximaþního vztahu jsou zobrazeny na obrázku obr. 5.4-3. Posuv charakteristiky vlivem teploty, je zobrazen na obrázku obr. 5.3-5, kde je možno souþasnČ vidČt aproximaci této závislosti, vþetnČ jejího matematického vyjádĜení.

[67]

Jan NedvČd


1700

-15°C 0°C 15°C 30°C


1650

1600

1550

1500

0.09

0.1

0.11

0.12 Pd [kPa]

0.13

0.14

Obr. 5.4-2: Detail pĜevodní charakteristiky mezi vstupním dynamickým tlakem a výstupním þíslem A/D pĜevodníku pĜi zapnutém topení v tlakovém senzoru

14 12


10 y = 0.00023*x - 0.25 Pd [kPa]

8 6 4 2 0 -2

0

1

2

3 4 Výstup A/D prevodníku

5

6 4

x 10

Obr. 5.4-3: Aproximace závislosti dynamického tlaku vzduchu na hodnotČ A/D pĜevodníku

[68]

Jan NedvČd


1250


Zmena vystupu A/D prevodniku

1200

y = 0.057*x2 + 2.1*x + 1.1e+003 1150

1100

1050

1000 -20

-10

0

10 Teplota [°C]

20

30

40

Obr. 5.4-4: Posuv údaje A/D pĜevodníku, odpovídající dynamickému tlaku vzduchu, v závislosti na zmČnČ teploty, mČĜený pĜi konstantním tlaku PĜi výpoþtu dynamického tlaku vzduchu postupujeme stejným zpĤsobem, jako pĜi výpoþtu statického tlaku vzduchu. Nejprve urþíme relativní posuv pĜevodní charakteristiky senzoru, vlivem teploty, vzhledem k teplotČ 15°C. To provedeme tak, že do vztahu uvedeného v obrázku obr. 5.4-4 dosadíme teplotu zmČĜenou na desce plošného spoje a od výsledku odeþteme hodnotu 1144, která odpovídá pĜípadu, kdybychom do téže rovnice dosadili teplotu 15°C. Poté ke vztahu, uvedenému na obrázku obr. 5.4-3, pĜiþteme vypoþtený relativní posuv a podle upravené rovnice, vypoþteme z údaje A/D pĜevodníku dynamický tlak vzduchu. PrĤbČhy dynamických tlakĤ vzduchu mČĜených pĜi rĤzných teplotách a poþítaných výše popsaným zpĤsobem jsou zobrazeny na následujícím obrázku obr. 5.4-5. Obrázek je zamČĜen na oblast nízkých tlakĤ, protože jsou zde kladeny nejvyšší nároky na pĜesnost mČĜení. Pro tlak 159Pa je dovolena tolerance ±31Pa a pro tlak 74Pa je povolena tolerance ±25Pa. Bohužel prĤbČh pro 0°C není zmČĜen v oblasti tlaku 74Pa, ale z prĤbČhĤ v oblasti 159Pa je patrné, že se tento prĤbČh pĜibližuje k prĤbČhu ideálnímu a zcela jistČ nepĜekroþí povolenou toleranci. V celém rozsahu namČĜených hodnot, nepĜesáhne žádný z prĤbČhĤ odchylku od ideálního prĤbČhu vyšší, než 30Pa. Proto mĤžeme Ĝíct, že mČĜení dynamického tlaku vzduchu a tím i mČĜení vzdušných rychlostí, odpovídá v celém svém rozsahu pĜedpisu CS23.

[69]

Jan NedvČd


170 Ideal -15°C 0°C 15°C 30°C

165 160

AeroSys Pd [Pa]

155 150 145 140 135 130 125 120

125

130

135

140 145 DRUCK Pd [Pa]

150

155

160

165

Obr. 5.4-5: MČĜení dynamického tlaku vzduchu, pĜi rĤzných teplotách okolního prostĜedí

[70]

Jan NedvČd


6 ZávČr V této práci se podaĜilo navrhnout a realizovat aerometrický systém s tlakovými senzory Memscap SP82, který spolehlivČ pracuje v rozsahu teplot od -40 do +90°C. Systém dokáže mČĜit barometrickou výšku, kalibrovanou vzdušnou rychlost, pravou vzdušnou rychlost a teplotu vnČjšího vzduchu, s pĜesností vyhovující platnému leteckému pĜedpisu CS23. Komunikace aerometrického systému s okolím, probíhá prostĜednictvím sbČrnice CAN, v souladu se standardem CANAerospace. Ke zdokonalení této práce by bylo vhodné vyzkoušet možnost ovládání topení v tlakových senzorech signálem PWM, þímž by se mohlo dosáhnout plynulejší regulace teploty a tím menších zmČn pĜevodních charakteristik senzorĤ, vlivem teploty okolního prostĜedí. ZároveĖ by bylo vhodné pĜevodní charakteristiky tlakových senzorĤ lépe aproximovat (napĜ. po

þástech linearizovat), protože doposud jsou popsány jen jednou rovnicí pĜímky. Tím by se mohla zvýšit pĜesnost mČĜení tlakĤ a mohl by být dokonþen výpoþet vertikální rychlosti, která zatím v práci chybí, protože abychom dosáhli požadovaných pĜesností, mČĜili bychom pĜi souþasném stavu systému, se zpoždČním 10s. Ke zdokonalení software by bylo vhodné opatĜit program rutinou, která by kontrolovala

þas strávený v jednotlivých smyþkách programu a jestliže by tato smyþka ve stanoveném þase neskonþila, rutina by ji ukonþila a odeslala pĜíslušnou chybu. K vyhodnocování chyb by bylo vhodné navrhnout systém, který by pĜi jejich þastém výskytu vynechal nefunkþní þást programu, aby jeho zbytek mohl spolehlivČ pracovat dál. Program je také nutné doplnit o místa, ve kterých se bude ohlašovat externímu dohlížecímu obvodu, který by v pĜípadČ kolize programu, provedl reset mikroprocesoru.

[71]

PĜíloha A – náhled na kompletní schéma zapojení

PĜíloha B – zapojení konektoru Cannon25 u krabiþky, v které je aerometrický systém umístČn

13

1

25 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25

14

Napájení +12 až 36 Vss Napájení Nepoužito Výstup z externího teplotního senzoru Nepoužito CAN GND CAN L CAN H CAN GND GNDd RS232 TXD (TTL) RS232 RXD(TTL) +5Vd Napájení +12 až 36 Vss Napájení Nepoužito +5V z externího teplotního senzoru Nepoužito CAN GND CAN GND CAN GND GNDd RS232 RTS(TTL) RS232 CTS(TTL) +5Vd

PĜíloha C – pĜipojení tlakĤ z Pitot-statické sondy ke krabiþce, v které je aerometrický systém umístČn

Seznam obrázkĤ Obr. 2.1-1: Aerometrický systém ............................................................................................... 2 Obr. 2.2-1: RozdČlení výšek ....................................................................................................... 3 Obr. 2.2-2: Teplota v závislosti na výšce podle MSA ............................................................... 6 Obr. 2.2-3: Nastavení výškomČrĤ podle Q kódu ...................................................................... 11 Obr. 2.3-1: Vektory rychlosti vČtru, vzdušné rychlosti a traĢové rychlosti ............................. 12 Obr. 2.3-2: Ustálený let ............................................................................................................ 13 Obr. 2.3-3: Pitot – statická trubice ........................................................................................... 15 Obr. 2.6-1: PĜevodní charakteristika senzoru SP82 pĜi teplotČ 20°C ....................................... 23 Obr. 2.6-2: Pouzdro tlakového senzoru SP82 v absolutním a diferenciálním provedení ........ 25 Obr. 2.6-3: VnitĜní uspoĜádání tlakového senzoru SP82 ......................................................... 25 Obr. 2.6-4: Závislost velikosti odporu RT senzoru SP82 na teplotČ ......................................... 26 Obr. 2.6-5: Závislost výstupního napČtí senzoru SP82 na výšce, pro rĤzné teploty ................ 26 Obr. 2.7-1: Rámec zprávy podle specifikace CAN 2.0A ......................................................... 27 Obr. 2.7-2: RozdČlení datové oblasti CAN podle CANaerospace pro hlavní formát zprávy .. 29 Obr. 2.7-3: Zapojení konektoru Cannon 9 podle CANAerospace ........................................... 31 Obr. 2.7-4: Vhodné zapojení jednotek na sbČrnici CANAerospace ........................................ 32 Obr. 3.1-1: Zapojení spínaného zdroje LM2576HVT/12.......................................................... 32 Obr. 3.1-2: Obvod pro vytvoĜení symetrického napČtí ............................................................ 33 Obr. 3.1-3: Zapojení zdroje referenþního napČtí LE50CD....................................................... 33 Obr. 3.1-4: OddČlení analogové a digitální þásti ...................................................................... 34 Obr. 3.2-1: Zapojení tlakového senzoru SP82 ......................................................................... 35 Obr. 3.3-1: Zapojení A/D pĜevodníku AD7738........................................................................ 37 Obr. 3.3-2: Zapojení svorkovnice J3 ........................................................................................ 38 Obr. 3.3-3: Odvození referenþního napČtí pro A/D pĜevodník z napájení tlakových senzorĤ . 38 Obr. 3.4-1: Pouzdro TO92 a teplotní senzory Ĝady SMT160-30 .............................................. 39 Obr. 3.4-2: Zapojení teplotních senzorĤ SMT160-30-92 ......................................................... 40 Obr. 3.5-1: Zapojení tlakových snímaþĤ MPX5010 ................................................................. 41 Obr. 3.5-2: Zapojení mikroprocesoru MC9S12XDT512 .......................................................... 42 Obr. 3.6-1: Zapojení dohlížecího obvodu TPS3823-50 ........................................................... 43 Obr. 3.7-1: Zapojení sbČrnice CAN ......................................................................................... 44 Obr. 3.8-1: Rozvržení desky plošných spojĤ ........................................................................... 45 Obr. 3.8-2: Osazená deska plošných spojĤ zabudovaná do krabiþky ...................................... 46 Obr. 3.9-1: ZpĤsob pĜipojení aerometrického systému do letadla ........................................... 47 Obr. 4.1-1: Struktura software.................................................................................................. 47 Obr. 4.2-1: Vývojový diagram funkce „main“ ......................................................................... 49 Obr. 4.2-2: Vývojový diagram funkce „MesStatPres“ ............................................................. 51 Obr. 4.2-3: Vývojový diagram funkce „MesADCTemp“ ........................................................ 52 Obr. 4.2-4: Stavy pĜi mČĜení stĜídy .......................................................................................... 53 Obr. 4.2-5: Vývojový diagram funkce pro obsluhu pĜerušení „ETC4 handler“ ...................... 54 Obr. 4.2-6: Vývojový diagram funkce pro obsluhu pĜerušení „ETC_MainTimer_handler“ ... 56 Obr. 4.2-7: Vývojový diagram funkce pro obsluhu pĜerušení „DownCounter_handler“ ........ 57 Obr. 4.2-8: Vývojový diagram funkce pro obsluhu pĜerušení „CAN_Rec_handler“ .............. 58 Obr. 4.3-1: Testovací aplikace pro komunikaci s aerometrickým systémem .......................... 59 Obr. 5.1-1: Schéma zapojení mČĜicího ĜetČzce ........................................................................ 61 Obr. 5.2-1: NamČĜené teploty pomocí senzorĤ SMT-160-30-92 .............................................. 62 Obr. 5.3-1: PĜevodní charakteristiky mezi vstupním statickým tlakem a výstupním þíslem A/D pĜevodníku pĜi vypnutém topení v tlakovém senzoru ...................................................... 63

Obr. 5.3-2: PĜevodní charakteristiky mezi vstupním statickým tlakem a výstupním þíslem A/D pĜevodníku pĜi zapnutém topení v tlakovém senzoru ...................................................... 63 Obr. 5.3-3: Detail pĜevodní charakteristiky mezi vstupním statickým tlakem a výstupním þíslem A/D pĜevodníku pĜi zapnutém topení v tlakovém senzoru ................................... 64 Obr. 5.3-4: Aproximace závislosti statického tlaku vzduchu na hodnotČ A/D pĜevodníku ..... 65 Obr. 5.3-5: Posuv údaje A/D pĜevodníku, odpovídající statickém tlaku vzduchu, v závislosti na zmČnČ teploty, mČĜený pĜi konstantním tlaku ............................................................. 65 Obr. 5.3-6: MČĜení statického tlaku vzduchu, pĜi rĤzných teplotách okolního prostĜedí ........ 66 Obr. 5.4-1: PĜevodní charakteristiky mezi vstupním dynamickým tlakem a výstupním þíslem A/D pĜevodníku pĜi vypnutém topení v tlakovém senzoru .............................................. 67 Obr. 5.4-2: Detail pĜevodní charakteristiky mezi vstupním dynamickým tlakem a výstupním þíslem A/D pĜevodníku pĜi zapnutém topení v tlakovém senzoru ................................... 68 Obr. 5.4-3: Aproximace závislosti dynamického tlaku vzduchu na hodnotČ A/D pĜevodníku 68 Obr. 5.4-4: Posuv údaje A/D pĜevodníku, odpovídající dynamickému tlaku vzduchu, v závislosti na zmČnČ teploty, mČĜený pĜi konstantním tlaku .......................................... 69 Obr. 5.4-5: MČĜení dynamického tlaku vzduchu, pĜi rĤzných teplotách okolního prostĜedí ... 70

Seznam tabulek Tab. 2.2-1: Dovolené tolerance barometrických výškomČrĤ ................................................... 10 Tab. 2.3-1: Dovolené tolerance mČĜení kalibrované vzdušné rychlosti ................................... 21 Tab. 2.4-1: Dovolené tolerance mČĜení vertikální rychlosti..................................................... 22 Tab. 2.6-1: Parametry tlakového senzoru SP82 ....................................................................... 24 Tab. 2.7-1: Základní typy zpráv CANAerospace ..................................................................... 28 Tab. 2.7-2: Vybrané aerometrické veliþiny podle CANAerospace ......................................... 28 Tab. 2.7-3: ID základních leteckých systémĤ podle CANAerospace ...................................... 29 Tab. 2.7-4: Použité datové typy podle CANAerospace ........................................................... 30 Tab. 2.7-5: Význam bytĤ v servisních zprávách s vysokou prioritou ...................................... 31

Soupis použité literatury [1] Draxler, K.: PĜístrojové systémy letadel 2. Skripta ýVUT, Praha 2002 [2] Vedral, J., Fisher, J.: Elektronické obvody pro mČĜící techniku. Monografie ýVUT, Praha 2004 [3] Haasz, V., Roztoþil, J., Novák, J.: ýíslicové mČĜicí systémy. Monografie ýVUT, Praha 2000 [4] Ripka, P., Ćaćo, S., Kreidl, M., Novák, J.: Senzory a pĜevodníky. Skripta ýVUT, Praha 2005 [5] Kocourek, P., Novák, J.: PĜenos informace. Skripta ýVUT, Praha 2004 [6] Záhlava, V.: OrCAD 10. Grada, Praha 2004 [7] Herout, P.: Uþebnice jazyka C. Kopp, ýeské BudČjovice 2004 [8] STOCK FLIGHT SYSTEMS. CANAerospace [online]. 2009 [cit. 2009-01-22]. Dostupný z WWW: . [9] MEMSCAP. Awards and certifications [online]. 2009 [cit. 2009-01-22]. Dostupný z WWW: . [10] AIRCRAFT SPRUCE AND SPECIALTY CO. Instruments - Outside Air Temp Gauges [online]. 1995-2009 [cit. 2008-03-19]. Dostupný z WWW: . [11] Katalogový list MC9S12XDT512MPV, firma Freescale [12] Katalogový list OP07, firma Analog Devices [13] Katalogový list AD620, firma Analog Devices [14] Katalogový list AD780, firma Analog Devices [15] Katalogový list AD7738, firma Analog Devices [16] Katalogový list 78L05, firma Texas Instruments [17] Katalogový list ICL 232, firma Intersil [18] Katalogový list 6N137 , firma Agilent Technologies [19] Katalogový list MC 34064, firma ON Semiconductor [20] Katalogový list PCA82C250 , firma Philips [21] Katalogový list SP82 , firma Memscap [22] Katalogový list SMT160-30, firma Smartec [23] Katalogový list MPX5010, firma Freescale [24] Katalogový list TSP3823-50,firma Texas Instruments

Fakulta elektrotechnická. Katedra m ení DIPLOMOVÁ PRÁCE. Aerometrický systém pro malá letadla

Recommend Documents