Sborník příspěvků. OPROX, a.s. Katedrou leteckých elektrotechnických systémů. Fakulty vojenských technologií Univerzity obrany

OPROX, a.s. ve spolupráci s

Katedrou leteckých elektrotechnických systémů Fakulty vojenských technologií Univerzity obrany

Sborník příspěvků 11. mezinárodní vědecké konference

Brno 19. - 20. 10. 2011

BYSTŘICKÝ, R., JALOVECKÝ R., (ed.): Sborník příspěvků 11. mezinárodní vědecké konference „Měření, diagnostika a spolehlivost palubních soustav letadel 2011“, 19.-20. října 2011, Brno, Česká republika, Brno, Univerzita obrany, 2011. 258s.

ISBN 978-80-7231-828-5

II.

Patronát nad konferencí převzal plk.prof. Ing. Zdeněk VINTR, CSc. děkan Fakulty vojenských technologií:

Vědecký výbor konference předseda plk. doc. Ing. Miloš ANDRLE, CSc. proděkan pro studijní a pedagogickou činnost Fakulty vojenských technologií členové prof. Ing. Rudolf JALOVECKÝ, CSc. vedoucí Katedry leteckých elektrotechnických systémů prof. Ing. Zdeněk ŽIHLA, CSc. emeritní profesor Katedry leteckých elektrotechnických systémů doc. Ing. Karel DRAXLER, CSc. Katedra měření Fakulty elektrotechnické Českého učení technického v Praze Ing. Jan ROHÁČ, Ph.D. Katedra měření Fakulty elektrotechnické Českého učení technického v Praze doc. Ing. Jindřich PLOCH, CSc. Letecké opravny Malešice Ing. Vladislav MAZÚREK, Ph.D. jednatel a výkonný ředitel společnosti MESIT přístroje, s.r.o. Ing. Vladislav MAZUREK, Ph.D. MESIT přístroje spol.s r.o. prof. Ing. Tobiáš LAZAR, DrSc. Katedra avioniky, Fakulta letectva, Technická univerzita v Košicích doc. Ing. František ADAMČÍK, CSc. Katedra avioniky, Fakulta letectva, Technická univerzita v Košicích Ing. Ján LABUN, PhD. Katedra avioniky, Fakulta letectva, Technická univerzita v Košicích Ing. Michal DUB, Ph.D. Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany Brno Ing. Miloš SOTÁK, PhD. Akademie ozbronejných sil, Liptovský Mikuláš

III.

Programový výbor konference Organizační garant: prof. Ing. Rudolf JALOVECKÝ, CSc. vedoucí Katedry leteckých elektrotechnických systémů

Členové Ing. Jiří Pařízek, CSc. vedoucí skupiny speciálních systémů a výzbroje Katedry leteckých elektrotechnických systémů mjr. Radek Bystřický, Ph.D. mjr. Ing. Radim Bloudíček mjr. Ing. Martin Polášek odborní asistenti Katedry leteckých elektrotechnických systémů por. Ing. Josef Bajer por. Ing. Přemysl Janů por. Ing. Jan Bořil interní doktorandi Katedry leteckých elektrotechnických systémů

IV.

Úvodní slovo předsedy vědeckého výboru Vážené dámy a pánové, příznivci letecké techniky. Začínáme druhou desítku pravidelného setkávání odborníků leteckých technických specializací na půdě Univerzity obrany. Katedra Leteckých elektrotechnických systémů Fakulty vojenských technologií úspěšně pořádá každoročně tuto konferenci s cílem poskytnutí nových odborných informací a výměnu zkušeností v oblasti elektrotechnických, strojních, speciálních a zabezpečovacích systémů letecké techniky. Předchozí ročníky naší mezinárodní vědecké konference zároveň prokázaly, že výsledky vědeckotechnického rozvoje v letectví mohou být aplikovány i do zdánlivě nepříbuzných odvětví národního hospodářství a proto je tento seminář otevřen i široké veřejnosti a dalším zájemcům. Věřím, že i letošní ročník mezinárodní vědecké konference se stane dobrým místem pro navázání a posílení dobrých profesních vztahů vědeckých, odborných a pedagogických pracovníků, studentů technických a zejména leteckých oborů, pracovníků obranného průmyslu i zástupců soukromého sektoru. S přátelským pozdravem proděkan pro studijní a pedagogickou činnost Fakulty vojenských technologií plk. doc. Ing. Miloš Andrle, CSc.

V.

VI.

Obsah: ÚVODNÍ SLOVO PŘEDSEDY VĚDECKÉHO VÝBORU MILOŠ ANDRLE

V.

VYZVANÉ PŘEDNÁŠKY RÁDIOVÝŠKOMER POČAS KONEČNEJ FÁZY PRIBLÍŽENIA NA LABUN JÁN, KURDEL, PAVOL

3.

AZIMUTH DETERMINATION BASED ON MAGNETOMETER MEASUREMENTS ROHÁČ JAN, ŠIPOŠ MARTIN, NOVÁČEK PETR

11.

NÁVRH, VÝVOJ A REALIZÁCIA INTEGROVANÉHO NAVIGAČNÉHO SYSTÉMU SOTÁK MILOŠ

18.

ČLÁNKY

TERMOVÍZNA DIAGNOSTIKA MALÉHO PRÚDOVÉHO MOTORA ADAMČÍK FRANTIŠEK, ADAMČÍK FRANTIŠEK

29.

SVĚTELNÉ ZDROJE LED VE SVĚTELNÝCH ZABEZPEČOVACÍCH SYSTÉMECH LETIŠŤ BLOUDÍČEK RADIM

35.

VLIV PILOTA NA STABILITU VRTULNÍKU PŘI PORUŠE ŘÍDICÍHO SYSTÉMU BOŘIL JAN

43.

SYSTÉM AUTOMATICKÉHO RIADENIA LIETADLA V PROCESE LETOVEJ BEZPEČNOSTI BRÉDA RÓBERT, BEŇO VLADIMÍR

53.

VYUŽITÍ SERVOMECHANISMU PRO ZOBRAZOVÁNÍ DAT BYSTŘICKÝ RADEK, BAJER JOSEF, JANŮ PŘEMYSL

61.

NÁVRH STRUKTURY JEDNODUCHÉ INERCIÁLNÍ REFERENČNÍ JEDNOTKY ČIŽMÁR JAN

68.

NETRADIČNÍ LETECKÉ PALUBNÍ ZDROJE ELEKTRICKÉ ENERGIE DUB MICHAL, POLÁŠEK MARTIN

75.

ZVÝŠENÍ TAKTICKÝCH VLASTNOSTÍ VOZIDLOVÝCH KOMUNIKAČNÍCH SYSTÉMŮ HOVORKA JAROSLAV

83.

TESTOVÁNÍ KOMUNIKACE SYSTÉMU ZALOŽENÉHO NA CANAEROSPACE JANŮ PŘEMYSL, BAJER JAN, BYSTŘICKÝ RADEK

89.

ÚLOHA ATM SYSTÉMŮ PŘI PODPOŘE NOVÝCH ZPŮSOBŮ A METOD LETECKÉ NAVIGACE JEŘÁBEK JAROSLAV

96.

VII.

KALIBRÁCIA DVOJOSOVÝCH AKCELEROMETROV POMOCOU SPEKTRÁLNEJ ANALÝZY KMEC FRANTIŠEK, PRASLIČKA DUŠAN, DRAGANOVÁ KATARÍNA, LAŠŠÁK MIROSLAV

105.

MĚŘENÍ MNOŽSTVÍ PALIVA POMOCI KAPACITNÍCH SNÍMAČŮ VÝŠKY HLADINY MICHALÍK VLADIMÍR

111.

SYSTÉM VAROVNÝCH HLÁŠENÍ DIGITÁLNÍHO INTERKOMU VICM 200 MOŠTĚK MARTIN, KUNETA PETR

120.

METODIKA STANOVENÍ OBLASTI MOŽNÝCH VYPUŠTĚNÍ LETECKÉ ŘÍZENÉ STŘELY STŘEDNÍHO DOSAHU NĚMEČEK JIŘÍ , QUY ICH PHAM

127.

VYUŽITÍ INERCIÁLNÍCH SENZORŮ PŘI HUMANITÁRNÍM ODMINOVÁNÍ NOVÁČEK PETR, ROHÁČ JAN

138.

LABORATORNÍ SYSTÉM PRO ILUSTRACI PRINCIPU STABILIZACE KOSMICKÝCH PROSTŘEDKŮ. PAČES PAVEL, NOVÁČEK PETR, ŠIPOŠ MARTIN, VESELÝ MILAN

145.

POKROČILÉ ZOBRAZOVACÍ METODY PRO MALÁ LETADLA. PAČES PAVEL, HAJNÝ JAN, POPELKA JAN

165.

EHAS IMPLEMENTATION IN ADVANCED COMBAT AIRCRAFT PELC MARTIN, MED SLAVOMÍR

179.

ROZLOŽENÍ TLAKŮ KOLEM ZÁVĚSNÉ REFERENČNÍ A PITOT-STATICKÉ SONDY A OVĚŘENÍ MĚŘENÍ POLOHOVÝCH ÚHLŮ VE VĚTRNÉM TUNELU POPELKA JAN PAČES PAVEL, HOSPODÁŘ PAVEL

189.

MODERNÍ HLASOVÉ KOMUNIKAČNÍ SYSTÉMY LETECTVA AČR RYDLO STANISLAV, JEŘÁBEK JAROSLAV

207.

SYSTEM FOR VIBRATION TESTING ŠIPOŠ MARTIN, ROHÁČ JAN, STACH MICHAL

213.

VYUŽITÍ PROSTŘEDKŮ EVROPSKÉHO SOCIÁLNÍHO FONDU K PODPOŘE ODBORNÉHO VZDĚLÁVÁNÍ LETECKÉHO PERSONÁLU VAŠEK MILAN, JEŘÁBEK JAROSLAV

226.

MODERNÍ PROSTŘEDKY PRO DETEKCI NEBEZPEČNÝCH LÁTEK A PŘEDMĚTŮ V OCHRANĚ CIVILNÍHO LETECTVÍ PŘED PROTIPRÁVNÍMI ČINY ZÝKA JAN

234.

ABECEDNÍ SEZNAM AUTORŮ

248.

VIII.

11. mezinárodní vědecká konference „Měření, diagnostika, spolehlivost palubních soustav letadel“

Anotace vyzvaných přednášek

-1-

2011


-2-

2011


2011

Rádiovýškomer počas konečnej fázy priblíženia na pristátie Radio altimeter during the final landing approach phase Doc. Ing. Ján Labun, PhD., Ing. Pavol Kurdel, PhD. Letecká fakulta TU Košice, e-mail: [email protected], [email protected], tel.: +421-903-429-060, +420-903-629-637 Resumé: Článok pojednáva o úlohe rádiovýškomera počas konečnej fázy priblíženia lietadla na pristátie. Vysvetľuje, ako na prvý pohľad jednoduchá funkcia rádiovýškomera zohrala veľmi negatívnu úlohu v dvoch veľkých katastrofách, ktoré sa udiali v posledných rokoch vo Východnej Európe. Predkladá odborný postoj k interakcii človek – stroj v súvislosti s uvedenými katastrofami. Pojednáva o dvoch krajných prístupoch pilotov k informáciám z rádiovýškomera. Objasňuje, že pri katastrofe Slovenského vojenského dopravného lietadla An-24 (Hejce – Maďarska republika) došlo k podceneniu údajov z rádiovýškomera a pri nehode Poľského vládneho špeciálu Tu-154 (Smolensk – Rusko) došlo k preceneniu údajov z rádiovýškomera. Z tohto pohľadu je cieľom článku prispieť k zvýšeniu bezpečnosti leteckej prevádzky. The article discusses the role of a radio altimeter during the final approach phase of aircraft on landing. It explains show, at first glance, a simple function of a radio altimeter has played a very negative role in two major disasters that have occurred in recent years in Eastern Europe. It submits the professional attitude to the interaction of man-machine in connection with introduced disasters. It discusses the two extreme accesses of pilots to radio altimeter in formation. It also clarifies that in the disaster of the Slovak military transport aircraft An-24 (Hejce - Hungary), the radio altimeter data were underestimated, and in the disaster of the Polish government's special Tu-154M (Smolensk - Russia), the radio altimeter data were overestimated. From this perspective, the aim of the article is to contribute to enhancing aviation safety.

1

Úvod

V posledných piatich rokoch došlo vo Východnej Európe k dvom veľkým leteckým katastrofám s tragickými následkami pre prepravované osoby (rok 2006 An-24 Hejce Maďarsko, rok 2010 Tu-154 Smolensk - Rusko). V oboch prípadoch došlo ku katastrofe v dôsledku straty výškovej orientácie s následným riadeným letom lietadla do terénu. Z hľadiska bezpečnosti letu sú príčiny pomerne jasné. V prípade prvej katastrofy došlo k nedodržaniu bezpečnej sektorovej výšky letu na danom úseku priblíženia a v prípade druhej katastrofy zase k poklesu lietadla pod tzv. výšku rozhodnutia v čase, keď pilot nemal vizuálny kontakt so zemou. Z hľadiska priebehu letu a reakcie pilotov na prístrojové informácie ako interakcie človek – stroj nie je príčina katastrofy až tak jasná. -3-


2011

Článok sa preto venuje skutočnosti, do akej miery malo podiel na týchto katastrofách prístrojové vybavenie lietadla. Keďže na oboch katastrofách sa podieľalo neadekvátne vyhodnocovanie skutočnej výšky letu lietadla, je pozornosť venovaná práve leteckým rádiovýškomerom malých výšok a ich úlohe počas konečnej fázy priblíženia na pristátie. Bližším poznaním faktov a ich porozumením je možné predchádzať problémom na leteckej technike v budúcnosti. Preto sa článok nezaoberá analýzou publikovaných vonkajších vplyvov na konanie posádky, ale je zameraný na technickú a prevádzkovú stránku samotného letu a udalosti, ktoré sa dokázateľne odohrali.

2

Katastrofa An-24 pri Hejce

Dňa 19. januára 2006 došlo v priestore obce Hejce (Maďarská republika) k leteckej nehode katastrofe dopravného lietadla An-24, OS SR. Lietadlo prevážalo 43 osôb pri rotácii misie KFOR v Kosove. Pri leteckej nehode zahynulo 42 osôb MO SR. Leteckú nehodu prežil jeden cestujúci. Zo záverov vyšetrovania hlavnou príčinou nehody sa javí pravdepodobne strata výškovej orientácie pri nedodržaní bezpečnej sektorovej výšky letu na danom úseku priblíženia. Nebezpečnú situáciu vytvorila pre pilotov veľmi tmavá noc, kedy temná obloha bez mesačného svitu splývala s tmavým horizontom zeme. Na pozadí takto temnej noci nebolo možné rozoznať vizuálne tmavé horské masívy, ako prekážky na letovej dráhe. Práve v tejto tmavej noci vytvoril pohľad pilotov na prenikavé svetlá mesta Košíc ilúziu bezpečného letu. Lietadlo klesalo z takej výšky a pod takým uhlom, že kopec, ktorý sa im stal osudný vôbec nevytváral prekážku, ktorá by zakrývala výhľad na nočný pohľad Košíc. a) Zo správy vyšetrovania leteckej nehody je možné čítať: „Posádka si pravdepodobne neuvedomila nebezpečnosť situácie, o čom svedčí pokojná rádiokorešpondencia s radarom aj to, že neoznámila orgánom riadenia LP žiadne problémy na palube lietadla a na zázname z čiernej skrinky nie sú zaznamenané také hodnoty parametrov letu, ktoré by mohli viesť k domnienke, že posádka riešila nebezpečnú situáciu.“ b) Z vyhodnotenia palubného záznamového zariadenia sa v správe uvádza: „V čase tesne pred nárazom (pred zachytením vrcholkov stromov) bola hodnota horizontálnej rýchlosti V = 338,9km/h a výška H = 477,6m. Lietadlo letelo takmer v horizonte.“ c) V závere tejto správy sa píše: „Piloti pravdepodobne v snahe vytvoriť si čo najpriaznivejšie podmienky pred pristátím a pod vplyvom dobrých meteorologických podmienok akceptovali ponuku vizuálneho spôsobu priblíženia na pristátie, čo im

-4-


2011

umožňovalo klesať na okruhovú výšku letiska 725m, pričom pravdepodobne podcenili výšku terénu pod lietadlom. Táto výška vrátane výšky okolitých stromov bola okolo 770m nad morom (747m kopec + 20m stromy), to znamená o 40m vyššie.“ Čo sa z týchto troch vied dá vyčítať? Len to, že piloti riešili štandardnú letovú situáciu za dobrých meteorologických podmienok. Jasne videli nočné svetlá mesta Košice, čo im umožnilo akceptovať ponuku vizuálneho spôsobu priblíženia na pristátie. To, že nevideli v nočných hodinách na čiernom pozadí zeme reliéf samotného terénu im neprekážalo v plynulom lete. Pritom klesali z takej vzdialenosti a výšky pod taký uhlom, že sa im „osudový kopec“ nedostal do zorného poľa a nezakryl im výhľad na mesto, o čom svedčí skutočnosť, že do poslednej chvíle neriešili nebezpečnú situáciu. Uvedenú situáciu znázorňuje obr. 1 a s lepším rozlíšením vo vertikálnej rovine obr. 2.

Obr. 1: Vertikálny reliéf terénu v smere klesania lietadla Za nepriaznivých meteorologických podmienok by piloti v danom sektore nemohli klesať na okruhovú výšku letiska, ale oni „všetko videli“ a mali všetko ako „na dlani“, preto sa cítili bezpečne. Lietadlo klesalo pod väčším uhlom (strmšie), ako bol uhol tieňa osudového kopca, ktorým by mali zakrytý výhľad na nočné svetlá Košíc. Lietadlo sa pohybovalo - klesalo celý čas nad úrovňou tieňa, ktorý vytváral príslušný kopec. Na obr. 2 je znázornený reliéf terénu v smere letu lietadla v rozsahu cca 50 km pred prahom dráhy letiska Košice. Až do tohto momentu sa zdá, že bolo všetko v poriadku. Príspevkom k nepriazni osudu môžeme považovať skutočnosť, že v smere navigačného bodu KEKED, kde malo lietadlo v danej chvíli namierené, sa nachádza kopec BORSÓ s nadmorskou výškou 747m. Keďže sa lietadlo nachádzalo v posledných okamžikoch vo výške cca 750m a letelo už v horizontálnom lete, tak ho malo preletieť. No nestalo sa tak, lebo na vrchole kopca rastú až 20 metrov vysoké stromy, ktoré okruhovú výšku letiska prekročili na hodnotu 770m. Inak povedané, ak by na vrcholku kopca Keked nerástli vysoké stromy, lietadlo by kopec preletelo. Následne by sa dalo diskutovať o tom, ako a čo všetko mali piloti na prístrojoch nastaviť, čo mali sledovať, čomu sa mali venovať, aké opatrenia mali prijať, atď. Fakt je ten, že pri danom vybavení lietadla An-24 existoval na jeho palube jediný prístroj - rádiový výškomer, ktorý -5-


2011

nebezpečenstvo priblíženia k zemi aj ukazoval, no nikto si to v danom momente nevšimol a automatická signalizácia priblíženia k terénu bola vypnutá.

Obr. 2: Reliéf terénu v smere klesania lietadla so zmenou mierky vo vertikálnej osi Je možné konštatovať, že pri približovaní sa lietadla na pristátie došlo k podceneniu úlohy rádiového výškomera, či už z hľadiska nastavenia nebezpečnej výšky, alebo z hľadiska sledovania skutočnej výšky počas letu. Určite si mnohí piloti v súvislosti s touto katastrofou uvedomili, že pri pristávaní v neznámom teréne nestačí sledovať len zostupovú os, ale je potrebné venovať pozornosť aj rádiovému výškomeru v súvislosti s možným nebezpečným priblížením sa lietadla k terénu.

3

Katastrofa Tu-154 pri Smolensku

Dňa 10. apríla 2010 došlo v priestore Smolenskej leteckej základne (Rusko) k leteckej nehode - katastrofe Poľského vládneho špeciálneho lietadla Tu-154. Lietadlo viezlo poľských politických a armádnych predstaviteľov na spomienkovú slávnosť 70. výročia Katyňskej tragédie. Pri páde lietadla počas pristávania v hustej hmle zahynulo 96 osôb. Leteckú nehodu nikto neprežil. Zo záverov vyšetrovania sa hlavnou príčinou nehody javí nedodržanie predpísaných postupov pre konečné priblíženie, najmä klesanie pod tzv. výšku rozhodnutia, aj keď pilot nemal vizuálny kontakt so zemou. Podľa dostupných informácií o priebehu letu, lietadlo Tu-154M sa približovalo štandardným spôsobom na pristátie. Vo vzdialenosti približne 2 km od prahu dráhy lietadlo „z nevysvetliteľných“ dôvodov začalo klesať k zemi pod väčším uhlom, t.j. rýchlejšie ako bola jeho predpokladaná trajektória na pristátie, pozri obr. 3. Tento pokles sa ukazuje ako

-6-


2011

kritický moment, ktorý viedol k tragickému koncu letu. Lietadlo sa síce nachádzalo v ľavo od osi letiska, ale inak smerovalo na stred prahu dráhy. Následkom tohto poklesu sa lietadlo vo vzdialenosti asi jeden kilometer pred prahom dráhy rýchlo priblížilo k zemi. Pilot na nebezpečný pokles zareagoval pomerne neskoro, preto lietadlo v najnižšom bode letu zachytilo ľavým krídlom vrcholec stromu. Následne, aj keď sa pilotovi podarilo odvrátiť v danom bode nebezpečenstvo nárazu do zeme, začalo sa lietadlo (v dôsledku ulomenej časti ľavého krídla) pozdĺž osi prudko nakláňať tak, že po uletení asi 500m sa otočilo na chrbát. Pri tomto otáčaní doľava pozdĺž jeho osi došlo ešte k väčšiemu odkloneniu sa lietadla od zostupovej osi a vo vzdialenosti cca 400m v ľavo, pred prahom dráhy narazilo do zeme. Pri posudzovaní možných predpokladov, ktoré sa podieľali na vzniku katastrofy berieme do úvahy skutočnosť, že piloti pristávali v „neznámom“ prostredí v hustej hmle s viditeľnosťou len necelých 400m a menej. Otázka znie: „Čo viedlo skúseného pilota k takej zmene – k poklesu trajektórie letu lietadla, ktorá v konečnom dôsledku viedla k neodvratnej katastrofe?“ Jeden z najdôležitejších prístrojov pri pristávaní v takej situácii je rádiovýškomer. Ten vyhodnocuje skutočnú výšku lietadla nad terénom a časová zmena výšky vyjadruje, ako rýchlo sa približuje lietadlo k zemi. Na obr. 4 je časová zmena skutočnej výšky Hsk nad terénom, ktorú ukazoval rádiovýškomer pri lete lietadla, odvodená od skutočnej trajektórie letu lietadla nad terénom. Podľa uvedeného obrázku vyhodnocoval rádiovýškomer do výšky rozhodnutia 100m - bod a) plynulý pokles výšky pod uhlom α. V bode rozhodnutia však začalo lietadlo prelietavať roklinu, kedy terén pod letiacim lietadlom začal klesať a na rádiovýškomeri sa dlhšiu dobu (cca 8 s.) výška letu 100m skoro nemenila.

Obr. 3: Vertikálny reliéf terénu v smere klesania lietadla a jeho zostupová dráha

-7-


2011

Obr. 4: Časová zmena skutočnej výšky lietadla nad terénom meraná palubným RV V neznámom prostredí, bez vizuálneho kontaktu so zemou, pri konštantnej výške rádiovýškomera to mohol pilot vyhodnotiť ako vodorovný let. Keďže sa mal pilot na tejto výške rozhodnúť a lietadlo (podľa rádiovýškomera) neklesalo, inštinktívne potlačil riadenie a prinútil lietadlo znova klesať, ale v skutočnosti už pod väčším uhlom - β. Po prelete rokliny sa jej druha strana rokliny začala dvíhať, čo sa spolu s uhlom klesania β prejavilo rýchlou zmenou poklesu skutočnej výšky lietadla nad terénom. Piloti na tento rýchly pokles síce zareagovali, no ich reakcia a reakcia ťažkého lietadla nestačila odvrátiť katastrofu. Ak by bol terén pod lietadlom rovný, umožnilo by to bezproblémový opakovaný vzlet z výšky aj menej ako 100m.

4

Záver

Článok pojednávajúci o príčinách katastrof je originálny v tom, že bližšie analyzuje výškový profil letu počas konečnej fázy priblíženia na pristátie u oboch tragických letov. Z uvedených analýz sú deduktívne odvodené pravdepodobné dôvody konania pilotov, ktoré mali príčinnú súvislosť s tragickým ukončením letu. Spoločným rysom týchto katastrof sa javí chýbajúci vizuálny kontakt pilota s terénom bezprostredne pod letiacim lietadlom. V prípade katastrofy pri Hejce piloti v diaľke jasne videli svetlá Letiska Košice, čo im dodávalo pocit bezpečného letu. Podcenili pritom priebežné vyhodnocovanie zmeny výškového reliéfu terénu pod letiacim lietadlom. Z tohto pohľadu piloti podcenili informačné možnosti, ktoré im poskytoval rádiovýškomer. Simuláciu tejto situácie počas dennej doby ilustruje obrázok 5. V prípade katastrofy pri Smolensku piloti nevideli letisko a zostupovú os vyhodnocovali zodpovedne, ale len podľa údajov z rádiovýškomera. Rádiovýškomer vyhodnocuje skutočnú

-8-


2011

výšku lietadla nad prelietavajúcim terénom a v trase letu bola roklina. Nevedomým sledovaním výšky letu v hmle s poklesom do rokliny sa lietadlo nebezpečne priblížilo k terénu, keď sa začal terén následne na druhej strane rokliny dvíhať. Z tohto pohľadu piloti precenili informačné možnosti, ktoré im poskytoval rádiovýškomer. Simuláciu tejto situácie počas dennej doby ilustruje obrázok 6. Úplne presný obraz toho, čo sa dialo na palubách oboch lietadiel sa verejnosť pravdepodobne nikdy nedozvie. Úlohou článku bolo poskytnúť odbornej verejnosti podrobnejší súhrn zverejnených údajov o konečnej fáze letu tesne pred katastrofou bez špekulácií a senzácií. Zároveň zdôrazňujeme, že článok nespochybňuje závery, ku ktorým došli príslušné vyšetrovanie komisie, ale naopak, podporuje ich a s odstupom času aj objektívne rozširuje.

Obr. 5: Simulácia pohľadu z lietadla An-24 na mesto Košice a vrchol Borsó

Obr. 6: Simulácia letu lietadla Tu-154 (v pozadí je roklina a letisko)

-9-


2011

Literatúra [1]

[2] [3] [4] [5]

[6] [7]

Adamčík, F.: Artificial intelligence technology on board of aircraft. In: Advances in military technology. Kosice, Slovak Republic, MOSATT 2007, ISSN 1802-2308 137142. p. 83-88 Bréda, R. - Čižmár, J. - Soták, M. - Beňo, V.: Aerial instruments. Košice TU - 2011. ISBN 978-80-553-0626-1- 274 p. Kandráč, P. - Szabo, S.: Altitude of flight? Nothing easier! In: Dimenzie. Roč. 6, č. 3 (2006), p. 34-37. - ISSN 1335-9959 Labun, J. - Kandráč, P. - Szabo, S.: Twenty meters, which have shaken Poland. In: Letectví + Kosmonautika. No. 12 (2010), ISSN 0024-1156, p. 74 - 77. Lazar, T. - Labun, J. - Kurdel, P.: Basis of scheme assistance system of helicopter with radio altimeter In: The new trends of civil aviation 2010: proceedings of international science conference: Žilina: ŽU, 2011 - ISSN 978-80-554-0299-4, p. 67-74 Preliminary information about situation of investigation air disasters of aircraft AN24from19th of January 2006,MO SR, No: OVPD - 61/2006 Final investigative report of air disasters Tu-154 number: 101 of Poland from 10th of April 2010. Moscow12. 1. 2011

- 10 -


2011

Azimuth Determination Based on Magnetometer Measurements Ing. Jan Roháč, Ph.D.1), Ing. Martin Šipoš2), Ing. Petr Nováček3) 1,2,3) Czech Technical University in Prague, Faculty of Electrical Engineering, Department of Measurement, Laboratory of Instrumentation Systems e-mail: 1) [email protected], 2) [email protected], 3) [email protected] phone: 1) +420-224-353-963, 2,3)+420-224-352-061 Abstract: The paper describes the methodology of an azimuth evaluation based on Earth magnetic field measurements. For this purpose tri-axial fluxgate magnetometer were used. Fluxgate magnetometers are the most precise sensors in comparison with magnetoresistive or AMR alternatives. They can be found with both analogue and digital outputs. The described methodology relies on analogue sensors output processing which included the designs of a pass-band filter and an output voltage phase detector. For the design analyses we compared performances of the designed filter and FFT. Reached results and the implementation are presented.

1

Introduction

An azimuth determination belongs to basic functions of almost all navigation devices. It relies on the Earth magnetic field and its measurement with magnetometers. This principle can be used in a wide range of civil and military applications such as on airborne, space, and also on terrestrial devices, human head and hands tracking, robot navigation, mobile phones, PDAs, etc. [1, 2, 3, 4] Nevertheless, operation conditions have to be always considered, because the magnetic field is easy to affect with a presence of for instance magnetic conductive materials. The navigation/guidance systems are very important devices of all civil and military aircrafts. All large and middle size civil aircrafts are equipped with an autopilot, which operate based on attitude and heading/azimuth determination. The most important part of the autopilot system is gimbaled fluxgate compass. The gimbaled mechanism is supposed to align the sensors into the horizontal position under all conditions. This alignment is in modern systems done mathematically without moving parts [2]. Fluxgate magnetometers contained in magnetic compasses are the most precise sensors of the Earth magnetic field measurements [5]. Fluxgate sensors are placed on a gimbaled platform, see Fig.1. To determine actual azimuth/heading only two horizontal components of magnetic field have to be measured. The arctangent of their ratio is directly proportional to the heading [6]. The vertical gyro is usually mounted on the platform in order to stabilize horizontal plane of measurement. The sensitivity axes contain angle of 120°. The fluxgate sensors consist of a ring core, excitation and measuring coil. Fluxgates are excited by alternating or pulse

- 11 -


2011

currents. The output signal of the measuring coil is detected on the second harmonic of the excitation signal. HX

Excitation coils Sensing coils H 1, H 2, H 3

H3 HY H1

H2 Gimbaled platform

Fig. 1: Fluxgate gimbaled electronic compass

2

Measurement setup

The measurement setup, see Fig. 2, consisted of the generator Agilent 3220A, two multimeters HP 34401A measuring the current and fluxgate input voltage, data acquisition unit (DAQ) Agilent U2531A communicating with PC via USB. The DAQ sampled three channels of the fluxgate output voltages, plus the voltage of the mid-point, and the fluxgate input voltage. All data were stored and consequently analyzed in the Matlab environment. The sampling frequency of the DAQ was set on 10 kHz [7].

Generator

mA Fluxgate magnetic field sensor

V

X Y Z

PC

DAQ

Fig. 2: Block scheme of the measurement setup

- 12 -

Mid


3

2011

Azimuth determination

To determine the azimuth/heading it was necessary to evaluate the amplitude of the second harmonic of each fluxgate output voltage and determine their direction [7].

3.1

Second harmonic evaluation

The fluxgates were excited by alternating currents with the frequency of 400 Hz. This frequency is commonly used in this kind of sensors, because the value is a compromise between the sensitivity and undesired effects of high frequencies of utilized coils and their windings. Thus, the frequency of our interest was 800 Hz, which corresponded to the second harmonic of the excitation current. The frequency spectrum of the output voltage can be seen in Fig. 3. According to this figure there was a requirement to design a pass-band filter around

Amplitude (mV)

800 Hz with an adequate single-sided bandwidth less than 300 Hz.

Frequency (Hz)

Fig. 3: FFT of analyzed signal (x axis, azimuth = 0 deg) There were analyzed different filters, e.g. Butterworth, Chebyshev, and Elliptic type, but at the end only Butterworth type was chosen due to its flat character of the pass band, as seen in Fig. 4. The results of a 2nd order Butterworth filter applying on measured signal are depicted in Fig. 5. At the beginning stage of the filtering there can be seen a sequential rising of the filter output voltage, which is caused by the filter group delay. It limits the application of the filter and slows down the dynamics of the evaluation process to be about 0.02 seconds in the case of 10 kHz sampling.

- 13 -


2011

Gain (dB)

Butterworth filter

Normalized frequency (´p rad/sample) Gain (dB)

Zoomed track

Normalized frequency (´p rad/sample)

Amplitude (mV)

Fig. 4: Butterworth filter performance

Input voltage Output

Time (s)

rt filter filte Fig. 5: The effect of pass-band filtering – Butterwort

3.2

Phase detection

To determine phase of obtained second harmonics there is a need to have the input voltage available as well. The input voltage has the frequency of 400 Hz, and therefore the signal has to be doubled in frequency to have a capability of the phase detection. The modified input voltage is then compared with each fluxgate axis second harmonic and the phases are detected. In the experiment the azimuth was changed with steps of 45 deg in the range (0 up to 360) deg and obtained values of second harmonics for each channel with a detected phase evaluated. Results are shown in Fig. 6 [7].

- 14 -


Amplitude (mV)

2011

Azimuth (deg.)

Fig. 6: Second harmonic tracks

4

Results

There was one experiment in which the azimuth was changed with steps of 45 deg in the range (0 up to 360) deg and fluxgate output voltage for each channel was measured. Consequently 2nd order Butterworth filter was applied on obtained data and the results were compared to the ones gotten by FFT analysis. The main interest was on 2nd harmonic observations. Differences between results of these two methods are depicted in Tab.1. Pass-band filter x (mV) y (mV) z (mV) 30.0 11.0 10.0 22.0 24.0 11.0 2.2 22.0 27.0 19.6 3.0 29.0 27.0 18.0 17.0 18.0 31.0 4.6 3.4 28.0 21.0 23.6 10.0 23.0 30.0 11.0 9.0

x (mV) 29.6 22.2 1.2 18.2 26.0 16.0 2.4 22.1 28.6

FFT y (mV) 9.2 24.2 19.0 2.5 17.6 29.4 28.2 9.7 9.6

z (mV) 9.8 11.1 27.3 27.8 15.9 4.2 21.0 21.3 8.3

Difference dx (mV) dy (mV) dz (mV) -0.4 -1.8 -0.2 0.2 0.2 0.1 -1.0 -3.0 0.3 -1.4 -0.5 -1.2 -1.0 -0.4 -1.1 -2.0 -1.6 -0.4 -1.0 0.2 0.0 -1.5 -0.3 -1.7 -1.4 -1.4 -0.7

Tab. 1: Comparison of results obtained by IIR filtering and FFT analysis Furthermore, the effect of a residual noise was also analyzed. The results are shown in Tab.2. Azimuth (deg) Variation (deg)

0 0.05

45 1.75

90 1.63

135 1.95

180 0.04

Tab. 2: Azimuth variation due to residual noise presence

- 15 -

225 1.91

270 1.54

315 1.08

360 0.06


2011

Final compass accuracy can be evaluated according to Tab.3. Deviations could be caused partially by the residual noise, partially by uncompensated and variable environmental conditions, imprecise alignment into the horizontal plane, and finally by imprecise reference readings concerning the azimuth. True azimuth (deg) Obtained azimuth (deg)

0.0

45.0

90.0

135.0

180.0

225.0

270.0

315.0

360.0

-0.7

46.7

94.2

139.6

181.9

225.4

268.0

316.1

1.7

Tab. 3: Deviations between the reference azimuth and the determined azimuth

5

Conclusion

This paper described a principal methodology for the azimuth determination according to the Earth magnetic field measurement with the application of fluxgate sensors. There were analyzed different filters for real-time signal filtering and according to filter impulse responses 2nd order Butterworth filter was chosen. Its performance and effectiveness were compared with 2nd harmonics obtained from FFT analysis. Differences are depicted in Tab.1. Obtained results proved the concept; however, weak-points were shown as well. The inaccuracy of the azimuth determination process was up to 4.6 deg, reasons are mentioned in chapter 4. This work will continue on the experimental level with upgraded measurement setup to provide more accurate reference information about the azimuth and invariable environmental conditions.

References [1]

RACZ, R.; SCHOTT, Ch.; HUBER, S.: Electronic compass sensor, Proceedings of the IEEE sensors 2004, VOLS 1-3, Vienna, Austria, pp. 1446-1449, 2007.

[2]

VCELAK, J.; PETRUCHA, V.; KASPAR P.: Electronic compass with miniature fluxgate sensors, Sensor Letters, VOL 5, pp. 279-282, 2007.

[3]

SKVORTZOV V. Y.; LEE H. K.; BANG S. W.; LEE Y. B.: Application of electronic compass for mobile robot in an indoor environment, Proceedings of the 2007 IEEE Int. Conference on Robotics and Automation, vols 1-10, pp. 2963-2970, 2007.

[4]

REINSTEIN M.: Evaluation of Fine Alignment Algorithm for Inertial Navigation, Przegląd Elektrotechniczny, nr 87, pp. 255-258, 2011.

[5]

RIPKA, P.: Magnetic sensors and magnetometers. Norwood, ARTECH HOUSE INC., ISBN 1-58053-057-5, 2000.

- 16 -


[6]

2011

VČELÁK J.; RIPKA P.; KUBÍK J.; PLATIL A.; KAŠPAR P.: AMR navigation systems and methods of their calibration, Sensors and Actuators A: Physical, vol. 123124, pp. 122-128, 2005.

[7]

VEIT, M.: Azimuth Determination with Ferromagnetic Sensor Usage, bachelor thesis. Prague, CTU in Prague, 2011.

Acknowledgement This project has been partially supported by Czech Science Foundation project 102/09/H082, partially by the research program No. MSM6840770015 "Research of Methods and Systems for Measurement of Physical Quantities and Measured Data Processing" of the CTU in Prague sponsored by the Ministry of Education, Youth and Sports of the Czech Republic and partially by Grant Agency of the Czech Technical University in Prague grant No. SGS10/288/OHK3/3T/13.

- 17 -


2011

Návrh, vývoj a realizácia integrovaného navigačného systému Design, Development and Realization of Integrated Navigation System mjr. Ing. Miloš SOTÁK, PhD. Akadémia ozbrojených síl GMRŠ, Demänová 393, 031 01 Liptovský Mikuláš, Slovakia, email: [email protected], tel.: +421-903-957-740 Resumé: Článok pojednáva o návrhu, vývoji a realizácii integrovaného navigačného systému. Zameriava sa na integrovaný navigačný systém založený na komplementárnej dvojici t. j. inerciálny navigačný systém využívajúci lacné inerciálne senzory a globálny navigačný satelitný systém. Pre objektívne posúdenie správnosti navrhnutých algoritmov a metód umožňujúcich vykonávanie integrácie navigačných systémov v reálnom čase bol navrhnutý, vyvinutý a realizovaný elektronický systém s názvom „funkčný vzor integrovaného navigačného systému“, ktorého reálna použiteľnosť je overená vykonanými testami. Výsledky realizovaných testov a meraní sú uvedené a zhodnotené v článku. The paper deals with design, development and realization of integrated navigation system. Integrated navigation system is based on low-cost inertial sensors and global navigation satellite system. The goal of the paper is to describe integration algorithm implementation in real time. The algorithms are confirmed and verified by designed, developed a realized electronic system named as “Mock-up of integrated navigation system”.

1

Úvod

Vývoj leteckej techniky v poslednej dobe zaznamenal v technologickej oblasti vysoký rozvoj, pričom dochádza k zmenám v koncepcii konštrukcie nielen lietadiel a leteckých motorov ale aj avionických systémov. Čoraz väčší dôraz sa kladie na spoľahlivosť, integritu ale aj presnosť systémov. Tento fakt sa odzrkadľuje aj pri konštrukcii navigačných systémov lietadiel, ktoré sú ich neoddeliteľnou súčasťou. Pri týchto systémoch dochádza oproti minulosti, kedy architektúra navigačných subsystémov bola viac-menej decentralizovaná, k jej integrácii do tzv. integrovanej modulárnej architektúry s cieľom zvýšenia spoľahlivosti ale hlavne presnosti. Hlavným dôvodom pre zmenu architektúry je fakt, že v poslednej dobe došlo k veľkému rozvoju leteckej dopravy a tým k zhusťovaniu vzdušného priestoru čím došlo k zvýšeniu požiadaviek na určovanie polohy lietadla v priestore, aby sa predišlo kritickým situáciám. V súčasnej dobe sa do popredia dostávajú moderné globálne navigačné satelitné systémy (GNSS), ktoré s vysokou presnosťou umožňujú určiť polohu, rýchlosť a čas. Použitie navigačných prostriedkov je závislé od typu letu v ktorom je navigácia vykonávaná, t. j. či sa jedná o let podľa pravidiel VFR (Visual Flight Rules) alebo IFR (Instrument Flight Rules). Pri VFR letoch, ktoré sú označované ako lety za viditeľnosti a u ktorých sa používa - 18 -


2011

porovnávacia navigácia, to sú prístroje: magnetický kompas, rýchlomer, výškomer, variometer, zatáčkomer a palubné hodiny. Pri IFR letoch, pri ktorých sa navigácia vykonáva len pomocou prístrojov, sú vyžadované prístroje: umelý horizont, relatívny priečny sklonomer, magnetický kompas a smerový zotrvačník, zatáčkomer, výškomer, rýchlomer, variometer, sekundárny odpovedač, prostriedky pre rádiové spojenie so strediskom riadenia letovej prevádzky a palubné hodiny. Pri väčšine uvedených postupov navigácie je ich dostupnosť obmedzená dostupnosťou a funkčnosťou externých zdrojov informácií, čo môže byť do istej miery ich nevýhodou. Pri navigácii pomocou inerciálneho navigačného systému je táto nevýhoda potlačená faktom, že výstupné údaje z inerciálneho navigačného systému sú ovplyvnené len samotným pohybom daného objektu a nie sú závislé od externých zdrojov informácií. Tento fakt predstavuje hlavnú výhodu inerciálneho navigačného systému voči ostatným navigačným systémom. V súčasnosti je v navigácii trendom integrácia rôznorodých navigačných systémov za účelom dosiahnutia čo najpresnejšej navigačnej informácie. Za najznámejší prístup môžeme považovať integráciu inerciálneho navigačného systému (INS) a globálneho polohového systému (GPS). INS sa hlavne používa z dôvodu jeho autonómnosti a poskytovania navigačných informácií o polohe a uhlovej polohe v trojrozmernom priestore s vysokou opakovacou frekvenciou. Jeho hlavnou nevýhodou je nárast chyby v polohe a uhlovej polohe v dôsledku dvojnásobnej resp. jednoduchej integrácie údajov o zrýchlení z akcelerometrov a uhlovej rýchlosti zo senzorov uhlovej rýchlosti. Z tohto dôvodu sa pri integrácii využíva systém GPS, ktorý sprostredkováva informácie o polohe a rýchlosti v trojrozmernom priestore pričom chyby v týchto informáciách sú ohraničené. Najčastejším prostriedkom pre integráciu navigačných systémov je rozšírený Kalmanov filter (EKF). Pre jeho správnu činnosť je okrem definovania správneho matematického modelu dynamiky systému (v tomto prípade sa hovorí o modeli dynamiky chýb INS) a modelu merania, tiež potrebné poznať matematické modely jednotlivých senzorov, ktoré výrazne ovplyvňujú kvalitu výstupných navigačných informácií. Keďže v poslednej dobe výrazne stúpa dopyt po malorozmerných a lacných inerciálnych navigačných systémoch, ktoré by mali široké uplatnenie počas rôznych navigačných úloh tak napredovanie vo FOG (z anglického „fiber optic gyroscope“) a MEMS (z anglického „micro-electro-mechanical systems“) technológiách naznačuje sľubné smerovanie vývoja v tejto oblasti a širokej škále použitia v aplikáciách ako sú robotika, osobná navigácia, automobilová navigácia, navigácia bezpilotných prostriedkov, letecká navigácia atď.

- 19 -


2

2011

Funkčný vzor integrovaného navigačného systému

Návrh, vývoj a realizácia integrovaného navigačného systému predstavuje rozsiahlu a náročnú problematiku, ktorú autor detailne popisuje v literatúre [1, 2]. Základom celého realizovaného integrovaného navigačného systému sú autorom navrhnuté algoritmy pracujúce v reálnom čase, ktoré boli vyvíjané na autorom vytvorenej vývojovej súprave a následne aplikované na vyrobený funkčný vzor integrovaného navigačného systému. Z praxe je známe, že samotnému riešeniu funkčného vzoru predchádza návrh a vývoj hardvérového a softvérového riešenia na tzv. vývojovej súprave resp. vývojovej doske plošných spojov, ktorá umožňuje hardvérové prepojenie základných komponentov systému. Po vyrobení vývovej súpravy bolo vykonaných viacero meraní a testov. Výsledkom bolo definovanie konečnej štruktúry funkčného vzoru integrovaného navigačného systému a základných softvérových modulov umožňujúcich vykonávanie integrácie navigačných systémov v reálnom čase.

Obr. 1 Vyrobená osadená doska plošných spojov funkčného vzoru - horná časť

Obr. 2 Vyrobená osadená doska plošných spojov funkčného vzoru - dolná časť Návrh funkčného vzoru integrovaného navigačného systému vychádzal z praktických skúsenosti získaných počas práce s vyrobenou vývojovou súpravou. Proces návrhu, vývoja, výroby, osadenia a oživenia bol časovo náročný a trval viac ako 2 roky. Navrhnutá šesť vrstvová doska plošných spojov funkčného vzoru má rozmer 105mm x 51mm a je jej konečné

- 20 -


2011

hardvérové riešenie ilustruje Chyba! Nenalezen zdroj odkazů. a Chyba! Nenalezen zdroj odkazů..

Overenie algoritmov pri riešení reálnej navigačnej úlohy

3

Praktické overenie funkčnosti všetkých navrhnutých algoritmov pracujúcich v reálnom čase bolo potrebné vykonať reálny experiment s funkčným vzorom integrovaného navigačného systému. Vykonaný experiment v podstate predstavoval riešenie navigačnej úlohy s dĺžkou trvania pol hodiny, ktorá predstavovala navigáciu osobného automobilu z parkoviska obchodného domu v Liptovskom Mikuláši do obce Liptovský Ján a späť. Celá trajektória pohybu počas navigačnej úlohy je zobrazená na Chyba! Nenalezen zdroj odkazů..

Obr. 3 Trajektória pohybu zobrazená na mapovom podklade Počas vykonávania experimentu bol funkčný vzor integrovaného navigačného systému umiestnený na streche osobného automobilu. Počiatočné podmienky určené funkčným vzorom boli: •

zemepisná dĺžka

l = 19,6031326 , zemepisná šírka j = 49,0779974 , výška

h = 513,5 m , tieto parametre boli určené GNSS prijímačom LEA-5T, •

sklon f = -0,3 , náklon q = 8,7 , kurz y = 208,8 , tieto parametre boli vypočítané na základe algoritmu inicializačného procesu bezplatformného inerciálneho navigačného systému,

- 21 -


•

2011

počiatočná rýchlosť v n = [0,08 0,10 0, 00] m s , tieto parametre boli taktiež určené T

GNSS prijímačom LEA-5T.

Skutočné počiatočné podmienky boli: •

zemepisná dĺžka

l = 19,6033928 , zemepisná šírka j = 49, 0786916 , výška

h = 580 m , tieto parametre boli určené službou Google Earth, •

sklon f » 0, 2 , náklon q » 7 , 8 , kurz y » 208 , tieto parametre boli odčítané z PDA,

•

počiatočná rýchlosť v n = [0 0 0 ] m s , tieto parametre boli definované statickou T

polohou automobilu. Z uvedených údajov je zrejmé, že najväčšie rozdiely sú v zemepisnej dĺžke, zemepisnej šírke a výške. Tieto rozdiely sú spôsobené inicializáciou GNSS prijímača a sú v stanovených medziach definovaných odhadom presnosti GNSS prijímača v horizontálnej a vertikálnej rovine na začiatku navigačnej úlohy. Celá trajektória pozostávala z nasledujúcich úsekov: dve zákruty vľavo, jedna rotácia po kruhovom moste, priamy úsek po diaľnici, odbočka vpravo (do Liptovského Jána), rovný úsek cesty, otočenie sa, rovný úsek cesty, odbočka vľavo na diaľnicu, jedna rotácia po kruhovom moste, dve zákruty vpravo a zaparkovanie. Počas jazdy na diaľnici bola dosiahnutá maximálna celková rýchlosť 114 km/h. Počet GPS satelitov použitých pre výpočet navigačných informácií sa počas navigačnej úlohy menil od šesť do deväť. Na overovanie navrhnutých algoritmov bola zvolená integračná architektúra „voľne viazané systémy“. Zber údajov o špecifických silách a uhlových rýchlostiach z inerciálnej meracej jednotky bol realizovaný s frekvenciou 100 Hz. Zber údajov o polohe a rýchlosti z GNSS prijímača bol vykonávaný s frekvenciou 1 Hz. Samotný integračný proces (t. j. jeden cyklus rozšíreného Kalmanovho filtra a následná aplikácia spätných väzieb) bol taktiež vykonávaný s frekvenciou 1 Hz. Požadované vstupné parametre pre rozšírený Kalmanov filter boli stanovené nasledovne: jednotlivé hodnoty kovariancií procesných šumov boli stanovené na základe parametrov získaných metódou Allanovej variancie, jednotlivé hodnoty kovariancií šumov merania boli získavané z GNSS prijímača, počiatočné hodnoty kovariančnej matice boli stanovené podľa očakávaných chýb v jednotlivých stavoch a počiatočný chybový stavový vektor obsahoval nulové hodnoty.

- 22 -


2011

Ako už bolo uvedené, počiatočné údaje o zemepisnej dĺžke, zemepisnej šírke a výške boli chybne stanovené GNSS prijímačom. Keďže tieto navigačné informácie predstavujú počiatočné podmienky pre inerciálny navigačný systém (ktorý sa „spolieha“ na ich presnosť), tak na počiatku navigačnej úlohy integrovaný navigačný systém vykazoval výrazné chyby v určení polohy. Na overenie danej skutočnosti svedčí fakt, že skutočná počiatočná poloha osobného automobilu bola identická s koncovou polohou, viď v detaile Chyba! Nenalezen zdroj odkazů. (modré body reprezentujú polohu stanovenú GNSS prijímačom a zelené body reprezentujú každú piatu vzorku polohy stanovenej integrovaným navigačným systémom). Daná chyba bola korigovaná integračným algoritmom po prejdení druhej zákruty, kedy integrovaný navigačný systém začal poskytovať správne navigačné informácie (na Chyba! Nenalezen zdroj odkazů. to môžeme vidieť ako príchod na cestu).

Obr. 4 Detail začiatku a konca trajektórie zobrazený na mapovom podklade. Správnosť navrhnutých algoritmov jednoznačne potvrdzuje fakt, že ani jeden zo stavov nediverguje. Odhady jednotlivých biasov sú ilustrované v literatúre [1], stredné hodnoty 2 odhadov biasov akcelerometrov v osi x a v osi y sú blízke nule (cca 0, 008 m s

2

a -0, 006 m s ), avšak stredná hodnota odhadu biasu akcelerometra v osi z je rovná hodnote 2

0, 09 m s . Stredná hodnota odhadu biasu senzora uhlovej rýchlosti v osi x je rovná 0, 6

v osi y je rovná -0, 12 s a v osi z je rovná 0, 1 s .

- 23 -

s,


2011

Na poslednom Chyba! Nenalezen zdroj odkazů. je zámerne zobrazený detail trajektórie na mapovom podklade z diaľničného úseku, ktorý prezentuje poskytované navigačné informácie o polohe testovaného funkčného vzoru integrovaného navigačného systému.

Obr. 5 Detail trajektórie na diaľnici zobrazená na mapovom podklade. Na obrázku je jednoznačne vidieť rozdiel medzi intenzitou opakovateľnosti poskytovania navigačných informácií o polohe GNSS prijímačom (viď modré body) a intenzitou opakovateľnosti poskytovania navigačných informácií o polohe integrovaným navigačným systémom (viď zelené body (z dôvodu veľkého počtu bodov je zobrazených iba 20 bodov namiesto 100 vypočítavaných bodov za jednu sekundu t. j. medzi dvomi určenými polohami GNSS prijímačom)).

4

Záver

Všetky doposiaľ uvedené závery pri testovaní jednotlivých algoritmov a výsledky reálneho experimentu s funkčným vzorom integrovaného navigačného systému potvrdzujú správnosť všetkých navrhnutých algoritmov pracujúcich v reálnom čase. Na záver je potrebné poznamenať, že testovaný integrovaný navigačný systém pracoval s GNSS prijímačom bez zapnutého podporného systému EGNOS. Vzhľadom na túto skutočnosť je možné konštatovať, že zahrnutím služieb EGNOS-u do integrovaného navigačného systému ako celku by jednoznačne malo za následok ďalšie zvýšenie presnosti.

- 24 -


2011

Literatúra [1]

[2]

[3]

[4] [5] [6] [7] [8] [9]

[10]

[11]

[12]

[13]

[14]

SOTAK, M.: Integrated Navigation System - System Design and Real Time Algorithms Implementation, Habilitation thesis, Faculty of Aeronautics Technical University in Kosice, Kosice, 2011. SOTAK, M., SOPATA, M., BREDA, R., ROHAC, J., VACI, L.: Navigation System Integration. Monograph: 1. ed., printed by Robert Breda, Kosice, the Slovak Republic, 2006, ISBN 80-969619-9-3 (in Slovak) REINSTEIN, M.; ROHAC, J.; SIPOS, M.: Algorithms for Heading Determination using Inertial Sensors In: Przeglad Elektrotechniczny. 2010, vol. 86, no. 9, p. 243-246. ISSN 0033-2097 FARRELL, J. A.: Aided Navigation: GPS with High Rate Sensors. McGraw-Hill 2008, ISBN: 978-0-07-149329-8 ADAMCIK, F.: Artificial intelligence technology on board of aircraft. In: Advances in military technology. Vol. 1, no. 1 (2006), p. 137-142. - ISSN 1802-2308 REINSTEIN, M.: Evaluation of Fine Alignment Algorithm for Inertial Navigation In: Przeglad Elektrotechniczny. 2011, vol. 87, no. 7, p. 255-258. ISSN 0033-2097 GROVES, Paul D.: Principles of GNSS, Inertial, and Multi-Sensor Integrated Navigation Systems. Artech House Publishers, 2007, ISBN: 978-1580532556 BREDA, R.: Computation of Navigational Equation in the Inertial Coordinate System. In: Acta Avionica, ISSN 1335-9479, Vol. 11, No. 17, pp. 71-73, 2009 PACES, P. DRAXLER, K. HANZAL, V. CENSKY,T. VASKO, O.: A combined angle of attack and angle of sideslip smart probe with twin differential sensor modules and doubled output signal. Sensors, 2010 IEEE , vol., no., pp.284-289, 1-4 Nov. 2010 doi: 10.1109/ICSENS.2010.5689866 PACES, P.; SIPOS, M.; REINSTEIN, M.; ROHAC, J.: Sensors of Air Data Computers - Usability and Environmental Effects In: 2011 ICMT'09 - Proceedings of the International Conference on Military Technologies. Brno: Univerzita obrany, 2009, p. 401-409 PACES, P.; SIPOS, M.: "Introducing Students to Aerospace Board Information Systems Using an Embedded Graphics System Simulator," Advanced Learning Technologies (ICALT), 2010 IEEE 10th International Conference on , vol., no., pp.397-399, 5-7 July 2010, doi: 10.1109/ICALT.2010.114 DUB, Michal; JALOVECKY, Rudolf. Possibilities of Flight Data Online Processing. In Proceedings of 13th International Conference "Transport Means 2009". October 2223, 2009, Kaunas, Lithuania. Kaunas: Kaunas University of Technology, 2009, p. 9194. ISSN 1822-296 X. CIZMAR, J., SKVAREK, J., JALOVECKY, R.: An Inertial Reference Unit Development and Testing, 2nd International Scientific Conference, Bratislava, April 29, 2008, ISBN: 978-80-8075-324-5 DRAGANOVA, K.; KMEC, F.; HUDAK, J.; BLAZEK, J.; MIKITA, I.: Multi_Position Static Test of 3-Axis Accelerometer. In: MOSATT 2011: Modern Safety Technologies in Transportation: Proceedings of the International Scientific Conference: 20-22 September 2011, Zlata Idka, Slovakia: ISBN 978-80-970772-0-4. ISSN 1338-5232, Vol. 4 (2011): p.88-93. - 25 -


2011

Dedikace This research was supported by the project “Navigation Sensors and Systems in GNSS Denied Environments - NAVSYS”, Sponsored by the Ministry of Defense of the Slovakia.

- 26 -


Příspěvky konference

- 27 -

2011


- 28 -

2011


2011

Termovízna diagnostika malého prúdového motora Infrared diagnostic of small jet engine Ing. František Adamčík, prof. Ing. František Adamčík, CSc. Letecká fakulta TUKE, email: [email protected], [email protected], tel.: +421-0917 330 576, +420-0915 768 364 Resumé: Cieľom príspevku je priblížiť možnosti termovíznej diagnostiky malého turbokompresorového motora, ktorý sa nachádza v experimentálnom Laboratóriu inteligentných riadiacich systémov leteckých motorov na Leteckej fakulte TUKE. V jednotlivých častiach sú postupne prezentované vlastnosti motora z hľadiska teplôt, informácie z predchádzajúcich meraní a vlastnosti termovíznej kamery, ktorá bude využitá na meranie povrchových teplôt motora. Príspevok poukazuje na samotný proces merania a parametre, ktoré je potrebné brať do úvahy pri takomto meraní. The aim of the contribution is the bring of possibilities of thermo diagnostics of the small turbo jet engine, which is situated in the experimental Laboratory of intelligent control systems of the aircraft engines in the Faculty of Aeronautics TUKE. In the individual parts are process referred characteristics of the engine in terms of temperature, information from the previous measurements and properties of thermal imaging camera, which will be used to measure of surface temperatures the turbo jet engine. The contribution also highlight on the process of the measurement and parameters, which are necessary to consider for such measurement.

1

Úvod

Letecké turbokompresorové motory sú z hľadiska diagnostiky ich stavu v neustálom procese výskumu. Cieľom je zvýšiť kontrolu nad ich činnosťou, čo znamená zlepšiť ich predikciu možných kritických stavov. Jednou z možností ako k tomuto prispieť je aj využitie termovíznej techniky, ktorá je v súčasnej dobe plne využívaná v rôznych oblastiach. K najviac využívajúcimi sú oblasti stavebníctva, lekárstva, elektrotechniky. V experimentálnom Laboratóriu inteligentných riadiacich systémov leteckých motorov na Leteckej fakulte TUKE sa nachádza objekt merania, malý prúdový motor, na ktorom sa pripravuje realizácia termovízneho merania. Jednotlivé vlastnosti objektov, ktoré budú využívané a parametre potrebné pre meranie, budú postupne priblížené v jednotlivých kapitolách.

- 29 -


2

2011

Objekt merania – malý prúdový motor

Malý prúdový motor „MPM-20“ (Obr. 1), ako objekt merania vznikol úpravou turbínového spúšťača „TS-20“ na jednoprúdový letecký turbokompresorový motor (TKM) pre experimentálne

potreby.

Ide

o jednoprúdový,

jednohriadeľový

letecký

TKM

s jednostupňovým, jednostranným radiálnym kompresorom, združenou spaľovacou komorou, jednostupňovou nechladenou plynovou turbínou a pevnou dýzou.

Obr. 1: Malý prúdový motor V predchádzajúcom období boli na danom motore realizované merania teplôt jeho vnútorných častí.

Obr. 2: Príklad nameraných hodnôt teploty t3 a t4 A to teplôt v reze pred plynovou turbínou t3 (Obr. 2), ktorá patrí k miestu s najvyššou koncentráciou tepla. Hodnota teploty pri predchádzajúcich meraniach sa pohybovala v rozmedzí od 700ºC do 1100ºC. - 30 -


2011

Na základe týchto meraní je možné predpokladať, že teplota na povrchu motora sa nebude pohybovať v hodnotách vyšších ako 1100ºC. Tomu zodpovedá aj výber kamery, ktorá by mala mať požadovaný teplotný rozsah merania.

3

Prostriedok IR diagnostiky

Ako bolo spomenuté, pre uskutočnenie merania bude potrebná kamera, ktorá ma dostatočný teplotný

rozsah

zodpovedajúci

predpokladaným

teplotám

na

povrchu

motora.

Prostredníctvom spolupráce s Fakultou baníctva, ekológie, riadenia a geotechnológií sa podarilo zabezpečiť termovíznu kameru FLIR A40 (Obr. 3), ktorá vyhovuje podmienkam pre realizáciu merania. Je vybavená detektorom (systém Focal Plane Array, mikrobolometrové pole) s rozlíšením 320x240 bodov a využíva spektrálny rozsah vlnových dĺžok 7,5 až 13 µm. Kamera má k dispozícií tri teplotné rozsahy merania: •

Rozsah 1: -40ºC až +120ºC

•

Rozsah 2: 0ºC až +500ºC

•

Rozsah 3: +350ºC až +1500ºC (s filtrom na +2000ºC)

Meranie pomocou termovíznej kamery je realizovateľné s citlivosťou 0,08ºC a s presnosťou ± 2ºC. Kamera ma vstavanú optiku, ktorá pracuje so zorným poľom 24º x 18º s minimálnou ohniskovou vzdialenosťou 0,3 m.

Obr. 2: Termovízna kamera FLIR A40 a príklad termogramu Pre vyhodnocovanie a archiváciu získaných termogramov, t.j. obrazu povrchového rozloženia teploty (Obr. 3) je možné využiť program ThermaCAM ResearcherTM, ktorý umožňuje prepojenie termovíznej kamery s počítačom a vysokorýchlostný prenos dát spolu s ovládaním

- 31 -


2011

všetkých funkcií kamery. Veľkou výhodou tohto prepojenia je realizácia teplotných meraní a štatistiky v reálnom čase.

Snímanie a detekcia tepelného obrazu motora

4

Pri samotnom experimente je potrebné brať do úvahy parametre, ktoré ovplyvňujú proces snímania a teda presnosť merania. Pri snímaní leteckého motora kamera nebude prijímať len žiarenie samotného objektu, ale aj žiarenia z okolia, odrazeného z povrchu objektu. Pri zanedbaní rušivých vplyvov je možné vychádzať z nasledujúcej meracej schémy, ktorú použijeme k zostaveniu rovnice pre výpočet teploty motora na základe výstupu kalibrovanej termovíznej kamery (Obr. 4).

Obr. 3: Schéma termografickej meracej situácie (1-okolie, 2-meraný objekt, 3-atmosféra, 4-kamera) Vo všeobecnosti je možné vyjadriť tri zložky prijatého žiarenia: •

Emisia z objektu = ε.τ.Wobj,

•

Odrazené žiarenie z okolitých zdrojov = (1 - ε) τWrefl,

•

Emisia z atmosféry = (1 - τ)Watm,

kde: ε je emitancia objektu, τ - priepustnosť atmosféry, Tobj - teplota objektu, (1 - ε) odrazovosť objektu, Trefl - teplota okolitých zdrojov, (1 - τ) - emitancia z atmosféry, Tatm teplota atmosféry. Pre celkovú energiu prijatého žiarenia platí:

- 32 -


ܹ௧௢௧ ൌ ߝǤ ߬Ǥ ܹ௢௕௝ ൅ ሺͳ െ ߝሻǤ ߬Ǥ ܹ௥௘௙௟ ൅ ሺͳ െ ߬ሻǤ ܹ௔௧௠

2011

(1)

Po úprave získame všeobecnú meraciu rovnicu:

ܷ௢௕௝ ൌ kde:

ሺͳ െ ߬ሻ ͳ ͳെߝ Ǥ ܷ௧௢௧ ൅ Ǥ ܷ௥௘௙௟ ൅ Ǥ ܷ௔௧௠ ߝǤ ߬ ߝ ߝǤ ߬

(2)

Uobj je vypočítané výstupnou pamäťou kamery pre teplotu Tobj čierneho telesa, tj. napätie, ktoré možno priamo prevádzať na skutočnú teplotu požadovaného objektu, Utot je namerané výstupné napätie na kamere pre skutočný prípad, Urefl je teoretické výstupné napätie kamery pre teplotu Trefl čierneho telesa podľa kalibrácie, Uatm je teoretické výstupné napätie kamery pre teplotu Tatm čierneho telesa podľa kalibrácie.

5

Parametre potrebné pre realizáciu merania

Aby meranie bolo úspešné, je potrebné zadať hodnoty niektorých parametrov, ktoré majú vplyv na funkciu termovíznej kamery. Emisivita objektu ε - v praxi sa ňou rozumie relatívna schopnosť povrchu objektu vydávať elektromagnetické žiarenie odpovedajúce jeho teplote. Jej hodnota sa pohybuje v rozmedzí od 0 – 1 a je definovaná podielom intenzity vyžarovania teplotného žiariča a intenzity vyžarovania absolútne čierneho telesa:

e=

H H0

(3)

Pre určenie hodnoty emisivity je možné využiť niekoľko spôsobov. Je ich možné získať z tabuľkiek emisivít, ktoré sú dostupné v technickej literatúre alebo na internete. Ide však skôr o reprezentatívne údaje, pretože emisivita povrchu materiálu nepodlieha len jeho štruktúre. Patrí tu napríklad aj korózia alebo znečistenie povrchu inými látkami. Hodnoty z tabuliek, ale môžu aspoň priblížiť rozsah, v ktorom sa bude hodnota emisivity pohybovať. Pre presné meranie povrchových teplôt je vhodné využiť aj ďalšie možnosti, napríklad Metódu aplikovaného termospoja, pri ktorej je potrebné disponovať objektmi, ktoré budú (vzhľadom na skutočnosť, že ich emisivita je známa) použité ako objekty - nosiče referenčnej emisivity. Postup zisťovania spočíva v postupnej aplikácií pásky (resp. náteru) na povrch skúmaného objektu. Následne sa meria teplota, pokiaľ plocha s neznámou emisivitou (priľahlá - 33 -


2011

k páske/náteru) nevykazuje rovnakú teplotu ako plocha so známou emisivitou. Po dosiahnutí tejto hodnoty je možné následne hodnotu emisivity odčítať. Podmienku teploty okolia je potrebné dodržať aj v tomto prípade. Ďalším parametrom je teplota okolia alebo odrážaná okolitá teplota Trefl. Rozumieme ňou parameter, ktorý sa v termovíznej praxi využíva na vyrovnávanie efektov spôsobovaných odrážaním IR žiarenia od povrchových plôch skúmaného objektu a žiarením emitovaným atmosférou medzi kamerou a skúmaným objektom. Zvlášť dôležité je korektné nastavenie systému, vo vzťahu k teplote okolia, pre dosahovanie požadovanej resp. akceptovateľnej presnosti výstupných hodnôt termovízneho systému v prípade, keď je emisivita povrchu skúmaného objektu nízka, dištancia medzi objektom a termovíznym systémom veľká a keď sa teplota okolia blíži k teplote predmetného objektu. Ďalej je to vzdialenosť objektu (Dob). Vzdialenosťou medzi termovíznym systémom a skúmaným objektom rozumieme dĺžkovú dištanciu medzi objektom a čelom prvej šošovky optickej sústavy termovízneho systému. Potreba korektného prednastavenia tohto parametra vyplýva zo skutočnosti, že bez ohľadu na prostredie, úroveň vyžarovania klesá so zvyšujúcou sa vzdialenosťou. Medzi ďalšie parametre, ktoré je potrebné poznať pri meraní patria aj relatívna vlhkosť a teplota atmosféry Tatm.

6

Záver

Pre realizáciu úspešného termovízneho merania je potrebné zabezpečiť, aby výsledok splnil účel a to analyzovať povrchovú teplotu turbokompresorového motora. Následne bude možné prostredníctvom simulačných prostriedkov uskutočniť modelové situácie, ktoré by mohli prispieť k zlepšeniu kontroly stavu turbokompresorového motora.

Literatura [1]

[2]

[3]

FŐZŐ Ladislav, MADARÁSZ Ladislav, ANDOGA Rudolf: Motion of control algorithm in each time of the engine MPM-20 with using its analytical model, In: Transfer of innovation 11/2008, pp. 94 – 101. FLIR Systems |Thermal Imaging, Infrared Cameras and Night Vision Systems [online]. 2011 [cit. 2011-10-04]. Flir. Dostupné z WWW: . BRÉDA Róbert, KABÁT Ján: Thermal analysis of small jet engine, In: New trends of development in aviation, Kosice, Slovak Republic: TU, 2005, 6. p. – ISBN 8080735204

- 34 -


2011

Světelné zdroje LED ve světelných zabezpečovacích systémech letišť LED light sources in the airport lightning systems Ing. Radim Bloudíček UO, FVT, email: [email protected], tel.: +420-973-445-296 Resumé: Světelný zabezpečovací systém je neoddělitelnou součástí každého letiště, bez ohledu na další vybavení. Světelné soustavy v současné době využívají standardizovaných halogenových světlotechnických žárovek, jejichž provoz je neekonomický, charakteristický malou životností a citlivostí i na malé změny napájecího napětí. Článek ukazuje způsob nahrazení těchto světlotechnických žárovek moderními součástkami LED a možnosti nahrazení současných světlotechnických rozvodů rozvody paralelními. The lightning system is an indispensable part of the every airport. The airport lights use incandescent light sources now. This method is uneconomical – in term of wattage, life time and supply method. The deal describes the new possibilities in the use of modern components in the airport lights, their advantages and it shows the different ways of their power supply..

1

Moderní světelné zabezpečení letiště

Neustálý vývoj v oboru letectví klade zvýšené nároky na technické vybavení letišť. Současná letiště musí zvládat odbavit stále narůstající počet letových spojů, což vede k zvyšování požadavků na světelné zabezpečovací prostředky podávající vizuální informaci pilotovi. Pro zvýšení bezpečnosti letového provozu je nutné, aby veškerá světlotechnika podléhala určitému typu standardizace, konkrétně předpisu Let 1.4, kde jsou podrobně popsány požadavky na světelné zabezpečovací prostředky. Důležitým kritériem pro modernizaci letištních světelných zabezpečovacích prostředků, v závislosti na typu prostředku, je dodržení stanovených hodnot svítivostí a jejích regulace v závislosti na denní době, či povětrnostních podmínkách. Dále pak musí být splněny požadavky konstrukčního provedení, úhlu vyzařování světelného svazku, způsobu napájení a umístění návěstidla na letišti a to vše v souladu s platnými předpisy. Pokrok ve vývoji nových technologií vede k pozvolné výměně dosud používaných klasických žárovek za vysoce svítivé výkonové LED diody. Na letištích dosud používané standardní žárovky mají, ve srovnání s výkonovými LED diodami, vyšší tepelné ztráty, menší životnost a účinnost, delší dobu reakce, nižší hodnoty svítivosti, větší rozměry a pracují s vyššími proudy. Oproti tomu u svítidel s LED diodami je nutné odvádět teplo prostřednictvím pasivního nebo aktivního chladícího prvku, jinak by došlo k poškození nebo případné destrukci LED diody. - 35 -


1.1

2011

Zdroje světla světelných zabezpečovacích prostředků

Pokud bude realizována výměna halogenových letištních žárovek za úspornější vysoce svítivé LED, diody je třeba si předem stanovit konkrétní požadavky, které by nové zdroje světla měly splňovat. LED diody musí bezpodmínečně splňovat předepsaná ustanovení v předpisu L 14. Konkrétně

se

jedná

o

stanovení

minimálních

hodnot

svítivosti,

vyzařovacích

charakteristikách, konstrukčnímu provedení a umístění na letišti, způsobu indikace informace, barvě světla v závislosti na typu návěstidla, zálohování a napájení jednotlivých obvodů. Měrný výkon běžné žárovky je z velké časti omezen přípustnou teplotou wolframového vlákna. Pokud budeme zvyšovat teplotu wolframu ve vakuu, bude se nám neúměrně zvětšovat rychlost vypařování wolframu a zkracovat jmenovitá životnost žárovky. Přidáním inherentních plynu (xenon nebo krypton) a sloučenin obsahující halogen (metyljodid nebo metylbromid) lze docílit zvýšení teploty wolframového vlákna a tedy i měrného výkonu žárovky. Halogenovou žárovku tvoří baňka z křemenného nebo tvrdého skla, vlákno představuje dvojitě svinutou šroubovici z wolframového drátu a plynná náplň. Teplota wolframového drátu je přibližně 3000 K, tudíž i spektrální křivka je strmější než u obyčejných žárovek a maximální intenzita vyzařování je na spektrální ose posunuta směrem k menším vlnovým délkám. Na Obr. 1 je zobrazeno chování hlavních parametrů žárovky při kolísání napětí. Z grafu lze vyčíst, že se žárovce při vyšším připojeném napětí zvýší všechny sledované parametry, ale významně se zkrátí životnost a naopak.

Obr. 1: Vlastnosti halogenové světlotechnické žárovky.

- 36 -


1.2

2011

Vyzařovací charakteristika všesměrového návěstidla

Důležitými parametry všesměrových návěstidel jsou čáry svítivosti zobrazené na Obr. 2. Diagram patří návěstidlu postranních dráhových řad firmy ADB Airfield Solutions typu RVE3-045/45W. Nejvyšší svítivost je soustředěna do úhlu 3° vertikálně, což poskytuje pilotovi, který v této sestupové rovině letí, dostatečnou vizuální informaci o krajích dráhy. V horizontální rovině návěstidlo pokrývá úhly 0-360°. Hodnoty svítivosti jsou počítány v desítkách Candela pro noční provoz, při denním provozu by musela být svítivost až tísíce Candela.

Obr. 2: Vyzařovací diagram světelného návěstidla postranní dráhové řady [2]

1.3

Návěstidla z modulů LED

Abychom bezezbytku nahradili dosud používané halogenové žárovky modernějšími vysoce svítivými LED diodami, je zapotřebí splnit několik požadavků plynoucí ze specifických vlastností přechodu P-N. Zdroj světla se vytváří prostřednictvím modulů obsahující několik páru LED diod uspořádaných tak, aby tvořily svítivý bod v jednom místě. Jsou kladeny vysoké požadavky na chlazení řídících prvků a samotného zdroje světla. Stejně jako u halogenových žárovek, i zde je nutné rozptýlit vyzařovaný paprsek do požadovaného prostoru krytí pomocí svítidla. Svítidlo musí být zároveň konstruován tak, aby odolával vysokým teplotám ze zdroje záření. Návěstidlo musí obsahovat řídící prvky, zabezpečující plynulou regulovatelnost jasu.

- 37 -


2011

Výhody oproti halogenovým žárovkám: •

Produkují více světla na watt energie než žárovky (přes 100 lm/W), z čehož plyne vyšší účinnost.

•

Mohou vyzářit světlo v požadované barvě bez použití složitých barevných filtrů.

•

Jejich pouzdro může být navrhnuto k soustředění světla na určité místo. Halogenové žárovky většinou potřebují k soustředění světla vnější optickou soustavu.

•

Není potřeba žhavit vlákno, když není světlo v provozu jako u halogenové žárovky.

•

Mají více jak stonásobně vyšší životnost.

•

Při snížení napájecího proudu nemění svou barvu narozdíl od halogenových žárovek, které při snížení napájení vydávají žlutější světlo.

•

Jsou velice malé a snadno mohou být osazeny do desky plošných spojů.

•

Odolné vůči nárazům.

•

Velice rychle se rozsvítí.

•

Neobsahují rtuť.

Nevýhody oproti halogenovým žárovkám: •

Vyšší pořizovací náklady.

•

Výkonnost hodně závisí na teplotě okolního prostředí. Musí se zajistit dostatečné chlazení. Překročení hranici pracovního proudu může dojít k přehřátí pouzdra LED diody a k následnému selhání zařízení.

•

Nutnost napájet správným proudem.

•

Nutnost složitějších technologických postupů při výrobě a řízení.

V současné době jsou návěstidla na bázi LED diod v nabídkách několika firem, zabývajících se světlotechnikou pro letiště. Prostředky splňují předpisy dané FAA a ICAO.

Obr. 3: Návěstidlo typu L-861 LED [3]

- 38 -


2011

Příkladem může být návěstidlo postranních dráhových řad L 861E LED firmy ADB Airfield Solutions. Zařízení může být zapojeno s napájením standardním sériovým letištním rozvodem z regulátorů konstantního proudu 6,6 A. LED diody vyzařují výkon srovnatelný s 30/45 W žárovkou. Průměrná životnost zařízení je až 56 000 hodin.

2. Návrh a realizace dráhového návěstidla LED Návrh a realizace funkčního vzorku všesměrového návěstidla na bázi LED diod už v samotných počátcích naráží na mnoho technických i energetických problémů, které je nutné zvážit, analyzovat a správně vyhodnotit na základě znalostí konstrukce elektronických obvodů a předem stanovených parametrů konkrétních součástek.

Obr. 4: Blokové schéma mikroprocesorem řízeného obvodu s modulem LED

- 39 -


2011

Při návrhu funkčního schématu je nutné vyjít z konkrétní činnosti, kterou obvod bude vykonávat. V našem případě se musí zabezpečit vyzařování konkrétních hodnot svítivosti a kontrolu hlavních parametrů modulu LED. V prvotní fázi návrhu se stanoví, jakým způsobem se bude regulovat svítivost LED diod, která je závislá na množství protékajícího proudu součástkou. V úvahu přicházejí možnosti využití jednoduchého stejnosměrného napájecího zdroje s regulací proudu pomocí rezistorů, nahrazení rezistorů lineárními stabilizátory, tranzistory řídící svítivost proudem báze nebo zapojit diody do sériové smyčky napájené jedním vysokonapěťovým zdrojem konstantního proudu. Zmíněná řešení regulace svítivosti LED diod však nesplňují vysoké nároky na přesnost nastavení konkrétní úrovně svítivosti, jsou vysoce ztrátová a v případě vysokonapěťového zdroje kladou vysoké požadavky na obsluhu. V současné době se nejvíce využívá regulace svítivosti PWM modulací pomocí spínaných měničů. Výhodou PWM modulace je možnost linearizace závislosti výstupního napětí na řídícím signálu. Kompletní návrh obvodu regulace a diagnostiky je na obr. 4 a skládá z bloků ovládání, mikroprocesoru, zdroje napětí, budiče konstantního proudu, A/D převodníků, sběrnice, snímačů parametrů diod a modulu LED diod. Realizace návěstidla s podrobným zobrazením optické soustavy je na obrázku 5. Měřením ověřené hodnoty svítivosti LED návěstidla a jeho izokandelový diagram odpovídá žárovkovému návěstidlu využívající halogenovou světlotechnickou žárovku o jmenovitém výkonu 55W.

Obr. 5: Realizace dráhového návěstidla LED a jeho optická soustava

- 40 -


2011

Napájení návěstidel z modulů LED

2.1

Pro použití LED diod ve světlotechnických systémech letišť je nutno změnit přístup k návrhu napájecích obvodů. V současné době je pro letištní světla typické napájení sériovou smyčkou, avšak při využití LED je možno využít všech výhod paralelního napájení, při zachování stejné svítivosti všech světel zapojených do jedné sítě. Skupinu takto napájených světel lze interpretovat jako síť s rovnoměrným odběrem, viz obr.6, kde udáváme tzv měrné zatížení sítě.

Obr. 6: Paralelní zapojení LED návěstidel jako síť s rovnoměrným odběrem Úbytek napětí na konci vedení je pak dán vztahem :

DV 200.rl 2 .100 = .a %, Wmm 2 m -1 , m, mm 2 ,V , Am -1 V% = V0 S cV0

[

3

·

V%

- procentní úbytek napětí,

·

l

- délka vedení,

·

a

- měrná zátěž sítě,

·

SC

- průřez vodičů.

]

(1)

Závěr

Článek ukazuje nový směr ve využití LED diod ve světelných zabezpečovacích systémech letišť. Je zřejmé, že LED diody jsou vysoce efektivními světelnými zdroji, mohou do stávajících system letišť přinést nejen úspory elektrické energie a podstatné zvýšení životnosti světelného zdroje, ale přináší i nový způsob napájení světlotechnických soustav, kde již nebude nutno používat sloužitých a provozně náročných zdrojů konstantního proudu. Tyto vlastnosti se dale mohou násobit mobilních světelných zabezpečovacích systémech vojenského letectva.

- 41 -


2011

Literatura [1]

[2] [3] [4] [5]

[6]

BLOUDÍČEK, R.: LED light sources in the airport lightning systems, in Proceedings of the international scientific conference Modern Safety Technologies in Transportation, Suprema ltd., 2011, p. 35-40. ADB Global Home [online]. 2011 [cit. 2011-09-18]. Welcome to ADB Airfield Solutions for the Americas. Dostupné z WWW: . ADB [online]. 2011 [cit. 2011-09-18]. FAA product center. Dostupné z WWW: . ICAO Annex 14 Aerodrome, Volume I, Aerodrome Design and Operations, Fourth Edition, July 2004, p. 5-16. L-ACULED VHL 5555 (511-285) PERKIN ELMER - GM electronic [online]. 2011 [cit. 2011-02-23]. L-ACULED VHL 5555. Dostupné z WWW: . VAŠEK, M. Automated systems of Air Traffic Control I [in Czech]. University of Defence, Brno: 2007. ISBN 978-80-7231-292-4.

Dedikace Článek byl vypracován v rámci projektu rozvoje organizace UO-K206 s názvem „Komplexní elektronický systém pro UAS“

- 42 -


2011

Vliv pilota na stabilitu vrtulníku při poruše řídicího systému Effect of the pilot on the helicopter stability in the control system failure Ing. Jan Bořil Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita Obrany, Brno, email: [email protected], tel.: +420-973-445-258 Resumé: Předložený článek je částečným výstupem mého tříměsíčního působení na University of Hertfordshire v Anglii (ERASMUS). V první řadě je vytvořen analytický model vrtulníku Sea King SH-3D v simulačním prostředí Matlab-Simulink® a přitom je sledována jeho odezva na výstupu s předem zadanými počátečními podmínkami. Do obvodu zpětné vazby jednoho ze senzoru je vnesena chyba (porucha), vrtulník se stává nestabilním systémem. V tento okamžik je do simulačního modelu vrtulníků přidán model chování pilota. Sledujeme, jak pilot ovlivní stabilitu vrtulníků při poruše jednoho ze senzoru. Výstupem jsou okomentované grafy jednotlivých simulací. The paper presents a partial result of my three-month work at the University of Hertfordshire in England (ERASMUS). First, the analytical model of helicopter is created (Helicopter Sea King SH-3D) in simulation environment Matlab-Simulink®. With pre-specified initial conditions the output response of helicopter is observed. Error (fault) one of the sensor in the feedback loop is created, the helicopter became unstable system. At this time the pilot behaviour model is added to the simulation model of helicopter. We observe how the pilot will affect stability of helicopter when one of the sensors will fail. The outputs of each simulation are graph with comment.

1

Úvod

Podstatnou část letu vrtulník stráví ve visu a to i za špatných povětrnostních podmínek, špatné viditelnosti či v noci. Je žádoucí pomocí automatických systémů stabilizovat vrtulník tak, abychom co nejvíce zjednodušili pilotovi práci s vyrovnáváním vrtulníku a tím tak snížili jeho fyzickou a psychickou zátěž. Při letu za snížené viditelnosti a v nízkých výškách je žádoucí, aby přístroje dodávající signály zpětnovazebním stabilizačním obvodům byly správné. Důvodem k vytvoření tohoto článku byla zvídavost, co se s vrtulníkem stane, když bude autostabilizační systém dostávat na svůj vstup nulové hodnoty. Byl zkoumán vliv na stabilitu vrtulníku při selhání jednoho z kanálů zpětné vazby potřebného k provedení autostabilizace systému vrtulníku Sea King SH-3D. Z předem studovaného materiálu [1] se tento článek věnuje pouze vzniku poruchy v obvodu zpětné vazby podélného sklonu a derivace podélného sklonu. Oba dva signály patří do skupiny signálů první kategorie, které jsou nezbytně nutné k stabilizaci vrtulníku. Tyto signály přicházejí z gyroskopu - 43 -


2011

respektive derivačního gyroskopu. Do obvodu zpětné vazby bude vnesena chyba v podobě nulového signálu přicházejícího na vstup autostabilizačního systému. Jak se později dozvíme, model vytvořený v Simulinku® [2] se stane nestabilním, pokud signály zpětné vazby podélného sklonu a derivace podélného sklonu budou nulové. Takto nestabilní systém jsme schopni stabilizovat zařazením modelu chování pilota. Otázkou, ale dále zůstává, kde jsou hranice hodnot jednotlivých koeficientů přenosové funkce modelu chování pilota.

2

Rozbor simulačního schématu

Základním stavebním kamenem pro vytvoření simulačního schématu je znalost pohybových rovnic dynamiky vrtulníku Sea King SH-3D. Tyto rovnice byly převzaty z práce Dr. Rashida Aliho [1]. Na obr. 1 jsou tyto rovnice “ukryty“ uvnitř subsystému s názvem Helicopter dynamics. Pohybové rovnice dynamiky vrtulníku jsou matematicky vyjádřeny následovně: ‫ݒ‬ሶ௫ ൌ െͲǤͲͳ͸‫ݒ‬௫ െ ͲǤͲͲͶ͹‫ݒ‬௬ െ ͲǤͲͳͻ͸߱௫ െ ͻǤͺͳߠ ൅ ͲǤͶͻͳ߱௬ ൅ ͻǤͺͳܷ௉ ൅ ͲǤͻͺͳܷ஼

‫ݒ‬ሶ௬ ൌ ͲǤͲͲͶ͹‫ݒ‬௫ െ ͲǤͲ͵͵‫ݒ‬௬ െ ͲǤͲͲͲ͹‫ݒ‬௭ ൅ ͻǤͺͳԄ െ ͲǤͶͻͳ߱௫ ൅ ͲǤͶ͹ͳ߱௬ ൅ ͲǤͳ͹͹߱௭ ൅ ͻǤͺͳܷோ ൅ ͶǤ͵ʹ்ܷ ൅ ͳǤͻ͸ܷ஼

‫ݒ‬ሶ௭ ൌ െͲǤͲͲͲͲͳͳ‫ݒ‬௫ ൅ ͲǤͲͲͲͲ͵͸‫ݒ‬௬ െ ͲǤ͵ʹͶʹ‫ݒ‬௭ ൅ ͲǤͲͲͳͳʹ߱௫ ൅ ͲǤͲ͵ͷ߱௬ ߶ሶ ൌ ߱௫

െ ͺ͵Ǥʹͳܷ஼

߱ሶ ௫ ൌ ͲǤͲͳ͵͵͵‫ݒ‬௫ ൅ ͲǤͲ͵͹‫ݒ‬௬ െ ͲǤͲͲͲͺ͵‫ݒ‬௭ െ ͳǤͻ͸߱௫ െ ͳǤͻͶ߱௬ ൅ ͲǤͲͳ߱௭ ߠሶ ൌ ߱௬

൅ ʹͳǤͺܷோ ൅ ͲǤ͵Ͷ͹ͷ்ܷ െ ʹǤͳ͵ܷ஼

߱ሶ ௬ ൌ ͲǤͲͳ‫ݒ‬௫ ൅ ͲǤͲͲ͵ͺ‫ݒ‬௬ ൅ ͲǤͲͲͷ‫ݒ‬௭ ൅ ͲǤͷͶͺ߱௫ െ ͲǤͷͶʹ߱௬ െ ͸Ǥͳͷܷ௉ ߰ሶ ൌ ߱௭

൅ ͲǤ͸ͻܷ஼

߱ሶ ௭ ൌ ͲǤͲͲͲͲͺʹ‫ݒ‬௫ ൅ ͲǤͲʹͻ‫ݒ‬௬ െ ͲǤͲͲͲͻͺ‫ݒ‬௭ െ ͲǤͲͲͶ͵߱௫ െ ͲǤͲͲͺ͵߱௬ െ ͲǤ͵Ͳ͵߱௭ ൅ ͲǤͲͳ͹Ͷܷோ െ ͹ǤͶͺ்ܷ ൅ ͷǤͳʹܷ஼

kde:

vx – podélná složka rychlosti letu, vy – příčná složka rychlosti letu, vz – vertikální složka rychlosti letu,

- 44 -

(1)


2011

ωx – klonění (úhlová rychlost kolem osy x), ωy – klopení (úhlová rychlost kolem osy y), ωz – zatáčení (úhlová rychlost kolem osy z), ϕ – příčný náklon, θ – podélný sklon, ψ – kurz, UP – vstupní řídící signál ovládání páky cykliky v podélné rovině, UT – vstupní řídící signál vyrovnávacího rotoru, UC – vstupní řídící signál podélného sklonu hlavního rotoru (páka kolektivu), UR – vstupní řídící signál ovládání páky cykliky v příčné rovině. Jedná se o pohybové rovnice vrtulníku, který se nachází ve visu 12.5 metrů nad zemí s rychlostí otáčení hlavního rotoru 644 ft/sec (měřeno na koncích rotorových listů). Pohybové rovnice jsou odvozeny na základě přijatých zjednodušujících podmínek a metody malých odchylek od rovnovážného stavu. Pomocí výše uvedených rovnic (1) vytvoříme simulační schéma dynamiky vrtulníku. Pokud bychom spustili simulaci, tak zjistíme, že je vrtulník nestabilní. V důsledku provádění stabilizace je zapotřebí měřit polohové úhly a jejich derivace, které jsou zpracovány ve zpětnovazebních řídících obvodech, které dále posílají signál na mechanické vazby stabilizující vrtulník do rovnovážných podmínek. K tomuto účelu je dána další soustava rovnic popisující zpětnovazební autostabilizační systém. Rovnice jsou opět přebrány z literatury [1]. Rovnice zpětnovazebního autostabilizačního obvodu jsou: ܷ௉ ൌ ͲǤʹͺͲ߱௬ ൅ ͲǤͷͺ͸ߠ

்ܷ ൌ ͲǤͲͳͳͳ߱௫ ൅ ͲǤͳ͹͹͹߱௭ ൅ ͲǤͲͶ͵ͻ߶ ൅ ͲǤͲͺͳͻ߰ ܷோ ൌ െͲǤͲͶͶͳ߱௫ െ ͲǤͲͲʹʹ߱௭ െ ͲǤͳͶͷ߶

(2)

ܷ஼ ൌ Ͳ

Zakomponováním zpětnovazebních rovnic do simulačního schématu vytvoříme model vrtulníku s autostabilizačním systémem (obr. 1). Provedeme-li simulaci s takto správně fungujícím systémem, dosáhneme výsledku uvedených na obr. 3. Jednotlivé přepínače u kanálů zpětných vazeb slouží k tomu, abychom mohli libovolný kanál vyřadit z činnosti a

- 45 -


2011

posílat tak nulový signál na vstup. To nám slouží k simulaci vzniklé poruchy na libovolném kanálu nebo na více kanálech zároveň. Přitom sledujeme, jak se bude vrtulník chovat. Bloky s názvem Constant10 a Constant9 v levé horní části obr. 1 slouží k “připojení“ nebo “odpojení“ subsystému modelu chování pilota. Pokud nastavíme jedničku, pilot je vřazen do zpětné vazby a podílí se na stabilizaci vrtulníku, nastavením nuly je pilot odpojen a vrtulník se stabilizuje jen za pomoci autostabilzačního obvodu.

Obr. 1: Simulační schéma subsystému dynamiky vrtulníku a autostabilizačního zpětnovazebního obvodu Celkové simulační schéma (obr. 2) je složeno ze subsystému dynamiky vrtulníku se zpětnovazebním autostabilizačním obvodem a subsystému modelu chování pilota. Pro naše simulační účely byl vybrán model chování pilota typu “A“, jež je charakterizován následující přenosovou funkcí [3,4]:

- 46 -


F( p ) = K kde

(T3 p + 1) e-t p (T1 p + 1)(T2 p + 1)

2011

(3)

K – přírůstek síly na kormidlech ve vztahu k jejich odchylce (0.5), T1 – integrační časová konstanta (0.1), T2 – neuromuskulární časová konstanta (0.1), T3 – reakční časová konstanta (0.8), τ- dopravní zpoždění (0.2).

Hodnoty konstant použitých v tomto článku při simulaci jsou uvedeny v závorkách za vysvětlivkami. Subsystém tedy v podstatě obsahuje dva bloky charakterizující přenosovou funkci a jeden blok dopravního zpoždění. Na vstup subsystému je přivedena informace velikosti podélného sklonu. Výstupem jsou dva signály ovlivňující podélný pohyb. První signál je pilotův zásah do řízení letounu pomocí cyklické páky řízení podélného sklonu a druhým signálem je zásah do ovládání podélného sklonu pomocí páky kolektivu.

Obr. 2: Celkové simulační schéma

3

Dosažené výsledky simulací - 47 -


2011

Simulace byly prováděny v programu Matlab-Simulink® [2]. Grafy jsou zobrazovány pomocí bloku Scope, který byl umístěn na výstupu celého systému. Jsou sledovány pouze polohové úhly vrtulníku tedy podélný sklon, příčný náklon a kurz. Délka trvání simulace byla nastavena na 30 sekund, což bylo postačující k zobrazení všech sledovaných dějů. Počáteční hodnota úhlů při spuštění simulace (podélný sklon, příčný náklon i kurz) je nastavena na hodnotu 0.15 rad. V praxi to znamená, že je vrtulník v prostoru pootočen ve všech třech směrech právě o hodnotu 0.15 rad. Autostabilizační obvod i pilot se budou snažit dosáhnout nulového rovnovážného stavu.

Obr. 3: Časový průběh simulace (pilot není ve smyčce a všechny zpětné vazby pro stabilizaci vrtulníku fungují správně) Na výstupu celého systému se sleduje, zda se vrtulník pomocí autostabilizačního obvodu vrátí z vychýlené polohy do rovnovážného stavu. Z obr. 3 je patrné, že pokud všechny zpětnovazební obvody fungují správně a dávají odpovídající hodnoty signálů, vrtulník je schopný se za určitý čas sám stabilizovat.

- 48 -


2011

Obr. 4: Časový průběh simulace (pilot není ve smyčce, zpětná vazba podélného sklonu pro stabilizaci vrtulníku je přepnuta do nuly) Přepnutím dvou přepínačů v simulačním schématu do polohy dávající na vstup autostabilizačního obvodu nulovou hodnotu pro kanál podélného sklonu a kanál derivace podélného sklonu se vrtulník stává silně nestabilním systémem (obr. 4). V praxi si můžeme představit, že signál přicházející do obvodu autostabilizačního systému je nulový a vrtulník není schopen se z nerovnovážného stavu vrátit zpět do rovnovážného stavu. Podobných výsledků dosáhneme, pokud budeme simulovat vrtulník popsaný pohybovými rovnicemi (dynamika vrtulníku), bez obvodů zpětných vazeb. Vrtulník, jak už bylo řečeno dříve, je nestabilní systém. Při další simulaci byl do obvodu zařazen model chování pilota [3,4]. Vstupním signálem subsystému “pilota“ je podélný sklon odebíraný z výstupu celého systému. V tomto případě zpětnovazební obvody fungují správně a spolu s pilotem stabilizují vrtulník do nulového rovnovážného stavu. Patrné rozdíly jsou v průbězích polohových úhlů u obr. 3, kde je vrtulník stabilizován pomocí správně fungujícího autostabilizačního obvodu a obr. 5, kde se pilot i autostabilizační systém snaží stabilizovat vrtulník. Viditelný rozdíl je v průběhu kurzu, který na počátku kmitne o cca 0.7 rad za 2 sekundu. U všech úhlů dojde k zakmitnutí odpovídající PID článku (přenosová funkce pilota). Výhodou může být, že kurz po dvaceti pěti vteřinách

- 49 -


2011

dosáhne téměř nulové hodnoty, což u stabilizace pouze autostabilizačním obvodem není možné.

Obr. 5: Časový průběh simulace, kdy zpětnovazební autostabilizační obvod spolupracuje s modelem chování pilota Nejzajímavějším a nejpodstatnějším výsledkem se jeví poslední provedená simulace obr. 6. Přepnutím dvou přepínačů v kanálech zpětné vazby podélného sklonu a derivace podélného sklonu opět posíláme do autostabilizačního obvodu nulový signál. Bez přítomnosti pilota se systém stává nestabilní obr. 4. Pokud, ale zařadíme model chování pilota přes zpětnovazební smyčku do obvodu, systém se stane stabilní. Pilot je schopen i za předpokladu nefunkčních ukazatelů podélného sklonu a jeho derivace stabilizovat vrtulník pomocí smyslových vjemů. Tím je myšleno vnímání polohy a pohybu vrtulníku pomocí smyslových orgánů a celým pilotovým tělem. Na obrázku je vidět, že v prvních osmi sekundách bude vrtulník kmitat, než se pilotovi podaří toto kmitání utlumit a vrátit vrtulník do rovnovážného nulového stavu.

- 50 -


2011

Obr. 6: Časový průběh simulace, kdy vrtulník stabilizuje pouze model chování pilota (nulová hodnota na vstupu autostabilizačního obvodu)

4

Závěr

Článek pokračuje v dalším zkoumání vlivu modelu chování pilota ve smyčce zpětné vazby, tentokrát pro model vrtulníku Sea King SH-3D. Pokud autostabilizační obvody dostávají nesprávné nebo nulové hodnoty z derivačních gyroskopů je vrtulník sám o sobě nestabilním systémem. Je-li stabilizace funkční, vrtulník je schopen vrátit se z vychýleného nerovnovážného stavu do rovnovážného nulového stavu. Tato stabilizace snižuje pilotovu zátěž. Problém nastává v okamžiku, kdy přestane autostabilizační obvod pracovat správně. Pilot je v tu chvíli “odsouzen“ pouze na své smyslové vjemy, aby stabilizoval vrtulník. Na obr. 6 je vidět, že s modelem chování pilota zařazeným do zpětné vazby podélného sklonu jsme schopni s menším zakmitáním let stabilizovat. Velkou nezodpovězenou otázkou zůstává, zda je možné se reálně přiblížit hodnotám koeficientů přenosové funkce pilota použitých v tomto článku. Při větších změnách koeficientů se nepodařilo systém stabilizovat. Budoucí výzkum autora článku by se měl zaměřit právě na to, v jakých hodnotách se reálně mohou pohybovat koeficienty přenosové funkce pilota. K tomu by měli posloužit data naměřená z leteckých simulátorů na University of Hertfordshire.

- 51 -


2011

Literatura [1] [2] [3] [4]

ALI, R.: Effect of sensor failure in automatic flying control system. Loughborough University, Department of Transport Technology, 1982, 61 s. MATLAB Documentation [online]. © 1984-201 [cit. 2011-21-09]. http://www.mathworks.com/help/toolbox/simulink/ JALOVECKY, R. Man in the Aircraft Flight Control System, Advances in Military Technology, Vol. 4, No. 1, Brno, University of Defence, June 2009 BOŘIL, Jan; JALOVECKÝ, Rudolf . Response of the Mechatronic System, PilotAircraft, on Incurred Step Disturbance. In Proceedings ELMAR-2011. Croatia : ITG, Zagreb, 2011. s. 261-264. ISBN 978-953-7044-12-1, ISSN 1334-2630.

Dedikace Článek byl vypracován v rámci projektu rozvoje organizace UO - K206 s názvem „Komplexní elektronický systém pro UAS“.

- 52 -


2011

Systém automatického riadenia lietadla v procese letovej bezpečnosti System of automatic control of aircraft in flight safety process Ing. Róbert Bréda. PhD., Ing. Vladimír Beňo, Letecká Fakulta, Katedra avioniky, Rampova 7, 041 21 Košice, Slovensko, [email protected], [email protected] Resumé: V článku budú analyzované vplyvy, ktorých pôsobenie degraduje letovú bezpečnosť s upriamením pozornosti na vznik udalostí, ktoré môžu byť spôsobené stratou správnej funkcie systému automatického riadenia (SAR) pri bezporuchovej funkcii objektu riadenia, t. j. lietadla. In the article impacts will be analyzed, which degrades the operation of Flight. Safety with a focus on the occurrence of events that can because by loss of proper function of automatic control system (SAR) for trouble-free management capacity object, i.e. aircraft.

1

Úvod

Bezpečnosť letu lietadla vnímame ako plnenie úloh metasystému bez sprievodných udalostí, ktorých vznik predstavuje ohrozenie a stratu jeho funkčnosti a istí sa komplexom organizačných, prevádzkových a konštrukčne technických opatrení. Do organizačných opatrení môžeme zahrnúť: dodržiavanie pravidiel a nariadení dispečerskej služby, prísne dodržiavanie inštrukcií a techniky pilotovania, organizáciu vzdelávania a leteckého výcviku posádok, profylaktické prehliadky, fyziologický stav operátorov (vrátane pilotov) a všetkých, ktorí sa zúčastňujú na riadení a prevádzkovaní leteckej techniky. Do organizačných opatrení môžeme zaradiť: používanie lietadiel a ich konštrukčný resurs, používanie zálohových zdrojov energie, spoľahlivé pilotážne – navigačné systémy, atď.

1.1 Bezpečnosť prevádzkovania ergatického systému Pojem letová bezpečnosť môžeme definovať, ako stav ergatického systému (ES), [10], ktorý zaručuje plnenie úloh zadaných metasystémom bez predpokladu vzniku leteckej nehody pri stanovených reálnych prevádzkových podmienkach. Havarijný stav ergatického systému je také usporiadanie množiny parametrov pohybu ergatického systému, pri ktorom čo i len jeden jeho prvok prekročí svoje prípustné prevádzkové hodnoty.

- 53 -


2011

Obr. 1: Schéma ergatickej väzby: LIETADLO - SAR – PILOT Bezpečnosť prevádzkovania ergatického systému LIETADLO – SAR – PILOT je prejavom jeho kvality práce v stanovenom resurze. Parametre ergatického systému môžeme rozdeliť na: ·

parametre, ktorých hodnoty sú určené aerodynamickými a pevnostnými parametrami neergatickej technologickej časti - lietadla,

·

parametre, ktorých charakter je určený špecifickými podmienkami efektívneho implementovania cieľov určených príslušným metasystémom.

1.2 Kritéria kvality ergatického systému Bezpečnosť prevádzkovania ergatického systému sa hodnotí v priebehu letových skúšok [3], [11], v ktorých sa odhaduje kvalita práce pozorovaného, osobitne zvoleného systému alebo komplexu. Odhad kvality práce systému (SAR) sa vykonáva pomocou ukazovateľov efektívnosti, pod ktorými rozumieme číselnú charakteristiku, ktorou vyjadríme stupeň dosiahnutia stanoveného cieľa určeného metasystémom. Ukazovateľ efektívnosti W zvolenej časti ergatického systému závisí od parametrov, akými sú napr.: cena vývoja, vyhotovenia a prevádzkové náklady C, kvalita práce K, spoľahlivosť R, spotreba energie A, hmotnostné parametre G, fyzický objem V, technopriestor H, ako aj ďalšie požiadavky, ktorým musí systém vyhovieť (pôsobenie vonkajšieho prostredia - teplota, akvaplening, tlak, hlučnosť, ...). Z uvedeného vyplýva, že ukazovateľ efektívnosti W je vlastnou funkciou parametrov ergatického systému a vplyvov, ktoré jeho prácu podmieňujú:

- 54 -


W = W [C, K , R, A, G,V , H ]

2011

(1)

Okrem uvedených ukazovateľov efektívnosti je ergatický systém závislý aj na jeho štruktúre, vnútorných väzbách (medzi elementmi a časťami systému) druhu používaných algoritmov a zákonitostiach fungovania, ako aj ďalších (psychologických, profesionálnych schopnostiach operátora ...). Ergatický systém je v prevádzkovom režime ovplyvňovaný pôsobením rôznych druhov náhodných faktorov, ktoré vyžadujú vykonávať odhad efektívnosti štatistickými metódami. Ukazovateľ efektívnosti sa zviditeľňuje pravdepodobnosťou P. V takom prípade ES musí vyhovovať všetkým vyjadreným hodnotám (1), t. j. musí vyhovieť nasledujúcim nerovnostiam:

P = P ëéC £ C p ; K ³ K p ; R ³ Rp ; A £ Ap ; G £ G p ;V £ Vp ; H £ H p ûù

(2)

kde : C p , ..., H p – požadované hodnoty parametrov. Rovnice (1), (2) sú zložité, ich výpočet, t. j. výpočet ukazovateľov kvality vyžaduje spracovať veľké súbory, ktoré sú dôležité pri navrhovaní systému a záverečné zhodnotenie. Vhodným ukazovateľom je presnosť práce systému, napr. presnosť riadiaceho systému je možné hodnotiť chybami v riadení, ktoré predstavujú odchýlky ES od zadanej trajektórie. Presnosť systému stabilizácie kurzu ES sa hodnotí podľa odchyliek Δψ, ktoré predstavujú rozdiel medzi okamžitou (reálnou) a zadanou hodnotou polohy lietadla na kurzovej línii. Presnosť systému riadenia letovej rýchlosti sa hodnotí odchýlkami v rýchlosti ΔV, uhol sklonu trajektórie podľa ΔΘ a preletená vzdialenosť podľa ΔL, pretože od uvedených parametrov je možné odvodiť efektívnosť splnenia cieľov určených metasystémom. V jednotlivých prípadoch používame normálne zákony rozdelenia, kde pracujeme s pojmami matematická nádej M a stredná kvadratická odchýlka s 2 . Obe uvedené veličiny sú závislé od dynamických charakteristík systémov a určujú charakter pôsobiacich porúch. Ak je charakter porúch značný, potom sú vzťahy medzi M a s 2 jednoznačne definované. Z uvedeného vyplýva, že vo všeobecnom prípade sú ukazovatele efektívnosti pomerne zložité a preto sa používajú na hodnotenie bezpečnosti v počiatočných fázach návrhu a pri konečných experimentálnych meraniach. V procese vývoja systému vystupuje do popredia prioritná požiadavka znalosti približných analogických závislostí, ktoré ukazujú na presnosť parametrov systému a ktoré predstavujú jej vývoj v čase po dobu prevádzkovej funkcie ES.

- 55 -


2011

2. Odhad reakcie ergatického systému v režime automatického riadenia na jeho poruchy. Pri odhade reakcie ergatického systému v režime automatického riadenia na jeho poruchy sa riadený pohyb ES prejaví v odchýlke X1 od zadanej hodnoty X z . Nebezpečným stavom na danom režime nazveme takú poruchu, vznik ktorej vyvolá havarijnú zmenu polohy ES bez ohľadu na činnosť operátora pri jeho riadení.

Obr. 2: Reakcia ES na vznik poruchy a jej perióda Porucha znamená trvalé prerušenie schopnosti ASR vykonávať požadovanú funkciu a predstavuje vznik potenciálneho nebezpečenstva, ktoré sa stáva reálnym v prípade keď operátor riadiacim zásahom neodstráni havarijný stav. Porucha ASR, ktorá sa nevyznačuje uvedeným prejavom a nevyžaduje zásah operátora nie je nebezpečná. Predmetom ilustrácie v tomto príklade sú len tie poruchy, ktoré vyvolávajú stav nebezpečenstva alebo obsahujú vznik potenciálneho nebezpečenstva. Pochybnosť o tom, či zásah operátora je nebezpečný alebo nie, určuje letecký ES, čo nevylučuje možnosť vzniku nebezpečenstva na niektorých pracovných (letových) režimoch. Za kritérium klasifikácie poruchy použijeme veľkosť reakcie ES na jej vznik. Pod reakciou ES na poruchu budeme rozumieť zmenu jeho polohy v dôsledku pohybu jeho akčného člena, ktorého úlohou je obnoviť zadanú hodnotu sledovaného letového parametra (viď obr. 2).

- 56 -


2011

Charakteristické časové okamžiky reakcie ES : •

t 0 - okamžik vzniku poruchy,

•

t P - okamžik prejavu poruchy,

•

t L - okamžik odpojenia poruchového ASR a zaradenia operátora do obvodu riadenia za účelom likvidácie prejavov poruchy.

V reálnom lete je fixácia okamžiku vzniku poruchy operátorom takmer nemožná, preto je významná z hľadiska ďalšej reakcie ES fixácia doby tP, kedy sa porucha v riadení prejaví. Z obr. 2 vyplýva, že: •

perióda skrytej poruchy má trvanie: Dt SP = t P - t 0 ,

•

perióda prejavu periódy je určená : Dt PR = t L - t P ,

Perióda likvidácie prejavu poruchy má počiatok v okamžiku tL a pokračuje až do odstránenia vzniknutého nebezpečenstva. Skrytá poruchová perióda môže trvať dlho, pretože porucha môže vzniknúť v takej časti štruktúry SAR, ktorá je v určitom pracovnom režime mimo funkcie. Poruchy niektorých elementov SAR sa môžu prejaviť len v dôsledku pôsobenia vonkajšieho činiteľa, čo znamená, že porucha SAR sa prejaví s veľkým oneskorením. Podstatné však je, že oneskorený prejav periódy t p je príčinou oneskorených zásahov pilota do riadenia a preto čas potrebný na následné spracovanie ďalších informácií pre správne rozhodnutie sa skracuje. Perióda likvidácie poruchy v okamžiku odpojenia poruchového SAR od t L môže predstavovať stav ES, v ktorom jeho konečné nedovolené rýchlosti zmien parametrov prekračujú povolené hodnoty. V danom prípade perióda tL sa môže zväčšovať a dôsledky poruchy SAR operátor nemôže odstrániť. Na likvidáciu vzniknutého havarijného stavu sú potrebné ďalšie informácie. Na obr. 2 je uvedený stav X1, kedy porucha ASR na sledovanom pracovnom režime ES vyvolá nebezpečný stav z dôvodu zmeny niektorého parametra pohybu. Porucha, ktorá sa realizuje v okamžiku t, t. j. v čase, kedy algebrický súčet zadanej hodnoty X2 a hodnoty reakcie systému X1 ma na vznik poruchy povolenú veličinu Xi

pov.

Ak nastane

opačný prípad, hovoríme o potenciálnej nebezpečnej poruche. Potom: X 2 (t ) + X1 (t ) > X i pov

(3)

- 57 -


2011

čo predstavuje nebezpečný stav. Ak platí: X 2 (t ) + X1 (t ) £ X i pov

(4)

vzniká potenciálne nebezpečenstvo. Rovnice (3), (4) sú dôležité a dostatočné pre potrebu klasifikácie porúch SAR zo zreteľa posudzovania bezpečnosti ES. Reakcia ES na poruchu SAR závisí na okamžiku zásahu pilota do riadenia. Pokiaľ chceme zistiť charakter poruchy SAR v okamžiku tP, musíme venovať pozornosť časovému priebehu reakcie ES na jej vznik. Na obr. 3 je zjednodušene znázornený poruchový stav a časová zmena zadanej hodnoty X1, ktorej počiatok je pozorovateľný v čase t P1 , kedy sa pozorovateľne porucha SAR prejaví. Predpokladajme, že pri riadiacom zásahu pilot použije všetky dostupné prostriedky na likvidáciu dôsledkov poruchy SAR. Z obr. 3 je možné vysledovať aj hraničný časový okamžik, ktorý označíme t roz . Určená časová hodnota t roz zodpovedá maximálnej potrebnej perióde ( t P ) max.

Obr. 3: Vplyv okamžiku vstupu pilota do riadenia po vzniku poruchy Na obr. 3 označenia X1, X2, X3 predstavujú zmeny letových parametrov po postupnom vstupe pilota do riadenia v časoch t p1 , t p2 , t p3 . Z obrázku vyplýva, že aj keď je hodnota t roz medzi t p a t p1 malá, aj možnosť pilota obnoviť pôvodné zadané parametre ES je problémom. Pre obnovenie pôvodného stavu sa žiada zmeniť polohu prepínača v čase t PREP (obr. 1), ktorý

- 58 -


2011

akceptuje aj oneskorenie reakcie ES [10]. Potom je zrejmé, že z časovej relácie t PREP a t roz môžeme stanoviť nebezpečnosť poruchy. Ak platí:

troz >tPREP

(5)

Potom pilot je úspešný v obnovení zadaných parametrov ES. Ak však platí :

troz £ tPREP

(6)

nie je možné „uriadiť lietadlo“, stav je nebezpečný, porucha SAR je v takom prípade neprípustná. Čas t roz zodpovedá maximálnej – povolenej hodnote prejavu poruchy tP1max = tP 2 . Doba zvratu tP3 - tP 2 = tZVR ukazuje na nemožnosť obnoviť letovú bezpečnosť z dôvodu dynamických vlastností ES. Rovnice (5), (6) definujú nutné a dostatočné podmienky nebezpečných a potenciálne nebezpečných porúch. Obe rovnice sú z hľadiska vierohodnosti dôležité pre prípady: t roz

t PREP a t roz

t PREP PRE a odhadujú poruchu ako nebezpečnú v prípade

ak platí: t roz » t PREP . Praktický prejav veličín t PREP , t roz v letových podmienkach má náhodný charakter. Preto porucha SAR môže byť odhadnutá ako nebezpečná alebo potenciálne nebezpečná aplikovaním pravdepodobnostnej metódy.

3 Záver Hlavným prostriedkom uchovania letovej bezpečnosti realizovaným SAR, na všetkých jeho režimoch je zálohovanie, avšak v oveľa širšom zmysle, ako môže teória pravdepodobnosti vyjadriť. Realizácia zálohovania SAR musí akceptovať nasledujúce požiadavky: ·

použitie identických záložných prvkov obvodu SAR, ktoré majú spôsobilosť uchovať pôvodné pracovné funkcie SAR a následne pôvodný letový režim,

·

použitie identických záložných elementov, ktorých zaradenie do obvodu umožní pri poruche uchovať len pôvodný letový režim,

·

použitie identických záložných elementov, ktoré je možné použiť len pri náhodnom letovom režime.

V prvej požiadavke ide o zálohovanie v zmysle teórie spoľahlivosti. V druhom prípade sú akceptované inteligentné zručnosti pilota operátora. Tretí prípad vyžaduje zmenu letovej trasy na náhradné letisko. V praktickej realizácií navrhnutých zálohovacích systémov vznikajú - 59 -


2011

rôzne ťažkosti, vyplývajúce z technických obmedzení, ako napr. zmenšenie koeficientu pripravenosti systému k normálnej funkcií, obzvlášť pri prevádzkovaní a údržbe. Z toho dôvodu zvyšovanie odolnosti voči poruchovosti už v štádiu projekcie akceptuje cenu a zvyšuje nároky na kontrolu pripravenosti SAR riešiť stanovené zákony riadenia.

Literatura [1] [2] [3] [4] [5]

[6] [7] [8] [9] [10] [11] [12] [13]

Бортовые системы управления полетом. Москва „Транспорт“ 1975, pp. 269 – 323. KROKAVEC, D., FILASOVÁ, A.: Diagnostics of dynamic systems [in slovak]. Košice, vydavateľstvo Elfa 2007, ISBN 978-80-8086-068-8, str. 99 – 114. KRINECKIJ, E. I., ALEKSANDROVSKAJA, L. N.: Летные испытания систем управления letateľними аппаратами. Москва, „ Машиностройение “ 1975. MICHALEV, I. A. et al..: Системы автоматического и деректорного управления самолетомМосква, „ Машиностройение,“ pp. 9 – 17, pp. 62 – 81 – 104. KELEMEN, M., LAZAR, T., KLECUN, R.: Ergatic systems and aviation security [in slovak]. Liptovský Mikuláš, Akadémia ozbrojených síl generála M. R. Štefánika 2009, ISBN 978–80–8060–383–6, str. 274 – 300. RYBÁR, M. a kol.: Modelling and simulation at warfare [in slovak]. Bratislava, MO SR 2000, str. 39 – 52. ZÍTEK, P.: Mathematical simulation models I [in czech]. Praha, ČVUT 2000, 110 s. LEITL, R.: Reliability of electrical systems [in czech]. Praha, SNTL 1990. Proceedings papers: Nadeжность и кaчество. Москва „ Машиностройение “. pp. 917, pp. 62–81 104. LAZAR, T., ADAMČÍK, F., LABUN, J.: Aircraft control systems [in slovak], Košice, TU LF 2009, ISBN 978–80–553–0214-0, str. 107 – 131. LAZAR, T., BRÉDA, R., KURDEL, P.: Instruments securing air safety [in slovak], Košice, TU LF 2011, ISBN 978 – 80 – 553 – 0655 - 1 SOTAK, M.: Determining stochastic parameters using an unified method. In: Acta Electrotechnica et Informatica. - ISSN 1335-8243. - Vol. 9, No. 2 (2009), p. 59-63. ŽIHLA, Z., JALOVECKÝ, J., PAŘÍZEK, R.: Automatic control of aircraft II [in czech]. Brno 1988, str. 207 – 263.

- 60 -


2011

Využití servomechanismu pro zobrazování dat Usage of a servo-mechanism as a gauge Ing. Radek Bystřický, Ph.D., Ing. Josef Bajer, Ing. Přemysl Janů Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, email: [email protected], [email protected], [email protected], tel.:+420-973-445-234 Resumé: Pro zobrazování dat formou ukazatele je standartní cestou zobrazení pomocí virtuálního přístroje za pomoci programovacího softwaru na displeji počítače, nebo ve formě fyzického ručičkového přístroje. Tento příspěvek pojednává o způsobu jak jednoduchý ukazovací přístroj vyrobit s minimálními náklady a znalostmi programování, za využití modelářského servomechanismu. Navržený přístroj má sloužit pro připojení k navrženému leteckému palubnímu elektronickému systému, který je výsledkem Projektu obranného výzkumu řešeného na Katedře leteckých elektrotechnických systémů. Standard way to display measured data is through virtual instrumentation or with real gauge instrument. This article deals with an alternative way used to create the gauge instrument. It is possible to create a simple instrument with very low price and almost without knowledge of programing language C. Proposed instrument is designed to work with the Aircraft Electronic System (AES), which is a result of a Defense research project solved at the Department of Aerospace Electrical Systems at University of Defense Brno.

1

Úvod

Na základě projektu obraného výzkumu byl vytvořen systém sběru dat, který má na rozdíl od podobných používaných elektronických systémů sloužit pouze jako informační brána pro síťové prostředí NEC, využitelný například v rámci elektronického bojiště [1]. Na obrázku č. 1 je vidět blokové ideové schéma budovaného elektronického systému. Základní ideou tohoto systémy je nahromadění co největšího množství dat relevantních pro prostředí NEC a jejich odeslání ostatním uživatelům v síti. Jak je z obrázku vidět, vnitřně je proto celý systém koncepčně založen na komunikaci po jedné sběrnici. Vzhledem k dostupnosti, flexibilitě, nízké ceně a faktu že je certifikována pro používání na letecké technice, byla zvolena sběrnice CAN s protokolem CANaerospace. Náš přístup komunikace po sběrnici CAN je založen na strategii TTCAN řízení sběrnice [2, 3]. Při práci na projektu, jsme narazili na problém jak jednoduše a bez nutnosti připojovat počítač zobrazit některé parametry. Standardní postup, který využívá program pro komunikaci a analýzu komunikace po sběrnici CAN, není možné využívat za všech okolností a některé

- 61 -


2011

parametry zvláště pro potřeby demonstrace funkce je výhodné zobrazovat spíše pomocí ručičkových ukazatelů.

Obr. 1: Blokové schéma leteckého palubního elektronického systému V současné době však na trhu není přístroj, který by byl schopen vyčítat data se sběrnice CAN s protokolem CANaerospace a tyto data zobrazovat v potřebných rozsazích. Z tohoto důvodu jsme se rozhodli takový přístroj navrhnout a vyrobit sami.

2

Hardwarové řešení

Standartní postup při návrhu ručičkového ukazatele je využít krokových motorů a buď ručně, nebo za pomocí specializovaných obvodů řídit pohyb ručičky, tak jako například v přístrojích firmy MESIT. Vyrobit takový přístroj však předpokládá zvládat dobře problematiku řízení krokových motorů a vyžaduje značný finanční obnos. Z tohoto důvodu jsme se rozhodli jít odlišnou cestou a pro vývoj ručičkového přístroje využít obyčejný modelářský servomotor, jehož cena je na rozdíl od krokového motoru a specializovaných driverů pro řízení krokových motorů i o několik řádů menší. V průběhu řešení projektu obraného výzkumu, jsme jako nosný typ mikrokontroleru používali AT90CAN128, který v sobě mimo standardních periférií obsahuje i komunikační linku CAN. Protože požadovanou funkcí je načtení dat ze sběrnice a její zobrazení na ukazateli, využili jsme stejného mikrokontroleru i zde. Z důvodu kompatibility s ostatními leteckými přístroji,

- 62 -


2011

respektive vzhledem k poměrně širokému rozsahu napájecího napětí stejnosměrné palubní sítě, je pro napájení využit DC/DC konvertor DCR 0505, jehož vstupní napájecí napětí se může pohybovat v rozsahu 6-36V, a jehož výstupní napětí je 5V. Toto napětí slouží jak pro napájení samotného mikrokontroleru, tak pro napájení servomechanismu. Z důvodu ochrany přístroje od možných poruch na sběrnici CAN, je tato sběrnice elektricky oddělena pomocí ISO1050, o jehož napájení se stará opticky oddělený DC/DC konvertor DCR010505. Pro samotné ovládání servomechanismu je využit PWM generátor mikrokontroleru.

Obr. 2: Navržené schéma ručkového ukazatele Díky použití vestavěného hardwarového PWM není nutné zatěžovat procesor výpočty PWM a lze dosáhnout vysokých opakovacích frekvencí. Rovněž lze samotné programové vybavení zjednodušit pouze komunikaci po sběrnici CAN, která v dohledné době bude, jak doufám, nahrazena vestavěnou knihovnou a na propočet potřebný na určení délky PWM signálu ovládajícího servomechanismus. Vzhledem k tomu, že jsme se chtěli alespoň vzhledově přiblížit standardním leteckým přístrojům, zvolili jsme kruhový tvar plošného spoje. Horní strana plošného spoje je osazena pouze signalizačními prvky, a mikrokontrolerem, neboť těsně nad nimi musí být umístěno na distancích ukazovací měřítko. Spodní strana plošného spoje tak musí obsahovat ostatní součástky a rovněž z této strany musí být umístěn miniaturní servomechanismus. - 63 -


2011

Obr. 3: Návrh plošného spoje a jeho realizace.

3

Softwarové řešení

Každý servomechanismus (servo) použitý na maketě vrtulníku se skládá ze stejnosměrného motoru, převodů a bloku elektroniky, viz 5 5. Do bloku elektroniky vedou celkem tři kabely. Jedná se o zem, napájení (+5 V) a řídící signál.

Obr. 4: Řez modelářským servomechanismem [5] Řídící signál v podobě kladného pulzu je generován v RC přijímači modelářské soupravy a na servomechanismus posílán v pravidelném intervalu cca 50 Hz, tedy každých 20 ms. Na šířce tohoto pulzu závisí natočení servomechanismu. U servomechanismu je jeho aktuální poloha udávána zpětnovazebním potenciometrem, viz obrázek 5, který spolu s monostabilním klopným obvodem vytváří opačný pulz, který je komparován se vstupním řídícím pulzem. V případě, že je délka řídícího pulzu shodná s pulzem udávajícím polohu servomechanismu, je

- 64 -


2011

na výstupu součtového členu nulový signál a servo nemění svoji polohu. Je-li tomu jinak, na výstupu součtového členu se objeví pulz, jehož délka je úměrná rozdílu obou pulzů a tedy i rozdílu požadované a skutečné polohy, který pootočí servo o malý kousek potřebným směrem.

+ MKO

M

+

R Obr. 5: Princip činnosti modelářského servomechanismu [6] Opakovací frekvence pak ovlivňuje rychlost, s jakou se servomotor natočí do požadovaného směru a sílu s jakou se bude snažit bránit případným rušivým momentům působícím na ručičku. Standardně jsou RC vysílače a přijímače nastaveny na rozsahy 1050 μs až 1950 μs. Pro praktické použití, je ale možno využít celý rozsah servomechanismu v rozsahu 600us až 2400us, které odpovídají hodnotám +-90°. Pro základní kalibraci konkrétního ukazatele je pak nutné najít šířku impulzu PWM pro alespoň dva konkrétní body a těmi jsou -90° a +90°. 1500µs 0° 1050µs +45°

1950µs +45°

600µs -90°

2400µs +90°

Obr. 6: Výchylka servomechanismu v závislosti na šířce PWM signálu Postupně po jednotlivých krocích hledáme hodnotu šířku PWM signálu pro dosažení obou hodnot a tyto hodnoty pak uložíme do proměnných v paměti mikrokontroleru. Pro konkrétní

- 65 -


2011

výpočet polohy ručičky pak podle zvoleného měřítka vypočteme na základě lineárního průběhu statické převodní charakteristiky servomechanismu v závislosti na zvoleném měřítku. Jak již bylo zmíněno výše, program v mikrokontroleru musí kromě výpočtu šířky PWM signálu sledovat data vysílaná na sběrnici a pokud souhlasí identifikátor právě vysílané zprávy s identifikátorem parametru, který chceme zobrazit, musí mikrokontroler tuto zprávu přijmout a uložit do své paměti. Tato hodnota je potom dosazena do výpočtu polohy ručičky. Nevýhodou tohoto způsobu řešení ovládání ručičky ukazatele je že je schopna pracovat pouze v úhlovém rozsahu 180°. Pro případ, že by bylo potřeba navýšit zobrazovaný úhlový rozsah, bylo by nutné hardwarově upravit mechanické převody servomechanismu, respektive jeho dorazy a zaměnit potenciometrický snímač za snímač s vyšším úhlovým rozsahem.

4

Závěr

Pro výrobu ručičkového ukazatele lze s výhodou použít obyčejného modelářského servomechanismu, jehož cena je pouhým zlomkem ceny dražších krokových motorů, jež jsou obvykle používány. Rovněž softwarová obsluha je v případě použití hardwarového generátoru PWM poměrně jednoduchá. Vytvořený ukazatel pak může na první pohled směle konkurovat profesionálním výrobkům. Jistou nevýhodou je však omezený úhlový rozsah takovéhoto ukazatele. Na druhou stranu velmi jednoduše lze zkombinovat dva servomechanismy do kombinovaného přístroje, ukazujícího například tlak a teplotu oleje.

Literatura [1]

[2]

[3]

[4]

JALOVECKY R., BAJER J.: Development of the aircraft electronic system using CAN with CANaerospace protocol. In JALOVECKY, R. and STEFEK, A. (ed.) Proceedings of the International Conference on Military Technologies 2009. Brno: University of Defence, 2009, p. 360-365. ISBN 978-80-7231-649-6. JANU P., BYSTRICKY R. BAJER J.: Proposal of a time-triggered avionic electrical subsystem using CANaerospace. In JALOVECKY, R. and STEFEK, A. (ed.) Proceedings of the International Conference on Military Technologies 2009. Brno: University of Defence, 2009, p. 387-393. ISBN 978-80-7231-649-6. JANŮ, P. BAJER, J. Dynamic time-slot assignment method applied on CAN with CANaerospace protocol during the aircraft phase of flight transitions. In ICMT'11: International Conference on Military Technologies 2011. 1. Brno: University of Defence, 2011. pp. 1-6. ISBN 978-80-7231-787-5. BAJER J., JANU P., JALOVECKY R., Controller Area Network based On-board Data Acquisition System on Military Aircraft. In Concepts and Implementation for Innovative Military Communications nad Information Technologies. Warsaw, Poland: Military University of Technology, 2010. pp. 589-598. ISBN 978-83-61486-70-1.

- 66 -


[5]

[6]

2011

PELIKÁN, Daniel. RCM Pelikán [online]. 2011 [cit. 2011-10-04]. Serva. Dostupné z WWW: . BYSTRICKY R. Mathematical model of dynamic UAV helicopter. [Thesis]. Brno: University of Defence, Faculty of Military Technology, 2009, 129 p.

Dedikace Článek byl vypracován v rámci projektu rozvoje organizace UO-K206 s názvem „Komplexní elektronický systém pro UAS“

- 67 -


2011

Návrh struktury jednoduché inerciální referenční jednotky Design of the Structure of a Simple Inertial Reference Unit Doc. Ing. Jan Čižmár, CSc. Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita Obrany, Brno, email: [email protected], tel.: +420-973-445-082 Resumé: Článek je zaměřen do oblasti návrhu možných struktur inerciální referenční jednotky využívající akcelerometry, senzory úhlových rychlostí a magnetometry vyráběné technologií MEMS. Navrhovaná jednoduchá inerciální referenční jednotka je vhodná pro použití na palubě ultralehkých letadel, bezpilotních létajících prostředků, ale i nejrůznějších pohyblivých pozemních či plovoucích robotů apod. This paper is focused on the field of design of possible structures of the Inertial Reference Unit, which is based on the MEMS inertial sensors. The designed simple Inertial Reference Unit is suitable for application on board of the ultra-light aircraft, the unmanned flying vehicles, but also on board of several types of the moveable land or floating robots etc.

1

Úvod

Inerciální referenční jednotky (IRJ) jsou zařízení sloužící především k měření polohových úhlů letadla (či jiného pohyblivého prostředku), tedy k měření náklonu f , sklonu q a kurzu

y letu, které představují základní vazby mezi zemskou a letadlovou souřadnicovou soustavou (ZSS a LSS). Druhotnými výstupy jsou pak obvykle složky vektorů úhlové rychlosti w A x ,

w A y a w A z a lineárního zrychlení a A x , a Ay a a Az , měřené v letadlové souřadnicové soustavě. Pokud je IRJ vybavena tříosým magnetometrem, pak k druhotným výstupům patří i složky vektoru intenzity geomagnetického pole mA x , mAy a m Az , měřené v LSS. Naše pracoviště se již řadu let podílí na vývoji jednoduchých IRJ. Ve spolupráci s firmou OPROX, s. r. o., za podpory Ministerstva průmyslu a obchodu České republiky byla vyvinuta jednoduchá IRJ. Její vývoj byl ukončen v roce 2008. V letošním roce byla navázána spolupráce s firmou TL Elektronics, s. r. o., kde se naše pracoviště zapojilo do vývoje integrovaného přístrojového a řídicího systému „Integra“, určeného především pro ultralehká letadla. Lze tedy konstatovat, že naše pracoviště již dlouhodobě sleduje vývoj v této oblasti a nadále vyvíjí segmenty IRJ zejména v rámci tzv. specifického výzkumu, tedy v rámci studentské vědecké činnosti, ale hlavně v rámci doktorandské vědeckovýzkumné práce.

- 68 -


2

2011

Možné struktury IRJ

IRJ byla navržena jako dvoukanálová s hlavním měřicím kanálem a korekčním měřicím kanálem, který je tvořen dvěma korekčními kanály (viz obr. 1). Hlavní měřicí kanál zpracovává signály z trojosého senzoru úhlové rychlosti, vyrobeného technologií MEMS (řady Analog Devices ADXRS…, později řady ADIS16…), tedy ze tří rychlostních gyroskopů, jejichž citlivé osy jsou orientovány do os LSS. Polohové úhly jsou vypočítávány metodou kvaternionů, která je popsána výrazem:

æ 0 ç ç - w Ax ˆ A = (q0 , qx , q y , qz )´ ç 2 × q& = q ´ ω - w Ay ç ç-w Az è

w Ax 0

w Ay - w Az

w Az - w Ay

0

w Ax

w Az ö ÷ w Ay ÷ , - w Ax ÷

(1)

÷ 0 ÷ø

kde q je rotační kvaternion, q& představuje jeho časovou derivaci dq / dt a ωˆ je kososymetrická matice složek vektoru úhlové rychlosti.

Obr. 1 Blokové schéma IRJ s rychlostní proporcionální korekcí Kvaternion má skalární a vektorovou část q = (qs , qv ) = (qs , qx , qy , qz ) . Lze na něj také nahlížet jako na hyperkomplexní číslo tvořené jednou reálnou a třemi imaginárními částmi s imaginárními jednotkami i, j, k , pro jejichž vzájemné součiny platí vztahy: i × i = j × j = k × k = -1 , i × j = - j × i = k , j × k = -k × j = i , k × i = -i × k = j .

- 69 -

(2)


2011

Pro součin kvaternionů q a r pak platí: s = q o r = (qs × rs - qv × rv , qs × rv + rs × qv + qv ´ rv ) .

(3)

Rotační kvaterniony reprezentující dílčí Eulerovy úhly mají strukturu:

y

qy = cos

2

, sin

f

f

y 2

× (0, 0, 1) , q q = cos

q 2

, sin

q 2

f

× (0, 1, 0) , (4)

q = cos , sin × (1, 0, 0) . 2 2 Výsledný rotační kvaternion pak má strukturu: q = qy o qq o qf = q0 , qx , q y , qz ,

(5)

kde je:

y

q0 = cos qx = sin

2

y

q y = cos qz = cos

× cos × cos

2

y 2

y 2

× sin × cos

q 2

q 2

q 2

q 2

× cos × cos × cos × sin

f 2

f 2

f 2

f 2

y

+ sin

2

y

- cos + sin - sin

2

y 2

y 2

q

× sin

2

q

× sin

2

× cos × sin

q 2

q 2

× sin × sin × sin × cos

f 2

f 2

f 2

f 2

, , , .

Z této struktury pak plynou výrazy pro výpočet Eulerových úhlů, tedy kurzu, náklonu a sklonu:

y = arctg

2 × (q0 × qz + qx × q y ) 2

2

1 - 2 × (q y + qz )

,

q = arcsin [2 × (q0 × q y - qz × qx )], f = arctg

2 × (q0 × qx + q y × qz ) 2

2

1 - 2 × (qx + q y )

(6)

.

- 70 -


2011

Pro transformaci vektorů ze ZSS do LSS a zpět platí vztahy: ~oL oq, ~, a L =q L A = q o LG o q G A

(7)

kde L A , LG je vektor L zobrazený v letadlové a zemské souřadnicové soustavě a ~ = (q ,-q ) je kvaternion komplexně sdružený (konjugovaný). q s v

Pomocí výrazů 1 a 6 získáme polohové úhly letadla z hlavního měřicího kanálu. V důsledku toho, že algoritmus výpočtu výrazu 1 v číslicovém počítači představuje integrační výpočet, kterým jsou integrovány kromě užitečného signálu i chyby vznikající v měřicím řetězci, je signál polohových úhlů zatížen chybou neustále rostoucí s časem. Z korekčního kanálu akcelerometrů získáme polohové úhly pomocí vztahů:

JA = - arcsin

aX , f A = arcsin g

aY g 2 - aX

2

,

(8)

kde J A a f A jsou úhly sklonu a náklonu, g je tíhové zrychlení a a X a aY jsou složky zrychlení působící v podélné a bočné ose letadla. Signál kurzu y m získáme ze signálů trojosého magnetometru tak, že měřený signál z magnetometrů transformujeme z letadlové do zemské souřadnicové soustavy pomocí vztahů 7 a pak z horizontálních složek mG -Y a mG - X vypočteme magnetický kurz letu:

y m = arctg

mG -Y . mG - X

(9)

Signály výstupů hlavního a korekčních kanálů jsou porovnávány a takto získané rozdílové signály po příslušném zesílení k p odečítáme od signálů měřené úhlové rychlosti. U IRJ měřících plné úhly bez omezení transformujeme rozdílové signály ze zemské do letadlové souřadnicové soustavy. Při pouze proporcionální korekci však IRJ měří polohové úhly s ustálenými odchylkami v důsledku driftu a dalších nepřesností senzorů úhlových rychlostí. V takovém případě je vhodné zavádět korekci i pomocí integrální vazby, což tento problém odstraňuje (viz obr. 2).

- 71 -


2011

Obr. 2 Blokové schéma IRJ s rychlostní proporcionálně-integrální korekcí Přenosová funkce IRJ pak představuje kmitavý člen druhého řádu, je tedy nutné správně navrhnout vztah mezi zesíleními proporcionální k p a integrální k i korekce, aby bylo nastaveno poměrné tlumení rovno 1 a systém nekmital.

Obr. 3 Blokové schéma IRJ s proporcionální kvaternionovou korekcí Korekční signály je však možné zavádět tak, že ze signálů polohových úhlů získaných z korekčních měřicích kanálů sestavíme kvaternion q A- M

a ten pak porovnáváme

s kvaternionem polohových úhlů získaným z hlavního měřicího kanálu q (viz obr. 3).

- 72 -


2011

Obr. 4 Blokové schéma IRJ s proporcionálně-integrální kvaternionovou korekcí Získaný rozdílový kvaternion Dq = q - q A- M pak po příslušném zesílení k p odečítáme od kvaternionu hlavního měřicího kanálu ( q ¢ = q - Δq ), ze kterého pak vypočítáváme polohové úhly a používáme jej jako vstup v dalším kroku výpočtu algoritmu výpočtu metody kvaternionů (viz vztah 1). V případě, že senzory úhlových rychlosti nemají ošetřen drift výstupního signálu, je vhodné použít proporcionálně-integrální korekci. Protože i v tomto případě bude přenosová funkce IRJ představovat kmitavý člen druhého řádu, je vhodné volit hodnoty zesílení proporcionální k p a integrální ki korekce tak, aby koeficient poměrného tlumení byl blízký 1.

2

Závěr

Inerciální referenční jednotky je možné koncipovat různými způsoby. V tomto příspěvku byly ukázány dvě z možných cest, a to: 1. zavádět korekční signál na vstupu výpočetního algoritmu hlavního měřicího kanálu (metoda kvaternionů nebo metoda směrových kosinů), tedy jako korekční úhlovou rychlost, 2. zavádět korekční signál na výstupu výpočetního algoritmu hlavního měřicího kanálu, tedy v podobě korekčního kvaternionu.

- 73 -


2011

Při experimentálních počítačových simulacích se oba způsoby zavádění korekce jevily jako srovnatelné. U kvaternionové korekce odpadá nutnost transformovat korekční signál ze zemské do letadlové souřadnicové soustavy, což představuje významné zjednodušení, a tedy i urychlení výpočtu.

Literatura [1] [2]

[3]

ČIŽMÁR, J.: Modeling of Inertial Systems, Habilitation Work, Brno, University of Defence, 2008 ČIŽMÁR, J.: Development of a Inertial Reference Unit, Partial research report on the project MIT ev. n. FT-TA3/104, Research and Development of the Light and Ultra-light Aicraft Control Technology, 60 s., Brno, OPROX, a.s. December 2006.. TITTERTON, D., H., WESTON, J., L.: Strapdown Inertial Navigation Technology, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2004, Reston, USA, ISBN: 156347-693-2

Dedikace Článek byl vypracován v rámci projektu rozvoje organizace UO - K206 s názvem „Komplexní elektronický systém pro UAS“

- 74 -


2011

Netradiční letecké palubní zdroje elektrické energie Nontraditional aircraft sources of electric energy Ing. Michal Dub, Ph.D., Ing. Martin Polášek Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita Obrany, Brno, email: [email protected], [email protected], tel.: +420-973-445-061, +420-973-445-138 Resumé: Příspěvek pojednává o problematice vysokoteplotních elektrochemických zdrojů energie, které jsou velmi často označovány jako tzv. „termální baterie“. V letectví jsou tyto zdroje dlouhodobě používány jako hlavní zdroje v řízených střelách a v poslední době se začaly používat jako nouzové zdroje i u letadel. V článku je popsána fyzikální podstata elektrochemické přeměny energie, konstrukce zdroje, konkrétní příklady použití na letecké technice a v závěru je věnována pozornost i otázce terminologie. The article deals with high temperature electrochemical sources of electric energy, which are very often called „thermal batteries“. Such sources are used in aviation as main sources in guided missiles over long period but completely new role is their use as emergency sources in aircraft power systems. Principles of electrochemical energy conversion, source design, particular use in aircraft power system and the terminology problem are discussed in the article.

1

Palubní zdroje elektrické energie

Systém výroby a přeměny elektrické energie na palubě létajícího prostředku představuje souhrn primárních a sekundárních elektroenergetických uzlů. Elektroenergetickým uzlem se rozumí souhrn zdrojů a zařízení pro regulaci napětí a kmitočtu, paralelní spolupráci, ochranu, řízení a kontrolu, které zabezpečují výrobu a přeměnu elektrické energie v požadované kvalitě. Primární zdroje přeměňují neelektrickou (např. mechanickou či chemickou) energii na energii elektrickou, sekundární zdroje přeměňují elektrickou energii primárních zdrojů na elektrickou energii jiných parametrů [1]. Podle konkrétního zařazení zdrojů elektrické energie v systému výroby a přeměny elektrické energie letounu se rozlišují hlavní zdroje elektrické energie (výrobu elektrické energie v průběhu normální činnosti), záložní zdroje elektrické energie (výroba elektrické energie u zálohovaných systémů) a nouzové zdroje elektrické energie (výroba elektrické energie v případech poruchy hlavních zdrojů) [1]. Hlavními

zdroji

elektrické

energie

jsou

generátory,

které

se

řadí

do

skupiny

elektromechanických zdrojů elektrické energie. Typ, počet a výkon generátorů závisí na typu prostředku, jeho určení a na instalovaných příkonech spotřebičů. - 75 -


2011

Nouzovými zdroji elektrické energie jsou akumulátorové baterie, které se řadí do skupiny elektrochemických zdrojů elektrické energie. Akumulátory mohu plnit na palubě prostředku ještě další úkoly, jako je zásobování elektrickou energií při přetížení hlavních zdrojů, autonomní spuštění pohonu prostředku a předletová příprava prostředku. Jako nouzové zdroje se využívají i vysokoteplotní elektrické baterie, které se opět řadí do skupiny elektrochemických zdrojů elektrické energie. Na rozdíl od akumulátorových baterií se dají použít pouze jednorázově a proto je jejich funkce omezena na výrobu elektrické energie v případech poruchy hlavních zdrojů dlouhodobějšího charakteru.

Vysokoteplotní elektrické baterie

2

Vysokoteplotní elektrické baterie jsou založeny na principu relativně nevodivého elektrolytu při běžné okolní teplotě, který se při zvýšené teplotě roztaví a stává se vysoce vodivým. Zvýšení teploty se zabezpečuje pyrotechnickými zdroji tepelné energie, které jsou nedílnou součástí každé baterie. Doba činnosti se v závislosti na konstrukci baterie pohybuje od několika sekund do řádu desítek minut. Použití vysokoteplotních elektrických baterií ovlivňují jejich výhodné a nevýhodné vlastnosti. Mezi jejich přednosti patří [2]: •

dlouhá doba skladovatelnosti (až 25 let) ve stavu okamžité provozuschopnosti,

•

téměř okamžitá aktivace baterie,

•

vysoká spolehlivost,

•

žádné požadavky na údržbu,

•

samovybíjení je prakticky zanedbatelné,

•

použití v širokém rozsahu teplot,

•

žádný únik plynů, baterie je hermeticky uzavřena.

Mezi nevýhody vysokoteplotních elektrických baterií patří [2]: •

obecně krátká doba činnosti (typicky méně než 10 minut),

•

povrch baterie se může ohřát na 200 °C a výše,

•

výstupní napětí je nelineární a klesá s dobou činnosti baterie,

•

jednorázové použití, baterii nelze dobít.

Každá vysokoteplotní baterie obsahuje [2]: •

anodu z alkalických kovů nebo kovů alkalických zemin,

•

elektrolyt ve formě tavitelné soli,

•

katodu ve formě kovové soli,

•

pyrotechnický zdroj tepla. - 76 -


Anoda

Elektrolyt

Katoda

Napětí článku

Ca

LiCl-KCl

Kr2Cr2O7

2,8 – 3,3

Ca

LiCl-KCl

WO3

2,4 – 2,6

Ca

LiCl-KCl

CaCrO4

2,2 – 2,6

Mg

LiCl-KCl

V2O5

2,2 – 2,7

Ca

LiCl-KCl

PbCrO4

2,0 – 2,7

Ca

LiBr-KBr

Kr2Cr2O4

2,0 – 2,5

Slitina Li

LiCl-LiBr-LiF

FeS2

1,6 – 2,1

Li-kov

LiCl-KCl

FeS2

1,6 – 2,2

slitina Li

LiCl-LiBr-LiF

CoS2

1,6 – 2,1

2011

Tab. 1: Typy vysokoteplotních baterií [1] Anodu tvořila dříve vrstvička (nebo folie) vápníku nanesená na železné, ocelové nebo niklové konstrukci, později se používala i vrstvička nebo folie hořčíku. Postupem času se začalo používat lithium, a to ve dvou variantách – slitiny lithia a lithium-kov. Nejvíce používaná je slitina lithium-hliník, která se zpracuje na prášek a za studena se nalisuje do destiček nebo granulí, které jsou pak v článku vyztuženy železnou, ocelovou nebo niklovou konstrukcí. Lithium má bod tání nižší než je provozní teplota článku, proto se u typu lithium-kov pro imobilizaci roztaveného lithia používají tzv. vazače. Roztavené lithium smíchané s kovovým vazačem se nalisuje do formy tenké folie, která se uzavře do železného kalíšku. Elektrolyt ve formě tavitelné soli zpočátku tvořila směs chloridu lithného LiCl a chloridu draselného KCl v poměru 45:55 s bodem tavení 352 °C. Pro snížení bodu tání (prodloužení doby činnosti) a vnitřního odporu (zvýšení proudové kapacity) se vyvinuly sloučeniny LiBrKBr-LiF s bodem tání 320 °C, LiCl-LiBr-KBr s bodem tání 321 °C a LiCl-LiBr-KBr s bodem tání 430 °C. Pro imobilizaci roztaveného elektrolytu se do něj přidávaly vazače na bázi křídy, kaolínu či křemíku, dnes se používá oxid hořečnatý MgO. Katodu ve formě kovové soli tvoří široká škála sloučenin - chroman vápenatý CaCrO4, dichromany draselný K2Cr2O7, chroman draselný K2CrO4, chroman olovnatý PbCrO4, oxid vanadičný V2O5, oxid wolframový WO3, oxid a sulfid měďnatý CuS, disulfid železnatý FeS2 a disulfid kobaltnatý CoS2. Hlavními hledisky po použitý materiál jsou dostatečně vysoké napětí oproti vhodné anodě, kompatibilita s roztaveným elektrolytem a teplotní stabilita do cca 600 °C. Chroman vápenatý CaCrO4, se nejvíce používal s vápennými anodami, disulfidy železnatý FeS2 a kobaltnatý CoS2 se používají v moderních aplikacích s lithiovými anodami. - 77 -


2011

Jako pyrotechnické zdroje tepla se principiálně používají vyhřívací papír (heat paper) a vyhřívací granule (heat pellet). Vyhřívací papír je papíru podobná konsistence prášku zirkonia a chromanu barnatého BaCrO4 nalisovaného do podložky z anorganických vláken. Jelikož vyhřívací papír při hoření tvoří anorganický popel s elektrickým odporem, je třeba při jeho vložení mezi články baterie použít vodivé můstky mezi články. V moderních konstrukcích slouží vyhřívací papír jako zápalka pro vyhřívací granule. Vyhřívací granule jsou slisované tablety nebo granule směsi prášku železa a chloristanu draselného KClO4. Zapálené granule jsou vodiči elektrického proudu, a proto zjednodušují spojení článků a tím celou konstrukci baterie. Na rozdíl od vyhřívacích papírů mají mnohem větší entalpii reakce a po dohoření slouží jako tepelné zásobníky, které prodlužují dobu činnosti baterie.

3

Palubní zdroje letounu JAS-39 Gripen

Struktura soustavy napájení elektrickou energií (SNEE) letounu JAS-39 Gripen [4] je stručně schematicky znázorněna na obr. 1. Hlavním zdrojem střídavé elektrické energie 3x 115 V, 400 Hz je střídavý generátor MGEN poháněný od leteckého motoru Volvo Aero RM 12, záložním zdrojem je záložní střídavý generátor AUX GEN poháněný buď rovněž od leteckého motoru, nebo od pomocné energetické jednotky APU. Primární zdroje jsou vybaveny obvody regulace, řízení, ochrany a paralelní spolupráce (GCU, AECU). Vnější zdroj je možné připojit pomocí zásuvky vnějšího zdroje. Hlavními zdroji stejnosměrné elektrické energie 28V jsou dvě paralelně zapojené trafousměrňovací jednotky TRU napájené ze střídavého generátoru MGEN. Nouzovými zdroji jsou potom jedna akumulátorová baterie SAFT a tři vysokoteplotní baterie - jedna přímo pro SNEE a dvě pro hydraulický systém. Letoun JAS-39 Gripen má samostatné napájení systému řízení letounu stejnosměrnou elektrickou energií 37 V, která je získána ze střídavého generátoru FCS-G trafousměrňovací jednotkou FCS TRU. Napájení systému je zálohováno z hlavní stejnoměrného 28V systému i akumulátorové 24V systému. Struktura SNEE je dána použitými typy leteckých generátorů – hlavních primárních zdrojů elektrické energie. SNEE letounu JAS-39 Gripen lze potom označit za střídavou, vzhledem k tomu, že hlavní primární zdroji jsou hlavní střídavý generátor MGEN a střídavý generátor pro napájení systému řízení letounu FCS-G.

- 78 -


2011

Obr. 1: Soustava napájení elektrickou energií letounu JAS-39 Gripen Vysokoteplotní baterie letounu Gripen jsou tvořeny těmito komponenty: •

anoda – slitina lithium-hliník,

•

elektrolyt – sloučenina LiCl-LiBr-LiF-MgO,

•

katoda – disulfid železnatý FeS2,

•

pyrotechnické zdroje tepla – vyhřívací granule Fe/KClO4, papír Zr/BaCrO4.

Baterie se aktivují automaticky při výpadku motoru nebo výpadku střídavé elektrické energie. Minimální zaručená operační doba je 9 minut, během které dojde k poklesu stejnosměrného napětí z 30 voltů na 23 voltů. Pracovní teplota dosahuje cca 450 °C, přičemž vnější obal baterie se ohřeje maximálně na cca 250 °C.

- 79 -


4

2011

Palubní zdroje řízených střel

Na palubách řízených střel se nejčastěji využívají dva typy elektrických zdrojů – baterie a generátory [5]. Elektrická energie se pak využívá pro napájení elektronických bloků naváděcí části střely a u některých typů (např. AIM-120 AMRAAM) pro napájení pohonu řídících částí (kormidla, nastavení polohy výtokové trysky raketového motoru) v průběhu letu k cíli. Před vypuštěním, jsou střely napájeny z palubní sítě letadla (nosiče). Generátory (motor-generátor) se především používají u řízených střel dlouhého dosahu, kdy je vyžadováno, aby zdroj elektrické energie pracoval desítky minut. Pro pohon motoru generátoru je využíváno buď palivo, které je neseno ve speciální nádrži, případně je odebíráno ze společné nádrže pohonu proudového motoru střely. Generátor je dále možno roztáčet náporovým vzduchem či samotným proudovým motorem [6]. Baterie jsou naopak využívány u střel krátkého nebo středního dosahu, kde doba činnosti bývá několik minut. U soudobých řízených střel jsou využívány především vysokoteplotní baterie.

Obr. 2: Soustava napájení elektrickou energií řízené střely AGM-65 Maverick Na obr. 2 je uvedena struktura SNEE letecké protizemní řízené střely AGM-65 Maverick. Před vypuštěním je střela napájena z palubní sítě letadla – nosiče, resp. z vypouštěcího zařízení LAU-117A. Ten vyrábí stejnosměrné napětí ±30V a pro verze střely s detektorem infračerveného záření i střídavé napětí 3x26V, které se na střele usměrňuje a slouží k napájení systému kryogenního chlazení detektoru. - 80 -


2011

Dále je na střele generováno stejnosměrné napětí ±15V a 5V. U starších verzí střely pomocí oddělených měničů a u novějších verzí pomocí společného měniče, který napájí i gyroskopický systém. Po vypuštění řízené střely funkci zdroje stejnosměrného napětí ±30V přebírá vysokoteplotní baterie s neomezenou dobou skladovatelnosti. Nominálního napětí je dosaženo za 500 ms po aktivaci a baterie je schopna dodávat toto napětí po dobu minimálně 105 sekund. Pracovní teplota dosahuje až 788°C. Protiletadlová řízená střela AIM-9X Sidewinder obsahuje celkem tři vysokoteplotní baterie tzv. multi-tap, které jsou specifické nízkou hmotností a objemem [7]. Anoda je tvořena slitinou lithium-křemík a katoda sulfidem kobaltnatým (CoS2). Navíc jsou schopny snést vysokou proudovou zátěž i před koncem činnosti. Doba činnosti u tohoto typu vysokoteplotních baterií může přitom dosahovat 60 minut. První baterie o objemu 163,9 cm3 slouží k napájení elektromechanické části servo-pohonu střely a dodává stejnosměrné napětí o nominální hodnotě 106 V minimálně po dobu 40 sekund. Druhá baterie, o objemu 98,3 cm3, slouží k napájení signálových procesorů (naváděcí část). Třetí o objemu 32,8 cm3 napájí nekontaktní zapalovač [8]. Bližší informace bohužel nejsou v dostupných zdrojích uvedeny.

5

Závěr

V úvodu článku jsme klasifikovali palubní zdroje elektrické energie podle konkrétního zařazení v systému výroby a přeměny elektrické energie létajících prostředků. Jednotlivé zdroje jsme pak stručně charakterizovali podle druhu výroby elektrické energie. V druhé kapitole článku jsme definovali pojem „vysokoteplotní elektrické baterie“ a stručně popsali vlastnosti a konstrukci těchto zdrojů elektrické energie. Uvedené pojmenování tohoto druhu zdroje elektrické energie budeme uplatňovat při výuce personálu Inženýrské letecké služby na Fakultě vojenských technologií. Důvodem je snaha o to, aby u studentů nedocházelo užíváním termínu „termální baterie“ k nejasnostem, o jaký zdroj se vlastně jedná, a záměnám s palivovými články či termočlánky. V posledních dvou kapitolách jsme se zaměřili na analýzu stavu vysokoteplotních elektrických baterií ve výzbroji letectva AČR. V kapitole o letounu JAS-39 jsme analyzovali strukturu soustavy napájení elektrickou energií a popsali typ používaných zdrojů s důrazem na vysokoteplotní elektrické baterie. V kapitole o řízených střelách jsme analyzovali strukturu soustavy napájení elektrickou energií protizemní řízené střely AGM-65 Maverick a uvedli několik dostupných parametrů použité vysokoteplotní baterie. Dále jsme se zmínili o použití vysokoteplotních bateriích u nejmodernější protiletadlové řízené střely AIM-9X. - 81 -


2011

Literatura [1] [2] [3] [4] [5] [6]

[7] [8]

DUB, Michal. Aircraft electrical systems I. [in Czech]. Brno : University of Defence, 2008. 105 p. ISBN 978-80-7231-591-8. LINDEN, David – REDDY, Thomas B. Handbook of Batteries. 3rd edition. New York : McGraw Hill, 2002. 181 p. ISBN: 0-07-135978-8. EISMIN, Thomas K. Aircraft Electricity and Electronics. 5th edition. New York : McGraw-Hill, 2002. 417 p. ISBN: 0-02-801859-1. Gripen Fighter System - The wings of your nation [online]. © 2010 [cit. 2011-09-27]. URL: < http://www.saabgroup.com/en/Air/Gripen-Fighter-System/ > ŠTĚPÁNEK, Miloš – FOUSEK, Václav. Air launched rockets and missiles : Part II. [in Czech]. Brno : Military Academy, 1985. 355 p. ROBERGE, Piere R. Corrosion science and engineering information hub [online]. 1999 [cit. 2011-09-28]. Choosing batteries and generators. URL:. BUTLER, Paul, et al. Long-life, multi-tap thermal battery development. Journal of Power Sources. 2004, Volume 136, Issue 2, s. 240-245. ISSN 0378-7753. GALLAGHER, David J. Advanced Sidewinder Missile AIM-9X: Cost Analysis Requirements Description [online]. © 2004 [cit. 2011-09-28]. URL:< http:// forum.keypublishing.com/attachment.php?attachmentid=22421&d=1083352351>.

Dedikace Článek byl vypracován v rámci projektu rozvoje organizace UO-K206 s názvem „Komplexní elektronický systém pro UAS“.

- 82 -


2011

Zvýšení taktických vlastností vozidlových komunikačních systémů Increase of tactical features of vehicular communications systems Ing. Jaroslav Hovorka MESIT přístroje spol. s r.o., Uherské Hradiště, E-mail: [email protected], tel.: +420-572-522-514 Resumé: V probíhajících asymetrických konfliktech, bojových a humanitárních operacích jsou vojenské kolony přesouvající se na území protivníka vystaveny častým útokům. Reálnou hrozbou jsou zejména nástražné systémy, popř. útoky vedené ze zálohy. Rozšířením vnitřních vozidlových komunikačních systémů o vhodné taktické doplňky lze reálným způsobem snížit riziko napadení vozidla, popř. umožnit posádce v kritické situaci na útok adekvátním způsobem reagovat. Military convoys moving through the territory which is under the control of enemy in contemporary asymmetric warfare are often exposed to the enemy attacks. A real threat is represented especially by Improvised Explosive Devices (IED) and roadside bombs, or the ambush. Vehicular intercom harness can be extended with suitable tactical components and features and this way it is possible to lower the risk of the attack on the vehicle and help the vehicle crew to respond to the attack properly and efficiently.

1

Aktuální požadavky na vozidlové komunikační systémy

Z charakteru dnešních vojenských operací a konkrétních situací, které v nich nastávají, vyplývají nové takticko technické požadavky na funkci vnitřních hovorových zařízení (VHZ), která jsou instalována na palubě přepravních, popř. bojových prostředků. Hlavní činnost VHZ spočívá stále především v zabezpečení spolehlivé a srozumitelné hlasové komunikace mezi všemi členy osádky prostředku a v zajištění jejich přístupu na vozidlové radiostanice. Samozřejmým požadavkem na VHZ je zajištění komunikace v hlučném prostředí bojiště [1]. VHZ realizované na bázi digitální technologie lze využít k přenosu dat, standardní komunikační rychlost je 64 kbit/s. Kromě těchto standardních funkcí VHZ volají dnešní bojové operace po vývoji nových vlastností a nových periferií, které umožní integraci VHZ s ostatními bojovými, popř. průzkumnými prostředky instalovanými na palubě. Je to reakcí na nasazování nových bojových a průzkumných prostředků s účelem odvrácení hrozeb, které jsou typické pro dnešní asymetrické bojové operace, které mají zcela jiný charakter, než mělo tradiční pojetí boje. VHZ se dnes stává komunikačním a integračním centrem, které umožňuje uživateli použít různé typy radiostanic, náhlavních hovorových souprav jednotlivce a celou škálu periferií pro

- 83 -


2011

plnění specifických úkolů podle požadavku konkrétní bojové operace. VHZ musí umožnit pružnou integraci nových komunikačních technologií na bojový prostředek.

Zvýšení takticko technických vlastností VICM 200

2

Na výše uvedené trendy s dostatečným časovým předstihem bylo reagováno při vývoji VHZ VICM 200 [2][3], kde je dosaženo tzv. plné softwarové definovatelnosti zařízení. To znamená, že z uživatelského hlediska důležité takticko technické parametry lze velmi jednoduchým způsobem změnit, a to použitím softwaru dodávaného výrobcem [4]. Jedná se především o následující takticko technické parametry zařízení: •

napěťové úrovně pro připojení náhlavních hovorových souprav

•

modulační napětí a výstupní napětí radiostanic připojených k VHZ

•

aktivace / deaktivace obvodu spínání hlasem (VOX)

•

úroveň potlačení monitorovacího kanálu

•

deaktivace kontrolní LED, signalizující závažné stavy v zařízení

Pro změnu parametrů slouží software s velmi jednoduchým a uživatelsky přívětivým uživatelským rozhraním, viz obr. 1 [4].

Obr. 1: Uživatelské rozhraní softwaru pro změnu takticko technických parametrů VHZ VICM 200.

- 84 -


2011

Po připojení PC s nainstalovaným softwarem na port centrální komunikační jednotky VICM 201, který je určen pro připojení datové radiostanice přes rozhraní RS232, lze velmi snadno provést úpravu takticko technických parametrů VHZ. Tímto způsobem může uživatel provést změnu typu náhlavních hovorových souprav jednotlivce a vozidlových radiostanic. Toto přispívá výrazným způsobem ke zvýšení interoperability a bojeschopnosti bojových jednotek v reálných bojových podmínkách. Z důvodu stále vyšších požadavků na počet radiostanic na vozidlech byla vyvinuta jednotka rádiového rozšíření VICM 203 [5], viz obr. 2, která umožňuje VHZ VICM 200 rozšířit o další dvě taktické radiostanice. Tento komponent lze do VHZ kdykoliv doplnit bez nutných úprav. Vstupně výstupní parametry rozhraní pro připojení radiostanic, které mohou být buď fónické nebo datové (RS232, 64 kbit/s), jsou softwarově definovány.

Obr. 2: Jednotka rádiového rozšíření VICM 203 Praktickým podnětem pro zvýšení užitných vlastností VHZ jsou situace, které nastávají při přesunu vozidel v neznámém prostředí na území protivníka, popř. činnosti v rámci humanitárních operací, či živelných katastrof. Typickou situací je situace, kdy se vozidlo blíží ke skupině osob a osádka vozidla nemá jistotu, zda od těchto osob nehrozí nebezpečí v podobě ozbrojeného útoku, popř. nastražené nálože. Posádka často v této situaci je nucena opustit vozidlo s cílem provedení průzkumu oblasti. Tím ztrácí výhodu balistické ochrany vozidla. Ke zvýšení bezpečnosti osádky vozidla přispívá nový produkt – jednotka pro hlasité oslovení okolí VICM 211, který umožňuje k VHZ připojit vnější výkonný reproduktor. Tento reproduktor je instalován na vnější straně vozidla tak, aby jeho dosah byl co největší. Osádka vozidla je schopna hlasitě oslovit okolí přímo z VHZ, popř. generovat hlasitou zvukovou

- 85 -


2011

výzvu, vyzvat osoby k opuštění vozovky, a to i v místním jazyce. Tímto způsobem lze eliminovat potenciální hrozby v neznámém prostředí. VICM 211 je zkonstruována tak, aby ji bylo možno používat jak samostatně, tak jako součást VHZ. Do VHZ ji lze připojit dvěma způsoby, a to jednak přes konektor pro připojení náhlavních hovorových souprav na účastnických jednotkách VHZ, jednak přes konektory pro připojení radiostanice. VICM 211 je vybavena třemi konektory – konektor pro připojení náhlavní hovorové soupravy jednotlivce, konektor pro připojení vnějšího reproduktoru a konektor pro připojení VICM 211 do VHZ a k vnějšímu audio zařízení, kterým může být např. MP3 přehrávač. Schéma integrace jednotky VICM 211 do VHZ je uvedeno na obr. 4.

Obr. 3: Jednotka pro hlasité oslovení okolí VICM 211 Toto technické řešení přispívá ke zvýšení bezpečnosti osádky vozidla. Užitek toto zařízení přináší i při nasazení při živelných pohromách, popř. policejních akcích, kdy je možno přímo z VHZ oslovit široké okolí kolem bojového prostředku, na němž je soustava VICM 211 a výkonného reproduktoru instalována. Dalším komponentem, který rozšiřuje takticko technické vlastnosti VHZ je jednotka generování varovných hlášení VICM 208. Jedná se o digitální jednotku na bázi DSP, která umožňuje zpracovávat digitální a analogové signály generované bojovými a diagnostickými systémy vozidla a následně je převádět na generovaná varovná hlášení. Tato hlasová hlášení jsou distribuována do náhlavních hovorových souprav všem členům osádky bojového prostředku připojeným k VHZ VICM 200.

- 86 -


2011

Obr. 4: Integrace VICM 211 do VHZ Jednotku VICM 208 lze připojit k jakémukoliv digitálnímu portu centrální komunikační jednotky VHZ VICM 200. K této jednotce lze rovněž připojit dvě náhlavní hovorové soupravy pro dva účastníky komunikace. Tito účastníci mohou využívat všech standardních funkcí VHZ. Jednotka VICM 208 zpracovává 10 analogových vstupů, jejichž úrovně jsou plně softwarově definovány (konkrétně VCC, NCC, GND) a je rovněž vybavena rozhraním ETHERNET 10/100 Mbit/s. Je navržena tak, aby umožňovala zákaznické modifikace a integraci s různými čidly, diagnostickými a bojovými systémy. Tím může být např. systém pro určení polohy střelce (sniper detection system), kterým jsou dnešní armády standardně vybavovány nebo systémy zabezpečující chemický a biologický průzkum.

Obr. 5: Jednotka generování varovných hlášení VICM 208

- 87 -


2

2011

Závěr

Nové výrobky reagují na dynamicky se měnící požadavky probíhajících vojenských operací a misí. Hlavním cílem je umožnit uživateli snadnou integraci různých komunikačních a bojových prostředků na vozidlo. VHZ se stává komunikačním a integračním centrem bojové platformy. Funkční propojení VHZ s ostatními systémy na vozidle přispívá k vyšší efektivitě bojové činnosti osádky a ke zvýšení její bezpečnosti.

Literatura [1]

[2] [3] [4] [5]

HOVORKA, J., MARKO, M.: Safety work on electrical installations, and electrical devices, Prediction of noise exposure to combat vehicle crew [in czech]. Liptovský Mikuláš, SES, 2009, ISBN 978-80-969282-8-9 Mesit přístroje: Central communication unit VICM201.01. Operating instructions 2050-699-01-001 verze 4 [in czech], 30.06.2009 Mesit přístroje: Basic communication unit VICM202.01. Operating instructions 2050699-02-001 verze 4 [in czech], 30.06.2009 Mesit přístroje: configuration Tool VICM200 2050-699-10-001 [in czech], 01.09.2011. Mesit přístroje: Radio unit expansion VICM203.01. Operating Instructions 2050-69903-001 verze 1 [in czech], 15.08.2011

- 88 -


2011

Testování komunikace systému založeného na CANaerospace Communication testing of the system based on CANaerospace Ing. Přemysl Janů, Ing. Josef Bajer, Ing. Radek Bystřický, PhD. Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, email: [email protected], [email protected], [email protected], tel.:+420-973-445-234 Resumé: Článek je věnován testování komunikační části navrženého leteckému palubnímu elektronickému systému, který je výsledkem Projektu obranného výzkumu řešeného na Katedře leteckých elektrotechnických systémů. Letecký palubní elektronický systém se skládá z několika modulů, které pro vzájemnou komunikaci využívají levnou a snadno dostupnou sběrnici CAN s protokolem CANaerospace, který je určen pro avionické systémy. Využit byl způsob komunikace v časově spouštěném (time-triggered) módu, kde je časový rozvrh vysílaných zpráv určen tzv. maticí cyklů. Článek obsahuje rozbor a teoretický návrh této matice v závislosti na periodě vysílaných zpráv, využití sběrnice jednotlivými zprávami a celkovém využití sběrnice. Komunikace byla ověřena na sestaveném systému pomocí vytvořeného diagnostického prostředku. The paper is aimed at the testing of a communication bus of the designed Aircraft Electronic System (AES), which is a result of a Defence research project solved at the Department of Aerospace Electrical Systems at University of Defence Brno. AES is composed of several modules, which utilize inexpensive and commonly available bus CAN with CANaerospace for communication. The time-triggered mode of communication on CAN, in which is the time schedule of messages transferred determined by so-called cycle matrix, was used. The paper include a theoretical analysis and proposal of such matrix considering message transmitting period, bus load by particular message type and total bus load. All tests were provided on experimental manufactured modules of AES via developed diagnostic software.

1.

Úvod

Katedra leteckých elektrotechnických systémů Fakulty vojenských technologií Univerzity obrany v roce 2010 ukončila Projekt obranného výzkumu. Hlavním cílem tohoto projektu bylo sestavit letecký palubní elektronický systém, který slouží ke sběru dat z velké škály senzorů umístěných na letecké technice, s potenciálem poskytovat tato data pilotovi, operátorovi bezpilotního prostředku nebo do integrovaného prostředí Network Enabled Capability (NEC). Navržený letecký palubní elektronický systém, rozbor používaných datových sběrnic na soudobých letounech, volba datové sběrnice a použité metody komunikace byly již publikovány v několika příspěvcích na českých i zahraničních konferencích [3]-[5]. - 89 -


2011

Tento článek je proto zaměřen na testování vytvořeného systému komunikace po sběrnici CAN s protokolem CANaerospace.

2.

Návrh matice cyklů

Pro řízení komunikace po zvolené sběrnici CAN s protokolem CANaerospace byla aplikována metoda časového spouštění tzv. time-triggered, která je pro avionické systémy charakteristická. Časový harmonogram vysílání a příjmu zpráv definuje tzv. matice cyklů. Pro účely návrhu matice cyklů bylo vybráno několik parametrů letu a letounu odpovídajících jednotlivým zprávám z vytvořených modulů. Jsou to parametry zrychlení ve třech osách a x , a y , a z , úhlové rychlosti kolem všech tří os w x , w y , w z , statická teplota Ts , kabinová teplota

Tk , proud stejnosměrného systému I DC a výška letu H . Celý systém, na kterém bylo testováno chování komunikace je znázorněn na obr. 1. Základní vstupní hodnotou pro celý návrh matice cyklů byla délka jednoho časového rámce t s definovaná vztahem: t s = nD ×

1 × 1,2 , bitrate

(1)

kde n D je délka datového rámce, 135 bitů, s maximálním počtem stuff bitů; bitrate je přenosová rychlost, na které celý systém komunikuje.

Obr. 1: Testovaný systém

- 90 -


2011

Konstanta 1,2 udává časovou rezervu 20 %, aby bylo zajištěno, že zpráva bude v pořádku doručena. Při uvažování přenosové rychlosti 125 kbit / s je odpovídající délka jednoho časového rámce 1,296 ms . Nyní bylo nutné vypočítat, kolik časových rámců odpovídá jednotlivým periodám parametrů letu a letounu a výsledek upravit pro snadnější tvorbu matice cyklů. Periody pro jednotlivé parametry letu a letounu byly vybrány podle specifikace CANaerospace, jak ukazuje tab. 1. Označení

Význam Perioda vysílání zprávy zrychlení v ose x

Hodnota [ms] 10

pay

Perioda vysílání zprávy zrychlení v ose y

10

p az

Perioda vysílání zprávy zrychlení v ose z

10

pw x

Perioda vysílání zprávy úhlové rychlosti kolem osy x

10

pw y

Perioda vysílání zprávy úhlové rychlosti kolem osy y

10

pw z

Perioda vysílání zprávy úhlové rychlosti kolem osy z

10

p I DC

Perioda vysílání zprávy proudu DC systému

25

pTS

Perioda vysílání zprávy statické teploty

80

pH pTk

Perioda vysílání zprávy výšky

12

Perioda vysílání zprávy kabinové teploty

80

p ax

Tab. 1: Volba period vysílaných zpráv Perioda vysílání zprávy [ms] 80 25 12 10

Počet časových rámců 62 20 10 8

Upravený počet časových rámců 60 20 10 10

Upravená perioda vysílání zprávy [ms] 77,76 25,92 12,96 12,96

Tab. 2: Počet časových rámců odpovídajících periodě vysílání zprávy Počet časových rámců, upravených časových rámců a periody jednotlivých veličin ukazuje tab. 2. S těmito upravenými periodami potom bude využití sběrnice synchronně vysílanými zprávami parametrů letu a letounu 73,6 %. Je nutno počítat s tím, že část kapacity sběrnice zaujme již zmíněná časová rezerva 20 %. S využitím tohoto rozboru je možné začít tvořit výslednou matici cyklů pro testování chování komunikace. Na počátku je třeba stanovit rozměr matice. S rozměrem matice souvisí počet prvků, v ní obsažených. Vždy je věnována snaha tomu, aby počet prvků v matici byl co

- 91 -


2011

nejmenší a přitom pokryl nutný počet všech zpráv, které se mají vysílat s respektem rezervy pro asynchronní zprávy definované protokolem CANaerospace. Nejmenší z toho důvodu, že při použití metody dynamického přidělování time-slotů [3], [4] během přidělovacího procesu má systém sníženou schopnost poskytovat data [5], a tedy čas pro konfiguraci matice musí být co nejkratší. Ten se odvíjí od nejdelší periody vysílání zprávy a počtu časových rámců. Na počet prvků v matici má vliv i množství vysílaných zpráv. V uvedeném případě je upravený počet časových rámců pro nejdelší periodu vysílání zprávy 60. Z důvodu, aby matice pokryla vysílání všech zvolených zpráv s navrženou periodou vysílání, je nutno stanovit počet prvků v matici cyklů a to 60. Tomuto počtu odpovídá rozložení 6x10 (6 řádků a 10 sloupců). Matici cyklů jednotlivých letových parametrů ale nejdříve předchází matice, která přiděluje jednotlivým zprávám časové sloty [5]. Navrženou matici cyklů znázorňuje tab. 3. RZ

Ts

RZ I DC RZ RZ I DC RZ RZ I DC

a x a y a z w x w y w z H Tk ax a y az wx w y wz H ax a y az wx w y wz H ax a y az wx w y wz H ax a y az wx w y wz H ax a y az wx w y wz H

Tab. 3: Navržená matice cyklů parametrů letu a letounu Každý řádek matice vždy začíná referenční zprávou RZ, kterou vysílá master-modul celého systému, a za kterou následují jednotlivé zprávy nesoucí získané údaje o parametrech letu a letounu. Čas požadovaný pro přidělení všech time-slotů matice cyklů je 77,76 ms.

3.

Testování komunikace

K propojení modulů byl použit devíti-žilový plochý kabel dlouhý 40 m. Délka 40 m vychází z jejího maxima při přenosové rychlosti 1 Mbit/s. Kabel nebyl vybaven žádným stíněním, tedy nejhorší případ. Samořezné konektory CANNON 9 zásuvky byly připevněny po různých vzdálenostech na kabel. Terminační rezistory 120 Ω byly připojeny na oba konce sběrnice. Testování chování sběrnice bylo prováděno při přenosové rychlosti 125 kbit/s v laboratorních podmínkách při teplotě 25 °C. Moduly byly umístěny nejdříve na začátku kabelu, kde byly konektory od sebe vzdáleny 30 cm a potom poslední modul byl umístěn 40 m od diagnostického prostředku a ostatní moduly směrem k počátku kabelu. Pro analýzu byl použit laptop s nainstalovaným NI LabVIEW 2010 a rozhraní NI USB-8473 High-Speed CAN.

- 92 -


Diagnostický

program

v LabVIEW

2010

byl

vytvořen

na

Katedře

2011

leteckých

elektrotechnických systémů. Výsledky testů a srovnání s teoretickým návrhem ve formě relativních chyb jsou shrnuty v tab. 4 a tab. 5. Experiment byl zaměřen nejen na parametry zmíněné v návrhu, jako je perioda vysílání zpráv, celkové využití sběrnice, ale také na počet jednotlivých vyslaných zpráv pro srovnání, jestli došlo k vyslání odpovídajícího počtu zpráv během prováděné analýzy. Za referenční hodnotu pro počet vyslaných zpráv byl zvolen počet vyslání synchronizační zprávy, a to 100 000, poté byla analýza zastavena. Relativní chyba periody vysílání [%] 68,60 % 72,00 % 2,23 6,86 2,24 6,88

ax

CAN ID [hex] 081 12C

ay

12D

12,672

12,070

2,22

6,87

106296

106088

az wx

12E

12,671

12,071

2,23

6,86

106295

106088

12F

12,670

12,071

2,24

6,86

106295

106088

wy

130

12,670

12,071

2,24

6,86

106295

106088

wz

131 14C 3A2 143 144

12,670 12,671 25,342 76,025 76,023

12,071 12,071 24,142 72,425 72,423

2,24

6,86

2,23 2,23 2,23 2,23

6,86 6,86 6,86 6,86

106295 106296 53231 17744 17718

106088 106088 53044 17682 17682

Letový parametr RZ

H IDC TS Tk

Perioda vysílání [ms] 68,60 % 12,671 12,670

72,00 % 12,071 12,069

Počet vyslaných zpráv [-] 68,60 % 106462 106296

72,00 % 106088 106088

Tab. 4: Změřené parametry, na začátku kabelu, moduly po 30 cm Změřené parametry komunikace podle navržené matice cyklů vykazují stejnou relativní chybu periody vysílání zpráv pro moduly vzdálené od sebe 30 cm na začátku kabelu. Pro moduly umístěné na konci kabelu, kdy poslední modul je 40 m od diagnostického prostředku, jsou relativní chyby diametrálně odlišné. U některých zpráv relativní chyba dosahuje menších přijatelnějších hodnot naopak u některých je hodnota relativní chyby větší. Při komunikaci na větších vzdálenostech se také ukázalo, že zprávy vycházející ze stejného modulu mají téměř stejnou relativní chybu. Při zmenšení periody vysílání referenční zprávy, tak aby bylo dosaženo maximálního využití sběrnice v tomto uspořádání, se relativní chyba periody vysílání zprávy sice zvětší, ale ustálí na konstantní hodnotě a to v obou případech. Snižováním periody vysílání referenční zprávy se zkracuje doba trvání jednoho časového rámce, což více ustálí periodu vysílání jednotlivých zpráv a relativní chyba je konstantní. Toto ukazuje i počet vyslaných zpráv za určitou dobu, kdy se tato hodnota pro zprávy, které by měly být vyslány, podle časového harmonogramu se stejným počtem, shoduje.

- 93 -


Letový parametr

CAN

Perioda vysílání [ms]

ID

Relativní chyba periody vysílání [%]

2011

Počet vyslaných zpráv [-]

[hex]

68,60 %

72,00 %

68,60 %

72,00 %

68,60 %

72,00 %

RZ

081

12,671

12,071

2,23

6,86

106462

106088

ax

12C

12,670

12,069

2,24

6,88

106296

106088

ay

12D

12,672

12,070

2,22

6,87

106296

106088

az wx wy

12E

12,671

12,071

2,23

6,86

106295

106088

12F

12,670

12,071

2,24

6,86

106295

106088

130

12,670

12,071

2,24

6,86

106295

106088

wz

131

12,670

12,071

2,24

6,86

106295

106088

H

14C

12,671

12,071

2,23

6,86

106296

106088

IDC

3A2

25,342

24,142

2,23

6,86

53231

53044

TS

143

76,025

72,425

2,23

6,86

17744

17682

Tk

144

76,023

72,423

2,23

6,86

17718

17682

Tab. 5: Změření parametry, konec kabelu, poslední modul 40 m od diagnostického prostředku

4.

Závěr

Článek popisuje teoretický návrh matice cyklu reprezentující časový rozvrh vysílání parametrů letu a letounu. Teoreticky provádí rozbor parametrů pro následné ověření na reálném palubním leteckém elektronickém systému. Dále je v příspěvku popsán experiment a podmínky testování. Výsledky testování jsou uspořádány do tabulek, opatřeny diskusí a porovnáním s teoretickou analýzou.

Literatura [1]

[2] [3]

[4]

VOSS W., A Comprehensible Guide to Controller Area Network. 2nd. Greenfield, Massachusetts, USA: Copperhill Technologies Corporation, 2005-2008. pp. 152. ISBN 978-0976511601. STOCK M., CANaerospace. [Online].[cit. 2009-04-05]. Available on: . BAJER J., JANU P., JALOVECKY R., Controller Area Network based On-board Data Acquisition System on Military Aircraft. In Concepts and Implementation for Innovative Military Communications nad Information Technologies. Warsaw, Poland: Military University of Technology, 2010. pp. 589-598. ISBN 978-83-61486-70-1. JANU P., BYSTRICKY R., BAJER J., Proposal of a Time-triggered Avionic Electrical Subsystem Using CANaerospace. In ICMT'09: International Conference on Military

- 94 -


[5]

2011

Technologies 2009. 1st edition. Brno, 2009. Electronics Avionic Systems. pp. 387-393. ISBN 9788072316496. JANŮ, P. BAJER, J. Dynamic time-slot assignment method applied on CAN with CANaerospace protocol during the aircraft phase of flight transitions. In ICMT'11: International Conference on Military Technologies 2011. 1. Brno: University of Defence, 2011. pp. 1-6. ISBN 978-80-7231-787-5.

Dedikace Článek byl vypracován za podpory Ministerstva obrany České Republiky (Projekt obraného výzkumu č. OVUOFVT200802).

- 95 -


2011

Úloha ATM systémů při podpoře nových způsobů a metod letecké navigace The role of ATM systems to support new ways and methods of air navigation Ing. Jaroslav Jeřábek, Ph.D. Univerzita obrany, email: [email protected], tel.: +420-973-445-226 Resumé: Článek v krátkosti popisuje nové metody a způsoby letecké navigace. Zaměřuje se na úlohu ATM systémů při shromažďování, filtrování a přenosu informací na palubu letadel, které využívají nových metod letecké navigace - RNAV a RNP při výběru letových tras. Article briefly describes the new methods and means of air navigation. It focuses on the role of ATM systems in the collection, filtering and transfer of information on board the aircraft that use new methods of air navigation - RNAV and RNP in selecting routes.

1

Úvod

Z hlediska navigačního zabezpečení mnoho civilních letů na celém světě je podporováno sítí pozemních navigačních majáků. Nejčastěji jsou to nesměrové rádiové majáky NDB (Non-Directional Beacons), všesměrové majáky VOR (Very High Frequency (VHF) Omni-directional Radio Range), měřiče šikmé vzdálenosti DME (Distance Measuring Equipment), systém daleké navigace Loran-C, palubní inerciální navigační systémy INS (Inertial Navigation Systems) a stále se deroucí kupředu družicové navigační systémy GNSS (Global Navigation Satellite Systems). Ovšem signály těchto systémů s výjimkou GNSS nepokrývají celý zemský povrch z geografických a někdy i hospodářských důvodů. GNSS zatím nejsou schváleny primárním leteckým navigačním systémem. Signály šířící se z majáků NDB trpí stejnými neduhy jako signály KV rádiových spojů a tím je rušení. Šíření signálů VOR a DME je zase silně omezeno geografickým prostředí. Většina letových cest je navržena tak, aby procházeli nad stanovištěm pozemních majáků. Tím to vzniká systém vzdušných cest, který má omezenou kapacitu uživatelů. Na následujícím obrázku je naznačen systém letových cest nad Českou republikou v nejčastěji používaných letových hladinách FL 120 -400.

- 96 -


2011

Obr. 1: Letové cesty nad ČR v hladinách FL 120 - 400 V nejbližší době je možné, že takto uspořádaný vzdušný prostor bude zcela zahlcen uživateli. Proto dnes jsou hledány a již také uplatňovány nové metody a způsoby využití vzdušného prostoru.

Performance-based Navigation – Navigace založená na

2

výkonnosti V současné době publikace PBN Manual (Performance-based Navigation manual) definuje dvě metody RNAV (Area Navigation) a RNP (Required Navigation Performance), jako dvě cesty vedoucí k efektivnějšímu využívání vzdušného prostoru. Pod PNB se skrývají obecné požadavky na navigaci z hlediska civilních uživatelů. Tito uživatelé potřebují mnoho co nejpřímějších letových cest, které si navíc mohou naplánovat a realizovat dle vlastního uvážení. To vyžaduje použití nových metod a způsobů letecké navigace, podpořených novými technologiemi. Zvláštní kapitolu tvoří rozvíjející se legislativa. PBN nabízí mnoho výhod oproti stávajícímu způsobu letecké navigace. Zde jsou ty nejmarkantnější z nich: •

Snižuje počet pozemních stanovišť navigačních majáků, tím i počet „zalomení“ vzdušných cest.

- 97 -


•

2011

Redukuje počet druhů používaných navigačních systémů a umožňuje plně využít výhod nových většinou družicových technologií.

•

Umožňuje efektivněji využívat vzdušný prostor a technických vlastností letadel (nízká spotřeba paliva, snížení hladiny hluku, zkrácení doby letu, …).

Nevýhodou ovšem bude narůstající počet uživatelů vzdušného prostoru a s tím spojené požadavky na zabezpečení létání. Zavádění metod RNAV a RNP bude závislé na rozvoji technologií letecké komunikace, navigace a přehledu o vzdušné situaci. Zvláště pak bude důležitý rozvoj pozemních ATM (Air Traffic Management) technologií a postupů i když se na první pohled zdá, že všechny důležité činnosti budou přesouvány na palubu letadel. Důležité také bude, zvládnou přechodové období, které může trvat dlouho dobu, kdy ve vzdušném prostoru bude skupina uživatelů letící klasickou traťovou navigací a druhá skupina používající pokročilých metod navigace. Navíc každý region na Zemi se bude určitě rozvíjet jiným tempem. To vše bude klást velké požadavky na efektivní využívání vzdušného prostoru a hlavně na zajištění vysoké bezpečnosti letového provozu.

3

RNAV a RNP

Rozdíl v navigaci letadel letící způsobem klasické traťové navigace a metodou RNAV RNP je znázorněn na následujícím obrázku.

Obr. 2: Porovnání způsobu letů traťovou a RNAV navigací

- 98 -


2011

Letadlo v jeho horní části letí metodou RNAV přímou trať přes definované body v prostoru (tzv. waypoints), které se nacházejí v pracovních oblastech pozemních majáků. Letadlo letící spodní trasu musí přeletět stanoviště každého pozemního majáku.

3.1

RNAV

RNAV je metoda letecké navigace umožňující let podle přístrojů (IFR - Instrument Flight Rules) do všech kurzů v rámci pracovních oblastí sítě majáků navigace a to tak, že uživatel nemusí přeletět jejich pozemní stanoviště. RNAV umožňuje posádce letadla naplánovat a využít libovolnou trasu nebo kombinaci tras vzdušného prostoru. Může využít libovolnou kombinaci zdrojů navigačních signálů, ale musí splňovat požadavky na navigační výkonnost po celou dobu letu. To znamená, že při plánování letu si musí prověřit, jestli po celou dobu letu bude mít jejich palubní zařízení k dispozici dostatečné množství spolehlivých a přesných zdrojů navigační informace. Obecně ji rozdělujeme: •

LNAV (Lateral Navigation),

•

VNAV (Vertical Navigation).

Úkolem VNAV je optimalizace vertikálního průběhu tratě. Cílem LNAV je stanovit přesnou polohu letadla na stanovené trati v jakémkoliv okamžiku. Základní funkční požadavky na RNAV jsou: •

Spojitá informace o poloze letadla vzhledem k plánované trati. Tato informace musí být zobrazena v zorném poli oka pilota.

•

Zobrazení vzdálenosti a směru k následujícímu aktivnímu bodu trati.

•

Zobrazení traťové rychlosti a času dosažení následujícího aktivního bodu trati.

•

Funkce ukládání navigačních dat.

•

Indikace a výstraha před poruchami RNAV systému.

3.2

RNP

RNP definuje výkon v navigaci, která umožňuje letadlu letět mezi dvěma 3D definovanými body v prostoru. RNP je v zásadě podobná RNAV jen je zde propracovaněji definovaný požadavek na monitorování navigačního výkonu a výstrahy před jeho poklesem. K aktuálním požadavkům na RNP patří: •

schopnost opakovaně sledovat stanovenou trajektorii s předepsanou spolehlivostí a predikcí včetně zakřivených částí cest,

- 99 -


•

2011

včas akceptovat požadavky na vertikální změny letu včetně omezení vertikálních manévrů.

Stupeň sledování navigační výkonnosti a schopnosti výstrahy může mít různou úroveň závislou na architektuře, instalaci a konfiguraci používaného systému. Musí ale umět: •

zobrazit a indikovat stávající a předpokládanou navigační výkonnost,

•

na základě monitorování výkonu systému varovat posádky před jeho snížením,

•

zobrazit odchylku od požadované trati (polohy) ve spojení s monitorováním výkonu a poskytování výstrahy.

Typy RNP jsou určeny na základě 4 základních výkonnostních parametrů: •

Přesnost: schopnost celkového systému udržovat polohu letadla v rámci systémového limitu chyb.

•

Integrita: schopnost systému poskytovat včasná varování uživatelům v případě, že by systém neměl být použit pro navigaci.

•

Dostupnost: schopnost celkového systému provádět svou funkci na začátku zamýšlené operace.

•

Kontinuita: schopnost systému jako celku provádět svou funkci bez přerušení během zamýšlené operace.

Požadavky na RNP a RNAV se překrývají. Ovšem pro každou zájmovou oblast musí být tyto požadavky jasně stanoveny. Přesnost RNP a RNAV jsou definovány číslem např.: RNP 4, RNAV 10, atd. Toto číslo udává velikost maximální horizontální odchylky, měřenou v námořních mílích, od skutečné polohy letadla od jeho vypočítané po 95 % času měření. Specifické požadavky na jednotlivé výkonnosti způsobují, že tyto nejsou zcela kompatibilní. Například se může stát, že letadlo schválené do provozu pro RNP 1 není schváleno pro RNP 4. Velikost chyby (tedy stanovená přesnost) není jedinou podmínkou navigace v dané kategorii. Proto je snaha schvalovat další kategorie RNAV nebo RNP, jako například B-RNAV a P-RNAV. Základní prostorová navigace B-RNAV (Basic-RNAV) je rozšiřující druh prostorové navigace RNAV. Je implementován v evropském regionu od počátku devadesátých let. Splňuje požadavky na operace po trati ve většině vzdušného prostoru v rámci evropského regionu. Nyní pokrývá celý vzdušný prostor evropského regionu. B-RNAV je definován přesností dodržování tratě rovnou nebo lepší než ± 5 nm po 95% doby letu. - 100 -


2011

Požadované funkce pro B-RNAV: •

nepřetržitá indikace pozice letadla a zobrazení na navigačním displeji,

•

zobrazit vzdálenost k aktivnímu cílovému bodu,

•

zobrazit rychlost vzhledem k zemi nebo čas dosažení aktivního cílového bodu,

•

znát pozici minimálně 4 cílových bodů,

•

indikace poruchy RNAV systému.

Doporučené funkce pro B-RNAV: •

autopilot nebo spojení na řídícího létání,

•

současná pozice v rámci zeměpisné šířky a délky,

•

indikace navigační přesnosti,

•

automatická volba kanálu rádiové navigace,

•

navigační databáze,

•

automatické řazení úseku.

Přesná prostorová navigace P-RNAV (Precision RNAV) je charakterizována stanovenou přesností dodržování tratě rovnou nebo lepší než ± 1 nm po 95% doby letu. Umožňuje zrychlení provozu a snížení rozestupů mezi přilétávajícími letadly. Jedná se o další vývojový stupeň prostorové navigace RNAV. Navigace P-RNAV je vyvinutá pro realizaci navigace v letištním prostoru TMA, optimalizaci TMA plánu, větší ekologičnost a zvýšení cestovní flexibility. Přístroje P-RNAV automaticky určují pozici letadla ve vodorovné rovině a přijímají informace od následujících druhů navigačních systémů: •

DME/DME (dávající automaticky aktualizovaná měření z dvou nebo více pozemních stanic),

•

VOR/DME,

•

globální navigační satelitní systém (GNSS),

•

inerciální navigační systém (INS), inerciální referenční systém (IRS) s automatickou aktualizací z vhodného radionavigačního vybavení.

Dále jsou zdokonalovány tyto pokročilé metody navigace – zvláště pak RNP pro přiblížení na přistání. Zde opět nestačí definovat požadovanou povolenou odchylku, například RNP 0,3. Je nutné dále definovat celou navigační výkonnost. Proto se rozvíjejí další metody, jako jsou RNP APCH (RNP pro přiblížení) a RNP AR APCH (RNP pro přiblížení s požadavkem povolení). - 101 -


2011

V budoucnosti se očekávají další požadavky na rozvoj RNAV a RNP i beze změny požadavku na přesnost navigace. Příkladem může být 4D navigace, kde kromě požadavků na horizontální a vertikální přesnost přibude další na časový management. Aby tohoto bylo dosaženo, je nutné dále rozvíjet metody a způsoby vertikální navigace založené na navigační výkonnosti a metod pro konečné přiblížení a přistání. Dále se budou moderní způsoby a metody navigace zaměřovat na speciální kategorie uživatelů vzdušného prostoru, jako jsou vrtulníky, a letadla kategorie V-TOL a S-TOL. Rozvoj uvedených metod a způsobů navigace bude závislý na rozvoji GNSS. Používání družicových navigačních systémů a hlavně jejich rozvoj umožní plně využít všech výhod pokročilých metod navigace. Proto je nutné tyto systémy nadále rozvíjet ve všech směrech navigační výkonnosti se zaměřením na integritu. Je nutné mít na paměti, že neporoste jen počet uživatelů vzdušného prostoru, ale i jejich druhy. Kromě civilních dopravních letadel a vojenských letadel všech typů v budoucnu bude nadále přibývat uživatelů tzv. malého letectví (sportovní a ultralehká letadla), bezpilotních letadel (UAV) a další (balóny, vzducholodě,…). Tento stav naznačuje následující obrázek.

Obr. 3: Využití společného vzdušného prostoru

4

Vliv ATM systémů na metody navigace založené na výkonu

Tento článek popisuje metody navigace, které jsou určeny pro efektivní využití vzdušného prostoru a celkové zefektivnění letecké dopravy za udržení vysoké bezpečnosti letového - 102 -


2011

provozu. Čtenář může nabýt dojmu, že všechny činnosti týkající se plánování, provádění a zabezpečení letového provozu se postupně budou provádět jen na palubě letadla. Vzhledem k rostoucímu počtu a druhů uživatelů společného vzdušného prostoru poroste význam služeb a technologií uspořádání letového provozu – ATM (Air Traffic Management). Proto je třeba pracovat na: •

Koordinaci metod letových navigačních postupů.

•

Tvorbě stejné legislativy.

•

Vybudování pokročilého rozhraní mezi civilními, vojenskými, UAV a dalšími potenciální uživateli.

•

Budování spolehlivých a rychlých komunikačních sítí.

•

Budování satelitních komunikačních technologií.

•

Zavádění systémů nezávislého přehledu o vzdušné situaci.

Hlavní oporou nového konceptu RNAV / RNP navigace budou pokročilé systémy ATM. Budou muset zajistit lepší a rychlejší přenos dat mezi pozemními a letadlovými systémy ve všech fázích letu. Hlavní funkce ATM zahrnující ATS, ATFM a ASM zůstanou nezměněny.

Obr. 4: Spolupráce CNS a ATM systémů Nicméně globální dosah nových systémů CNS umožní lepší harmonizaci, vyšší integraci a transparentnost poskytovaných služeb. Vzdušný prostor je omezený a očekávaný růst letecké dopravy a ostatních aktivit musí být efektivněji řízen. Dostupnost více aktuálních informací

- 103 -


2011

o plánované a aktuální hustotě dopravy pomáhá připravit dostatečnou kapacitu vzdušného prostoru a dostatečně se připravit na možné překročení této kapacity. Systém plánování může být efektivní pouze tehdy, pokud se provádí hierarchicky od strategické úrovně po taktickou. Perfektní spolupráce CNS / ATM systémů je a bude nezbytná (viz. obr. 4).

5

Závěr

RNAV a RNP ukazují správnou cestu vývoje metod a technologií letecké navigace. Jejich základní výhody jsou zkrácení letů, omezení času letadel stráveném ve vzduchu, snížení spotřeby paliva, zvýšení počtu letových tras a zvýšení kapacity vzdušného prostoru. To

vše

má

pozitivní

dopad

na

ekonomiku

a

životní

prostředí.

Dnešní vývoj RNAV / RNAV je závislý na rozvoji technologií GNSS. Musí být dokončen projekt Galileo. Poté bude možné dále rozvíjet a dokončit RNAV / RNP i pro technologie přiblížení

a

přistání.

Tyto

navigační

trendy

musí

být

podporován

rozvojem

vysokorychlostních datových sítí a rozvoj služeb ATM. Civilní, vojenské a další UAV uživatelé vzdušného prostoru musí vybudovat moderní rozhraní mezi jednotlivými ATM a službami ATS.

Literatura [1] [2]

[3]

[4]

Air Navigation Services of the C.R. AIC – The concept of air navigation in 2020, Prague: 2009. International Civil Aviation Organization. DOC 9613, AN/937 Performance-based navigation (PBN) manual. ICAO 999 University Street, Montréal, Canada, Quebec : 2008. International Civil Aviation Organization. PERFORMANCE BASED NAVIGATION MANUAL VOLUME I - CONCEPT AND IMPLEMENTATION GUIDANCE, Modifications made in Washington, USA, by 2nd meeting of the RNPSORSG’s Editorial Group as a result of comment dispositions by members of the SASP, OCP, OPS/P and NSP and members of the RNPSORSG. 2007. FANS manual. International Air Transport Association, Montreal – Geneva : 1996.


- 104 -


2011

Kalibrácia dvojosových akcelerometrov pomocou spektrálnej analýzy 2-Axis Accelerometer Calibration Using Spectral Analysis Doc. Ing. Dušan Praslička, PhD., Ing. František Kmec, PhD., Ing. Katarína Draganová, Ing. Miroslav Laššák Technická univerzita v Košiciach, Letecká fakulta, Katedra leteckej technickej prípravy, Rampová 7, Košice, email: [email protected], [email protected], [email protected], [email protected], tel.: +421-918-717-421, tel.: +421-918-717-426, tel.: +421-915-447-332, tel.: +421-949-275-100 Resumé: Článok sa zaoberá kalibračnou metódou dvojosových akcelerometrov pomocou spektrálnej analýzy, pri ktorej osi senzora rotujú konštantnou rýchlosťou v rovine vektora G . Namerané hodnoty sa následne matematicky spracujú a určia sa deformácie nameraných charakteristík spôsobené aditívnymi a multiplikatívnymi chybami akcelerometra. Zber a spracovanie údajov sú zabezpečené programovo a použitá plošina je automatická, preto je výhodou tejto metódy krátky čas potrebný na kalibráciu senzora. The article deals with a calibration method of 2-axis accelerometer using spectral analysis, based on constant rotation speed of the sensor axis placed in the plane of the G vector. Measured values are mathematically processed and deformations of measured characteristics caused by additive and multiplicative errors are determined. Data acquisition and processing are program-controlled and the used turning platform is automatic, so an advantage of this method is in a short time necessary for the sensor calibration.

1

Úvod

Vďaka dostupnosti, novým technológiám a znižujúcim sa nákladom na výrobu nachádzajú akcelerometre uplatnenie v mnohých oblastiach. Jednou z najbežnejších aplikácií však ostáva ich využitie pri riadení a navigácii pozemných dopravných prostriedkov, lietadiel, lodí, no aj malých

mobilných

prostriedkov,

alebo v našom

prípade

malých

bezpilotných

prostriedkov, kde je okrem veľkosti senzorov často nevyhnutnou požiadavkou ich nízka cena. V takomto prípade je kalibrácia každého senzora nevyhnutná, pretože aj senzory toho istého typu môžu vykazovať rozdielne parametre a môžu sa vyznačovať inými chybami. Kalibráciou je potom možné určiť aditívne a multiplikatívne chyby, chyby linearity a ortogonality, ale aj odchýlky od osí senzora. V súčasnosti je vyvíjaných množstvo metód - 105 -


2011

určovania chýb a kalibračných metód ([1]-[6]). Samotný článok sa zaoberá kalibráciou dvojosových akcelerometrov s využitím spektrálnej analýzy, pomocou ktorej je možné tieto spomínané chyby určiť a následne aj kompenzovať.

2

Teória

Kalibračná metóda je založená na rovnomernej rotácii senzora v rovine vektora G . Predpokladajme teda rovnomernú rotáciu dvojosového akcelerometra v homogénnom poli G Počas jednej otáčky senzora získame N + 1 zložiek ortogonálneho rozkladu vektora G do zložiek x i a y i teda postupnosti:

{x0 , x1 ,......x N }, {y0 , y1 ,..... y N }

(1)

Tieto merania sú zaťažené hlavne aditívnou chybou, teda jednosmerným posunom od definovanej hodnoty pri 0 G a multiplikatívnou chybou, teda chybou citlivosti. Chyby ortogonality a linearity, ako ukazujú skúsenosti, sú väčšinou zanedbateľné. Vzhľadom na uvedené dominantné chyby sú merané hodnoty x i a y i rovné:

xi = K x X i + C x (2)

yi = K yYi + C y

kde X i a Yi sú skutočné hodnoty meranej veličiny K x a K y sú multiplikatívne koeficienty a C x a C y sú aditívne koeficienty kanálov x a y . Skutočné hodnoty meranej veličiny je možné získať realizáciou inverzných funkcií pri znalosti koeficientov K a C , ktoré využijeme ako kalibračné parametre:

Xi =

Yi =

xi - C x Kx (3)

yi - C y Ky

Kalibračné parametre K a C získame spektrálnou analýzou nameraných postupností, čím dostaneme komplexné Fourierove koeficienty:

- 106 -


2011

i

- j 2pk 1 N N +1 A = xi e å N + 1 i =0 k x

(4)

i

- j 2pk 1 N N +1 A = yi e å N + 1 i =0 k y

z ktorých nám pre účely lineárnej korekcie stačia iba prvé dva členy, teda jednosmerná zložka a amplitúda prvej harmonickej, teda:

Cx = Ax0 K x = 2 × A1x

(5)

C y = Ay0 K y = 2 × A1y

Fázový rozdiel prvej harmonickej oboch kanálov umožňuje aj určenie ortogonality a obsah vyšších harmonických nelinearitu senzora.

3

Experiment a výsledky

Dvojosový akcelerometer ADXL 202 bol pripevnený na stabilnú, rovnomerne rotujúcu plošinu, os rotácie plošiny bola kolmá na smer zemského tiažového zrýchlenia G a osi akcelerometra x a y rotovali v rovine G . Zariadenie otáča plošinou konštantnou uhlovou rýchlosťou, ktorú je možné v určitom rozsahu nastaviť. Akcelerometer ADXL 202 má na výstupe PWM signál nesúci informáciu o pôsobiacom zrýchlení. Výstupný signál akcelerometra bol pripojený k meraciemu počítaču, ktorý zabezpečoval zber a ukladanie nameraných hodnôt. Meranie sa pre každý snímač opakovalo 10-krát. Namerané hodnoty boli spracované ako vyhladené symetrické funkcie deformované aditívnymi a multiplikatívnymi chybami, matematicky formulované ako prvé dve zložky Taylorovho radu. Namerané výsledky pri rovnomernej rotácii boli ovplyvnené tiež chybami linearity, ortogonality, počiatočnej fázy a šumom spôsobeným najmä vibráciami meracej plošiny. Tieto chyby sú však voči hlavným aditívnym a multiplikatívnym chybám senzora podstatne menšie, preto sme ich zanedbali. Na Obr. 1 sú zobrazené namerané hodnoty kanálov x a y a vypočítaná skalárna hodnota T ich vzájomného vektorového súčtu, ktorá fyzikálne predstavuje modul, teda amplitúdu

- 107 -


2011

meraného poľa vektora rotácie. Na Obr. 1 je možné vidieť zjavné odchýlky od predpokladaného ideálneho priebehu. Spektrálna analýza nameraných harmonických priebehov a amplitúda harmonických spektrálnych zložiek poskytuje presnú informáciu o aditívnych a multiplikatívnych chybách a tiež informáciu o charaktere nelinearity. Vyhodnotením fázových zložiek spektra je možné získať aj údaje o ortogonalite a počiatočnej fáze vektora. Takýmto postupom dostaneme údaje potrebné na určenie všetkých korekčných parametrov. Kalibrované priebehy s využitím vypočítaných kalibračných koeficientov C x a K x pre os x akcelerometra a koeficientov C y a K y pre os y akcelerometra sú znázornené na Obr. 2. Kalibračné koeficienty pre 10 opakovaných meraní a priemerné hodnoty týchto koeficientov sú uvedené v Tab. 1. 1,5

1

kanál x kanál y T

0,5

0

x, y [g] -0,5

-1

-1,5 0

2 000

4 000

6 000

8 000

počet vzoriek

Obr. 1: Namerané signály x a y a vypočítaná hodnota T 1,5

1

kanál x kanál y T

0,5

0

X,Y [g] -0,5

-1

-1,5 0

2 000

4 000

6 000

8 000

počet vzoriek

Obr. 2: Kalibrované priebehy signálov x a y a vypočítaná hodnota T

- 108 -


cyklus

Kx

Ky

Cx [g]

2011

Cy [g]

1

0.95657125

0.98057875

-0.0257275

-0.032655

2

0.95667875

0.9800625

-0.02556875

-0.0328875

3

0.95689

0.98004

-0.02538

-0.0330725

4

0.956475

0.98087

-0.02554125

-0.03259625

5

0.9560325

0.9806975

-0.02598375

-0.032665

6

0.95660875

0.9806425

-0.0256825

-0.03253875

7

0.95673125

0.980375

-0.02580875

-0.032525

8

0.95663125

0.980505

-0.025535

-0.03269125

9

0.9564425

0.98029375

-0.0257375

-0.0326525

10

0.95672625

0.9802

-0.0254425

-0.032835

priemer

0.95657875

0.9804265

-0.02564075

-0.032711875

Tab. 1: Vypočítané aditívne a multiplikatívne konštanty pre kanály x a y pre 10 cyklov merania a ich priemerné hodnoty

4

Záver

Výhodou tejto metódy je, že je potrebná len jednoduchá rotácia senzora v rovine a hoci táto rotácia musí byť presná a stabilná, nie je potrebné generovať ani simulovať žiadne polia. Pre uskutočnenie merania potrebujeme len plošinu rotujúcu konštantnou rýchlosťou a merací počítač s programom, ktorý zabezpečí zber, spracovanie a záznam nameraných hodnôt. Veľkým prínosom tejto metódy je relatívne veľmi krátky čas potrebný na kalibráciu senzora.

Literatúra [1] ARTESE, G., TRECROCI, A.: Calibration of a low cost MEMS INS sensor for an integrated navigation system. The International Archives of the Photogrammetry, Remote Sensing and Spatial Information Sciences, Vol. XXXVII. Part B5. Beijing 2008, pp. 877-882 [2] SOTAK, M., SOPATA, M., BREDA, R., ROHAC, J., VACI, L.: Navigation System Integration. Monograph, 1. ed., printed by Robert Breda. Kosice, 2006, ISBN 80969619-9-3 [3] SOTAK, M: Coarse alignment algorithm for ADIS16405. In: Przeglad elektrotechniczny, Vol. 86, No. 9, 2010, p. 247-251, ISSN 0033-2097 [4] REINSTEIN, M., SIPOS, M, ROHAC, J: Error Analyses of Attitude and Heading Reference Systems. In: Przeglad elektrotechniczny, Vol. 85, No. 8, 2009, p. 114-118, ISSN 0033-2097

- 109 -


[5]

[6]

2011

SOTAK, M: Calibration and Alignment Procedures of Inertial Navigation System. In: MOSATT 2011: Modern Safety Technologies in Transportation: Proceedings of the International Scientific Conference: 20-22 September 2011, Zlata Idka, Slovakia: ISBN 978-80-970772-0-4. ISSN 1338-5232, Vol. 4 (2011): page 398-408. ROHAC, J, SIPOS, M: Sensors and Data Processing Methods Used in Navigation Systems. In: MOSATT 2011: Modern Safety Technologies in Transportation: Proceedings of the International Scientific Conference: 20-22 September 2011, Zlata Idka, Slovakia: ISBN 978-80-970772-0-4. ISSN 1338-5232, Vol. 4 (2011): page 342348.

Poďakovanie Tento článok vznikol za podpory Agentúry na podporu výskumu a vývoja SR v súvislosti s riešením vedeckého projektu APVV-0266-10.

- 110 -


2011

Měření množství paliva pomoci kapacitních snímačů výšky hladiny Fuel quantity measuring by capacitance level meter sensors Ing. Vladimír Michalík MESIT přístroje spol. s r.o. Uherské Hradiště, email: [email protected], tel.: +420-572-522-803 Resumé: Změna kapacity kondenzátoru v závislosti na dielektriku je využívána v kapacitních snímačích výšky hladiny paliva. Příspěvek se zabývá problematikou dosahování vysoké přesnosti měření výšky hladiny paliva vzhledem k různým vlastnostem paliva jako dielektrika kondenzátoru. The capacitor capacitance change in connection to dielectric is utilized by capacitance fuel level meter sensors. This paper is focused on high accuracy measuring of fuel level with respect to different properties of fuel as capacitor dielectric.

1

Úvod

V palubních leteckých palivových systémech, ale i palivových systémech pozemních dopravních prostředků a stavebních strojů, se velmi často používá kapacitní způsob měření množství paliva. Snímač výšky hladiny paliva, válcový kondenzátor, poskytuje informaci o výšce sloupce paliva, dielektrika kondenzátoru, v palivové nádrži na základě velikosti kapacity kondenzátoru zaplavené části snímače. Kapacita válcového kondenzátoru je:

C=

Q U (1)

2pel C= D ln d kde

e – permitivita

e = e 0 .e r e 0 - permitivita vakua

e r - relativní permitivita dielektrika Q – elektrický náboj kondenzátoru U – napětí na deskách l – délka válcového kondenzátoru

- 111 -


2011

D – poloměr vnější elektrody d – poloměr vnitřní elektrody Obrázek 1 zobrazuje objekt složený z koaxiálních válců o tloušťce 1 mm vzdálenými 3 mm o délce 1 cm. Vnitřní válec je na potenciálu 5 V, vnější má potenciál 0 V. Dielektrikum je olejové s relativní permitivitou e r = 2.2. Elektrický potenciál je zobrazen barevně a šipka ukazuje směr intenzity elektrického pole.

Obr. 1: Elektrické pole válcového kondenzátoru

Přesnost měření množství paliva kapacitními snímači

2

Na přesnost měření množství paliva pomocí kapacitních snímačů má vliv: •

Mechanické provedení sondy

•

Tvar palivové nádrže (na stojato, na ležato)

•

Termo-mechanické vlastnosti paliva (teplotní roztažnost)

•

Termo-elektrické vlastnosti paliva (změna permitivity)

•

Dielektrické vlastnosti aditiv a bio příměsí

2.1

Mechanické provedení sondy

Mechanické provedení kapacitní sondy a dodržení přesnosti pří výrobě kapacitní sondy může mít zásadní vliv na přesnost měření kapacity sondy, protože i malá nepřesnost, např. ± 0,09 mm v průměru vnější elektrody u sondy délky 1 m s nominálním průměrem vnější

- 112 -


2011

elektrody 26,3 mm a 21,7 mm vnitřní elektrody, způsobí 3,8% chybu v měření kapacity (viz Tab. 1). Závislost chyby nezaplaveného vysílače 100mm délky na přesnosti výroby Chyba D (mm) +/-0,01 +/-0,02 +/-0,03 +/-0,04 +/-0,05 +/-0,06 +/-0,07 +/-0,08 +/-0,09 C (pF) 28,83 28,7 28,58 28,45 28,33 28,21 28,09 27,97 27,85 Chyba C (pF) 0,12 0,25 0,37 0,5 0,62 0,74 0,86 0,98 1,1 Chyba % 0,415 0,864 1,278 1,727 2,142 2,556 2,971 3,385 3,800

Tab. 1: Závislost chyby nezaplaveného vysílače na přesnosti výroby Přestože se zdá, že nepřesnost provedení vnitřní a vnější elektrody může mít zásadní vliv na měření výšky hladiny a tím i na měření množství paliva, opak je pravdou. Tato chyba je výrazně eliminována počáteční kalibrací systému měření množství paliva s instalovanou sondou. Výsledný dopad na měření výšky hladiny paliva je pak minimální.

2.2

Tvar palivové nádrže

Protože kapacitní sonda vlastně měří pouze výšku hladiny paliva od dna nádrže, samotný tvar palivové nádrže má výrazný vliv na přesnost měření množství paliva. 1 mm výšky 100 litrové palivové nádrže ve tvaru krychle o rozměrech 1000mm x 1000mm x 100mm (Š x D x V) znamená 1 litr, avšak u nádrže o rozměrech 100mm x 100mm x 10 000mm znamená pouze 0,1 litru. V praxi bohužel se setkáváme s provedením palivových nádrží tzv. na plocho (např. integrované nádrže v křídlech).

2.3

Termo-mechanické vlastnosti paliva (teplotní roztažnost)

Dalším významným faktorem ovlivňující přesnost měření množství paliva je provozní rozsah teplot paliva. Teplota výrazně ovlivňuje jak fyzikální tak i elektrické vlastnosti paliva. Z fyzikálních vlastností pro naše měření přichází v úvahu objemová teplotní roztažnost kapalin: DV = bV0 Dt nebo

(2)

V = V0 (1 + bDt )

(3)

kde

V0 - počáteční objem (objem při teplotě t 0 )

- 113 -


2011

b - součinitel (koeficient) objemové teplotní roztažnosti Součinitel teplotní objemové roztažnosti závisí na druhu látky, ale i na teplotě. Pro malé teplotní intervaly je možné ho považovat za konstantní. Objemová teplotní roztažnost uvažovaných paliv přes dost velký pracovní teplotní rozsah nepředstavuje výrazný problém a chybu způsobenou tímto faktorem lze zanedbat.

2.4

Termo-elektrické vlastnosti paliva (změna permitivity)

Na rozdíl od předchozího, vliv teploty na permitivitu měřeného paliva je značný. Permitivita s rostoucí teplotou klesá. Závislost permitivity vybraných leteckých paliv - viz obrázek obr. 3. Chyba vzniklá změnou permitivity v závislosti na teplotě se kompenzuje buď softwarově, nebo hardwarově. Softwarová kompenzace této chyby předpokládá kontinuální měření teploty paliva. Hardwarová kompenzace nevyžaduje sice měření teploty paliva přímo, ale bývá řešena obvody s jedním nebo více termistory ponořených do paliva. Změnou odporu termistorů kompenzujeme metodickou chybu vysílače.

2.5

Dielektrické vlastnosti aditiv a bio příměsí

Dielektrické vlastnosti leteckých paliv jsou poměrně dobře známé a nepodléhají prudkým změnám. Situace je však výrazně složitější u dieselových paliv určených pro pohon dieselových motorů silničních nebo kolejových vozidel, popřípadě stavebních strojů. Provedli jsme měření permitivity nafty načerpané ze stojanů čerpacích stanic několika značek.

rel. permitivita

Výsledky měření můžete vidět na obr. 2.

3,20 3,15 3,10 3,05 3,00 2,95 2,90 2,85 2,80 2,75 2,70 2,65 2,60 2,55 2,50 2,45 2,40 2,35 2,30 2,25 2,20 2,15 2,10 2,05 2,00

3,097

3,116

Řepkový olej

Biodiesel 2

2,429

2,151

2,16

2,179

2,189

2,143

Diesel 1

Separen speciál

Diesel 2

Diesel 3

Diesel 4

Biodiesel 1

Obr. 2: Relativní permitivita vybraných druhu dieselových paliv

- 114 -


2011

Obr. 3: Závislost permitivity vybraných druhu leteckých paliv na teplotě Z výše uvedeného jasně vyplývá, že pokud chceme využívat kapacitního způsobu měření množství dieselového paliva u silničních a kolejových vozidel nebo u stavebních strojů, je nutné vědět skutečnou permitivitu měřeného paliva.

3

Kapacitní hladinoměr LM1.2

Kapacitní

hladinoměr

LM1.2

je

soustava

koaxiálních

trubek

tvořících

válcový

kondenzátor - tzv. kapacitní vysílač hladiny. Další systém dvou trubek připevněný na této soustavě tvoří kompenzační čidlo. Signály (kapacita) z prvního trubkového systému jsou zpracovávány v bloku elektroniky vysílače, který je umístěn v hlavě hladinoměru. Signál (kapacita) měřená kompenzačním čidlem je zpracována přímo v bloku kompenzačního čidla a dále je přenášena digitálně kabelem do hlavy hladinoměru k dalšímu zpracování. V bloku kompenzačního čidla se také nachází teplotní čidlo pro měření teploty paliva. Vnější a zástavbové rozměry kapacitního hladinoměru LM1.2 - viz. obr. 4.

- 115 -


2011

Obr. 4: Vnější a zástavbové rozměry kapacitního hladinoměr LM1.2

3.1

Přesnost měření výšky hladiny kapacitním hladinoměrem LM1.2

Aplikací předtím uvedených poznatků do konstrukce kapacitního hladinoměru LM1.2 bylo dosaženo stanovené cílové přesnosti měření množství paliva v nádržích silničních a kolejových vozidel popřípadě stavebních strojů. Technické Podmínky pro LM1.2 stanovují tyto maximální úrovně chyb: •

Měření teploty teplotním čidlem

±2°C

•

Chyba nelinearity měření úrovně hladiny

•

Teplotní chyba měření kapacity suché sondy v rozsahu teplot -40 ÷ +80°C - 116 -

± 0,85% (z celkového rozsahu) ±1%


zaplavené sondy v rozsahu teplot -20 ÷ +40°C •

3.2

2011

±1%

zaplavené sondy v rozsahu teplot +40°C ÷ +60°C

±1,5%

Rozdíl hladin v rozsahu relativních permitivit nafty ( e r =2,0 ÷ 2,4)

± 0,5%

Naměřené hodnoty

Výsledky testování kapacitního hladinoměru LM1.2 s kompenzací délky 100 cm pří teplotě 23°C jsou na obr. 5

Chyba měření [%]

Závislost chyby měření na výšce hladiny (vztaženo k rozsahu)

Výška hladiny [mm]

Obr. 5: Chyba hladinoměru s kompenzací, l = 1000 mm Chyba byla vypočtena podle následujícího vzorce:

CHYBA =

NAMĚŘENÁ - SKUTEČNÁ ROZSAH

kde: NAMĚŘENÁ hodnota – hodnota, kterou ukázal ukazatel na PC SKUTEČNÁ hodnota – hodnota odečtená na pravítku měřného válce ROZSAH – měřicí rozsah hladinoměru Poznámky: •

Hladinoměr s kompenzací, l = 100 cm, kontrolní měření 43 výšek

•

Největší zjištěna odchylka byla +0,81 %

- 117 -

(4)


2011

Výsledky testování kapacitního hladinoměrů LM1.2 bez a s kompenzací permitivity délky 85 cm při teplotách -20°C až +60°C jsou na obr. 6.

Chyba hladinoměru s kompenzací

Chyba v %

Chyba měření v %

Chyba hladinoměru bez kompenzace

Teplota paliva v °C

Teplota paliva v °C

Obr. 6: Chyba hladinoměru, l = 850 mm bez a s kompenzací permitivity Poznámky: •

Hladinoměr bez a s kompenzaci, l = 850 mm

•

4 kontrolní hladiny 100, 350, 550 a 750 mm

•

Největší chyba hladinoměru bez kompenzace byla 3,88%, u hladinoměru s kompenzací byla 1,18% (-1,18%).

Závěr

4

Potřeba věrohodného měření množství paliva za reálních podmínek u silničních vozidel pro potřeby FMS systémů (Fleet Management System) byla hlavním impulzem pro vývoj hladinoměru LM1.2. Ve vývoji tohoto zařízení byly zužitkovány znalosti z kapacitních leteckých palubních palivoměrů. Výsledkem toho je, že hladinoměry LM1.2 poskytují uživateli tyto výhody oproti palivoměrům jiné konstrukce: •

Jsou bez pohyblivých části (ve srovnání s plovákovými systémy)

•

Lze je lehce upravit na potřebnou délku podle velikosti palivové nádrže

•

Jsou lehce použitelné pro více-nádržové systémy

•

Umožňuji kontinuální měření celého rozsahu výšky hladiny

•

Obsahuji kompenzace vlivu teploty

•

Provádí kompenzace změny permitivity (reálna měření paliv různých dielektrických vlastností)

•

Umožňuji rozeznání manipulace s množstvím paliva

•

Jsou jedny z nejpřesnějších hladinoměrů nabízených na trhu pro segment automotive.

- 118 -


2011

Literatura [1]

[2] [3] [4] [5] [6]

Coordinating support of fuels and lubricant research and development (R&D) 2, Delivery Order 0002: Handbook of Aviation Fuel Properties - 2004 Third Edition. Coordinating Research Council, Inc. 3650 Mansell Road, Suite 140, Alpharetta, GA 30022, 2004, 150 pages Technical conditions of the level meter LM1.2, NH 9102-01 [in czech]. Uherské Hradiště, MESIT přístroje spol. s r.o., 2010, 30 pages PROCHÁZKA, J.: Inaccuracy analysis of aircraft fuel gauge transmitter EV-55. Uherské Hradiště, MESIT přístroje spol. s r.o., 2007, 12 pages FEČU, B.: Test results LM1.2 – October 2010. Uherské Hradiště, MESIT přístroje spol. s r.o., 2010, 7 pages SUKUP, J.: Diesel and permittivity, Uherské Hradiště, MESIT přístroje spol. s r.o., 2010, 1 pages ČAPEK, Miloslav. Válcový kondenzátor - elmag.org [online]. 2009/10/19 [cit. 201110-04]. Válcový kondenzátor. Dostupné z WWW: .

- 119 -


2011

Systém varovných hlášení digitálního interkomu VICM 200 Warning messages generation system of digital intercom VICM 208 Ing. Martin Moštěk, Ph.D., Ing. Petr Kuneta MESIT přístroje spol. s r.o., Uherské Hradiště, email: [email protected], [email protected], tel.: +420-572-522-533, +420-572-522-516 Resumé: V této práci je popsána problematika generování varovných audio hlášení a jejich implementace v rámci vojenského digitálního interkomu VICM 200. Detailně je zpracována část převodu analogových a digitálních stavových hodnot na sekvenční sled audio hlášení integrovaných do řečového kanálu interkomu. Generating of warning messages is described in this work and its implementation in military digital intercom VICM 208. Main part of this text is focused on analog to digital audio messages conversion and its implementation to the intercom voice channel.

1

Úvod

Systém digitálního interkomu VICM 200 byl vyvinut ve společnosti MESIT přístroje v roce 2008 a je primárně určen k hlasovému dorozumívání osádky bojových a speciálních vozidel. Sytém, který se v průběhu dalších let značně rozšířil a byl doplněn o další moduly a funkce, které dovolují (mimo primárního účelu komunikace) například zaznamenávat hlasovou komunikaci, připojit větší počty radiostanic a podobně byl postupně rozšířen o nově vyvinutou jednotku VICM 208 - Systém varovných hlášení, který by umožnil připojit vnější "generátory" varovných hlášení přímo do interkomu.

2

Návrh systému varovných hlášení

Digitální interkom VICM 200 je hlasový a datový komunikační systém pro maximálně osm účastníků a dvě až čtyři radiostanice, který zpracování řečových signálů realizuje na bázi digitalizace [1]. Celý systém interkomu VICM 200 je zapojen do hvězdy v níž jednotlivé účastnické skříňky zpracovávají řečový signál v audio kodecích, které zasílají takto získaná data do digitálního signálního procesoru (DSP), v němž dochází ke zpracování signálu. Účastnické skříňky zpracovávají audio data pro jednotlivé účastníky a zasílají je do centrální skříňky, kde je digitalizovaný řečový signál upravován, normalizován a mixován. Dále je zde takto upravený signál rozdělen do dvou samostatných kanálů – okruh interkomu a okruh radiostanic. Oba kanály jsou následně zasílány do všech účastnických skříněk interkomu přes

- 120 -


2011

komunikační sběrnici. Jelikož datová komunikace mezi všemi účastnickými skříňkami interkomu probíhá v digitální podobě, jsou audio data z důvodu velikosti přenášených dat kódována kompresním algoritmem u-law. Při vzniku koncepce jednotky VICM 208 byl na počátku vývoje jasný jeden aspekt a to, že samotná jednotka by neměla snížit maximální počet připojitelných účastníků interkomu. Proto byla jednotka koncipována jako standardní účastnická skříňka pro dva účastníky, doplněná o rozšiřující funkce varovných hlášení. Z koncepce zpracování audio dat interkomu bylo zřejmé, že pro případné přehrávání varovných hlášení je nejsnazší metodou implementace varovných hlášení jejich přímé přimíchání do kanálu interkomu v digitální podobě. Řečová audio data s přimíchanými varovnými audio daty jsou pak automaticky zaslána do centrální skříňky, kde jsou rozeslána ke všem ostatním účastníkům digitálního interkomu. Jelikož jsou řečová audio data distribuována v rámci interkomu ve formátu u-law bylo nasnadě daný formát použít i pro formát přehrávaných varovných hlášení. Tento formát kódování je podporován u souborů typu WAV (Waveform audio format) [2]. Jako vstupní periferie, pro příjem stavových signálů, na základě jejichž změny jsou generovány varovná hlášení, bylo do návrhu vloženo standardní sériové komunikační rozhraní typu RS 232 a soustava deseti analogových (dvou a více stavových) vstupů. Z důvodu postupujícího trendu v elektrotechnice, kde je systém komunikace RS 232 postupně nahrazován, nebo doplňován o rozhraní standardu ETHERNET byl do návrhu jednotky VICM 208 zahrnut i tento standard s implementací na bázi protokolu TCP/IP. Z výše uvedených požadavků a předpokladů byla celá jednotka VICM 208 koncipována jako doplněk (modul) systému interkomu který obstarává generování varovných hlášení na základě audio dat umístněných na paměťovém médiu. Pokud jsou obdrženy příchozí požadavky pro generování hlášení z periferií, jsou přehrávána a zaslána audio data do DSP, kde jsou přimíchávána (prostý součet) do kanálu interkomu. Posledním požadavkem, s nímž bylo při návrhu modulu počítáno, byla možnost příposlechu generovaných hlášení vně digitálního interkomu, tedy konkrétně možnost připojení audio zesilovače (aktivního reproduktoru) pro varování osádek vozidel, které nejsou účastníky interkomu. Celý ideový návrh systému varovných hlášení je znázorněn na následujícím obrázku (obr. 2-1).

- 121 -


2011

Obr. 2-1: Ideový návrh systému varovných hlášení

2.1

HW realizace modulu varovných hlášení

Při HW realizaci modulu varovných hlášení (dále jen modulu) bylo nutné uvažovat s velkým množstvím potřebných komunikačních periferií a malých zástavbových rozměrů skříňky VICM 208. Z těchto důvodů byl systém navržen s mikroprocesorem ARM LPC 1766 od společnosti NXP s jádrem CORTEX-M3, který v sobě skrývá nativní podporu ethernetového rozhraní, USB rozhraní a dalších periferií [3]. Dále z důvodů vysoké SW zátěže řídicího programu byla zvolena nominální frekvence procesoru 100 MHz, při které je procesor schopen zvládnout obsluhu všech periferií s dostatečnou výkonovou rezervou. Při výběru typu paměťového média pro uložení varovných hlášení byla rozhodující velikost kapacity paměťového média, dobrá dostupnost a jeho fyzické rozměry. Dalším velmi důležitým parametrem byl pak rozsah pracovních teplot a rychlost čtení a zápisu na dané médium. Jako nejvhodnější typ datového média (dle uvedených požadavků) se jevily SD/MMC karty, jejichž neustále se zvyšující rychlosti čtení a zápisu, včetně kapacit záznamu zvyšují jejich rozšířenost [4]. Jelikož procesor LPC 1766 neobsahuje budič fyzické vrstvy ethernetu, bylo jej nutné do HW realizace modulu doplnit, konkrétně byl použit modul od společnosti Micrel KS8721, který pro svoji funkci vyžaduje minimum dalších součástek [5]. - 122 -


2011

Pro realizaci hlasitého příposlechu modulu nebylo nutné doplňovat externí D/A převodník, protože v procesoru je integrován desetibitový D/A převodníku. Kompletní blokové schéma modulu záznamu zvuku je na dalším obrázku (obr. 2-2).

Obr. 2-2: Blokové schéma modulu varovných hlášení

2.2

SW realizace modulu záznamu zvuku

Při návrhu řídicího software pro přehrávání varovných hlášení se vycházelo z vlastností přenosu řeči digitálního interkomu VICM 200. Audio data jsou v něm přenášena ve dvou audio kanálech (tzv. stereo audio data), kdy každé 4 milisekundy je přenesen paket 64 Byte audio dat, v němž je vždy po 32 Byte pro okruh interkomu a 32 Byte pro okruh radiostanic. Pro varovná hlášení, která jsou uložena v mono formátu, je tedy nutné přenést co 4 milisekundy 32 Byte do DSP, kde jsou následně přimíchána do kanálu interkomové komunikace. Jelikož audio data jsou přenášena cyklicky po relativně malých paketech ve vysokých rychlostech (až 750Kbyte/s), bylo nutné řídicí program uzpůsobit tak, aby dokázal data nepřetržitě vysílat bez výpadků a větších pomlk mezi vzorky a zároveň obsluhovat příjem dat z ethernetu, vstupní sériové linky a vstupních analogových vstupů. Zároveň bylo nutné současně generovat výstup D/A audio příposlechu jednotlivých varovných hlášení, opět pokud možno bez časového posunu vůči datům zasílaným do DSP a bez výpadků a pomlk. Náročnost a množství souběžně vykonávaných operací vedla k tomu, že byl celý řídicí program finálně koncipován na bázi operačního systému. V prostředí mikrokontrolerů třídy ARM existuje několik možností použití vhodného operačního systému, ať už komerčních, nekomerčních s placenou podporou pro implementaci a také několik projektů s otevřeným

- 123 -


2011

zdrojovým kódem. Jako nejvhodnější a s nejlepšími možnostmi se v průběhu vývoje ukázal Free RTOS s otevřeným zdrojovým kódem [6]. Samotné zpracování všech periferií a úkolů přehrávání varovných signálů bylo rozděleno do následujících samostatných vláken. První vlákno - vlákno časovačů je vlákno s nejvyšší prioritou. V tomto vlákně jsou generovány vnitřní hodiny pro pomalu běžící periferie - tedy SD kartu, detekce USB připojení a další. Druhé vlákno - vlákno Ethernet je v pořadí s druhou nejvyšší prioritou. Samotné zpracování ethernetových požadavků je realizováno na open source uIP embedded TCP/IP stacku [7], který je plně implementován a optimalizován pro běh pod Free RTOS. Ve vlákně jsou všechny příchozí ethernetové požadavky filtrovány a verifikovány na platnost. V případě jejich platnosti jsou vloženy do mezivláknové paměťové fronty požadavky na přehrávání jednotlivých varovných hlášení. Dále se zde obdobným způsobem zpracovává sériová linka pro příjem požadavků přehrávání varovných signálů. Třetí vlákno - vlákno přehrávače je zároveň třetí v prioritách společně s vláknem USB. Vlákno přehrávače zpracovává požadavky z paměťové fronty na přehrávání varovných hlášení, kde na základě číselného kódu jsou načteny z SD karty uložené wav soubory. Soubory jsou uloženy pomocí FAT souborového systému a po načtení jsou po částech plněny do fronty audio přehrávače a do fronty audio příposlechu. Zároveň jsou v tomto vlákně zpracovávány analogové vstupy, kde na základě naměřených hodnot z A/D převodníku pro jednotlivé vstupy jsou vyhodnoceny změny jednotlivých stavů. Pokud jsou takovéto změny zaregistrovány, je do mezivláknové paměťové fronty vložen požadavek na přehrávání audio hlášení a je zpracován obdobně jako požadavek přicházející z Ethernetu. Čtvrté vlákno - Vlákno USB má stejnou prioritu jako vlákno přehrávače. Toto vlákno je po převážnou dobu běhu programu suspendováno a je aktivováno pouze v případě, že je jednotka VICM 208 připojena pomocí kabelu USB k nadřazenému PC. V tomto případě se suspenduje vlákno přehrávače a je předáno řízení a přístup na SD kartu do vlákna USB. SD karta je v tomto režimu přístupna pomocí protokolu USB Mass Storage a je tedy možné měnit, ukládat a mazat na ní uložená varovná hlášení. Po odpojení USB kabelu se navrátí řízení SD karty do vlákna přehrávače a vlákno se opět suspenduje. Mimo vlákna je ještě nutné zpracovávat a obsluhovat periferie, jejichž komunikační rychlosti jsou kritické a sebemenší výpadky způsobené např. při přepínání kontextu v operačním systému, nebo pomalou odezvou na vnější podměty by byly kritické. Z těchto důvodů bylo - 124 -


2011

vhodné tyto periferie vyjmout z ovládání pomocí operačního systému a použít pro jejich řízení režim přerušení. Konkrétně jsou to periferie sériové linky pro komunikaci s DSP a periferie vybírání audio dat příposlechu. Sériová linka pro komunikaci s DSP je řízena přerušením od příjmu UARTU, kde DSP generuje požadavek na zaslání dat co 4 milisekundy, kde je následně do DSP zaslán paket o délce 32 Byte jak již bylo zmíněno v předchozím textu. Při přerušení jsou vyňata audio data z fronty audio přehrávače a pokud neexistují je zasílána nulová hodnota. Vybírání audio dat příposlechu je řízeno na základě přerušení od časovače, které je generováno s frekvencí 8 KHz, která odpovídá frekvenci vzorkování uložených wav audio varovných hlášení.

2.3

SW a HW opatření pro zvýšení odolnosti modulu varovných hlášení

Z důvodů vysoké kritičnosti při nasazení a použití jednotky VICM 208, bylo nutné maximálně zabezpečit funkci a fungování jednotky, konkrétně modulu varovných hlášení. Z těchto důvodů bylo do koncepce přidáno záložní datové úložiště, na němž jsou všechna varovná hlášení v jednom jazyce zrcadlena a v případě, že dojde k výpadku primárního paměťového média - SD karty jsou automaticky přehrávána varovná hlášení z tohoto záložního FLASH média.

Obr. 2-3: Jednotka VICM 208 Pro zamezení výpadků při přehrávání audio dat byl brán zřetel na co největší velikost vyrovnávací audio fronty a fronty příposlechu, které dosahují velikosti 8 KByte pro každou z nich. V maximálním vytížení tedy lze uchovávat jednu sekundu vyrovnávacích audio dat. - 125 -


2011

Dále bylo při plnění audio fronty použito principu dopředného zpracování příchozích požadavků na přehrávání, kdy při plnění fronty audio vzorky se zároveň testují další ve frontě uložené požadavky a jsou prověřovány jejich platnosti, čímž se minimalizuje čekání při přehrávání na sebe navazujících audio varovných hlášení. Náhled na finální vzhled jednotky VICM 208 je na následujícím obrázku (obr. 2-3).

3

Závěr

Systém varovných hlášení realizovaný jako zásuvný modul zvyšuje komfort posádek bojových a civilních vozidel o možnost přímého propojení s externími generátory varovných signálů buď s číslicovým, nebo analogovým výstupem, jako jsou například pasivní systémy vyhledávání zdrojů střelby, robotické a mechanické obslužné systémy a podobně. Navíc, díky integraci modulu varovných hlášení do standardní skříňky, není snížen počet možných účastníků digitálního interkomu VICM 200. Další výhodou systému varovných hlášení je použití velkého paměťového média (SD karty) na které lze uložit více jazykových mutací pro varovná hlášení a díky použití TCP/IP protokolu je kdykoliv možné změnit jazyk, v němž jsou varovná hlášení reprodukována.

Literatura [1] [2] [3] [4] [5]

[6]

[7]

MESIT přístroje: Operating Instructions VICM 201.11. Uherské Hradiště, 2009, 32. WAV - Wikipedie [online]. 26.01.2011 [cit. 2011-10-04]. WAV. Dostupné z WWW: . NXP Semiconductors [online]. 2011 [cit. 2011-10-04]. NXP. Dostupné z WWW: . Home - SD Association [online]. 2011 [cit. 2011-10-04]. SD Standards - Universal, Portable, Convenient Storage. Dostupné z WWW: . Micrel - Innovation Through Technology [online]. 2011 [cit. 2011-10-04]. Micrel Introduces Highly Integrated IEEE 1588v2 Over Ethernet Solution For Industrial Ethernet. Dostupné z WWW: . FreeRTOS is a truly free but professional grade kernel for microcontrollers, officially supporting 27 architectures. A Portable, open source, mini Real Time kernel. A free RTOS for small embedded real time systems" [online]. 2011 [cit. 2011-10-04]. The FreeRTOS project. Dostupné z WWW: . DUNKELS, Adam. The uIP TCP/IP Stack for Embedded Microcontrollers [online]. 12.06.2006 [cit. 2011-10-04]. The old webpages for the uIP Embedded TCP/IP Stack. Dostupné z WWW: .

- 126 -


2011

Metodika stanovení oblasti možných vypuštění letecké řízené střely středního dosahu Design the procedure of determination of the possible launching area of the medium range air to air missile Ing. Jiří Němeček, CSc., Bc. Quy Ich Pham, Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita Obrany, Brno, email: [email protected], [email protected], tel.: +420-973-445-198 Resumé: Stanovení oblasti možných vypuštění letecké řízené střely (LRS) je jedna ze základních úloh řešených v souvislosti s bojovým použitím stíhacího letounu. V článku jsou uvedené zásady, na základě kterých lze vytvořit metodiku stanovení oblasti možných vypuštění LRS středního dosahu. Vychází se z reálných předpokladů o metodách navedení a vlastnostech LRS, atmosféry a cíle. Podstata problému spočívá v určení takového prostoru v okolí cíle, ze kterého lze LRS vypustit s vysokou pravděpodobností, že LRS dosáhne cíle. The determination of an engagement envelope of an air to air missile (AAM) is one of fundamental problems connected with the use of a combat fighter. The article deals with principles which permit to create a methodology for the determination of the engagement envelope of middle range AAM. This is based on realistic assumptions about AAM guidance methods and properties of AAM, the atmosphere and the target. The essence of the problem consists in the determination of such area in the vicinity of the target from which the AAM can be launched with a high probability that the AAM will reach the target.

1

Úvod

Letecké řízené střely (LRS) patří k nejúčinnějším zbraním soudobých bojových letadel. Významné jsou protivzdušné střely středního dosahu, které jsou schopné ničit cíl s relativně velkým odstupem a krátkým časovým intervalem mezi jejich vypuštěním a dosažením cíle. Základní informace, které pilot při použití těchto střel musí mít, jsou skutečná vzdálenost k cíli a hraniční dálky vypuštění LRS, jež závisejí na rychlosti a manévrech cíle, vzájemné úhlové poloze cíle a vlastního letounu a také na vlastnostech střely a charakteru jejího pohybu. Hraniční dálky vypuštění vymezují prostor v okolí cíle, jenž se nazývá oblast možných vypuštění (OMV). Je-li střela vypuštěna v této oblasti, dosáhne cíle s vysokou pravděpodobností [1], [2], [3].

- 127 -


2

2011

Naváděcí systémy a metody navedení LRS středního dosahu

Při daných aerodynamických vlastnostech LRS a charakteristikách jejího pohonu mají pro dosah střely klíčový význam naváděcí systém a využitelné metody navedení. Na střelách středního dosahu se zpravidla uplatňují kombinované naváděcí systémy tvořené částí autonomní a samonaváděcí. Autonomní část, jež se využívá v počáteční a střední fázi letu LRS, měří okamžitou polohu řízené střely, kterou porovnává s okamžitou polohou cíle. Základní měřicí jednotkou je inerciální navigační systém, který je v některých případech doplněn přijímačem družicové navigace. Obvykle může pracovat buď v režimu bez aktualizace, nebo v režimu s aktualizací polohy cíle. Samonaváděcí část je typicky infračervená nebo radiolokační. K aktivaci samonaváděcí části se cíl musí nacházet v dosahu a zorném poli koordinátoru. Při tvorbě metodiky stanovení OMV jsme uvažovali radiolokační aktivní samonaváděcí systém.

2.1 Dosah aktivního radiolokačního naváděcího systému Dosah naváděcího systému (koordinátoru) je obecně definován jako maximální vzdálenost detekce

cíle

s určitou

pravděpodobností,

při daných

parametrech

cíle,

atmosféry

A a koordinátoru [4]. Pokud neuvažujeme vliv atmosféry, lze dosah DRmax (q ) aktivního

radiolokačního samonaváděcího systému explicitně vyjádřit jako funkci jeho technických parametrů a efektivní odrazné plochy cíle [2]:

A Rmax

D

kde GK

(q ) = 4

Pv × GK2 × l2 × s (q )

(1)

(4p )3 × Ppmin

– zisk antény koordinátoru, Ppmin – citlivost přijímače, Pv – výkon vysílané

elektromagnetické vlny, q – kursový úhel cíle, λ – pracovní vlnová délka, s(q) – efektivní odrazná plocha cíle. Zisk antény koordinátoru je dán vztahem GK =

4p

l2

× AK

(2)

kde AK – efektivní plocha antény. Vzhledem k tomu, že vzdálenost mezi LRS a cílem při samonavedení je relativně malá, je pro pracovní vlnové délky radiolokačních samonaváděcích systémů útlum elektromagnetických vln při průchodu atmosférou nízký, a proto může být vztah (1) použitý při tvorbě OMV. Efektivní odrazná plocha cíle je v daném případě monostatická a je funkcí kursového úhlu

- 128 -


2011

cíle q. Kursový úhel cíle je úhel, který svírá vektor rychlosti cíle vC se spojnicí střely a cíle, viz Obr. 1 a Obr. 2.

2.2

Metody navedení

Navedení je proces tvarování dráhy LRS [5]. Metoda navedení je zákon, podle kterého je LRS naváděna. Je charakteristická specifickými ideálními vazbami, což jsou určité polohové a kinematické vazby mezi střelou a cílem. Na základě těchto vazeb je možné určit tzv. kinematickou trajektorii LRS, která je definovaná výhradně kinematickými rovnicemi postupného pohybu LRS a cíle, jež odpovídají dané metodě navedení. vC(t)×Δt

C0

C1

C2

C3

C4

C5 º RS5 º Cs

RS5

q

RS4 RS3

RS2

RS1 vRS(t)×Δt

RS0

xg

Obr. 1: Metoda čistého pronásledování Při vyjádření kinematické trajektorie se zanedbávají síly, které na LRS působí, a předpokládá se, že mezi střelou a cílem existují pouze ideální vazby. Kinematickou trajektorii nelze v reálných podmínkách realizovat, ale bere se v úvahu při stanovení OMV. Zanedbáme-li úhel náběhu a vybočení,

můžeme metodu čistého pronásledování

charakterizovat tím, že podélná osa LRS leží stále na spojnici LRS a cíle, viz Obr. 1 [3]. U metody paralelního sblížení je okamžitý vektor dálky cíle D v každém čase rovnoběžný s počátečním vektorem dálky cíle D0, tj. s vektorem dálky cíle v okamžiku vypuštění LRS, viz Obr. 2 [1], [2]. Dálka cíle je vzdálenost mezi cílem a vlastním letadlem.

- 129 -


h0

RS1

RS3

RS0

h1

RS2

h2

2011

D0 D1

D2 D3

RS4

q

D4 C5 º RS5 º Cs C

C4

C3

C2

C1 vC(t)×Δt

Obr. 2: Metoda paralelního sblížení Na obrázcích jsou znázorněné trajektorie nemanévrujícího cíle a kinematické trajektorie LRS. Na jednotlivých drahách jsou body Ci a RSi vyjadřující polohu cíle, resp. LRS v časech ti, kde i = 0, 1, 2, … 5, přičemž t0 je čas vypuštění LRS a pro i > 0 platí ti = ti-1 + Δt, kde Δt je zvolený časový interval. Dráhy, které prolétnou cíl a LRS od okamžiku vypuštění do určitého času, lze řešit numericky jako součet elementárních úseků o délce vC(t)×Δt, resp. vRS (t ) × Dt , kde vRS (t ) je střední hodnota rychlosti střely na daném elementárním úseku dráhy, viz Obr. 1 a Obr. 2. Úhel η je úhel nadběhu řízené střely při navedení metodou paralelního sblížení.

3

Zásady stanovení oblasti možných vypuštění

Oblast možných vypuštění je definovaná jako prostor v okolí cíle, ve kterém lze vypustit řízenou střelu, a kde je pravděpodobnost dosažení cíle střelou maximální. Současně je vypuštění LRS v tomto prostoru bezpečné pro vlastní letoun. OMV [1], [2] má vnitřní a vnější hranici, které jsou určené minimálními a maximálními dálkami vypuštění střely D0min, resp. D0max. Jsou to mezní dálky cíle závisející na kursovém úhlu cíle q, ze kterých lze střelu vypustit při splnění definovaných kritérií jejího účinného použití. OMV se vyjadřuje graficky v polární soustavě souřadnic C0Dq, kde C0 je počátek souřadnicové soustavy a D je dálka cíle. Počátek souřadnicové soustavy C0 je představován bodem, ve kterém se nachází cíl při vypuštění LRS. Dálka vypuštění je dálka cíle v okamžiku vypuštění LRS.

- 130 -


3.1

2011

Kritéria dosažitelnosti cíle

Základními obecnými kritérii dosažitelnosti cíle jsou: •

délky drah, které prolétne LRS od okamžiku vypuštění do okamžiku střetnutí s cílem,

•

dosah naváděcího systému LRS.

Dálky D0min a D0max musí vyhovovat limitním délkám drah, které prolétne LRS za dobu, po kterou jsou plněna specifická kritéria, jež se stanovují podle požadavků na zachování určitých schopností LRS a k udržení funkčnosti dílčích částí LRS. Kvantitativním vyjádřením specifických kritérií jsou limitní časy tm. Tyto časy jsou dané buď přímo konstrukčními parametry střely, nebo jsou odvozené z limitních rychlostí vRSm. Konkrétní rychlost vRSm je minimální přípustná absolutní rychlost dosažená v čase tm. Limitní rychlosti jsou ve všeobecnosti závislé na kursovém úhlu cíle q. Obvykle platí, že pro t > tm, střela nemá požadovanou specifickou schopnost. Výjimkou je například odjištění zapalovače, který naopak má požadovanou schopnost právě v čase t > tm. V případě LRS středního dosahu s kombinovaným systémem navedení musí být zohledněna následující základní specifická kritéria: •

čas odjištění zapalovače tz, tm = tz,

•

limitní rychlost LRS k zachování schopnosti manévrovat se stanoveným přetížením vRSn, vRSm = vRSn,

•

limitní rychlost LRS k udržení metody paralelního sblížení s ohledem na maximální rozsah úhlových výchylek koordinátoru vRSk, vRSm = vRSk,

•

3.2

čas ukončení řízeného letu LRS trl, tm = trl.

Rychlost LRS

Okamžitá rychlost střely vRS(t) závisí na počáteční rychlosti, tj. rychlosti nosiče v okamžiku vypuštění vRS0(0), na časovém průběhu tahu pohonu LRS a na aerodynamickém odporu LRS. Předpokládejme, že střela je opatřena raketovým motorem, jehož pohonná hmota hoří jen po omezenou dobu, která je kratší než doba řízeného letu střely. Časový průběh rychlosti této LRS ilustruje Obr. 3 [1], [2]. Aktivní fáze letu probíhá v čase t < th. Považujme pohyb LRS v této době za rovnoměrně zrychlený. V čase th je ukončeno hoření, střela dosahuje maximální rychlosti vRSh = vmax a nastává pasivní fáze letu, kdy se v důsledku aerodynamického odporu rychlost střely snižuje. V čase trl se vyčerpají energetické zdroje a končí řízený let. OMV se určuje jen pro t < trl. Graf na Obr. 3 vyjadřuje průběh rychlosti střely pro let v konstantní výšce pro různé násobky přetížení n. - 131 -


2011

vRS(t) [ms-1] 900 vRSh

800

H = konst., n1 < n2 < n3 < n4

700 600 500

n1

400

n2 n3

vRS0 300 200

n4

100 0

2 th

4

6

8

10

12

14

16

18

20

22

24 trl

26

t [s]

Obr. 3: Časový průběh rychlosti LRS s raketovým motorem Rychlost střely je daná vztahy: vRS (t ) = vRS0 (0) + aRSa × t prot < th ,

vRS (t ) =

(3)

vRSh prot ³ t h , S × vRSh 1 + cx × r × × (t - t h ) 2×m

kde aRSa – zrychlení LRS v průběhu aktivní fáze letu, cx –

(4)

součinitel

aerodynamického

odporu střely, m – hmotnost střely, S – účinná plocha střely, ρ – hustota vzduchu. Vztah (4) lze v uvedeném tvaru využít pouze za předpokladu, že veličiny cx a ρ jsou konstantní. Hustotu ρ lze považovat za konstantní tehdy, kdy se střela pohybuje výhradně v horizontální rovině, což je však v praxi málo pravděpodobné. Součinitel aerodynamického odporu cx je závislý na úhlu náběhu a Machovu číslu, a proto se v průběhu letu střely mění za všech okolností. Kromě toho se předpokládá, že násobek přetížení je nulový, což je v prakticky nesplnitelné. Má-li se tedy teoretická OMV více přiblížit reálné, je nutné vztah (4) upřesnit v souladu s podmínkami, za kterých se střela může pohybovat.

4

Metodika stanovení OMV

4.1

Obecný postup stanovení OMV

Obecně se OMV vyšetřuje v následujících krocích: •

výběr limitních časů, které jsou přímo dané konstrukčními parametry LRS, - 132 -


2011

•

stanovení limitních rychlostí střely,

•

stanovení odvozených limitních časů, ve kterých je dosaženo limitních rychlostí,

•

stanovení délek limitních drah střely Dm podle limitních časů,

•

stanovení minimálních a maximálních dálek cíle při vypuštění LRS v závislosti na kursovém úhlu cíle.

Limitní dráhy střely jsou dráhy, které prolétne LRS do okamžiku splnění odpovídajícího specifického kritéria. Minimální dálky vypuštění D0min se stanovují podle rychlosti cíle a času odjištění zapalovače. Maximální dálky vypuštění D0max se určují podle rychlosti cíle, času ukončení řízeného letu a podle odvozených limitních časů, viz Obr. 4 [1], [2].

Obr. 4 Časový průběh rychlosti a dráhy LRS s raketovým motorem

4.2

Základní případ stanovení OMV

Pokud budeme předpokládat, že cíl nemanévruje a že se střela naváděná metodou paralelního sblížení pohybuje po přímce, můžeme pro vektor dálky vypuštění psát [1], [2]: D0 (q, ts ) = Ds (q, ts ) + vC × ts

(5)

kde |Ds(q, ts)| = Ds(q, ts) – délka dráhy, kterou prolétne střela z bodu vypuštění do bodu střetnutí s cílem, ts – čas střetnutí střely s cílem. Nezávisle na tvaru dráhy LRS je její délka Ds(q, ts) dána následujícím vztahem:

- 133 -


2011

ts

Ds (q, ts ) = ò vRS (t ) × dt .

(6)

0

Vyjádřením (6) ve tvaru:

ìts ïò vRS (t ) × dt prots < t h ï0 Ds (q, ts ) = ít , ts h ï v (t ) × dt + v (t ) × dt prot ³ t s h ò RS ï ò RS th î0

(7)

a následným řešením jednotlivých integrálů dostaneme s využitím (3) a (4) vztahy

ìvRS0 (0) × ts + 0,5 × aRSa × ts2 prots < t h ï Ds (q, ts ) = í S × vRSh 2×m 2 ïvRS0 (0) × ts + 0,5 × aRSa × ts + c × r × S × ln 1 + cx × r × 2 × m × (ts - th ) prots ³ th x î

(8)

Uvažujme nejjednodušší případ, kdy je OMV omezena pouze časem odjištění zapalovače ts = tm = tz a časem ukončení řízeného letu ts = tm = trl. Pro tato kritéria, kdy Ds(q, tz) = Ds(tz) = Dm = Dz, Ds(q, trl) = Ds(trl) = Dm =Drl je délka dráhy, kterou musí LRS prolétnout k odjištění zapalovače, resp. délka dráhy řízeného letu, lze v souladu s (5) vyjádřit dálky vypuštění D0min, resp. D0max následujícími vztahy D0 min (q, tz ) = Dz + vC × tz

(9)

D0 max (q, trl ) = Drl + vC × trl

(10)

Délka dráhy a rychlost střely jsou v závislosti na čase graficky znázorněné na Obr. 4. Z grafů lze stanovit limitní délky drah, které prolétne střela do okamžiku splnění příslušného specifického kritéria, viz limitní časy tz, trl. Jako obecný příklad zohlednění nějakého specifického kritéria jsou na obrázku také označené limitní rychlost vRSm a odpovídající limitní čas tm a dráha Dm. Předpoklad o pohybu LRS po přímce, kterým byl uveden vztah (5), lze však použít jen v případě střelby na relativně blízký cíl, kdy se rychlost LRS po dobu jejího letu k cíli významně nemění.

4.3 Zvláštnosti metodiky stanovení OMV pro LRS středního dosahu V reálných podmínkách střelby na střední vzdálenost je trajektorie střely tvořena nikoliv přímkou ale křivkou a to i v případě navedení metodou paralelního sblížení na nemanévrující

- 134 -


2011

cíl. OMV lze potom získat s využitím počítače, kdy se dráhy střely i cíle počítají numericky v postupných krocích, ve kterých se stanovují délky elementárních úseků, které prolétnou LRS a cíl za dobu Δt, viz Obr. 1 a Obr. 2 [3]. Kromě toho se aktualizují hodnoty veličin vyjadřujících kinematické vazby mezi střelou a cílem. Uvažujme, že střela je během autonomního navedení řízena v souladu s metodou čistého pronásledování a po aktivaci samonaváděcího systému využívá metodu paralelního sblížení. Součástí metodiky stanovení OMV musí být kontrola plnění požadavků na použitelnost samonaváděcího systému a navedení metodou paralelního sblížení. K tomuto účelu se vyhodnocuje plnění následujících podmínek: •

A dosah naváděcího systému je větší než skutečná dálka cíle, DRmax > D,

•

úhel nadběhu střely η je menší než maximální možná úhlová výchylka koordinátoru ψmax, η < ψmax,

•

délka okamžité teoretické dráhy LRS do bodu střetnutí s cílem Dt-ts je menší než délka okamžité teoretické dráhy Dt-tk, kterou by LRS prolétla do limitního času tk, Dt-ts < Dt-tk

V čase tk by střela dosáhla limitní rychlosti vRSk, která je daná maximální možnou výchylkou koordinátoru. Limitní rychlost vRSk je minimální přípustná rychlost střely, při které lze zachovat kinematické vazby vyhovující metodě paralelního sblížení. V každém kroku výpočtu je nutné rozhodnout o splnění uvedených podmínek. Posouzení nerovnosti Dt-ts < Dt-tk slouží také k určení okamžiku přechodu z navedení metodou čistého pronásledování na navedení metodou paralelního sblížení. Vhodný způsob řešení této úlohy je založen na testování podmínky η < ψmax po celou dobu letu LRS až do času střetnutí s cílem.

Obr. 5 Oblast možných vypuštění

- 135 -


2011

A Tento test se uskutečňuje od okamžiku, kdy je splněna podmínka DRmax > D.

Hranice OMV se získávají postupnou změnou dálky vypuštění D0 pro zvolený kursový úhel cíle q Î 0°,180° . Pro dané hodnoty D0 a q se modeluje pohyb cíle a LRS až do bodu střetnutí, přičemž se posuzuje plnění stanovených kritérií. Hranice OMV jsou určené limitními dálkami vypuštění D0min(q) a D0max(q), přičemž pro D0(q) < D0min(q), resp. D0(q) > D0max(q) není splněno alespoň jedno kritérium. Příklad OMV je na Obr. 5.

5

Závěr

V článku jsou uvedené zásady, které je nutné respektovat při návrhu metodiky stanovení oblasti možných vypuštění letecké řízené střely středního dosahu. S velkou mírou obecnosti jsou zde objasněné základní okolnosti, které ovlivňují pohyb střely při navedení na cíl. Největší důraz je položen na podstatu řešení OMV, která spočívá v modelování tzv. limitních drah, jež prolétne řízená střela do okamžiku splnění rozhodovacích kritérií. Tato kritéria jsou kvantitativně vyjádřena limitními časy, resp. limitními rychlostmi LRS. Z limitních drah střely a cíle lze následně určit minimální a maximální dálky vypuštění střely v závislosti na kursovém úhlu cíle. V článku jsou zdůrazněné zvláštnosti určení OMV pro LRS středního dosahu, ze kterých vyplývá, že danou úlohu lze s dostatečnou věrohodností řešit jen numericky s využitím počítače. Při praktickém stanovení OMV je nutné zohlednit konkrétní vlastnosti LRS a při výpočtech respektovat reálný charakter jednotlivých činitelů ovlivňujících pohyb střely a cíle.

Literatura [1] [2] [3] [4]

[5]

Mazoch, J. Air Gunfire III [in Czech]. Brno : Military Academy in Brno, 1990. 109 p. KONARIK, P. Analysis of weapon control systems and ammunition of aircraft (in Czech). Praha : VTULaPVO, 2009. 70 p. PHAM, Q. I. Draft of Methodology of Determination of Middle Range Air-to-Air Missile Engagement Envelope [in Czech]. Brno : University of Defence, 2011. 71 p. DOSKOCIL, R., NEMECEK, J. Methods of the Calculation of the Passive Infrared Guidance System Range. In Proceeding International Conference on Military Technologies 2011. Brno : Faculty of Military Technology, University of Defence, 2011, p. 807-814. ISBN 978-80-7231-787-5. HAMTIL, I. Anti-aircraft Missile Systems II [in Czech]. Brno : University of Defence, 2003. 77 p.

- 136 -


2011

Dedikace Tento článek byl podpořen projektem obranného výzkumu Ministerstva obrany České republiky č. OSLOM20090002 TAKTIK - Výzkum metod a nástrojů modelování, simulace a vyhodnocení v taktickém výcviku jednotek letectva v rámci taktických úkolů.

- 137 -


2011

Využití inerciálních senzorů při humanitárním odminování Inertial sensors utilization in Humanitarian Demining Ing. Petr Nováček, Ing. Jan Roháč, Ph.D. Katedra měření, Fakulta elektrotechnická, České Vysoké Učení Technické v Praze, email: [email protected], [email protected], tel.: +420-224-352-061 Bc. Michal Přibil Fakulta elektrotechnická, České Vysoké Učení Technické v Praze, email: [email protected] Resumé: Tento článek popisuje možné využití inerciálních senzorů při humanitární odminování. Jako zdroj dat pro algoritmus mechanizace slouží levná inerciální měřicí jednotka (IMU) obsahující tříosý senzor úhlových rychlostí spolu s tříosým senzorem zrychlení. Na rozdíl od klasického využití inerciálních senzorů pro navigaci letadel nebo mobilních robotů je v tomto článku prezentováno využití v kombinaci s profesionálním detektorem kovů. Takovéto využití poskytne nejen informaci o orientaci detekční hlavy detektoru kovů, ale v kombinaci s doplňkovými senzory poslouží jako informační zdroj definující aktuální pozici v průběhu procesu odminování. Informace o pozici v součinnosti se signálem z detektoru dále může poskytnout zásadní informaci pro určení detekovaného předmětu. This paper describes utilization of inertial sensors during humanitarian demining. The mechanization algorithm was applied on measured data obtained from low-cost Inertial Measurement Unit (IMU). This unit contains tri-axial accelerometer and tri-axial angular rate sensor. In contrast with classical usage of inertial sensors in applications like navigation of aircraft or mobile robots we present the application in which the IMU is mounted on professional metal detector. Such an implementation enables not only metal detector search head attitude (pitch and roll angles) estimation, but together with other system also provides information about search head position during demining procedure. The position knowledge together with metal detector signal output provides suitable information helpful in case of detected object determination.

1

Úvod

Tvorba mapy intenzit minového pole vyžaduje kombinaci globální a lokální navigace. Globální, aby bylo možné lokalizovat minové pole v zeměpisných souřadnicích a lokální pro zpřesnění určení polohy detekční hlavy detektoru kovů. V případě tohoto článku je využito kombinace inerciální měřicí jednotky IMU (Inertial Measuremet Unit) a doplňkových senzorů v podobě optického dálkoměru a kamerového systému pro určení pozice minohledačky All Terrain Mine Detector [1]. Kamerový systém, spolu s údaji o výšce nad povrchem ze senzoru vzdálenosti, zde slouží jako podpůrný systém minimalizující integrační chyby vzniklé

- 138 -


2011

výpočtem rychlosti a pozice na základě změřených údajů akcelerometrů a senzorů úhlové rychlosti IMU. Pro reálné aplikace se nabízí náhrada kamerového systému satelitním navigačním systémem GNSS (Global Navigation Satellite System), který byl v laboratorních podmínkách simulován právě kamerovým systémem v kombinaci se senzorem vzdálenosti. Využití IMU je uvažováno z důvodu její nezávislosti na dalších systémech a schopnosti pracovat bez kontaktu s okolním prostředím. Typickými příklady aplikace inerciálních senzorů pro navigaci jsou např. ponorky či automobily jedoucí v tunelech. V našem případě je ovšem IMU pevně spjata s detektorem kovů, minohledačkou, kde IMU poskytuje signály vhodné pro výpočet orientace a pozice detekční hlavy minohledačky. Využití detektoru kovů doplněného o senzoru pro určení orientace a pozice s sebou v konečném důsledku přináší potenciál v průběhu humanitárního odminování. Zde může být informace o pozici detekční hlavy minohledačky spolu s výstupním signálem detektoru využita pro přesné určení místa výskytu detekovaného objektu. Dalším možným využitím může být tvorba mapy intenzit signálu. Takováto mapa může posléze sloužit jako podklad pro diskriminaci nalezených objektů (image processing) a jejich případného přesného určení (typ miny), nebo konstatování, že se jedná jen o kovový odpad. Diskriminace nalezených objektů s sebou přináší potenciál snížení počtu falešných poplachů a zvýšení bezpečnosti operátora minohledačky.

2

Teoretický rozbor

Navigační systém pro detektor kovů byl navrhován s důrazem na nízké pořizovací náklady. Proto je použita levná variante IMU jejíž výstupy jsou degradovány chybami a vysokou hodnotou šumu. V následující části jsou uvedeny kompenzace a minimalizace těchto nežádoucích vlastností. Jmenovitě se jedná o předzpracování signálu filtrem typu dolní propust, snížení chyb v zesílení tzv. „scale factor“, korekce odchylky měřené hodnoty od skutečné – ofsety a v neposlední řadě opravy ne-ortogonalit jednotlivých sestav senzorů.

2.1

Použité senzory

Jako detektor kovů byla zvolena profesionální minohledačka All Terrain Mine Detector (ATMID) výrobce Schiebel [1], [2], ta je dále doplněna o IMU Microstrain 3DM-GX2 [3], infračervený senzor vzdálenosti a dalším doplňkovým systémem je kamerový systém. Celková sestava je uvedena na obr. 1 včetně umístnění IMU a senzoru vzdálenosti. - 139 -


2011

IMU Senzory vzdálenosti

Detekční hlava minohledačky ATMID

Obr. 1: Minohledačka ATMID s nainstalovanou IMU a dálkoměrem IMU využívá senzorů typu MEMS [4], díky tomu je vhodná pro naši aplikaci z cenového hlediska. Jako negativa je ovšem nutné uvést horší parametry výstupního signálu. Kvalita výstupního signálu je také důvod přítomnosti dalších senzorů, které tyto chyby kompenzují.

2.2

Kalibrace inerciální jednotky

Před začátkem samotného měření dochází ke zjištění a nastavení parametrů, ke kalibraci. Tuto kalibraci definuje [5] ro senzory úhlových rychlostí, [6] v případě senzorů zrychlení. Kalibrace tříosého akcelerometru probíhá dle rovnice (1), ିଵ ܽ௖ ൌ ܶ ିଵ ‫ܯ‬ௌி ሬሬሬሬԦ ܽ௠ ሬሬሬሬሬԦ,

(1)

kde ܽ ሬሬሬሬԦ௖ je korigovaný vektor naměřených hodnot ܶ je matice ne-ortogonalit akcelerometrů, ‫ܯ‬ௌி matice scale faktorů a ܽ ሬሬሬሬሬԦ ௠ reprezentuje vektor naměřených hodnot.

Obdobně jako kalibrace akcelerometrů probíhá i kalibrace senzorů úhlových rychlostí, ta je definována rovnicí (2), ିଵ ߱௖ ൌ ܴ ିଵ ܶ ିଵ ‫ܯ‬ௌி ሬሬሬሬԦ ߱௠ ሬሬሬሬሬሬԦ,

(2)

kde je význam symbolů obdobný jako v rovnici (1).

2.3

Předzpracování signálu

Výstupní signál inerciální jednotky je zatížen šumem. Užitečný signál v rámci aplikace se ovšem nachází na velmi nízkých frekvencích, proto lze šum na vyšších kmitočtech elegantně odstranit filtrem s charakteristikou dolní propusti. V našem případě se nejlépe osvědčil

- 140 -


2011

klouzavý průměr, který vyhovuje jak z hlediska výstupní charakteristiky, tak jednoduchosti implementace. Existují dvě varianty tohoto filtru: nevážený klouzavý průměr, popsaný rovnicí (3) a vážený průměr s exponenciálním zapomínáním dle rovnice (4), ‫ݕ‬௡ ൌ

ଵ

ே

σ௡௜ୀ௡ିሺேିଵሻ ‫ݔ‬௜ ,

‫ݕ‬௡ ൌ σ೙

ଵ

೙ష೔ ೔స೙షሺಿషభሻ ௏భ

(3)

σ௡௜ୀ௡ିሺேିଵሻ ܸଵ௡ି௜ ‫ݔ‬௜ ,

(4)

kde ‫ݔ‬௜ označuje změřenou hodnostu v rozsahu změřených ݊ hodnot, ܰ konstantu zapomínání a ܸ ‫ א‬ሺͲǡ ͳۧ je v případě rovnice (2) základ mocniny určující strmost zapomínání starších hodnot.

2.4

Doplňkové senzory

Jedním z uvažovaných doplňkových senzorů je infračervený (optický) dálkoměr vhodný pro laboratorní využití a pracuje na triangulačním principu. Dálkoměr a jeho využití spolu s detektorem kovů detailně popisuje [7]. Konkrétní realizaci dálkoměru představuje v rámci tohoto dokumentu senzor Sharp GP2Y0A21 [8]. Dalším z možných doplňkových senzorů můžou být, v dnešní době zprofanované, satelitní navigační systémy [9]. Vhodnost jejich použití je však spíše v případě velkoplošného prohledávání. Pro naši aplikaci se však hodí v případě kombinace s již zmiňovanou IMU, kdy je zle aplikovat i v lokálním měřítku s relativně vysokou přesností [10], [11].

Obr. 2: použitá průmyslová kamera HOPSCam Nakonec využitým systémem byl optický kamerový systém. Ten je založený na průmyslové kameře HOPSCam (obr. 2). Optický systém poskytuje informaci o pozici a rychlosti pohybu sledovaného světlého bodu (LED umístěná na detekční hlavě minohledačky) ve svém zorném poli [12].

- 141 -


2011

Kamerový systém sám o sobě dosahuje rozumné přesnosti s maximální chybou určení pozice kolem 1mm, ale s nízkou obnovovací frekvencí. Kombinací s jednotkou IMU, která má rychlost opakování měření v řádu 100Hz, tak vzniká ideální systém pro přesné určení pozice detekční hlavy minohledačky v průběhu simulovaného prohledávání prostoru.

3

Implementace a naměřené hodnoty

Implementace mechanizace byla vytvořena na základě [13], kde je detailně rozebrán postup výpočtu pozice na základě inerciálních dat. Výpočet aktualizované polohy sestával z dvojice kroků: 1) integrace úhlových rychlostí a 2) integrace zrychlení. Těmto krokům předchází počáteční zarovnání, které je možné provést na základě údajů z akcelerometrů a magnetometru. Samozřejmostí je i nezbytná informace o počáteční pozici. Výpočet orientace probíhá za pomoci Eulerových úhlů dle rovnice (5), ሬሬሬሬԦ ߠ௞ ൌ ሬሬሬሬሬሬሬሬሬԦ ߠ௞ିଵ ൅ Ͳǡͷο‫ݐ‬ሺ߱ ሬሬሬሬሬሬሬሬሬሬԦ ሬሬሬሬሬԦሻǡ, ௞ିଵ ൅ ߱ ௞

(5)

kde ߠԦ je vektor Eulerových úhlů, ο‫ ݐ‬vzorkovací perioda a ߱ ሬԦ představuje vektor snímaných úhlových rychlostí. Za pomoci Eulerových úhlů zle vytvořit rotační matici cosinů, za pomoci které lze následně transformovat změřená zrychlení do navigační soustavy. Poté již lze integrovat i zrychlení v navigační souřadnicové soustavě dle rovnice (6) ve dvou fázích, první integrací lze získat vektory rychlosti a druhou aktuální pozici sledovaného objektu. ‫ݒ‬௡௞ ൌ ሬሬሬሬሬሬሬሬሬሬሬԦ ሬሬሬሬሬሬԦ ‫ݒ‬௡௞ିଵ ൅ Ͳǡͷο‫ݐ‬ሺܽ ሬሬሬሬሬሬሬሬሬሬሬԦ ܽ௡௞ ௡௞ିଵ ൅ ሬሬሬሬሬሬԦሻ,

(6)

‫ݎ‬௡௞ ൌ ሬሬሬሬሬሬሬሬሬሬԦ ሬሬሬሬሬԦ ‫ݎ‬௡௞ିଵ ൅ Ͳǡͷο‫ݐ‬ሺ‫ݒ‬ ሬሬሬሬሬሬሬሬሬሬሬԦ ሬሬሬሬሬԦሻ, ௡௞ିଵ ൅ ‫ݎ‬ ௡௞

kde ܽԦ je zrychlení v navigační soustavě, ‫ݒ‬Ԧ rychlost v navigační soustavě a ‫ݎ‬Ԧ rychlost taktéž

v navigační soustavě.

3.1

Naměřené hodnoty

Experimentální měření bylo provedeno za pomoci mechanizačního algoritmu spolu s doplňkovou informací z kamerového systému. Informace z kamery byly k dispozici s výrazně menší obnovovací frekvencí, než data z IMU. Proto byl vyvinut algoritmus fúze dat z těchto dvou systémů, který je popsán v bakalářské práci pana Přibila [14]. Výsledek

- 142 -


2011

zpracování naměřených dat za pomoci algoritmu mechanizace a fúze dat představuje obr. 3, kde je plnou čarou znázorněn výstup mechanizace a křížky referenční pozice.

Obr. 3: Určení pozice detekční hlavy algoritmeme mechanizace

4

Závěr

Z výsledků uvedených v předchozí kapitole je patrná možnost využití inerciálních senzorů pro určení pozice detekční hlavy detektoru kovů. V případě použití levných senzorů typu MEMS je dále žádoucí systém doplnit o další senzory, například vzdálenosti, které budou kompenzovat chyby v určení pozice integrací údajů z IMU. V našem případě byl využit optický kamerový systém, který lze snadno uplatnit v laboratorních podmínkách, nikoliv však v reálném prostředí minového pole. Zde se ovšem nabízí možnost využít satelitních navigačních systémů, které bohužel nedosahují žádoucí přesnosti. Jako budoucí možné řešení problému s doplňkovými senzory se jeví využití senzoru rychlosti optic flow [15]. Jeho vývoj a implementace namísto stávajícího kamerového systému proto bude předmětem pokračování této práce.

Literatura [1]

SCHIEBEL, Maintenance Manual MT5001/16/010E. 2003.

[2]

SIEGENFELD, A., ATMID – Technologie und Schaltungsbeschreibung. 2003.

- 143 -


[3]

2011

“3DM-GX2, MicroStrain, AHRS Orientation Sensor [online].” available on WWW: , 2011.

[4]

SAHAWNEH, L., JARRAH, M. A., “Development and calibration of low cost MEMS IMU for UAV applications,” in 5th International Symposium on Mechatronics and Its Applications, 2008. ISMA 2008, 2008, pp. 1-9.

[5]

SIPOS, M., ROHAC, J., “Calibration of Tri-axial Angular Rate Sensors,” Brno, Czech Republic, 2010.

[6]

SIPOS, M., PACES, P., ROHAC, J., NOVACEK, P., “Analyses of Triaxial Accelerometer Calibration Algorithms,” IEEE Sensors Journal, 2011.

[7]

VYHNÁNEK, J., Distance sensor for mine detector. Bachelor thesis, CTU in Prague, 2009.

[8]

“Infrared

Proximity

Sensor

-

Sharp

GP2Y0A21.”

available

on

WWW:

, 2011. [9]

ZAIDI, A. S., SUDDLE, M. R., “Global Navigation Satellite Systems: A Survey,” in 2006 International Conference on Advances in Space Technologies, 2006, pp. 84-87.

[10]

NOVACEK, P., ROHAC, J., “GPS based Attitude Estimation,” Conference for Unmanned Aerial Systems, 2010.

[11]

GREWAL, M., Global positioning systems, inertial navigation, and integration. Hoboken, N. J. : Wiley-Interscience, 2007.

[12]

SHORTIS, M. R., CLARKE, T. A., SHORT, T., “Comparison of some techniques for the subpixel location of discrete target images,” Oct-1994. [Online]. Available: http://adsabs.harvard.edu/abs/1994SPIE.2350.239S. [Accessed: 30-Sep-2011].

[13]

SHIN, E.-H., Accuracy Improvement of Low Cost INS/GPS for Land Applications. Calgary, Alberta, Canada: The University of Calgary, 2001.

[14]

PRIBIL, M., Use of inertial navigation for metal detection. Prague, Czech Republic: Czech Technical University in Prague, 2010.

[15]

RIPKA, P., NOVACEK, P., REINSTEIN, M., ROHAC, J., “Position sensing system for eddy-current mine imager,” Procedia Engineering, vol. 5, pp. 276-279, 2010.

Dedikace Práce na projektu a jeho prezentace byla podpořena grantem Českého Vysokého Učení Technického v Praze číslo SGS10/288/OHK3/3T/13 „Modulární systém pro určování pozice a orientace v prostoru“ a Grantovou Agenturou České republiky prostřednictvím grantu GD102/09/H082 „Senzory a inteligentní senzorové systémy“ který je podporován Fondem rozvoje vysokých škol, Agentury rady vysokých škol.

- 144 -


2011

Laboratorní systém pro ilustraci principu stabilizace kosmických prostředků. Laboratory System for a Spacecraft Stabilization Principle Demonstration Ing. Pavel Pačes, Ph.D., Ing. Petr Nováček, Ing. Martin Šipoš Katedra měření, Fakulta elektrotechnická, České Vysoké Učení Technické v Praze, email: [email protected], [email protected], [email protected], tel.: +420-224-352-061 Ing. Milan Veselý Nezávislý konzultant, email: [email protected] Resumé: Tento článek popisuje konstrukci a princip činnosti zařízení, které jednoduchým způsobem ilustruje funkci stabilizace hmotného tělesa v prostoru na základě změny momentu vyvozovaného reakčním kolem - gyroskopem. Tento princip je možné použít i v gravitačním poli Země na objektu zavěšeném na struně. Jedná se o stabilizaci v jedné ose. Článek popisuje konstrukci zařízení, jednotlivých elektronických modulů, jeho funkci a použití jako laboratorní úlohy za účelem rozvoje zájmu studentů o kosmické technologie. This article describes construction and working principle of the module that by a simple means demonstrates stabilization of a body in space based on reaction wheel momentum change. This principle is possible to use even in the Earth’s gravitation field on a suspended body that represents one-axis stabilization. The article describes construction of the module, its electronics components, function and use as a laboratory exercise with intent to increase interest of students in space technologies.

1

Úvod

Moderní člověk využívá výsledky vzniklé při dobývání vesmíru a i do budoucna se předpokládá, že vývoj a výzkum vesmíru přinese lidstvu nová a užitečná poznání. V současné době je ovšem vzdělávání v oblasti principů činnosti zařízení fungujících v kosmickém prostředí nedostatečné. Na základě poptávky světoznámých agentur (ESA) po nových odbornících vznikají zajímavé výukové projekty jako je na příklad European Student Moon Orbiter (ESMO) [1], kde studenti z různých univerzit vyvíjí letový hardware pro sondu k měsíci. Nevýhodou těchto projektů je jejich omezená kapacita, kdy se do projektu dostane pouze omezené množství studentů. Součástí většiny družic a sond jsou i různé stabilizační prostředky, které zajišťují natáčení kosmického plavidla v prostoru.

- 145 -


2011

Jako základní rozeznáváme: •

Reakční trysky – použito například na Space Shuttle,

•

Magnetické reakční cívky – používané v blízkosti Země (interagují s mag. polem Země), a

•

Reakční kola – použito např. na teleskopu Hubble Space Telescope.

Tento článek se zaměřuje na poslední položku, tedy princip stabilizace pomocí rotující hmoty a změny jejího momentu. Tento princip je možné použít i v gravitačním poli Země na objektu zavěšeném na struně. Jedná se tedy o stabilizaci v jedné ose. Projekt zavěšeného satelitu byl započat v rámci projektu spolupráce s odborníky z Národního úřadu pro letectví a kosmonautiku (NASA), International Space Univerzity (ISU) a dalšími studenty [2] a dále byl rozveden v diplomové práci [3].

Koncepce využití zavěšeného objektu

2

V dalších referencích bude závěsný, v kurzu stabilizovaný systém odkazován jako mikrosatelit. Pro ilustraci funkce systému stabilizace pomocí reakčních kol byl systém doplněn takovými periferiemi, aby umožňoval ilustrovat: ·

Funkci stabilizace v jedné ose – stabilizace kurzu pomocí magnetického pole Země.

·

Funkci přesnosti stabilizace v případě využití absolutního senzoru polohy, který je realizován jako model detektoru hvězdného pole, tzv. Star Tracker.

·

Funkci přesnosti stabilizace v případě využití algoritmu integrace polohy ze senzorů úhlových rychlostí.

·

Funkce převodu dat z měřicí soustavy satelitu (tzv. body frame) do navigační soustavy za pomoci senzorů zrychlení.

2.1

Stabilizace pomocí reakčních kol

Stabilizační reakční kola využívají třetího Newtonova zákona ve formě pro rotační pohyb (viz rovnice 1, J [kg.m2] – moment setrvačnosti reakčního kola, resp. celého kosmického objektu; ε [rad.s-2] – úhlové zrychlení). Reakční kolo při zrychlování nebo zpomalování s definovaným zrychlením působí reakčním momentem na rám satelitu a tím jím otáčí se stejným zrychlením v opačném směru [4]. J 1e 1 = - J 2 e 2

(1)

- 146 -


2011

Takovýto systém řízení a stabilizace polohy využívající reakčních kol lze nalézt např. na Hubblově vesmírném teleskopu (viz. obr. 1), který využívá 6 snímacích gyroskopů pro určení polohy a 4 reakční gyroskopy pro řízení orientace [5]. Oproti reakčním tryskám má tento systém řízení výhodu v tom, že neznečišťuje okolní prostředí pohonnými plyny, což je v případě vesmírného teleskopu velmi zásadní, ale především nepotřebuje zásobník s pohonným plynem, protože energii pro pohon reakčních kol lze získat z fotovoltaických panelů.

Obr. 1: Hubble Space Telescope – aplikace reakčních kol (podle [6])

Obr. 2: Blokové schéma zapojení testovacího objektu

- 147 -


2.2

2011

Koncepce mikro-satelitu

Koncepce mikro-satelitu, která je zobrazena na obr. 2, může být rozdělena na následující bloky: ·

Pozemní stanice tvořená počítačem typu PC a prostředím Matlab, ve kterém je nahrána speciální ovládací DLL knihovna vyvinutá pro účely komunikace s mikro-satelitem, o s připojeným bezdrátovým modulem (BlueTooth modul) pro komunikaci s mikro-satelitem a o s připojenou USB kamerou, která snímá hvězdné pole generované řídící elektronikou satelitu.

·

Modul mikro-satelitu o s bateriovým zdrojem tvořeným osmi NiMH AA články, jehož energie je přes připojený spínaný zdroj LM2678 distribuována do napájecí sítě satelitu, o s řídicím mikroprocesorem, který ovládá logické signály pro řízení reakčních kol, čte rychlost otáčení reakčních kol, o s bezdrátovou stanicí pro komunikaci s pozemním řízením, o s elektronikou pro řízení dvou stejnosměrných DC motorů v obou směrech jejich otáčení (řadič L298), o s elektronikou pro zpracování signálu ze dvou reflexních snímačů CNY70, které jsou použité pro měření otáček a stabilizaci rychlosti otáčení reakčních kol, o s maticí LED diod, které osvětlují významné rohy mikro-satelitu a umožňují tak pomocí připojené kamery měřit orientaci systému v prostoru, o s modulem inerciálního měřicího systému ST microelectronics iNemo, který obsahuje: •

3x MEMS senzor zrychlení,

•

3x MEMS senzor úhlových rychlostí,

•

3x MEMS senzor mag. pole,

•

1x MEMS senzor tlaku.

Použité ovládací prvky a senzory umožňují realizovat jednotlivé měřicí a demonstrační úlohy definované v úvodu kapitoly 2.

2.3

Detailní popis jednotlivých koncepčních prvků

V této části následuje popis jednotlivých navržených součástí systému stabilizovaného mikrosatelitu. - 148 -


2011

2.3.1 Modul spínaného zdroje Spínaný zdroj bude použitý hlavně pro snížení napětí z bateriového zdroje na 5V požadovaných použitými stejnosměrnými motory, které roztáčejí oba gyroskopy. Spínaný zdroj [7] bude také řešit případný pokles napětí baterie. Do budoucna se uvažuje o možnosti použít další modul spínaného zdroje pro nabíjení baterií na satelitu a to z hlavně z důvodu odstranění nutnosti výměny vybitých baterií. Parametry modulu spínaného zdroje jsou: ·

Velikost: 21.5 x 66.5 mm

·

Vstupní napětí: 8 – 45 V

·

Výstupní napětí: nastavitelné

·

Výstupní proud – následující varianty jsou odlišeny typy osazených součástek: o Varianta A: 4 A o Varianta B: 2 A

Vstupní napětí (8-45V)

Coils and Caps

Coils and Caps

Výstupní napětí

LM2678

Obr. 3: Blokové schéma zapojení modulu spínaného zdroje a realizovaná deska PLS

2.3.2 Modul mikroprocesoru Mikroprocesor [8] slouží jako komunikační rozhraní mezi různými periferiemi, které zahrnují: ovladač motoru, modul měření otáček, bezdrátový BlueTooth modul a inerciální modul iNemo. Bezdrátový BlueTooth modul je standardizovaný modul s rozhraním RS232 a proto deska mikroprocesoru obsahuje převodník MAX3221, který umožňuje pracovat již od 3.3 V napájecího napětí. Požadavek na možnost práce v režimu 3.3 V napájení je z důvodu interakce s modulem iNemo, který obsahuje spojení RS232 pouze v 3.3 V logice. Parametry modulu mikroprocesoru: ·

Velikost: 60 x 55 mm, 4x montážní otvor

- 149 -


·

Vstupní napětí: 5.5 – 10 V

·

Operační napětí procesoru a vstupně/výstupních pinů:

2011

o Varianta A: 5 V o Varianta B: 3.3 V ·

Periferie na desce plošného spoje: o 1x RS232 o 1x CAN bus o 3x ladicí LED dioda o 1x BDM ladící rozhraní o 2x IO konektor s 45 vstupně/výstupními piny, celkem 90 pinů

Obr. 4: Blokové schéma modulu mikroprocesoru a realizovaná deska PLS

2.3.3 Modul mikroprocesoru Modul je určený pro ovládání dvou stejnosměrných kartáčových motorů s odběrem až 2A na motor. Jedná se o desku plošného spoje osazenou obvodem L298P [9] v SMD pouzdře PowerSO20. Parametry vyvinutého modulu jsou: ·

Velikost: 32 x 28.5 mm

·

Provozní proud řízení DC motoru: 2 A (3A špička)

·

Ovládání obou směrů otáčení

·

SMD montáž

- 150 -


2011

Napájecí napětí

DC Engine A

Kanál A

Kanál B

DC Engine B

L298P

Obr. 5: Blokové schéma modulu řízení DC motoru a realizovaná deska PLS

2.3.4 Reakční kola Jako reakční kola jsou použité demonstrační gyroskopy vyráběné firmou Super Precission Gyroscopes [10]. Gyroskop byl zakoupený jako hotový modul s následujícími parametry: ·

Cena: 100 USD

·

Rychlost otáčení: 12 000 otáček za minutu (lze roztočit pomocí připojeného stejnosměrného motoru)

·

Celková hmotnost s motorem: 345g

·

Hmotnost samotného gyroskopu: 145g

·

Hmotnost samotného setrvačníkového kola: 112g

·

Průměr setrvačníkového kola : 53mm

·

Tloušťka setrvačníkového kola: 12mm

·

Rozběhový proud: 2,5A

·

Proud při maximálních otáčkách: 0,5A

·

Doporučené napájecí napětí: 6V

·

Doporučené napájení : 4x bateriový článek AA

Obr. 6: Demonstrační gyroskopy použité jako reakční kola

- 151 -


2011

2.3.5 Modul elektroniky přizpůsobení signálu senzoru CNY70 Účelem modulu je převod signálu senzoru CNY70 [11] na TTL úrovně, které je následně možné zpracovat jednotkou mikro počítače. Senzor CNY70 měří změnu odrazivosti povrchu gyroskopu reakčního kola, jehož povrch je příslušně upraven. Senzor slouží k mření otáček gyroskopu. Parametry vyvinutého modulu jsou: ·

Velikost: XX x XX mm

·

Možnost připojení dvou senzorů

·

Výstupní signál: TTL úrovně o střídě rovné poměru odrazivé a neodrazivé plochy na kole gyroskopu s frekvencí úměrnou rychlosti otáčení

2.3.6 Modul bezdrátového spojení s ovládacím PC Pro ovládání připojených reakčních kol a čtení měřených parametrů je nutné vyřešit bezdrátové pojítko s ovládacím PC. Bezdrátové pojítko musí umožňovat přenos na krátkou vzdálenost (do 10 metrů) a odpovídající propustnost hlavně dat měřených inerciální měřicí jednotkou. Na základě rozboru možností nabízených distributory elektronických součástek, byly identifikovány následující možnosti: ·

BlueTooth moduly Vhodná je hlavně varianta, která poskytuje transparentní sériové rozhraní [12], tj. modul mikroprocesoru s pozemní stanicí komunikuje pomocí sériového rozhraní RS232 (moduly využívají základní funkce služby Serial Port Service (SPS)): o Frekvence: 2.4 GHz o Typ spojení: Bod-bod, možnost add-hoc provozu o Přenosová rychlost: 19 200 bd/s

·

Radio moduly Jedná se například o moduly AMB8350 [13] firmy Amber Wireless s následujícími parametry: o Frekvence: 868MHz o Typ spojení: Bod-bod, možnost add-hoc provozu o Přenosová rychlost: max. 115 200 bd/s

·

Převodník na WiFi síť Jedná se o např. převodník WiFly RN-134 [14] firmy RovingNetworks, který převádí sériové rozhraní na standard WiFi / 802.11. Parametry převodníku jsou následující: o Frekvence: 2.4 GHz o Typ spojení: Bod-bod

- 152 -


2011

o Přenosová rychlost je omezená stranou sériového portu na: 1 Mbps pro TTL UART přenos.

Obr. 7: Bezdrátové moduly: BlueTooth. Radio 856 MHz a WiFly Wifi-To-RS232

2.3.7 Modul generování hvězdného pole Jedná se o soubor LED diod umístěných na různých místech mikro-satelitu. LED diody jsou postupně rozsvěceny a zhasínány a spolu s tímto rozsvěcením a zhasínáním je na pozemní stanoviště odesílána informace o tom, která LED dioda zrovna svítí. Kamera připojená k pozemnímu stanovišti snímá přes mechanický filtr spodní část satelitu a výpočetní jádro zpracovává snímaný obraz metodou „prahování“. Výstupem zpracování obrazu je poloha světlých bodů v obraze, ze kterých je možné vypočítat orientaci mikro-satelitu.

Obr. 8: Inerciální měřicí jednotky firem ST microelectronics iNemo a Analog Devicces ADIS16405

2.3.8 Modul inerciální měřicí jednotky Inerciální měřicí jednotka je v systému mikro-satelitu použité pro měření zrychlení (např. zarovnání osy satelitu s vektorem gravitačního pole Země), úhlových rychlostí (rychlost otáčení satelitu vyvolaná změnou momentu reakčního kola) a vektoru magnetického pole. Na základě průzkumu trhu byly vybrány k další implementaci dvě jednotky: ST microelectronics iNemo [15] a AnalogDevices ADIS16405 [16]. Obě jednotky obsahují tři stejné triády senzorů. V případě senzorů magnetického pole je možné měřit jeho vektor, ale pro úlohu - 153 -


2011

určení orientace v prostoru bude použita pouze vodorovná složka magnetického pole. Parametry obou modulů jsou uvedeny v Tab. 1.

ST microelectronics iNemo

Analog Devices ADIS16405

Cena

230 Euro

9631 Kč (393 Euro)

Velikost

40x40x15 mm

36x32x24 mm

Vstupně/výstupní rozhraní

3.3 V

5.0 V

Yaw ±300 °/sec Pitch, roll ±300÷1200 °/sec

±300 °/sec (0.05 °/sec/LSB)

±2/4/8 g

±18 g (3.33 mg/LSB)

Rozsah

Programable ±1.3÷8 gauss

±3.5 gauss (0.5 mgauss/LSB)

Výhody

+ Small, integrated, include microprocessor with IO connector, easy to customize, manual available

Only IMU with interface – flexible belt

Senzory úhl. rychlostí Rozsah Akcelerometry Rozsah Senzory složek mag. pole

Tab. 1: Porovnání inerciálních měřicích modulů použitých v systému zavěšeného mikrosatelitu

2.4

Softwarové vybavení

Programové vybavení zajišťující správnou funkci v kurzu stabilizovaného zavěšeného systému je možné rozdělit na následující bloky: ·

Pozemní stanice o Vysoce úrovňové SW vybavení realizující komplexní funkce ovládání satelitu Jedná se o řídicí SW, který využívá další SW bloky a ovládá celkovou dynamiku objektu. V tomto SW jsou implementovány potřebné smyčky řízení satelitu. o Nízko úrovňové komunikační funkce Tyto funkce umožňují ovládat a číst jednotlivé parametry jednotlivých bloků mikro-satelitu. Jedná se o soubor funkcí, které zapouzdřují komunikační protokol satelitu a vrací přímo požadované hodnoty. Mezi tyto funkce patří: §

Ovládání rychlosti otáčení jednotlivých reakčních kol - 154 -


§

Čtení rychlosti otáčení jednotlivých reakčních kol

§

Čtení orientace satelitu pomocí připojené kamery

§

Čtení parametrů měřených inerciální měřicí jednotkou

2011

Obr. 9: GUI pro ovládání systému zavěšeného mikro-satelitu ·

Modul mikro-satelitu o Komunikační subsystém (implementováno v HCS12XET mikroprocesoru) Tento blok SW vybavení přijímá jednotlivé byty pomocí komunikačního rozhraní a interpretuje je na požadované operace o Ovládací subsystém periferií Tato část SW umožňuje ovládat jednotlivé připojené periferie, tj. umí příslušným způsobem nastavit ovládací piny řadiče motoru a nastavit požadovaný PWM signál, umí interpretovat údaje ze senzoru CNY70 a komunikuje s připojeným inerciálním měřicím modulem

- 155 -


2011

o Úprava SW v IMU Čtení dat z IMU ADIS16405 představuje vytvoření ovládacího SW modulu, který implementuje komunikační protokol jednotky s fyzickou vrstvou realizovanou pomocí SPI rozhraní. Naproti tomu komunikace pomocí sériové linky s jednotkou iNemo znamená úpravu existujícího SW vybavení procesoru ARM na desce plošného spoje jednotky iNemo, který po dodání od výrobce umožňuje komunikaci pomocí rozhraní USB. 2.4.1 Softwarové vybavení pozemní stanice Ovládací software vyšších vrstev byl pro základní otestování systému realizován jako grafické uživatelské rozhraní (GUI) v prostředí Matlab. GUI (zobrazené na obr. 9) využívá rozhraní nižších vrstev a umožňuje ovládání všech periferií mikro-satelitu a také čtení informací o orientaci mikro-satelitu z připojené kamery, která realizuje funkci StarTrackeru. Testovací GUI připojené kamery je zobrazené na obr. 10.

Obr. 10: GUI pro testování dat poskytovaných modulem StarTrackeru (podle [3]) Interakci vyšších vrstev ovládacího software s modulem satelitu zajišťuje knihovna nazvaná Matlab-To-Can Toolbox [17], která byla pro účely realizovaného projektu patřičně rozšířena. Komunikace s modulem řízení satelitu probíhá v rámcích o velikosti 8 bytů a každý rámec má přiřazené čtyř bytový identifikátor. Fotrmát přenosu dat je tedy velmi podobný formátu používaném na sběrnici CAN ovšem s tím rozdílem, že použitá fyzická vrstva je RS232. Rozšiřující knihovnu je možné nahrát do prostředí Matlab a i do jiných SW prostředí.

- 156 -


2011

2.4.1 Softwarové vybavení satelitu Jednotlivé bloky SW vybavení odpovídají blokovému schématu zobrazenému na obr. 2. Přenos informací je realizován pomocí datových bloků s následující strukturou. Struktura spojení je typu master-slave, kde master zařízení je vždy pozemní stanice (PC) a slave zařízení je reprezentováno mikro-satelitem. V první fázi komunikace dojde k synchronizaci obou zařízení, která je reprezentována výměnou synchronizačních bytů. Master sanice odešle 7x synchronizační byt 1 a následně synchronizační byt 2. Slave stanice odpoví dvojící synchronizačních bytů 1 a 2 a následně je možné odesílat datové zprávy ve formátu uvedeném na obr. 11.

Master (PC)

7x Sync_1

Sync_2

Slave (Satelite)

Start

Sync_1

4x ID

Length

0-8 Bytes

CR|LF

Sync_2

Initialisation

Data transfer

Obr. 11: Inicializační a přenosová fáze komunikace Součástí software systému mikro-satelitu je i úprava firmware inerciální jednotky iNemo, která obsahuje vlastní mikro-procesor. Cílem úpravy bylo nahrazení stávající komunikace pomocí řadiče rozhraní USB na sériovou linku. Upravené SW vybaveni odesílá na základě dotazu (1 byte) všechny datové struktury obsahující data jako pole bytů pomocí druhého sériového rozhraní řídicího mikroprocesoru.

2.5

Model systému a jeho řízení

Z důvodu splnění navržené koncepce je nutné řídit orientaci satelitu v prostoru. Model satelitu lze odvodit na základě druhého Newtonova zákona pro rotační pohyb, který popisuje souvislost mezi točivým momentem τ [N.m], momentem setrvačnosti J [kg.m3] a úhlovým zrychlením ε [rad.s-2]. d ěj t = J .e = j 2 dt

(2)

Z toho plyne, že model mikrosatelitu lze považovat za systém s dvojitým integrátorem s přenosem: - 157 -


G (s ) =

1 Js 2

2011

(3)

Moment setrva4nosti satelitu J byl výpočtem určen na J = 0,00335kg/m2. Pro řízení modelu mikrosatelitu byl navržen PID regulátor. Parametry PID regulátoru byly nastaveny s využitím nástroje Simulink PID tuner, který umožňuje na základě nastavených kritérií řízení (doba ustálení, překmit, atd.) optimální nastavení regulátoru pro daný systém. Optimální nastavení bylo určeno jako Kp = 0,76, Ki = 0,02 a Kd = 3,05.

Obr. 12: Základní regulační smyčka platformy

2.6

Konstrukce satelitu

Abychom vyhověli požadavkům na možnost transformace souřadnic a ilustraci funkce inerciálního systému bylo nutné vytvořit pohyblivý závěs systému. Zavěšený systém na kterém byl otestován měřicí řídicí a přenosový systém je zobrazený na obr. 13. Mikrosatelit je reprezentován vnitřním dřevěným rámem na kterém jsou umístěny použité senzory a řídicí elektronika. Vnější dřevěný rám slouží pro uchycení satelitu v jedné ose. Těžiště bloku satelitu a závěsný bod na dřevěném rámu tvoří osu, která je zarovnaná s vektorem gravitačního pole země. Tato konfigurace umožňuje na řízení kurzu v rovině kolmé na uvedený vektor. Problém tvoří zavěšení jednotky inerciální navigace, kterou je nutné v gravitačním poli natáčet a z toho důvodu bude nutné konstrukci satelitu dále upravit.

- 158 -


2011

Obr. 13: Výsledný model pro otestování řídicího systému a systému star trackeru

3

Výsledky měření

Orientace satelitu v prostoru byla měřena na manévru přechodu z výchozí polohy do pootočení o 60° po směru otáčení hodinových ručiček, tj. v případě roztočení gyroskopu ve stejném směru je pro dosažení požadovaného manévru nutné gyroskop začít zpomalovat. Výsledek simulace na základě představeného modelu je zobrazený na obr. 14, kde je zobrazený referenční signál a odezva přechodu satelitu. Jedná se o přechod, který trvá přibližně 15 sec a má překmit přibližně 10%.

- 159 -


2011

Obr. 14: Odezva systému satelitu na skok z 0 na 60° (podle [3])

Obr. 15: Ilustrace opravené komunikace. GUI ilustruje odezvu systému zavěšeného mikro-satelitu na skok z 40 do 100°

- 160 -


2011

Výsledek testu na reálném systému je zobrazený na obr. 15, kde je ale vidět rozdílné nastavení regulátoru systému. Dále systém ilustruje rozdílné chování oproti grafu 9, kde zdvojené body představují chybu komunikačního systému, která je na obr. 15 odstraněna. Obr. 16 ilustruje rozdíl mezi regulačním výsledkem simulace a reálného systému. První obrázek je shodný s obr. 14. Na druhém obrázku je zřetelně vidět zpoždění systému, dále pomalejší odezva systému, ořez přechodové charakteristiky opět na přibližně 10%, ale špička je výrazně prodloužena a následně systém přechází na výslednou hodnotu, která je od požadované hodnoty odchýlena o 2°.

Obr. 16: Porovnání odezvy matematického modelu a reálného systému

4

Pokračování projektu

V předchozích částech článku, byla představena konstrukce mikrosatelitu, která sloužila pro získání prvních zkušeností a ověřovacích dat. Bohužel tato konstrukce je pro nasazení při výuce pevnostně nedostačující a proto je konstrukce satelitu postupně vylepšována. Obrázek 17 zobrazuje návrh zavěšení IMU jednotky ST iNemo v prostoru tak, aby s ní bylo možné libovolně pohybovat. Jedná se o návrh v 3D návrhovém prostředí, který byl později vytištěn na 3D tiskárně. Výsledek částečně sestaveného mikrosatelitu je zobrazen na obr. 18. Tento obrázek ilustruje použití desky s mikroprocesorem, řadiče motoru gyroskopického kola a IMU jednotky. Všechny tyto nové součásti byly představeny v předchozích kapitolách. Další rozšíření se předpokládá hlavně v oblasti řízení satelitu s použitím literatury [18] a zpracování dat poskytovaných IMU jednotkou [20].

- 161 -


2011

Obr. 17: Porovnání odezvy matematického modelu a reálného systému

Obr. 18: Nově vyvíjená konstrukce mikrosatelitu (metodou 3D tisku) s osazenou IMU jednotkou a deskou řídicího mikroprocesoru, připojeným gyroskopem a ovladačem motoru gyroskopického kola - 162 -


5

2011

Závěr

Tento dokument popisuje základní koncept využití závěsného, v kurzu stabilizovaného systému pro výukové účely, který je realizován hlavně z důvodu rozvoje zájmu studentů o kosmické technologie. Projekt stabilizovaného objektu představuje rozšíření klasické laboratorní výuky [20], ale stale představuje dostupnou alternativu k velmi náročným a kapacitně limitovaným projektům [21] V rámci projektu byly do současné doby realizovány: přednášky, deska mikro procesoru, deska spínaného zdroje, deska ovladače motoru a základní návrh konstrukce satelitu. Systém obsahuje potřebnou elektroniku pro řízení satelitu, senzorové a přenosové vybavení, které je dále popsané v tomto článku. Výsledný systém byl ověřený na stabilizaci pohybu satelitu z výchozí polohy do polohy otočené o 60°. Představený článek obsahuje popis vyvinutých SW rozhraní a prozatímní výsledky přesnosti stabilizace. Do budoucna se předpokládá rozšíření realizovaných úloh o další problematiku zejména o zpracování dat z více senzorů. Kompletní dokumentace k systému bude umístěná na [22].

Literatura [1] [2]

[3] [4] [5] [6] [7] [8] [9] [10] [11] [12]

PAČES, P.: ESMO AIM Project Presentation. 2010 Online: measure.feld.cvut.cz/esmo/02_Data/ESMO_CZECH_Info_Sponsors_v02.pdf. Pačes, Pavel, et all.: A technical demonstration of Low-Cost Small Satellite Rapid Prototyping Platform. Unpublished report, NASA Ames Research Center, California, USA, 2009. Veselý, M.: Use of Simulink/Matlab to generate embedded systems applications, diploma work ČVUT FEL, supervisor: Ing. Pavel Pačes, Ph.D., Praha 2010 OLAND, E., SCHALNBUSCH, R.: Reaction wheel design for CubeSats. 2009. NASA. Reaction/Momentum Wheel. [Online] 1997. [Citace: 9. 7 2010.] http://www.sti.nasa.gov/tto/spinoff1997/t3.html. NASA. Hubble Space Telescope. [Online] 2010. [Citace: 9. 7 2010.] http://hubble.nasa.gov/main.php National Semiconductor, LM2678, SIMPLE SWITCHER® High Efficiency 5A StepDown Voltage Regulator, Datasheet, 2005 Freescale, HCS12X Microcontrollers, MC9S12XEP100 Reference Manual Covers MC9S12XE Family MC9S12XEP100RMV1, Datasheet 2010. ST microelectronics, L298, DUAL FULL-BRIDGE DRIVER, 1998 Gyroscope.com. Super Precision Gyroscope. [Online] Gyroscope.com, 2009. [Citace: 10. 4 2010.] http://gyroscope.com/d.asp?product=SUPER2. Vishay Telefunken, CNY70, Reflective Optical Sensor with Transistor Output, 2000 BlueTooth Module, Unknown Manufacturer.

- 163 -


[13] [14] [15]

[16] [17] [18] [19] [20]

[21] [22]

2011

Amber Wireless, Medium-Range Data Modem 868 MHz Band, AMB8350, Datasheet, 2009 RovingNetworks, WiFly GSX Super Module „SuRF Board“, Datasheet, 2009 ST microelectronics, UM0937 User manual: STEVAL-MKI062V2, iNEMO™ (iNErtial MOdule) demonstration board based on MEMS devices and STM32F103RE, Datasheet, 2010 Analog Devices, Triaxial Inertial Sensor with Magnetometer ADIS16400/ADIS16405, Datasheet 2009 PAČES, P.: Matlab-To-Can Toolbox - popis [Online] 2009, Pavel Pačes [Citace 10. 7 2011] www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=PacesCanTbx. SOTAK, M.: Testing the coarse alignment algorithm using rotation platform. In: Acta Polytechnica Hungarica. - ISSN 1785-8860. - Vol. 7, No. 5(2010), s. 87-107. SOTAK, M.: Coarse alignment algorithm for ADIS16405 In: Przegląd elektrotechniczny. - ISSN 0033-2097. - R. 86, Nr. 9 (2010), s. 247-251. Svatos, J., Fexa, P., Vedral, J.: Methods of Education Electronic Measurement Circuits and Systems at FEE CTU, Applied Electronic, App. 9 - 12, University of West Bohemia, Pilsen, ISSN 1803-7232, 2009. Saenz-Otero, A., Katz, J., Mwijuka, A.: The Zero Robotics SPHERES Challenge 2010, IEEE Aerospace and Electronics, Vol.26, No. 7, June 2011, ISSN 0885-8985 Paces, P, Vesely, M.: Small Satellite test bed. Online Google projects, 2010.

Dedikace Práce na projektu a jeho prezentace byla podpořena projektem číslo F1a 922 (33/110047/13138) "Inovace předmětu: Palubní informační a řídicí systémy“, který je podporován Fondem rozvoje vysokých škol, Agentury rady vysokých škol.

- 164 -


2011

Pokročilé zobrazovací metody pro malá letadla. Advanced Display Methods for Small Airplanes Ing. Pavel Pačes, Ph.D.; Ing. Jan Hajný; Ing. Jan Popelka Katedra měření, Fakulta elektrotechnická, České Vysoké Učení Technické v Praze, email: [email protected], [email protected], tel.: +420-224-352-061 Resumé: V tomto příspěvku je čtenář seznámen s principy přenosu informací v palubních sítích malých letadel, přičemž hlavní důraz článek klade na moderní elektronické zobrazovače. V článku jsou představeny dva zobrazovací systémy. První systém je podobný v současnosti často používaným palubním elektronickým zobrazovačům. Druhý systém představuje zcela unikátní prototyp průhledového displeje, tzv. head-up dispelej s konkrétním popisem principu, konstrukce a parametrů. Průhledový display disponuje omezeným rozlišením, které je ale dostatečné pro zobrazení informací důležitých pro funkci bezpečného navedení na přistání v případě výskytu mimořádných situací. This article deals with principles of small airplanes information networks and data presentation with the main emphasis on modern display systems. Two display modules are presented in this article. The first one is similar to the systems used in the present time – e.g head-down systems. The second represents an unique prototype of a head-up display. The second display module is described in details of its principle, construction and parameters. The display resolution is limited but suitable for important information presentation within the function of airplane’s safety guidance under emergency situation.

Úvod

1

Avionický systém ve své komplexnosti v současné době tvoří jednu třetinu ceny letadla a to hlavně z důvodu narůstající komplexnosti prováděných výpočtů a požadavkům na jejich zobrazení. Standardně je avionické vybavení děleno na senzorový a zobrazovací modul. Senzorové vybavení měří a kontroluje letové a motorové parametry (viz např. [1-6]) a případně dopočítává další údaje [7]. Zobrazovací přístroje představují rozhraní mezi pilotem a snímanými parametry. Zobrazovaná informace by měla být: jednoznačná, výrazná a přizpůsobená omezeným charakteristikám vestibulárního systému člověka [8]. V současné době zobrazovací systémy dělíme hlavně na: ·

head down zobrazovače,

·

head-up zobrazovače,

·

head-mounted zobrazovače.

- 165 -


2011

Cílem představovaného projektu je návrh systému promítání informací na sklo kabiny malého letadla, tzv. head-up displeje. Článek představuje výsledky průzkumu současných technologií používaných v oblasti zobrazovacích systémů, na jehož základě byl navržen a realizován zobrazovací systém průhledového displeje, který je možné připojit k sběrnici CAN a systému, komunikujícímu pomocí protokolu CANaerospace. V tomto článku bude představený systém distribuce dat ze simulátoru FlightGear a jednotlivé zobrazovací módy navrženého zařízení, které bylo realizováno v rámci práce [9].

2

Zobrazovací technologie

V následující kapitole uvedeme technologie používané k zobrazování letových a navigačních informací. Kapitola zachovává dělení uvedené v úvodu článku.

Obr. 1: Realizovaný elektronický zobrazovač

2.1

Head-down zobrazovače

Head-down displeje (HDDs) představují v současné době nejvíce rozšířené typy zobrazovačů, které jsou umístěné na panelech přímo pod čelním oknem letadla, nebo jiného dopravního prostředku. K těmto typům patří mechanické přístroje, jednoduché elektronické přístroje a v poslední době komplexní sdružené zobrazovače s barevným displejem, na kterém jsou zobrazované letové a navigační informace. Barevné podání informace a prostorové vykreslování scény před letadlem vyžaduje výkonný počítač s dostatečnou datovou propustností. Proto se na palubních deskách malých letadel objevují jednoduché elektronické přístroje s dvoubarevným displejem, viz obr. 1. Tyto displeje zobrazují jednoduchou číselnou informaci, která ale není v některých případech zcela dostačující. Piloti si v těchto případech stěžují hlavně na pomalou odezvu přístroje a také na chybějící informaci o trendu měřené - 166 -


2011

veličiny, který je možné velmi dobře pozorovat na analogových přístrojích. Tento nešvar se dále přenáší i do oblasti složitých přístrojů s barevným podáním informace prezentovaných na obr. 2 a 3, kde je možné popisované problémy zmírnit vyšší rychlostí výpočtu požadované informace a překreslování displeje. Obecnou nevýhodou HDD kategorie zobrazovačů je potřeba přesunu směru pohledu pilota z čelního okna směrem dolů na palubní desku a přeostřit zrak na přístroje umístěné přibližně ve vzdálenosti přibližně 1 metru. Při pohledu z kabiny letadla ovšem pilot automaticky ostří na nekonečno a změna směru pohledu znamená přeostření na údaje zobrazované palubními přístroji. Pozornost pilota je tím dělena a znamená snížení přehledu buď o situaci v okolí letadla, nebo o stavu letadla. Výsledkem je kratší reakční doba pilota na změnu situace [8]. Snížení reakční doby je považováno za velkou nevýhodu head-down zobrazovačů a proto je snaha přesunout důležité informace na transparentní obrazovku, která bude umístěná v ose zorného pole tak, aby nebylo nutné přizpůsobovat a měnit konfiguraci oka.

Ukazatel kurzu Ukazatel rychlosti Ukazatel výšky Ukazatel vertikální rychlosti

Ukazatel úhlu náběhu

Obr. 2: Sdružený ukazatel vyvíjený na ČVUT FEL [10]. Letové a navigační údaje.

- 167 -


2011

Obr. 3: Sdružený ukazatel vyvíjený na VUT v Brně [11]. Vizualizace terénu, vložené pohyblivé mapy a letové údaje.

2.1

Head-up zobrazovače

Nevýhody popsané v případě head-down displejů odstraňují head-up displeje, které přinášejí výhodu větší bezpečnosti, pečlivosti a přesnosti řízení letadla. Z historického hlediska rozeznáváme následující typy head-up displejů: ·

Průhledový kolimátor Byl používán pro odstranění nutnosti přeostřování z mířidla na zaměřovaný objekt tím, že promítá zaměřovací kříž do nekonečna.

·

Refrakční display Tento typ obsahuje pro spojení dvou obrazů (skutečného světa a generovaných symbolů) ploché polopropustné zrcadlo. Jedná se o typ jehož princip funkce je zobrazený na obr. 4 a který byl vybrán pro následnou realizaci.

·

Reflekční display U tohoto typu je použitý sférický slučovač obrazů. - 168 -


·

2011

Vlnový display Jedná se o poslední novinku v oblasti průhledových displejů. Ke generování obrazu se opět využívá polopropustné zrcadlo, ale světlené vlnění prochází zrcadlem v jeho ose, přičemž se odráží od obou ploch. Únik světla plochou přivrácenou k pilotovi představuje generovaný obraz. Použití tohoto typu displeje vede až na 50% úsporu prostoru.

Obr. 4: Princip funkce refrakčního head-up displeje [14]

2.1

Head-mounted zobrazovače

U těchto zobrazovačů je generátor obrazu integrování přímo do brýlí pilota. Bohužel se stále používají hlavně ve vojenské technice.

3

Head-up Display

Head-up display přináší výhodu konstantního pohledu z kabiny letadla bez nutnosti přeostřování dovnitř kabiny. Z hlediska využití head-up display zobrazuje hlavně kritické letové údaje (výška, rychlost a umělý horizont) přičemž je ho možné využít i pro implementaci takových funkcí, jako je funkce navedení na přistání [12]. Požadavky na vyvíjený systém jsou následující: ·

vysoká svítivost,

- 169 -


·

jednoduchá implementace,

·

malá velikost,

·

nízká spotřeba,

·

jednoduchá konstrukce.

3.1

2011

Koncept zobrazovače

Z důvodu obtížnosti implementace se bude jednat o refrakční typ zobrazovače s generátorem obrazu ve formě matice LED diod v pouzdře pro povrchovou montáž SMD. Obsahem bude řídicí modul s mikroprocesorem, komunikační rozhraní CAN, modul řízení matice LED diod a optické elementy (viz obr. 5). Návrh a výroba elektronických modulů průhledového zobrazovače se ukázaly jako okrajový, přímý a řešitelný problém. Implementace průhledového displeje se ukázala problematická z důvodů, které byly z hlavní části dané optickou soustavou (viz obr. 4).

Elektronika Optika

HeadUp Display

Obr. 5: Blokový diagram uspořádání head-up displeje

3.1.1 Posun obrazu - kolimace Výhoda odstranění nutnosti přeostřovat mezi palubní deskou a pohledem z kabiny u head-up displeje vyžaduje, aby byl i generovaný obraz posunutý do nekonečna, tj. jednotlivé světelné paprsky musí být rovnoběžné a nesmí se sbíhat ani rozbíhat. Ilustrace problému je zobrazena na obr. 6 [9]. Nutnost kolimace přináší nutnost použití kolimační čočky, jejíž parametry následně definují vlastnosti celého zařízení. Např. průměr čočky určuje pozorovací oblast head-up displeje.

- 170 -


2011

Obr. 6: Princip akomodace oka na vzdálené a blízké objekty [9]. V případě implementace head-up displeje je nutné posouvat generovaný obraz do nekonečna.

3.1.2 Optické elementy V předchozí části byla popsána nutnost využití kolimační optiky. Bohužel z důvodu reálných vlastností použitých čoček dochází k deformaci obrazu. Mezi základní parametry patří: ·

Soudkovitost Jedná se o schopnost čočky neměnit geometrické vlastnosti pozorovaného tvaru.

·

Chromatický rozklad Tj. světlo, které prochází čočkou je rozkládáno na jednotlivé barevné komponenty

Další problémy (a i některá vylepšení) přináší kompozice několika čoček v řadě. V případě, že je použité odrazové zrcadlo je nutné použít takové, které do obrazu nepřidává posun způsobený parazitními odrazy. 3.1.3 Obrazový generátor Obrazový generátor musí poskytovat obraz, který je viditelný v širokém pracovním rozsahu daným okolním prostředím. Hlavním požadavkem je vysoký kontrast obrazu oproti okolí (např. nasvícené mraky s jasností až 34 000 cd/m2). Kontrast head-up displeje je možné vypočítat podle rovnice [1].

CR =

L D + L RW L RW

(1)

- 171 -


2011

Kde CR představuje kontrastní poměr LD je jas displeje a LRW je jas okolního prostředí. Doporučované hodnoty kontrastního poměru se uvádějí jako 1.2 až 1,3 v celém rozsahu jasu okolí. 3.1.4 Polopropustné zrcadlo Na polopropustném zrcadle dochází ke sloučení obrazu okolního světa před letadlem a také obrazu generovaného obrazovým generátorem. Zrcadlo je většinou na straně přivrácené k pilotovi pokryto reflexivní vrstvou odrážející záření ve spektru generovaném obrazovým generátorem a propouštějícím všechno ostatní záření (malá ztráta jasu při pohledu z kabiny). Druhá strana zrcadla je pokryta anti-reflexní vrstvou, která potlačuje efekt parazitních odrazů.

3.2

Implementace

V následující části je popsána implementace HW a SW vybavení zobrazovače. 3.2.1 HW realizace Head-up zobrazovač byl realizován podle konceptu. Který je zobrazený na obr. 5. Komunikaci po sběrnici CAN zajišťuje univerzální modul [13], který následně předává data modulu řízení matice LED diod (viz obr. 7). Generátor obrazu je realizovaný pomocí matice LED diod zobrazené na obr. 8. Základní rozhraní řídící desky zobrazené na obr. 6 jsou: ladící dioda (1), rozhraní pro připojení matice LED diod (2), která obsahuje řídicí a napájecí signály, rozhraní pro řízení segmentového LCD displeje (3), který ale není na head-up displeji využitý, rozhraní pro ladění procesoru (4), SPI rozhraní (5), na head-up nepoužité, IIC rozhraní (6), ke kterému je připojené tlačítko volby módů, AD převodník (7), který měří intenzitu okolního záření, PWM výstup (8), SCI rozhraní pro příjem dat z komunikační desky (9) a napájecí zdroj (10). Matice LED diod představuje separátní plošný spoj propojený s řídicím modulem plochým kabelem (viz obr. 8, položka (4)). Matice sestává z 24 x 16 LED diod v pouzdře 0603 pro povrchovou montáž (viz obr. 8, položka (1)). Pro řízení jsou použity budiče ULN2003A (2), které umožňují použít vyšší proud pro napájení LED diod. Pro adresaci jednotlivých elementů je použitý demultiplexer 3-na-8 74HCT238 (3), a tří stavový budič 74HCT541 (5).

- 172 -


2011

Obr. 7: Řídicí deska natice LED diod.

Obr. 8: Matice LED diod zobrazovacího generátoru. Pohled na celkový sestavený head-up dispay je zobrazen na obr. 9, kde jednotlivé položky mají následující význam: (1) představuje polopropustné zrcadlo, (2) kolimační optiku, (3) přepínač zobrazovacích módů, (4) elektronika komunikace po sběrnici CAN, (5) kolejnice pro nastavení optické cesty, (6) zobrazovací generátor - matice LED diod, (7) řídící elektronika LED matice a (8) světlo-citlivý rezistor pro nastavení intenzity zobrazované informace.

- 173 -


2011

Obr. 9: Celkový pohled na realizované zařízení

3.2.2 SW realizace Softwarové vybavení displeje je realizováno v programovacím jazyce C pro obě vnitřní desky – komunikační i řízení LED matice. Vnější rozhraní tvoří sběrnice CAN s protokolem CANaerospace. Obr. 10 zobrazuje blokové schéma zapojení head-up displeje do testovacího řetězce, kde je zdroj informací o náklonech letadla poskytovaný volně dostupným leteckým simulátorem FlightGear.

Obr. 10: Propojení jednotlivých bloků pro testování head-up displeje v součinnosti s leteckým simulátorem

- 174 -


2011

Simulátor komunikuje s programem FG Connector, který umožňuje přístup k vnitřním proměnným simulátoru a zároveň umožňuje otevřít TCP/IP spojení do prostředí Matlab, kde je možné nahrát rozšíření Matlab2CAN toolbox. Toolbox zajišťuje přenos dat mezi GC connectorem a sběrnicí CAN přičemž je možné toolbox dále rozšiřovat. V práci [9] je popsané rozšíření, které umožňuje komfortní ovládání průhledového displeje

4

Výsledky a testování

Realizovaný head-up displej umožňuje zobrazovat informace ve třech módech, které jsou zobrazené na obr. 11. První zobrazovací mód umožňuje zobrazovat číslo, případně dvojici čísel, které může reprezentovat např. výšku a rychlost. Ve druhém zobrazovacím módu displej zobrazuje přímo čáru umělého horizontu na základě údajů o náklonu přijímaných pomocí sběrnice CAN. Třetí mód umožňuje zobrazovat naváděcí kříž, který se podobá naváděcímu systému ILS. V tomto případě se předpokládá využití hlavně pro funkci bezpečného navedení na přistání v případě výskytu mimořádných situací [12].

Obr. 11: Podporované zobrazovací módy zařízení: numerické zobrazení, umělý horizont, a naváděcí kříž. Obr. 12 ilustruje druhý zobrazovací mód displeje. Na obrázku je zobrazená čára reprezentující čáru umělého horizontu. Rozlišení displeje a také velikost jednoho pixelu je daná velikostí LED diody v SMD pouzdře 0603. Dalším problémem je zvětšující efekt konvexní kolimační čočky, který způsobuje deformaci obrazu v případě, že pozorovatel není vzhledem k displeji v optimální poloze a tím dále klesá rozlišení displeje – obraz se posouvá za hranice čočky. Čitelnost displeje je pak definovaná vzdáleností mezi pixely ve zvětšeném obraze, který obsahuje i parazitní odrazy.

- 175 -


2011

Obr. 12: Ilustrace funkce průhledového zobrazovače po připojení k leteckému simulátoru FlightGear Obr. 13 ilustruje soudkovitost výsledného obrazu, odrazy světla LED diod od zeleného plochy plošného spoje a také parazitní odrazy vzniklé na zalamovacím a polopropustném zrcadle. V obrázku jsou dále naznačené pozorovací úhly v horizontální a vertikální rovině.

5

Závěr

Z článku zřetelně plyne, že problematickou část u head-up zobrazovačů netvoří elektronická soustava, ale soustava optický elementů, které jsou nutné pro kolimaci generovaného obrazu. Parametry vyvinutého zařízení jsou shrnuté v tab. 1. Z tabulky vyplívá, že profesionální headup displej disponují mnohem větším rozlišením. Na druhou stranu je navržený prototyp určený pro specifickou funkci a v tomto případě je omezené rozlišení výhodou vzhledem k jednoduchosti implementace celého průhledového displeje. V tomto článku jsou popsané jednotlivé typy zobrazovačů používaných v současném letectví. Článek krátce ilustruje realizovaný prototyp head-down displeje a podrobně popisuje konstrukci head-up displeje, který je zamýšlen jako zobrazovací jednotka pro funkci bezpečného navedení na přistání v případě výskytu mimořádných situací.

- 176 -


2011

Obr. 13: Detailní pohled na displejem zobrazovanou číselnou informaci Popisovaný systém průhledového zobrazovače je složen z řídicí elektroniky, optické soustavy a obrazového generátoru, který je tvořený maticí LED diod. Tato podoba vyvíjeného zařízení byla vybrána z důvodu vysoké svítivosti a jednoduchosti implementace ovládací elektroniky a zobrazovacích prvků. Do budoucna je možné použít svítivé LED diody v menším pouzdře za využití strojového osazování a pájení

Vyvinutý prototyp

Profesionální HUD

Pozorovací úhly

14° x 6°

20-25°

Pozorovací vzdálenost

0.3-0.5m

0.6m

24 x 16

640 x 480

Rozlišení

Tab. 1: Porovnání vlastností vyvinutého zařízení s profesionálním displejem

- 177 -


2011

Literatura [1]

[2] [3] [4] [5] [6] [7] [8]

[9] [10] [11]

[12]

[13]

[14]

PAČES, P. - ČENSKÝ, T. - HANZAL, V. - DRAXLER, K. - VAŠKO, O.: A Combined Angle of Attack and Angle of Sideslip Smart Probe with Twin Differential Sensor Modules and Doubled Output Signal. In: IEEE Sensors 2010 - Proceedings [CDROM]. Stoughton, Wisconsin: IEEE Sensors Council, 2010, p. 284-289. ISBN 978-14244-8168-2. PAČES, P.; NOVÁK, J.: Smart Servomechanism. [functional sample]. Owner: Výzkumný a zkušební letecký ústav, a.s., 2008. PAČES, P.; DRAXLER, K.: Demonstrátor měření a zobrazení parametrů leteckého motoru. [Funkční vzorek]. Vlastník: ČVUT FEL, K13138, 2008. PAČES, P.; NEDVĚD, J.; ROHÁČ, J.: Air Data Computer, [functional sample]. Owner: ČVUT FEL, K13138, 2009. MLEJNEK, J.; PAČES, P.: Distributed Aircraft Tracking Sensor System, [functional sample]. Owner: ČVUT FEL, K13138, 2009. PAČES, P.; DRAXLER, K.; VAŠKO, O.: A combined system for angle of attack and angle of sideslip measurement, [functional sample]. Owner: ČVUT FEL, K13138, 2010. BRÉDA, R.; ČIŽMÁR, J.; SOTÁK, M.; BEŇO, V.: Aircraft instruments [in slovak]., Košice TUKE, 2011, ISBN 978-80-553-0626-1 Koss, B.; Sieber, A.; , "Head-Mounted Display for Diving Computer Platform," Display Technology, Journal of , vol.7, no.4, pp.193-199, April 2011 doi: 10.1109/JDT.2010.2103299 HAJNÝ, J.: Advanced imaging technology for small aircraft [in czech]. Diploma work ČVUT FEL. 2011. Supervisor Ing. Pavel Pačes, Ph.D. PAČES, P.: Improving safety of flight of small aircraft by support avionics systém [in czech]. Thesis ČVUT FEL. 2011. Chudy, Peter; Rydlo, Karol; 2011, Intuitive flight displays for light aircraft, AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference, AIAA, Portland, OR, 2011, pp. 110. Pačes, P.: Integrated modular avionics on board of small aircraft – fiction or reality?, MDS PSL 2010 - Measurement, Diagnostics, Dependability of Aircraft Systems, University of Defence, Brno, 2010. Pačes, P.: Freescale HC12 demo board - schéma zapojení [online]. c2009, Pavel Pačes [cit. 2011-08-22]. Dostupný z WWW: www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=Paces_schUniversalModule Cary R. Spitzer The Avionics Handbook, CRC Press, 2004, ISBN: 978-0849383489

Dedikace Projekt byl podporován výzkumným grantem TA01030651 "Využití asistivních technologií pro zvýšení bezpečnosti letu letadel, létajícího personálu a pozemních účastníků leteckého provozu v normálním, provozu a při výskytu mimořádných situací" Českého vysokého učení technického v Praze, sponzorovaného Technologickou agenturou České republiky.

- 178 -


2011

EHAS implementation in advanced combat aircraft Ing. Martin Pelc AFB Čáslav, email: [email protected], tel.: +420-973-376-911 Ing. Slavomír Med, Ph.D. University of Defence, Brno, email: [email protected], tel.: +420-973-445-207 Resume: EHAS (Electro Hydrostatic Actuation System) is progressive technology used in design of advanced aircraft hydraulic systems. Its development could be traced back to 50´, however its true potential has been revealed quite recently due to development and practical application of technologies such FBW (Flight By Wire) and MEA[2] (More Electric Aircraft) concept. This article deals with theoretical analysis of impact caused by application of mentioned technologies to existing advanced combat aircraft, without affecting its abilities, with focus on weight analysis.

1

Headline

Direct actuation in control system cannot be used for big or fast aircraft. Moreover there is a demand for actuating other moveable parts. Therefore power actuating systems, mostly based on hydraulics, belong to common standard. The evolution process leading to more reliable, efficient and affordable way to fulfil growing requirements could be tracked in continuous development on field of hydraulic power systems. The requirements itself evolved due to massive progress on field of aircraft design. The use of technologies such FBW or FBL (Flight By Light) is very common (in some cases necessary). Therefore recent power systems are designed as electro hydraulic and controlled by computer. It is obvious that use of such technology rely on many sensors, reliable hardware with sufficient computing power and sophisticated software with proven control laws. Another issue is an availability of actuators with sufficient speed, precision and frequency of movement. The difficulty is when we are not able to control flow of energy between its source and actuators in desired way. That brings up question if it is beneficial to continuously evolve so called classical hydraulic systems (effort to improve efficiency and reduce weight by increase of fluid work pressure) or to adopt other technologies of power transfer with better monitoring and controlling potentialities. One possible alternative to classical hydraulic systems is EHAS. The EHAS, in current state of technology, shows much better results than its direct ancestor IAP (Integrated Actuator

- 179 -


2011

Package) which is dated back to 50´. Today, the EHAS is capable to fully replace or even surpass classical hydraulic systems. It has been revealed on aircrafts such Boeing 787, Airbus A-380 and F-35 Lightning II. Let´s do an analysis of EHAS implementation with overview of possible use of MEA concept in case of already existing modern combat aircraft.

2

EHAS

The biggest difference between classical hydraulic systems and EHAS is manner of power generation and distribution. Next EHAS specific feature is a decentralized topology of actuator packages which are mostly designed as LRU (Line Replaceable Unit). Those packages consist of fully autonomous hydraulic circuits and actuators. An example of this approach is the hydraulic system of F-35 aircraft (picture 1).

Picture 1: F-35s EHAS topology [3] There is another approach combining classical hydraulic systems with EHAS. It is MS-EHAS (Multi Supply-EHAS) which is designed as hydraulic circuit or whole system powered by one primary electrically driven hydraulic pump. As an example of this approach could be used hydraulic system of Boeing 787 aircraft. The significant amount of energy drawing from power plants only when needed by actuator packages is a common goal for both solutions. It presents a desired state. Only the control circuits are powered while rest of the system is in stand-by mode. It leads to decrease of fuel consumption and also increase of useable engine power. Following pros are obvious from EHAS design:

- 180 -


3

•

suitable for very high hydraulic fluid work pressure (4000 to 8000 PSI),

•

more efficient use of energy drawn from power plant,

•

more possibilities of system back up, not only in hydraulic system,

•

improved monitoring of hydraulic system,

•

lower maintenance costs,

•

less skilled aircraft ground personal is required for hydraulic system repairs,

•

easier aircraft repairs in field conditions.

2011

MEA

MEA is concept of aircraft using mostly electric energy for powering its systems with central controlled power distribution. This concept was developed to achieve higher efficiency of whole aircraft. It is achieved by reducing compressed air bleed from power plants. Increasing efficiency is more significant with higher compression ratio and by-pass ratio of the engine. However, there is major difference of compressed air bleed for ECS (Environmental Control System)[6] and energy for EHAS between jet liner, for which was MEA concept originally developed, and advanced jet fighter. The jet liner, an inherently stable aircraft, will benefit during its long constant level flight from cabin air regeneration and possibility to shut down some hydraulic pumps when they are not needed (landing gear, flaps operation etc.). That brings significant possibilities for optimisation of aircraft electrical system during its design. In contrast the advanced jet fighter, usually designed as an inherently unstable aircraft, is using air bleed mainly for avionics cooling. Power savings of jet fighter caused by cabin air regeneration are minor mainly because of shorter flight duration and frequent changes of flight level. The very high demand of avionics cooling air even in stand-by or ready to take off mode is another issue to consider. Those disadvantages, combined with fact that advanced jet fighters are using engines with low bypass ratio and that there is limited space for new type of ECS, lead to conclusion that MEA concept is not suitable for modernisation of this kind of aircraft. However implementation of EHAS and its integration to aircraft electric system could lead to promising results.

4

EHAS and advanced jet fighter

It is essential that build-in EHAS will not affect aircraft performance and features in negative way. Consequently EHAS should be designed according to power and back up demands. In our case modification of JAS-39 Gripen aircraft is analyzed.

- 181 -


4.1

2011

Description of modern fighter jet hydraulic system

As a start point system for EHAS application is chosen system of single engine inherently unstable fourth generation advanced jet fighter aircraft with following basic features: •

two independent hydraulic systems,

•

triple redundant hydraulic power source in one of mentioned systems,

•

use of tandem actuators (each chamber is fed by different hydraulic system) to ensure redundancy of flight safety critical control surfaces,

•

ability to continuously feed actuators with pressure fluid, even during emergency hydraulic power source start up (due to primary source malfunction),

•

high precision of movement and quick response of actuators due to aircraft stabilisation,

•

ability to isolate damaged sub-branches after leakage monitoring alarm,

•

ability to set control surfaces to free-floating damping mode to ensure minimum drag and prevent control surfaces damage,

•

use of electroimpulse control.

• Following part of the paper shows how the maximum power input of actuators is estimated: a) from known piston stroke and maximum angular speed of movement of each control surface is calculated maximum actuator linear speed of movement, h = 100 mm, d = ±30 ° = 60 °, w = 60 ° / s, tmin =

d 60 = =1s w 60

vmax =

h tmin

=

(1)

100 = 100 mm × s -1 1

(2)

b) from known piston geometry (its inner and outer diameter) and calculated maximum linear piston speed of movement could be calculated maximal flow in/out certain actuator,

Qk ,max =

(D

2

- d2) 4

× p × vmax

(3)

- 182 -


2011

c) then, if we presume constant system pressure, maximum power output of certain actuator could be calculated. Pmax = Qk × p

4.2

(4)

EHAS application analysis

Due to experiences from development of F-35 aircraft starter-generator [4] I believe that it is necessary to design EHAS power source output to value close to maximum expected EHAS power consumption. Mentioned power consumption is sum of maximum calculated values multiplied by expected efficiencies of every actuator involved. By using this principle we can expect increased weight of starter-generators but on the other hand aircraft electric system will have auxiliary/emergency power almost immediately at disposal without major impact to EHAS. I think that for EHAS it is ideal to use standardized 270 or 540V direct current. To keep amount of newly developed units as low as possible I suggest to design power output from aircraft gearbox within its current limits. Implementation of EAU[7] (Electronic Accumulator Unit) seems to be promising approach. Combination of accumulators and ultra capacitors is usually used in their design. I believe that, due to advanced jet fighter EHAS energy requirements, it is better to use EAU based on ultra capacitor only. Then we could design power source system to value near maximum expected continuous power consumption and cover peak power demands by EAU. Implementation of EAU is beneficial because of following pros: •

more efficient use of energy produced by emergency power source and longer permitted time for its activation,

•

ability to deliver enough power for one APU (Auxiliary Power Unit) start without influence of external temperature conditions, it results in the increase of aircraft battery life,

•

optional use of extra power for turbofan engine start-up procedure, especially for faster critical speed transition,

•

it is possible to recuperate energy of damped control surface movement (special actuator package design is required),

- 183 -


•

2011

due to significant increase of peak power output it is possible to achieve faster control surface movement in cases like turn initiation, lift force damping, etc. thus increase manoeuvrability and VSTOL capability of the aircraft.

• Due to better energy flow control it is possible to use actuator packages able to work in several modes, such are economic, normal and high performance. That will lead to further improvement in case of system efficiency and aircraft power consumption optimisation. 4.2.1 Power source system I think that it is necessary to use electric wiring instead of aircraft structure for closing electrical circuits due to high electric current and large scale of composite materials used in aircraft design. As primary wiring are used two BPVLE type lines of equal cross section. To save some weight I suggest using minus common line for main as well as for back up circuits. Schematic power source system layout is shown at picture 2. 4.2.2 Power distribution system Power source system is connected with power distribution system of aircraft by two main electrical buses, as it is shown at picture 3. EAUs are connected directly to main buses (one for each main bus). Actuator packages are linked to main buses by following buses: •

two main elevon buses designed for power transfer to inner and outer elevon actuator package,

•

two auxiliary elevon buses for power transfer to inner and outer elevon actuator packages which are using common minus line with buses mentioned above,

•

two main canard buses designed for power transfer to left and right canard actuator packages and landing gear MS-EHAS which are interconnected by back up circuits. Common minus lines are used with main canard buses, as mentioned above,

•

single airbrakes bus for power transfer to airbrakes MS-EHAS and rudder (back up is done by direct connection with main bus).

When the power distribution and power generation systems are in normal state, all circuits are closed thus starter-generators work parallel in common load. Loads of main power sources are monitored, evaluated and adjusted to achieve equal work load. If some part of system fails it

- 184 -


2011

is automatically disconnected to reduce possible negative effects on remaining parts of system.

Picture 2: Proposed power source system schematics

- 185 -


2011

Picture 3: Part of power distribution system schematics 4.2.3 EHAS implementation weight balance Impact of EHAS implementation to JAS-39 aircraft on its weight is assessed with weight comparison of replaced parts of system only. We could say that difference between weight of current and proposed power distribution system is marginal even if wiring for powering EHAS are significantly over dimensioned due to significant increase of back up options as shown in tables 1 and 2. We cannot say the same in the case of power source system and actuator packages. If we compare weight of current system and proposed one it is obvious that major weight differences are caused by starter generators and electrical actuator package motors as shown in tables 1 and 2. However there is significant difference between weight achieved by use of currently common components (table 1) and those used on F-35[8] (table 2). That leads to

- 186 -


2011

conclusion that specific power of mentioned components is crucial for successful EHAS implementation. To achieve such high specific power it is necessary to use hi-tech permanent magnets materials such samarium or neodymium alloys (SmCo5, Sm2Co17 or FeNdB).

Current

EHAS Difference

Current

Units

Hydraulic pumps

EHAS Difference

Units [kg]

[kg]

[kg]

10,3

17,35

7,05

-

120,44

120,44

Starter generators

Hydraulic pumps

[kg]

[kg]

[kg]

10,3

17,35

7,05

-

38,72

38,72

Starter generators

450 [W/kg]

1400 [W/kg]

Pipes/leads

6,96

18,24

11,28

Pipes/leads

6,96

18,24

11,28

Hydraulic accumulatores/EAU

15,5

7,66

-7,84

Hydraulic accumulatores/EAU

15,5

7,66

-7,84

16

-

-16

16

-

-16

Hydraulic fluid in tubes

4,51

-

-4,51

Hydraulic fluid in tubes

4,51

-

-4,51

Hydraulic fluid in reservoars

13,14

-

-13,14

Hydraulic fluid in reservoars

13,14

-

-13,14

Electric engines 300 [W/kg]

-

420,38

420,38

Electric engines 3300 [W/kg]

-

38,6

38,6

SUMMATION

66,41

584,07

517,66

SUMMATION

66,41

120,57

54,16

Hydraulic reservoars

Hydraulic reservoars

Table 1: Weight comparison of EHAS based on units with nowadays specific power Table 2: Weight comparison of EHAS based on units with specific power estimated form available data for F-35 [8]

5

Conclusion

On the base of described analysis we can conclude that successful EHAS implementation to advanced jet fighter is possible only with availability of high-tech electric engines and startergenerators. These electric components should reserve specific power significantly higher (1500-3500 W/kg) then it is common in nowadays generation of these parts (300-450W/kg). It is supposed that the decentralised hydraulic actuating system designed with use of mentioned components should be much more reliable, combat survivable, with more back-up possibilities (including interconnection with electric power system) as well as serviceable

- 187 -


2011

while reaching desired parameters. The diagnostic process improvement is possible due to EHAS complex monitoring system and thus increasing preventive maintenance efficiency. Because of widespread LRU use in system based on EHAS it is easier to maintain. The practical verification of actuating packages of EHAS type using of ultra-capacitors is a part of upcoming experiment of the author.

Literature PELC, M.: Diploma work – Use of electrohydrostatic actuating parts on advanced combat aircraft. Brno, University of Defence, 2011, 107 p. [2] JOMIER, T.: MOET-0.02-AF-DEL-PublicReport-0001-09-R1.0. Airbus operations S.A.S., 2009, 226 p. [3] MOOG hydraulics: Power by wire AG_Owerview_´08Sec. http://www.moog.com/products/actuation-systems/aircraft/primary-flight-controlactuation-system-for-787/. 500-174 0708, 5.3.2011. [4] TRIMBLE, S.: Flight International-Lockheed tackles JSF power deficit. http://www.flightglobal.com/channels/mro/articles/2007/08/24/216300/lockheedtackles-jsf-power-deficit.html, 6.9.2011. [5] MOIR, I., SAEBRIDGE, A.: Aircraft Systems: Mechanical, electrical, and avionics subsystems integration, Third Edition. Chichester, John Willey & Sons Ltd., 2008, 504 p. ISBN 978-0-470-05996-8. [6] FALERO, L., HERZOG, J. SCHIEVELBUSCH, B.: Integrated equipement systems for a more electric aircraft-hydraulics and pneumatics.: Liebherr Aerospace, 2004. [7] WELLS, J.R., AMRHEIN, M., WALTER, E.: Eletrical Accumulator Unit for the Energy Optimized Aircraft. SAE International, 2008. [8] High Density, High Efficiency Electrical Power Generation, F-35 Joint Strike Fighter Program. SITIS Archives. US Department of defence N103-207 (Navy). http://www.dodsbir.net/sitis/archives_display_topic.asp?Bookmark=39193, 6.9.2011. [1]

- 188 -


2011

Rozložení tlaků kolem závěsné referenční a Pitot-statické sondy a ověření měření polohových úhlů ve větrném tunelu. Evaluation of pressure distribution around a Pitot-static probe and a trailing-bomb with position angles measurement ability in a wind tunnel Ing. Jan Popelka, Ing. Pavel Pačes, PhD, Bc. Jan Auersvald Katedra měření, Fakulta elektrotechnická, České Vysoké Učení Technické v Praze, email: [email protected], [email protected], [email protected], tel.: +420-224-352-061 Ing. Pavel Hospodář Katedra řídicí, Fakulta elektrotechnická, České Vysoké Učení Technické v Praze, email: [email protected], tel.: +420-224-355-706 Resumé: Tento článek se zabývá aerometrickými měřeními a sondami používanými pro tyto účely, se zaměřením na závěsné sondy pro měření výšky a rychlosti. V příspěvku je detailně popsané měření, které proběhlo v tunelu patřícímu Výzkumnému a zkušebnímu leteckému ústavu Praha-Letňany, a jeho výsledky. Toto měření mělo za cíl ověřit vlastnosti chování a rozložení tlaků nově navrhované závěsné sondy s průměrem 7 cm a sondy plánované pro použití v novém systému měření polohových úhlů. Pro měření je použitý aerometrický systém instalovaný do těla sondy, který je po rozšíření použitý i pro měření polohových úhlů. Naměřené hodnoty tlaků jsou porovnány s výsledky simulace proudění, které bylo provedeno v programu ANSYS. This article deals with aerometrical measurements and probes using for these purposes, with focus on trailing-probes for air-speed and altitude measurements. Results of measurements performed in a wind tunnel are presented in details in this article. All the results were acquired at Aeronautical Research and Test Institute in Prague wind tunnel facility. Characteristics of a new trailing bomb with 7 cm diameter and all electronics embedded in its body are evaluated and compared with other air-data probes. Special attention was placed on performance of a new probe for a new system of position angles measurement. A special measurement system was used for data acquisition within the trailing bomb probe and with some extension also for the position angles measurement system. All measured characteristics are compared with results of computational flow simulation which was performed in ANSYS.

1

Úvod

Nejpoužívanější sondy pro měření aerodynamických veličin jsou Pitot-statické sondy, které umožňují měřit celkový a statický tlak, ze kterých se poté počítá výška a rychlost letu. Pro měření úhlu náběhu a úhlu vybočení se používají např. křidélkové sondy, nebo sondy které měří tlakovou diferenci na kulové ploše. Pokud jsou tyto sondy umístěny v blízkosti letadla,

- 189 -


2011

jsou ovlivněny jeho tlakovým polem. Z toho důvodu se pro kalibraci přístrojů na letadle používají závěsné vlečné sondy (trailing bomb).

1.1

Vlečná sonda

Vlečná sonda je specializovaným měřicím zařízením, umožňující měřit základní aerometrické veličiny v nerozrušeném vzdušném proudu vzdáleně pod a za letounem. Názornou představu o konstrukci závěsné sondy a jejím užitím zobrazuje obrázek 1-1.

a)

b)

Obr. 1-1: a) Vlečná aerometrická sonda, b) sonda v pracovní poloze. Vyvíjená sonda, na které měření probíhala, přináší 2 nové přístupy ve snaze zpřesnit měření a dosáhnout vyšší provozní spolehlivosti pomocí následujících přístupů: •

Plně elektronického zpracování měřených veličin již na palubě sondy, které je možno provádět jako v [1].

•

Bezdrátové odesílání zpracovaných číselných veličin na palubu letounu digitálním modemem [2].

Inovace vlečné sondy zahrnují použití systému sledování polohy sondy, tj. úhlu náběhu α a úhlu vybočení β. Úhel náběhu a úhel vybočení mohou být použity např. i v systému pro korekci nepřesností navigačních parametrů [3]. Systém snímání úhlu náběhu a vybočení je založen na čtveřici křížově umístěných otvorů (dvojice pro α a β) na vstupní části sondy, ve kterých při vychýlení sondy z rovnoběžné polohy dojde ke vzniku diference tlaků. Ta je po převedení a vyhodnocení indikována jako příslušný úhel a může být použita pro korekci hlavních veličin. Ověření chování tohoto systému v reálném proudění bylo jedním z dílčích cílů tohoto měření. Použitý měřicí systém byl po rozšíření použitý i pro ověření chování sondy určené pro měření polohových úhlů za pomoci vertikální tlakové diference [3].

- 190 -


1.1

2011

Pitot-statická sonda pro měření polohových úhlů

Pro měření polohových úhlů byla navržena a vyrobena Pitot-statická sonda, jejíž výkres je na obr. 1-2. I když tato sonda obsahuje výstupy celkového a statického tlaku, pro měření polohových úhlů se používá pouze statický tlak.

Obr. 1-2: Výkres Pitot-statické sondy. Pro porovnání měřených tlaků kolem Pitot-statické sondy byl vytvořen zjednodušený model sondy v programu ANSYS, který je zobrazen na obr. 1-3. Model simuluje proudění v okolí hlavy sondy a vstupních otvorů pro odběr tlaku. V porovnání se skutečnou sondou, která je zobrazena na obr. 1-4 končí model za štěrbinou pro odběr statického tlaku a chybí koncová část s držákem pro uchycení na měřicí modul.

Obr. 1-3: Model sondy v programu ANSYS.

Obr. 1-4: Pitot-statická sonda pro měření polohových úhlů.

- 191 -


2

2011

Popis měření parametrů závěsné sondy

Měření probíhalo 30. 6. 2011 ve Výzkumném zkušebním leteckém ústavu Praha-Letňany. K měření byl využit aerodynamický tunel s otevřeným měřicím prostorem typ Eiffel. Uvedený tunel dokáže vyvinout proudění do rychlosti 55 m/s, průměr jeho měřicího úseku se zaručenými charakteristikami proudění je 1,8 m [4]. Měřená vstupní část sondy byla do měřicího úseku připevněna pomocí pro tento účel speciálně sestrojeného přípravku umožňujícího ruční změny úhlu náběhu, případně vybočení. Rozsah nastavitelného úhlu je -30° až 30° od vodorovné roviny. Spolu se vstupní částí závěsné sondy byly do tunelu umístěny ještě křidélková sonda a Pitot-statická sonda, které byly vypůjčeny z VZLU. Z důvodu porovnání různých typů byly sondy připevněny ke společné ose a kalibrovány tak, aby pro libovolné nastavení byly ofukovány vždy pod shodným úhlem náběhu. Měřené sondy umístěné na polohovacím přípravku v aerodynamickém tunelu jsou zobrazeny na obr. 2-1. Křidélková sonda je označena jako „A“, vstupní část vlečné sondy jako „B“, Pitot-statická sonda jako „C“ a polohovací přípravek je označen písmenem „D“.

Obr. 2-1: Měřicí přípravek a připevněné sondy v aerodynamickém tunelu.

2.1

Měření charakteristik vstupní části vlečné sondy

Základem celé měřicí aparatury byla vstupní část sondy o průměru 7 cm, který je mnohem větší než doposud testované průměry [5]. V těle sondy byly umístěné 2 diferenciální snímače tlaku MPXV7002DP s měřicím rozsahem 2 kPa. Snímače byly zapojeny diferenčně na odměrná místa tlaku pro měření úhlu náběhu α pro získání vyšší citlivosti měření [6]. Dále se v tělese sondy nacházely 2 diferenciální snímače tlaku MPXV7007DP s měřicím rozsah 7 kPa. První snímač zůstal nevyužit a druhý sloužil k měření celkového tlaku. Jeho první vstup

- 192 -


2011

byl napojen na střední odběrné místo sondy, druhý byl otevřen do volné atmosféry. Výstupní signál prvního snímače byl měřen pro ověření stálosti napájecího napětí. K měření výstupů ze senzorů byla použita měřicí centrála HP 34970 s 20 kanálovým přepínačem, která byla připojena k PC pomocí sběrnice GPIB [7, 8]. Pro potřeby ověření dynamických projevů proudění na odběrných místech sondy (kmitání vzduchového sloupce, atd.) a pro určení přibližné přechodové charakteristiky vstupní části sondy a křidélkové sondy byl na výstupy těchto sond připojen rovněž rychlý čtyř-kanálový osciloskop. Změřené hodnoty byly osciloskopem ukládány ve formě textových souborů na USB flash disk. Všechny výše uvedené napěťové výstupy byly rovněž vedeny do funkčního vzorku AOAaAOSaSPEED [9]. Toto zařízení disponuje 12 bitovým A/D převodníkem a zabudovanými diferenčními snímači tlaku MPXV7002DP (2x) a MPXV7007DP (1x). Porovnání jeho funkce s údaji z měřicí centrály byl rovněž jedním z bodů měření. Do uvedeného vzorku byly pomocí silikonových hadiček zavedeny tlaky na jeden ze snímačů MPXV7002DP ze sběrných míst pro měření úhlu vybočení β závěsné sondy. Vnitřní schéma funkčního vzorku je na obr. 2.2.

Obr. 2-2: Vnitřní schéma funkčního vzorku. Funkční vzorek pro měření úhlu náběhu, vybočení a rychlosti byl použit v měření vlečné sondy i Pitot-statické sondy pro měření polohových úhlů. Při měření parametrů Pitot-statické sondy se využívaly pouze senzory tlaku obsažené ve funkčním vzorku. Druhý ze snímačů MPXV7002DP funkčního vzorku byl pak využit pro měřené tlakové diference v závislosti na úhlu náběhu α na Pitot-statické sondě VZLU, viz obr. 2.1 C. Snímač MPXV7007DP pak měřil hodnotu celkového tlaku ze sondy VZLU.

- 193 -


2011

Veškeré získané údaje z funkčního vzorku AOAaAOSaSPEED byly odesílány do PC pomocí sběrnice CAN. Celkový přehled o zapojení měřicí aparatury je možné získat z diagramu na obr. 2-2. Jednotlivé přijímané odměry byly v PC zpracovávány pomocí skriptu v programu Matlab.

Obr. 2-3: Obecné schéma měřicího zapojení. V rámci měření statických charakteristik sondy byly změřeny hodnoty pro úhel nastavení přípravku -1°, 1,8°, 4.5°, 5.8°, 10°, 13.5°, 17.5°, 22°, 31°, -5°, -11° a -22° vždy pro rychlosti proudění 10 m/s, 20 m/s, 30 m/s a 40 m/s. Pro vybrané nastavení 5,8° při 40 m/s byly rovněž odměřeny dynamické projevy v odběrných místech pomocí osciloskopu. Následně byly změřeny přechodové charakteristiky vstupní části vlečené sondy a křidélkové sondy ruční rychlou změnou úhlu nastavení přípravku při konstantní rychlosti proudění.

3

Měření parametrů Pitot-statické sondy určené pro měření polohových úhlů

Parametry této sondy se měřily ve stejném tunelu a s použitím stejného přípravku pro polohování, jako v předchozím případě. Měřicí soustava se skládala z funkčního vzorku se senzory tlaku pro měření úhlu náběhu, úhlu vybočení a rychlosti, který byl připojený k PC

- 194 -


2011

pomocí sběrnice CAN a CAN/USB převodníku. Funkční vzorek byl řízený z prostředí Matlab. Do senzorů ve funkčním vzorku byl přiveden tlak ze sondy pomocí silikonových hadiček tak, že celkový tlak byl zaveden do jednoho senzoru Freescale MPXV7007, jehož druhý vstup byl ponechán otevřený, a do kladného vstupu jednoho senzoru Freescale MPXV7002. Tlak z otvorů odebírajících statický tlak byl přiveden do zbývajícího senzoru MPXV7002 (jeho druhý vstup zůstal volný) a na záporný vstup senzoru MPXV7002 s celkovým tlakem. Detailní zobrazení zapojení sondy k funkčnímu vzorku a měřicímu systému je na obr. 3-1.

Obr. 3-1: Zapojení Pitot-statické sondy k měřicímu systému. V aerodynamickém tunelu byly měřeny tyto závislosti: •

Závislost výstupního údaje (tlaku) na rychlosti při konstantním úhlu náběhu proudu vzduchu o hodnotě 0°.

•

Závislost jednotlivých tlaků na rychlosti a úhlu náběhu.

4

Výsledky měření

4.1

Charakteristiky vstupní části závěsné sondy

První ze změřených charakteristik je závislost tlakové diference na nastaveném úhlu náběhu při konstantním proudění. Charakteristiku zobrazuje obr. 4-1. Z charakteristiky vyplývá, že závislost diference tlaků v odběrných místech systému určení úhlu náběhu α na úhlu nastavení přípravku je pro všechny rychlosti téměř lineární až do určité hodnoty úhlu nastavení. Tato hraniční hodnota je závislá na rychlosti proudění, avšak i pro nejvyšší rychlost k ní nedochází při úhlu nastavení <10°, který odpovídá předpokládanému pracovnímu rozsahu výchylek sondy. Tato hraniční hodnota úhlu byla vypočítána i teoreticky pomocí simulačního prostředí Fluent. Na výsledku simulace pro úhel vybočení 10° a rychlost nabíhajícího vzduchu 20 m/s, který je zobrazen na obr. 4-2., je vidět, že pro tento pracovní bod je jeden otvor měření úhlu náběhu téměř ovlivněn tlakovým maximem a druhý otvor se dostává do oblasti tlakového minima. - 195 -


2011

Obr. 4-1: Převodní charakteristika zobrazující diferenci tlaků v odběrových místech na úhlu náběhu α pro vlečnou sondu. V porovnání s v tunelu měřenou Pitot-statickou sondou VZLU má závěsná sonda větší citlivost, ale úhel při kterém sonda přejde do nelineární oblasti je u obou sond stejný, viz obr. 4-3. Např. VZLU sonda má pro úhel náběhu 30° a rychlost 40 m/s výstupní signál 1,82 V ale snímací otvory závěsné sondy poskytují 3,2 V. Druhou základní charakteristikou je převodní charakteristika hodnoty celkového tlaku měřená v závislosti na úhlu nastavení přípravku při konstantní rychlosti proudění. Tato charakteristika je zobrazena na obr. 4-4.

Obr. 4-2: Rozložení tlaku kolem závěsné sondy při rychlosti 20 m/s a úhlu vybočení 10°.

- 196 -


2011

Obr. 4-3: Převodní charakteristika diference tlaků v odběrových místech systému určení úhlu náběhu α pro Pitot-statickou sondu VZLU.

Obr. 4-4: Převodní charakteristika celkového tlaku na úhlu náběhu α pro vlečnou sondu. Uvedená charakteristika zobrazuje poměrně netradiční chování údaje celkového tlaku na úhlu náběhu přípravku. Do úhlu nastavení 7° vykazuje vstupní část celkového tlaku relativně

- 197 -


2011

nezávislý údaj na úhlu nastavení. Od této hodnoty pak oproti předpokladu dochází ke zvyšování údaje celkového tlaku. Tento trend ustává přibližně na úhlu nastavení 25°, kde se dle očekávání začíná snižovat vlivem odchýlení odběrného místa z proudění. Důvod tohoto chování zatím není zcela jasný. Možná příčina může spočívat v kladné změně efektivní plochy odběrného místa při zvýšeném úhlu nastavení vlivem většího otvoru pro odběr tlaku (průměr 8 mm), než je u těchto sond zvykem. Detail hlavy sondy je na obr. 4-5. Pro dokreslení a porovnání této netypické charakteristiky je na obr. 4-6 přiložena převodní charakteristika hodnoty celkového tlaku na úhlu nastavení Pitot-statické sondy z VZLU, která se chová očekávaným způsobem.

Obr. 4-5: Detail hlavy závěsné sondy.

Obr. 4-6: Převodní charakteristika celkového tlaku na úhlu náběhu α pro Pitotstatickou sondu VZLU. Výše uvedená závislost ovlivňuje měření rychlosti pomocí závěsné sondy. Rozdíl mezi vypočtenou rychlostí letu při úhlu náběhu 17° a 0° je 0,98 m/s. Pro použití závěsné sondy jako - 198 -


2011

kalibračního systému by bylo potřeba buď udržovat sondu v rozmezí ±7°, nebo ji kalibrovat podle dané charakteristiky. Zpracované hodnoty získané z funkčního vzorku [5] byly porovnány s údaji získanými měřicí centrálou. Porovnáním bylo zjištěno, že vzorek pracuje na všech svých vstupech korektně. Přepočet mezi skutečným napětím a číselným údajem vzorku ze snímače je možné vyjádřit jako: ܷ ൌ ܰ ή ͳǡʹʹ ή ͳͲିଷ

(1)

Správnost přepočtu dokládá graf na obr. 4-7. znázorňující průběh totožného údaje získaného měřicí centrálou a funkčním vzorkem s následným přepočtem výstupních hodnot na napětí. Tento přepočet zjištěný měřením odpovídá předpokládanému přepočtu určenému v laboratoři.

Obr. 4-7: Porovnání údajů získaných měřicí centrálou a funkčním vzorkem. V závěru vyhodnocení byly výsledky ze statických charakteristik porovnány s dřívějšími výsledky získanými na pokusných sondách o průměru 16mm, na kterých byl koncept systému pro určování úhlu náběhu α vyvinut. Statická charakteristika těchto sond je znázorněna na obr. 4-8.

- 199 -


2011

Obr. 4-8: Převodní charakteristika diference tlaků v odběrných místech systému určení úhlu náběhu α sondy o průměru 16mm [5]. Porovnáním bylo zjištěno, že systém určení úhlu náběhu α vlečené sondy sice vykazuje nižší citlivost, avšak oproti sondám 16mm, vykazuje větší úsek lineární závislosti o cca. 5° (viz obr. 4-1). Přechodová charakteristika výstupního napětí senzorů pro určení úhlu náběhu α byla měřena pomocí osciloskopu a vyplývá z ní, že tento systém odpovídá tlumenému systému 2. řádu.

Obr. 4-9: Přechodová charakteristika výstupního signálu křidélkové a vlečné sondy[10].

- 200 -


2011

Tato charakteristika je zobrazena společně měřenou hodnotou celkového tlaku a s výstupním signálem z křidélkové sondy na obr. 4-9. Závěsná sonda má v porovnání s křidélkovou sondou menší citlivost, ale má menší překmit a větší tlumení výstupního signálu. Z uvedeného grafu je taky patrné, že celkový tlak měřený vlečnou sondou se během přechodového děje nemění. Frekvenční analýza byla provedena na vzorku dat z měření při různých rychlostech a nulovém úhlu náběhu a neodhalila ve vypočteném spektru změřených signálů žádné výrazné spektrální čáry. Počet vzorků v tomto měření byl 10000, tudíž počet vzorků potřebných pro frekvenční analýzu byl dostatečný. Lze tedy předpokládat, že v odběrných místech vstupní části vlečené sondy nedochází k dynamickým projevům proudění.

4.2

Výsledky měření parametrů Pitot-statické sondy určené pro měření polohových úhlů

Závislost jednotlivých měřených tlaků na rychlosti je na obr. 3-7. Je na něm vidět, že si tlaky měřené senzory Freescale MPXV s rozdílným rozsahem 7 a 2 kPa odpovídají, tedy že celkový tlak je roven součtu dynamického a statického tlaku.

Obr. 3-7: Závislost měřených tlaků na rychlosti. Data z tohoto měření byla analyzována i ve frekvenční oblasti, výsledky analýzy signálu ze senzoru, který snímal celkový tlak, jsou zobrazeny na obr. 3-8. Na obrázku je vidět, že signál

- 201 -


2011

obsahuje frekvenční složky, které se zesilují s rychlostí proudu vzduchu, ale nemění se jejich frekvence. Z toho plyne, že pro vyšší rychlost ofukování je celkový tlak určen s vyšší nejistotou měření. Tyto složky jsou pravděpodobně způsobeny kmitáním polohovacího přípravku se sondou na vlastní frekvenci polohovacího přípravku, které bylo buzené nabíhajícím proudem vzduchu a mělo s rostoucí rychlostí rostoucí amplitudu. Signál ze senzoru statického tlaku žádné výrazné spektrální čáry neobsahuje.

Obr. 3-8: Frekvenční spektrum signálu ze senzoru celkového tlaku. Rozložení tlaku a rychlosti kolem modelu sondy pro nulový úhel náběhu a rychlost vzduchu 20 m/s je na obr. 3-9. Toto rozložení odpovídá teoretické představě tlaků a rychlostí kolem tělesa s kulovou hlavou. Také je vidět, že sonda byla navržena dobře a tlakový rozruch, který vznikl na špici sondy (A) se postupně ustaloval (B) a v okolí odběrů statického tlaku (C) je tento tlak již ustálen.

a)

b)

Obr. 3-9: Rozložení a) tlaku a b) rychlosti kolem modelu sondy.

- 202 -


2011

Srovnání měřených tlaků s tlaky, které byly získány ze simulace v programu ANSYS, v závislosti na rychlosti nabíhajícího proudu vzduchu je zobrazeno na obr. 3-10. Z porovnání výsledků simulace a reálného měření je vidět, že statický tlak v simulaci odpovídá změřenému statickému tlaku. Celkový tlak ze simulace vyšel vyšší než z měření a se zvětšující se rychlostí tento rozdíl ještě rostl. Při 40 m/s je tlak ze simulace vyšší o 34 Pa. Je to nejspíše způsobeno rozdílem mezi ideálním povrchem sondy v simulaci s reálným povrchem měřené sondy.

Obr. 3-10: Srovnání tlaku z měření a tlaku ze simulace. Porovnání závislosti celkového a statického tlaku z měření a ze simulace v závislosti na úhlu náběhu při rychlosti vzduchu 20 m/s je na obr. 3-11. Statické tlaky z měření a ze simulace si v oblasti záporných úhlů a kolem nuly do 3° odpovídají, poté statický tlak z měření klesá rychleji než ze simulace a je nesymetrický k nulovému úhlu. Celkový tlak ze simulace má jiný průběh závislosti tlaku na úhlu náběhu než průběh naměřeného celkového tlaku. Nesymetričnost tlaků je pravděpodobně způsobená blízkostí měřené sondy k základně, na které byla uchycená. Tj. levá část grafu odpovídá zdvihu sondy nahoru – od podložky, a pravá část grafu odpovídá sklonu sondy – směrem k podložce.

- 203 -


2011

Obr. 3-11: Rozložení a) tlaku.a b) rychlosti kolem modelu sondy.

5

Závěr

Z výsledků měření vyplývá, že je systém určení úhlu náběhu α na závěsné sondě dostatečně citlivý a jeho závislost je lineární v uvažovaném pracovním rozsahu. Odběrné místo celkového tlaku vykazuje do úhlu náběhu 7° nezávislost na tomto úhlu, při vyšším α se projevuje nestandardní chování vstupu celkového tlaku. Toto chování je možné korigovat, nebo odstranit tím, že bude sonda ustalována v pracovním bodě ±7°. Od 8° se projevuje i změna linearity charakteristiky úhlu náběhu. Tyto nelinearity bude třeba dále prostudovat a provést případné úpravy vstupní části, či tuto závislost korigovat při zpracování výsledků. V porovnání s předchozím typem sond (16mm) vykazuje vlečená sonda nižší citlivost v určování úhlu náběhu α, avšak vyšší lineární oblast jeho měření. Z analýzy signálů ve frekvenční oblasti vyplynulo, že při použitých rychlostech vzorkování na odběrných místech sondy nedochází k dynamickým projevům proudění. Dále se podařilo ověřit, že funkční vzorek pracuje korektně a lze ho využít pro další měření. Při porovnání výsledků simulace Pitot-statické sondy pro měření polohových úhlů se zjistilo, že změřené hodnoty celkového tlaku neodpovídají přesně hodnotám simulace, což je způsobeno rozdílem mezi ideálním a reálným povrchem sondy a umístěním reálné sondy na podstavec v měřicím tunelu. Rozložení tlaků a rychlostí kolem modelu sondy při simulaci

- 204 -


2011

odpovídá teoretické představě rozložení. Tato sonda má minimální závislost tlaků na úhlu náběhu v pracovní oblasti ±10° úhlu náběhu a obsahuje složky ve frekvenční oblasti, které jsou pravděpodobně způsobeny kmitáním přípravku s uchycenou sondou v tunelu.

Literatura [1]

[2]

[3] [4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]

MAKULA, P. - ANDRLE, M.: Conception of the Digital Communication System for Small UAVs, Proceedings of the International Conference on Military Technologies, ICMT 2009, May 5-6, Brno, Czech Republic, University of Defence, pp. 235-239, ISBN 978-80-7231-649-6. DUB, M. - JALOVECKÝ, R.: Possibilities of Flight Data Online Processing, Proceedings of 13th International Conference Transport Means, October 22-23, 2009, Kaunas, Lithuania, Kaunas University of Technology, pp. 91-94, ISSN 1822-296. PAČES, P.: System For Inaccuracy Correction of Inertial Measurement Systems. Patent Office of Industrial Ownership, 302336. 2011-03-16. (in Czech) VZLU [online]. 2009 [cit. 2011-09-2]. Low Speed Wind Tunnels. Available from WWW: . PAČES, P. - ČENSKÝ, T. - HANZAL, V. - DRAXLER, K. - VAŠKO, O.: A Combined Angle of Attack and Angle of Sideslip Smart Probe with Twin Differential Sensor Modules and Doubled Output Signal. In: IEEE Sensors 2010 - Proceedings [CD-ROM]. Stoughton, Wisconsin: IEEE Sensors Council, 2010, p. 284-289. ISBN 978-1-4244-8168-2. PAČES, P.: Increasing the Safety of UL Aircraft Category By Supporting Avionics System [Doctoral thesis (Ph.D.)]. Prague: Czech Technical University in Prague, 2011. 176 s. (in Czech) PAČES, P.: Automated Measurement – description [online]. c2009, Pavel Pačes [cit. 2011-08-31]. Available from WWW: <www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=PacesJakNaAutomatizovaneMere ni>. (in Czech) PAČES, P.: Automated Measurement - Examples v1.x [online]. c2009, Pavel Pačes [cit. 2011-08-31]. Available from WWW: <www.pacespavel.net/Download/index.php?soubor=PacesJakNaAutomatizovaneMere niSW>. (in Czech) PAČES, P. - HOSPODÁŘ, P. - LEVORA, T. - POPELKA, J. - ŠIPOŠ, M.: Module For Air Speed, Angle of Attack And Angle of Sideslip Measurement [Prototype]. 2011. (in Czech) AUERSVALD, J.: Probe for Aircraft Aerometric System Testing. Bachelor‘s thesis. Czech Technical University, Faculty of Electrical Engineering, 2010. (in Czech)

- 205 -


2011

Dedikace Tento projekt je sponzorován výzkumným programem č. TA01030651 "Safety Improvement of Flight, Crew and Other Participants of Flight Transport in Normal and Emergency Situations by Assistive Technologies" Českého vysokého učení technického v Praze, sponzorovaném Technologickou Agenturou České Republiky. Dále byly výsledky projektu částečně podpořeny projektem č. SGS10/288/OHK3/3T/13 Studentské grantové soutěže.

- 206 -


2011

Moderní hlasové komunikační systémy letectva AČR Modern Czech Air Force voice communication systems Ing. Stanislav Rydlo, CSc., Ing. Jaroslav Jeřábek, Ph.D., Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita Obrany, Brno, email: [email protected], [email protected], tel.: +420-973-445-279, +420-973-445-226 Resumé: Článek popisuje nové koncepce hlasových pozemních komunikačních systémů leteckých provozních služeb. Zaměřuje se na principy, technologická řešení a jejich provozních možností. The article describes a new concept of ground voice communication systems in air traffic services. It focuses on the principles, technology solutions and their operational capabilities.

1

Úvod

V současné době jsou na vojenských letištích na letištních stanovištích letových provozních služeb používány digitální telefonní ústředny Frequentis VCS 3020L, které splňují normu Eurocontrol MFCR2. Tyto ústředny využívají základní technologii postavenou na časovém multiplexu a pulsní kódové modulaci (TDM/PCM). Současné době jsou v platnosti v rámci Eurocontrol doporučení, která řeší využití technologie Voice over Internet Protocol (VoIP) tj. technologie, která umožňuje přenos digitalizovaného hlasu v těle paketů rodiny protokolů UDP/TCP/IP prostřednictvím počítačové sítě nebo jiného média, prostupného pro protokol IP. Jedná se o doporučení „EUROCAE ED-136/WG-67“ - Voice over Internet Protocol (VoIP) Air Traffic Management (ATM) System Operational and Technical Requirem, „EUROCAE ED-137/WG-67“ - Interoperability Standards for VoIP ATM Components a „EUROCAE ED138/WG-67“ - Network Requirements and Performances for Voice over Internet Protocol (VoIP) Air Traffic Management (ATM) Systems vydané v roce 2009. Současně používané digitální telefonní ústředny jsou už na hranici své životnosti. Nově zaváděné telefonní ústředny Frequentis VCS 3020X využívají již v některých částech systému technologii VoIP.

2

Rozhraní systému a hardware

Frequentis 3020X je Voice Communication System (VCS) – hlasový komunikační systém, který je určen k zabezpečení hlasové komunikace z pracovišť řízení letového provozu (ATC – Air Traffic Control) při řízení či obraně vzdušného prostoru, řízení záchranných operacích,

- 207 -


2011

apod. V systému je integrována práce s telefonními a rádiovými prostředky jak pomocí analogových a TDM rozhraní, tak pomocí VoIP. VCS je složena ze tří základních částí – přepínacího jádra, pracovních pozic pro operátory a telefonních a rádiových rozhraní. Přepínací jádro podle požadované velikosti systému (tj. podle počtu rozhraní a operátorských pozic) se liší ve fyzickém uspořádání jádra. Jádro je vždy tvořeno jednou CIF6 deskou a jednou nebo více JIF6 nebo DIF6 deskami. JIF6 desky jsou schopny k sobě připojit další zařízení pro PCM30 rozhraních. DIF6 desky jsou schopné k sobě připojovat další zařízení po Ethernet rozhraní. Každá JIF6 i DIF6 deska je schopna připojit 8 podřízených zařízení. Celé jádro vždy obsahuje všechny desky CIF6, JIF6/DIF6 dvakrát. CIF6 deska a JIF6/DIF6 desky se umísťují do společného racku. Podle požadované velikosti systému se používá rack BGT CIF nebo BGT CIF2. Do racku BGT CIF se vejde až 15 JIF6/DIF6 desek a je třeba dva BGT CIF racky – pro A a B polovinu. Do racku BGT CIF2 se vejde dvakrát 7 JIF6/DIF6 desek – A i B polovina systému je v jednom racku. Nejmenší systém lze sestavit pomocí Gate-X2 – nepoužívá se BGT CIF/CIF2 rack. Gate-X2 v sobě integruje CIF6, JIF6 a DIF6 desky. Ke Gate-X2 se již přímo připojují operátorské pozice a BGT UIF racky s rádiovými a telefonními rozhraními. Středně velké systémy jsou sestaveny z jednoho BGT CIF2 racku nebo dvou BGT CIF racků. Největší systémy jsou sestaveny z více racků BGT CIF nebo BGT CIF2, které jsou vzájemně propojeny optickou sběrnicí. Jednotlivé racky BGT jsou obvykle na fyzicky vzdálených lokalitách a vzniká tak jedna rozsáhlá VCS. Operátorské pozice jsou připojeny buď pomocí PCM30 rozhraní k JIF6 nebo pomocí Ethernet rozhraní k DIF6 podle místních podmínek. Operátorská pozice (iPOS) je složena z řídící jednotky a dotykového displeje. Existuje několik typů operátorských pozic, které se liší připojením k jádru systému a to buď PCM30, metalické nebo optické LAN připojení. Dále uspořádáním jednotky buď vestavná nebo na stůl a také typem displeje v prvé řadě rozměry displeje a dále běžný displej nebo displej se zvýšeným jasem. K operátorské pozici se připojují audio zařízení. K dispozici je široké spektrum mikrofonů, telefonních sluchátek i náhlavních souprav. Rádiová rozhraní se umísťují do racku BGT UIF. Tento rack je řízen kartou GPIF se softwarem pro řízení rádiových rozhraní. Karty GPIF jsou v racku vždy dvě z důvodu redundance. Do jednoho racku je možné umístit až 14 rádiových karet typu ERIF. Karta ERIF - 208 -


2011

slouží pouze k přenosu hlasu z a do rádia. Každá ERIF karta má dvě analogová rozhraní určené k připojení radiostanice. Pro řízení radiostanic, tzn. pro nastavení provozních parametrů je určena karta RSIF, která s rádiem komunikuje po některém ze sériových rozhraní. Rádiový rack BGT UIF se k jádru připojuje ke dvěma PCM30 rozhraním na kartě JIF6, jedno rozhraní v systému A a jedno rozhraní v systému B.

3

Architektura systému

Celé jádro VCS je složeno z jednoho až osmi duplikovaných přepínacích uzlů nazývaných komunikační servery, které jsou propojené pomocí zdvojených optických tras přenášejících hlas i data. Obě poloviny jádra (komunikační server A a B) pracují samostatně a vzájemně se neovlivňují. Každý komunikační server je složen z několika digitálních přepínacích a konferenčních modulů. Hlas je přepínán pomocí Time Division Multiplex Acces (TDMA). Přenos dat je zajištěn po vyhrazených datových linkách. Systém je schopen přepínat neblokujícím způsobem až 8000 digitálních 64 kBit/s hlasových kanálů. Každý z duplikovaných komunikačních serverů je schopen přepínat až 2000 kanálů, ale celková kapacita systému nepřekročí 8000.

Obr. 1: Architektura systému VCS 3020X

- 209 -


2011

Vnitřní architektura systému je hvězdicová – každá koncová komponenta je připojena k jádru systému. Protože jádro je zdvojeno, je i každá komponenta připojena dvakrát – jednou k systému A a jednou k systému B. Propojení koncových komponent s jádrem může být 2 Mbit/s PCM30 nebo 100 Mbit/s Ethernet – dle typu komponenty. Koncové komponenty se samy rozhodují, zda budou zpracovávat data ze systému A nebo B. Podobně

jako

aktivní

komponenty

jsou

duplikovány

i

zdroje

a

ventilátory.

Všechny komponenty systému jsou měnitelné za provozu. Každá komponenta v systému má pevné umístění – adresu. Adresa je dána způsobem, jak je připojena k jádru systému (např. 1. telefonní karta připojená ke GPIF kartě, která je připojena k 4. portu JIF6 desky, která je připojena k 1. portu CIF6 desky). Systém také zná typ karty na každé pozici. Díky tomu je při výměně stejné desky na stejné pozici nová karta automaticky nakonfigurována jako původní deska. Zrychluje se tak návrat systému do původního stavu. Díky zvolenému uspořádání VCS ze dvou nezávislých systémů A a B a připojení každé základní komponenty k oběma stranám, výpadek jakékoliv komponenty systému A nebo B nezpůsobí nefunkčnost celého systému.

4

Řídící software

Řídící software je decentralizovaný. Každá komponenta má vlastní řídící software, který řídí její činnost a stará se o komunikaci v rámci systému. U karet přepínacího jádra a telefonních a rádiových karet je tento software nazýván firmware. U ostatních komponent je nazýván řídící software. Protože každá komponenta má svou část software a žádná z komponent není centrální, při případné softwarové chybě nebo při výměně software je tak ovlivněna jen konkrétní komponenta a zbytek systému pracuje bez výpadku dál.

5

Připojení radiostanic pomocí VoIP

K VCS je možné připojit radiostanice i pomocí datové sítě LAN/WAN a principů VoIP. K tomu slouží kombinace Gate-X2 se software pro řízení radiostanic a iRIF desek. Brána Gate-X2 je zodpovědná za spojení VCS s datovou sítí. iRIF deska pak zabezpečuje přenos hlasu a řízení mezi VCS/Gate-X2 a radiostanicí. Brána Gate-X2 je osazena redundantně, aby se zajistila odolnost proti výpadkům. Každá iRIF

- 210 -


2011

deska pak komunikuje s oběma Gate-X2 bránami. Komunikace mezi Gate-X2 a iRIF je vedena pomocí kombinace protokolů pro přenos hlasu po datové síti – SIP a RTP. U protokolu RTP se využívá rozšíření dle ED 137 zajišťující přenosu informací důležitých pro radiostanice – PTT/SQL, BSS a další.

Obr. 2: Způsob připojení radiostanice pomocí VoIP Hlasová část spojení musí podporovat minimálně kodek G. 711. Musí také dodržovat časové požadavky udané v ED 136 a ED 138. Především zpoždění mezi stiskem PTT na operátorské pozici a změnou PTT signálu na výstupu iRIF desky musí být menší než 80 ms; přenos hlasu na stejné trase musí mít zpoždění menší než 120 ms, aby splňovalo podmínky ED 136, kapitola 2.3 – Radio Systém Performance Requirements. LAN/WAN použitá pro signalizační cestu mezi VCS a radiostanicí (jejích IP rozhraní) podporuje QoS a tyto vlastnosti používá, tzn., musí je mít nakonfigurované. Požadovaná nastavení a zpoždění odpovídá ED 138, kapitola 2 – Network requirements.

6

Závěr

Nově zaváděné hlasové komunikační systémy, které odpovídají všem doporučením Eurocontrol, jsou vysoce modulární. Podle místních podmínek dostupného interface, jsou schopnu připojení jak nejmodernějších komunikačních technologií, tak jakýchkoliv stávajících technologií. Zároveň jsou schopny připojit do systému současné radiostanice postavené na nejnovější technologii, tak po určitých technických přizpůsobeních rozhraní i

- 211 -


2011

letecké radiostanice starší generace (LPR-80). Zároveň umožňují přizpůsobit prostředí pracoviště koncového uživatele jeho požadavkům. Nově zaváděné hlasové komunikační systémy v sobě zahrnují nejmodernější trendy moderní komunikace.

Literatura [1] [2] [3] [4]

EUROCAE ED-136/WG-67. Voice over Internet Protocol (VoIP) Air Traffic Management (ATM) System Operational and Technical Requirements. 2009 EUROCAE ED-137/WG-67. Interoperability Standards for VoIP ATM Components 2009. EUROCAE ED-138/WG-67. Network Requirements and Performances for Voice over Internet Protocol (VoIP) Air Traffic Management (ATM) Systems. 2009. EUROCONTROL - EGIS , part 5, VCS. Communication and navigations specification, Chapter 2, voice communication systém (VCS), Edition 3.0. 2002


- 212 -


2011

System for Vibration Testing Ing. Martin Šipoš 1), Ing. Jan Roháč, Ph.D. 2), Bc. Michal Stach 3) Czech Technical University in Prague, Faculty of Electrical Engineering, Department of Measurement, Laboratory of Aeronautical Systems and Instrumentation email: [email protected], [email protected], [email protected], phone: 1) +420-22435-2061, 2) +420-22435-3963 Abstract: This paper describes a measurement system capable to test a vibration influence on navigation devices. The system consists of a signal generator, vibratory equipment, on which a reference sensor can be placed, and a PC. The system works with real flight acceleration data. A main idea of the system is to use original flight acceleration information from intervals with constant engine RPM, approximate it, and generate in the laboratory conditions. The approximation uses four strongest harmonics of the original acceleration evaluated by FFT analysis. The system for vibration tests is fully automatic and feed-forward, which allows to import acceleration data from user’s file, analyze them, choose the acceleration magnitudes and frequencies based on FFT, set the sampling frequency of reference sensor providing the feedback, and generate the flight vibration in the laboratory. Another function of the system is to display the spectrums of original and approximated/generated signal for the comparison after the experiment. Furthermore, the system enables automatic calibration of vibratory table. The system, the user interface, and the comparison between user selected data and measured data will be further presented and discussed.

1

Introduction

Vibrations form an indivisible part of aerospace engineering. The influence of vibrations on sensors and systems has to be considered for achieving a desired accuracy [1]. The vibrations negatively influence sensors, in our case accelerometers (ACCs) and angular rate sensors (ARSs) contained in an Inertial Measurement Unit (IMU), and electronic inclinometers (EIs), used for an aircraft navigation. Of course, it is valid in wide range of other military and commercial applications such as car navigation, Unmanned Aerial Vehicles (UAVs), human motion tracking, indoor and personal navigation, and attitude control systems, etc. [2, 3, 4]. The elimination of vibrations is very important task, because the vibrations contained in sensors’ readings cause the non-negligible errors in the attitude and position evaluation, e.g. for angular rates and accelerations the attitude and position errors grow without corrections unlimitedly due to integration used in the estimation process.

- 213 -


2011

The main aim of this paper is to develop a measuring system for testing a vibration influence on navigation devices and their sensors. The principle is based on an approximation and modeling of real flight accelerations from intervals with constant engine RPM (Revolutions per Minute). In other words, the user is not required to have the airplane in the laboratory to test the system and get its complex behavior under realistic conditions. Furthermore, laboratory tests are a cheaper and comfortable way of a testing [1]. In the chapter 2, the motivation of this work is presented. The chapter 3 contains a measurement setup description as well as the design of the system for vibration testing (SVT). The realization of SVT and its user interface is briefly described in chapter 4 and results of performed measurements and tests are presented in chapter 5.

2

Motivation

The motivation of this work was to develop a new system which enables vibration modeling based on real flight accelerations. It extends the functionality of the current system for generating the vibration. The current system and its user interface are shown in Fig. 2-1. The main disadvantages of the current system were: •

the system worked as a feedback system so the longer settling time for desired acceleration was unavoidable;

•

only one sinewave could be generated, so it was insufficient for generating the real flight vibrations;

•

the power amplifier generated vibrations with a dominant disturbing frequency at 50 Hz;

Fig. 2-1: The current system for generating the vibrations and its user interface. - 214 -


•

3

2011

the system was not able to set lower frequencies than 10 Hz.

Measurement Setup & Systems

In this chapter, a main idea of the proposed system for vibration tests (SVT) is described and the design is presented.

3.1

Design of System for Vibration Testing (SVT)

A main idea of the SVT is to use original flight data, especially accelerations and engine RPM recorded during real flight of a small aircraft. The recorded data corresponding to intervals with approximately constant RPM are used for following analyses and a signal processing. The RPM and acceleration along z-axis are plotted in Fig. 3-1 where the main intervals of constant RPM are highlighted. From the acceleration intervals, the Fast Fourier Transformation (FFT) is performed and the strongest harmonics are chosen for modeling and approximating of original signal. This signal is converted to suitable form for the vibration generating.

Fig. 3-2: The engine RPM and acceleration plot with highlighted intervals.

3.2

The Design of System for Vibration Testing (SVT)

In the previous chapter, the basic idea of the system was proposed. Here are listed the requirements and capabilities of the proposed SVT: •

the system will allow to generate higher number of sinewaves than one;

- 215 -


•

2011

the system will allow the automatic calibration with respect to the systems and sensors mounted on the vibration table;

•

the system will allow loading a user defined file with required data;

•

the loaded acceleration from file can be displayed;

•

the FFT based on loaded data can be computed and displayed;

•

the interface will be graphical user friendly in one program window;

•

the user interface will contain a generator manager, in which the magnitudes and frequencies of vibrations can be set according to original flight data;

•

the minimum length of data for FFT function will be 512 data samples; to avoid the loss of frequency resolution the data will be extended with zeros to desired number of samples;

•

the measurement system will contain the reference accelerometer for vibration table self-calibration procedure and for the generated acceleration measurements;

•

3.3

the system will be fully-automatic.

Systems & Sensors

In this chapter, the systems and sensors, which were used in SVT, are described; the most important specifications of the reference accelerometer (ACC) Crossbow CXL02LF3 and electronic inclinometer (EI) EZ-TILT-2000-008 are listed as well. 3.3.1 Agilent 33220A An arbitrary waveform generator is one of the most critical devices of the whole SVT, because the generator is responsible for generating the vibrations. In this work we have chosen the generator Agilent 33220A. The main advantage of this generator is that a user is able to load to the generator user defined signal with a lenght aproximatelly 65 thousand samples. This number of samples is sufficient for our application. Detailed parameters of Agilent 33220A are listed in the datasheet [5]. 3.3.2 Data Acquisition System (DAQ) Because we used as a referential sensor ACC with analog output, the data acquisition system (DAQ) was utilized for data acquition. The sampling frequency was set at 1.5 kHz. 3.3.3 Power Amplifier (PA) As was mentioned in chapter 2, a power amplifier used in the previous measurement system was insufficient and so the other power amplifier was necessary for the proper function of

- 216 -


2011

SVT. The measurement system was equipped with Yamaha P7000S 2x950W power amplifier (PA) [8]. This amplifier had a very low noise which satisfy the application requirements. 3.3.4 Accelerometer (ACC) Crossbow CXL02LF3 As a reference sensor for acceleration measurements, the analog tri-axial ACC Crossbow CXL02LF3 was chosen. The most important specifications are listed in Table 3-1. Specification Transverse Sensitivity (%FS) Non-Linearity (%FS) Alignment Error (deg) Bandwidth (Hz) Temperature Range (deg C) Shock (g) Supply Voltage (V DC) Zero g Output (V DC) Supply Current (mA DC)

Data ±5 ±2 ±2 DC-50 -40 to +85 2000 ±5 ±0.25 ±2.5 ±0.15 2 / axis

Description/Units Max Typical Typical Typical

@ +25 deg C Typical

Tab. 3-1: Specifications of ACC Crossbow CXL02LF3 [6]. 3.3.5 Electronic Inclinometer (EI) We used EI EZ-TILT-2000-008 (Advanced Orientation Systems Inc.) as a tested system mounted on the vibration table (VT). The influence of vibrations on EI is presented in following chapter. The EZ-TILT-2000-008 was an advanced programmable dual-axis linear analog/digital module with CMOS microprocessor. The EZ-TILT-2000-008 module provided analog, PWM, and RS-232 inclination in two axes of tilt. The EI contained dual-axis polymer based electrolytic tilt sensor (ETS) DX-008. Full description is provided in [9]. In this application, viscosity of ETS was about 50% higher than viscosity of standard ETS. The EI parameters are specified in the Table 3-2. Parameter Range Analog Output Supply Resolution of A/D convertor Response (10% - 90%) Repeatability Temperature

Typical value ±8 deg 1 to 4 VDC 6 to 12 VDC 12 bit 40 ms <0.02 deg -40 to +60 deg C

Tab. 3-2: Parameters of EI EZ-TILT-2000-008.

- 217 -


2011

a)

b)

c)

d)

Fig. 3-2: System and sensors used for SVT; a) PA Yamaha P7000S, b) arbitrary waveform generator Agilent 33220A, c) ACC Crossbow CXL02LF3, d) EI EZ-TILT-2000-008.

3.4

Block Scheme of System for Vibration Testing

A block scheme of SVT is shown in Fig. 3-3. The SVT consists of the generator Agilent 33220A which generates user defined signal. The signal is divided in the voltage divider for a better regulation and after that is connected to the PA Yamaha P7000S amplifier. The amplified signal excites the vibration table (VT), on which reference ACC Crossbow CXL02LF3 and measured EI EZ-TILT-2000-008 are mounted. The data from EI are stored in the computer and the data from ACC CXL02LF3 are digitalized and also stored. These data are used for the comparison between real flight acceleration and generated acceleration measured by the reference ACC. In the block scheme, the GPIB2USB convertor 82357A between PC and the generator is used.

Fig. 3-3: A block scheme of the system for testing the vibrations.

- 218 -


4

2011

Realization

The SW of SVT was realized in the LabWindows/CVI environment. The window of the user interface is shown in Fig. 4-1. The interface allows loading a file with preprocessed data for following analyses and generating the vibrations. After the user’s file is loaded and the sampling frequency is set, the number of samples is verified. If the number is smaller than 512 the data set is extended with zeros in order to have at least 512 samples and thus avoid the loss of frequency resolution. After that, the SW displays the acceleration, the FFT is computed and results presented.

Fig. 4-1: A main window of the system for testing the vibrations.

4.1

Calibration procedure

For a proper function of the SVT, the calibration procedure is necessary to be performed. The calibration procedure is fully-automatic and obtained data are plotted in real time and saved into the table. After the calibration is done, the resonance curve is plotted as well. The calibration depends on a required range of vibrations for generating, which is technically based on an input sampling frequency. For example, the sampling frequency of the real measured signal is 43 Hz. With the consideration of the sampling theorem, it would be possible to analyze the spectrum up to 21.5 Hz. The lowest possible frequency to generate is

- 219 -


2011

due to VT limits was set at 3 Hz and the frequency increment in this specified range was 1 Hz. The calibration window with resonance curve is shown in Fig. 4-2.

Fig. 4-2: Calibration window of system for vibration testing.

4.2 Signal Generator After the calibration is performed, the signal based on real flight accelerations can be generated. In accordance with the analyses of the acceleration in the intervals with constant engine RPM we classified that four strongest harmonics would be sufficient for vibration modeling using equation 4-1.

4

WVFRM (n) =

æ 2pfi n ö ÷, Fs ÷ø

å AiCORR sinççè i =1

(4-1)

where n is the number of data samples, WVFRM(n) denotes an output value of the generated waveform for a concrete data sample, AiCORR is a corrected voltage value, Fs corresponds to the sampling frequency, and fi represents the frequency to be generated. The calibration or loading of default calibration data is the first step to system operation and is required in all cases. Due to the safety aspects, the range of generator amplitude is limited up to ±2 VAC. Allowed frequency resolution for all input frequencies is 0.1 Hz and considering 5000 samples/s, with the length of generated signal equal to 10 s, 50000 data samples need to be

- 220 -


2011

calculated for the output waveform. The waveform data are checked by a current protection mentioned above, plotted in the graph and sent through the GPIB bus to the Agilent generator. The generator window of SVT is shown in figure 4-3. The plot of the generated acceleration is shown in a main window of the user interface (see Fig. 4-1) in the upper right corner.

Fig. 4-3: A generator window of the system for testing the vibrations. After these procedures, the signal containing the acceleration is generated and measured by Crossbow ACC CXL02LF3 as a feedback. From the measured acceleration, the FFT is computed and the spectrum is plotted (Fig. 4-1, lower right corner). The final SVT workplace is shown in Fig. 4-4.

Fig. 4-4: The system workplace for testing the vibrations.

- 221 -


5

2011

Tests & Results

We tested the SVT using four sets of data which corresponded to different RPM intervals. The data sets with characteristic parameters are summarized in Table 5-1. Data set

RPM (-)

Vib – 01

4850

Vib – 02

2150

Vib – 03

5000

Vib – 04

2900

Frequency (Hz) 2.1 6.5 11.9 5 10.5 3 8 12.7 5 20.1

Magnitude (g) 0.022 0.027 0.05 0.05 0.02 0.022 0.015 0.04 0.012 0.04

Tab. 5-2: Tested data sets.

5.1

Comparison of Spectrums

In chapter 4 there was mentioned that the FFT spectrum of real vibrations can be computed and displayed. Fig. 5-1 shows the comparison of FFT spectrum based on the real flight acceleration (Table 5-1, Vib – 01) and the acceleration data generated and measured by the reference ACC CXL02LF3. As was mentioned in chapter 4.1, the minimum frequency to generate was set at 3 Hz due to limits of the vibration table (VT). Due to this reason, the harmonic with the frequency of 2.1 Hz as shown in Fig. 5-1 was not considered. The spectrum parameters are listed in Table 5-1 and the parameters of spectrum based on ACC CXL02LF3 data are 0.0265 g (6.59 Hz) and 0.459 g (11.96 Hz).

Fig. 5-1: The comparison between the spectrum based on real flight acceleration and the spectrum based on measured acceleration using ACC CXL02LF3. - 222 -


5.2

2011

The Influence of Vibrations to Electronic Inclinometer

We used the SVT for the evaluation of a vibration influence on the EI EZ-TILT-2000-008 readings. We tested four data sets listed in Table 5-1 in three VT positions as shown in Fig. 5-2. For each VT position a new calibration was performed to avoid the exceeding of VT limits. In the Table 5-2 the Root Mean Square Errors (RMSEs) of pitch and roll angles for all data sets and all positions of the VT are listed.

a)

b)

c)

d)

Fig. 5-2: Positions of the vibration table a) α = 0 deg; b) α = 45 deg; c) α = 90 deg; d) vibration table – position α = 45 deg.

Data set Vib – 01

Vib – 02

Vib – 03

Vib - 04

VT position α (deg) 0 45 90 0 45 90 0 45 90 0 45 90

Roll RMSE (deg) 0.026 0.026 0.026 0.041 0.032 0.020 0.033 0.027 0.021 0.026 0.019 0.018

Tab. 5-3: Tested data sets

- 223 -

Pitch RMSE (deg) 0.085 0.073 0.084 0.226 0.163 0.018 0.207 0.131 0.022 0.060 0.071 0.022


6

2011

Conclusion

The main aim of this work was to establish an efficient system for vibration testing (SVT). The original motivation and all the requirements for the SVT were accomplished, plus couple additional features giving the applications more functionality were implemented. The SW of the SVT was realized in LabWindows/CVI environment. The user interface of the SVT provides the user with the capability to select required data and analyze them fast without any dependence on other software. Furthermore, the application has a convenient way to calibrate the whole system, thus the calibration is fully automatic. If a very fast measuring has to be done, previously acquired calibration data can be loaded. The system is capable to use up to 4 sinewaves for the vibration generating with respect to performed analyses of downloaded data. Since the program is a multi-threading application, the user can perform measuring of artificial vibrations and compare the results of FFT analysis of the output and input in a short time. Using the SVT, we measured the influence of vibrations on EI readings. According to the Table 5-1, the highest RMSE of EI pitch channel was 0.226 deg and 0.041 deg in roll channel.

References [1] [2]

[3] [4] [5]

[6] [7]

[8]

STACH, M.: System for vibration testing, bachelor thesis, Prague, Czech Republic, Czech Technical University in Prague, 2011, 63 p. SIPOS, M.; PACES, P.; REINSTEIN, M.; ROHAC, J.: Flight Attitude Track Reconstruction Using Two AHRS Units under Laboratory Conditions, Christchurch, New Zealand, IEEE SENSORS 2009 - The Eighth IEEE Conference on Sensors, 2009, p. 675-678, ISBN 978-1-4244-5335-1. SOTAK, M.: Testing the Coarse Alignment Algorithm for ADIS16405, Poland, Przeglad Elektrotechniczny, 2010, p. 245-251. REINSTEIN, M.; SIPOS, M.; ROHAC, J.: Error Analyses of Attitude and Heading Reference Systems, Poland, Przeglad Elektrotechniczny, 2009, p. 114-118. Agilent 33220A 20 MHz Function/Arbitrary Waveform Generator, Agilent Technologies, Inc., Loveland, Colorado, USA, 2007, p. 362, [online] URL: < cp.literature.agilent.com/litweb/pdf/33220-90002.pdf>, [cit. 2011-08-03]. Crossbow Accelerometers, High Sensitivity, LF series, 2009, URL: < http://www.datasheetarchive.com/cxl-datasheet.html >, [cit. 2011-08-03] Agilent U2531A 2MSa/s USB Modular Simultaneous Data Acquisition, Agilent Technologies, Inc., USA, 2011, [online] URL: < http://www.home.agilent.com/agilent /techSupport.jspx?pid=1250130&cc=CZ&lc=eng&t=80029.k.0&guid=188727>, [cit. 2011-08-03]. P-S Series Power Amplifiers, Yamaha Corporation, Japan, 2011, URL: < www. yamahaproaudio.com/downloads/data.../P_Series_datasheet.pdf>, [cit. 2011-07-20].

- 224 -


[9]

2011

EZ-TILT-2000-008-rev2 Multi-Output Dual Axis High Res. Conversion Module w/RS232, Advanced Orientation Systems, Linden, USA, 2009, URL: , [cit. 2011-08-03].

- 225 -


2011

Využití prostředků Evropského sociálního fondu k podpoře odborného vzdělávání leteckého personálu Using the European Social Fund to support training of air personnel Ing. Jaroslav JEŘÁBEK, Ph.D., Ing. Milan VAŠEK, Ph.D. Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, email: [email protected], [email protected], tel.: +420-973 445 226, +420-973 445 233 Resumé: Článek se zabývá možností využití prostředků Evropského sociálního fondu k podpoře odborného vzdělávání leteckého personálu. Jsou zde uvedeny praktické zkušenosti využití Evropského sociálního fondu v odborném vzdělávání v rámci problematiky letecké radionavigační služby. Výsledkem je modernizace didaktických metod a rozšiřování odborných kurzů. The result is the modernization of teaching methods and the expansion of professional courses. The article deals with the possibility of using the European Social Fund to support training of air personnel. There are shown the practical experiences of using the European Social Fund for training in the Air Radio Navigation Service issues. The result is the modernization of teaching methods and the expansion of professional courses.

1

Úvod

Problematika „lidského faktoru“ v letectví se s neustálým rozvojem nových technických systémů jeví stále aktuálnější a nabývá na důležitosti při hledání nových cest k zvyšování propustnosti leteckých toků, bezpečnosti letového provozu a způsobilosti osob podílejících se na různých profesních aktivitách souvisejících s leteckým provozem a to jak v civilním, tak i vojenském sektoru. Pro vysokou náročnost těchto povolání mohou požadované předpoklady splňovat pouze odborně připravení jedinci. S cílem sjednotit rozdílnou úroveň znalostí a praktických zkušeností personálu specialistů letecké radionavigační služby (LRNS) je inovován nastavený způsob odborného výcviku specialistů LRNS. Byla vytvořena nová koncepce odborné přípravy personálu LRNS a stanoveno potřebného množství odborných vědomostí, které s určitým časovým předstihem zohledňuje znalosti soudobých a nových technologií CNS/ATM. Chybí ještě rozpracovat organizační formy a vyučovací metody. Závažnou vadou ve funkčnosti tvořeného vzdělávacího systému je nedostatek písemných, ale zejména E-learningových studijních materiálů. - 226 -


2

2011

Východiska odborné přípravy personálu LRNS

Základní požadavky na odbornou způsobilost personálu LRNS vyplývají z: „Zákon o civilním letectví“ č. 439/2006 Sb., „Zákon o ozbrojených silách České republiky“ č. 546/2005 Sb.,“Vyhlášky MO číslo 279/1999, kterou se stanovuje kategorie vojenského leteckého personálu, jejich kvalifikace a rozsah odborných znalostí a vzor průkazu vojenského leteckého personálu“, „Směrnice pro vydávání Průkazů způsobilosti pozemního vojenského leteckého personálu služby radiotechnického zabezpečení letectva, leteckého technického a provozního zabezpečení a letištního zabezpečení“ a „Směrnice pro získání třídnosti Specialista radiotechnického zabezpečení letectva zaměstnanci AČR, kteří vykonávají funkce specialisty radiotechnického zabezpečení letectva“. Z nadnárodní legislativy je nutné zdůraznit „Nařízení komise (ES) č. 2096/2005, kterým se stanoví společné požadavky pro poskytování letových navigačních služeb“. Toto nařízení mimo jiné přijímá povinná ustanovení bezpečnostních regulačních požadavků organizace EUROCONTROL (ESARR - EUROCONTROL Safety Regulatory Requirements), která se vztahují k osvědčování poskytovatelů letových navigačních služeb: a) ESARR 3 pro využívání systémů řízení bezpečnosti poskytovateli služeb řízení letového provozu (ATM), b) ESARR 4 pro posuzování a zmírňování rizika při ATM, c) ESARR 5 pro pracovníky služeb ATM, požadavky pro vývojové a technické pracovníky, kteří provádějí úkoly související s bezpečností provozu. V odborné přípravě specialistů LRNS se také odráží obsah nově vytvářené předpisové základny LRNS a poznatky ze zavádění pokrokových technologií v rámci realizace nových investičních projektů. Pro LRNS byly vytvořeny odpovídající programy odborné přípravy. Při jejich tvorbě bylo respektováno Nařízení komise (ES) č. 2096/2005 ukládající využít programy odborné přípravy personálu ATSEP (Air Traffic Safety Electronics Personnel = personál LRNS v AČR) zveřejněné ve směrnici „EATM Training Progression and Concepts“ (vydal EUROCONTROL), Takto zpracované programy splňují (po doplnění o specifika vzdušných sil AČR) předepsané požadavky. Bezpečnostní směrnice způsobilost

veškerého

EUROCONTROL ESARR 5 podrobně stanovuje požadavky na personálu

služeb

uspořádání

- 227 -

letového

provozu

(ATM).


2011

EUROCONTROL vydal „Metodické pokyny“ (Směrnice) pro jednotlivé druhy výcviků personálu ATSEP v kterých jsou stanoveny: •

obsah a rozsah základní kvalifikace (odborného výcviku) specialistů LRNS,

•

návody pro provádění typové kvalifikace, instruktorského a inspektorského vzdělávání.

3

Podpora odborného vzdělávání z prostředků Evropského sociálního fondu

V rámci přidělených finančních prostředků z Evropského sociálního fondu (ESF) a za pomoci operačního programu Vzdělávání pro konkurenceschopnost je realizován na Fakultě vojenských technologií Univerzity obrany projekt s názvem „Inovace studijního programu Vojenské technologie“. Operační program Vzdělávání pro konkurenceschopnost (OP VK) je víceletým tematickým programem v gesci Ministerstva školství, mládeže a tělovýchovy ČR (MŠMT), v jehož rámci je možné v programovacím období 2007-2013 čerpat finanční prostředky z Evropského sociálního fondu, který je jedním ze strukturálních fondů Evropské unie. OP VK se zaměřuje na oblast rozvoje lidských zdrojů prostřednictvím vzdělávání ve všech jeho rozmanitých formách s důrazem na komplexní systém celoživotního učení, utváření vhodného prostředí pro výzkumné, vývojové a inovační aktivity a stimulace spolupráce participujících subjektů. ESF působí v oblasti zaměstnanosti a lidských zdrojů v rámci inovačních akcí a technické pomoci a financuje programy na podporu zaměstnanosti. Také financuje dlouhodobé strategické plány regionálního rozvoje v oblasti lidských zdrojů. Podpora v rámci ESF se zaměřuje na rozvoj lidských zdrojů s cílem zachovat co největší počet zaměstnanců na trhu práce. Aktivity mohou zahrnovat například iniciativy na podporu skupin ohrožených na trhu práce, na ochranu mládeže a na podporu jejího zaměstnávání, na podporu vzdělávání a vytváření pracovních příležitostí pro ženy, na podporu při zakládání nových firem, na podporu zdokonalování vzdělávacích systémů, včetně tvorby nových učebních osnov. Jsou podporovány projekty, které rozvíjejí lidské zdroje. Aktivity mohou zahrnovat projekty, které připravují jednotlivce na zahájení pracovního života, podporují místní partnerství, samozaměstnávání, nové způsoby práce, identifikaci nových schopností, adaptaci a modernizaci systémů vzdělávání, školení a zaměstnanosti.

- 228 -


2011

Finanční podpora v oblasti rozvoje lidských zdrojů se poskytuje především formou podpory jednotlivým osobám. V souvislosti s takovými akcemi může být podporován i rozvoj příslušných struktur a systémů a dalších doprovodných opatření. Jednou z vhodných činností podporovaných ze strany ESF je: „rozvoj a zlepšování všeobecného a odborného vzdělávání a získávání kvalifikace, včetně školení učitelů, školitelů a personálu, a zlepšování přístupu zaměstnanců k vzdělávání a kvalifikaci“. Na katedře leteckých elektrotechnických systémů se vytvořil realizační tým tvořený příslušníky skupiny leteckého radionavigačního zabezpečení, který se přihlásil k výše uvedenému projektu „Inovace studijního programu vojenské technologie“. Členové týmu se přihlásili ke dvěma klíčovým aktivitám. V rámci první klíčové aktivity „Modernizace didaktických metod a inovace studijní literatury, pomůcek a laboratorního vybavení“ je řešen E-learning pro přípravu leteckého personálu podle předpisů JAR a bezpečnostních požadavků EUROCONTROL. V rámci druhé aktivity „Modernizace didaktických metod a inovace studijní literatury, pomůcek a laboratorního vybavení“ byl v anglickém jazyku vytvořen hypertextový učební text pro výuku předmětu „Letecká radionavigační služba“.

4

Realizované aktivity a jejich výsledky

Finálním výsledkem v rámci první klíčové aktivity je vytvoření e-learningového kurzu „Letecká radionavigační služba“. Při stanovení studijních cílů, obsahu, tvorbě průvodce studiem a tvorbě vlastního e-learningového kurzu realizační tým vycházel z metodických směrnic pro výcvik personálu ATSEP. Hlavním cílem kurzu LRNS je poskytnout studentům a účastníkům kurzů všech cílových skupin základní souhrn informací z problematiky LRNS potřebný (předepsaný) pro dosažení znalostí a odborné způsobilosti leteckého personálu v této oblasti. E-learningový kurz najde uplatnění pro více cílových skupin studentů (kurzantů). První cílovou skupinou jsou studenti, kteří studují obor letecké elektrotechnické systémy, modul radiotechnické zabezpečení létání na UO Brno v rámci bakalářského studia. Druhou skupinu tvoří studenti studující obor letový provoz všech modulů v rámci předmětu Zabezpečení činnosti letectva. Další skupinou jsou odborníci LRNS, kteří budou tuto problematiku studovat v rámci zdokonalovacích (kariérních kurzů). Poslední skupinou budou účastníci rekvalifikačních kurzů s problematikou LRNS. Obsah vzdělávání je ve vzdělávacím programu členěn do vzdělávacích modulů (lekcí).

- 229 -


2011

Modulové uspořádání: •

je zaměřeno na vymezení cílových kompetencí, znalostí, schopností a dovedností, které jsou předpokladem pro profesní výkon absolventa kurzu;

•

umožňuje v závislosti na odbornosti leteckého personálu absolvování jen jednotlivých modulů;

•

poskytuje důležitou informací úřadům státní správy informaci o kompetencích studenta (kurzanta), které absolvováním modulu získal;

•

je dobrým metodickým vodítkem pro začínající učitele z pohledu vymezení cílů i doporučených metod výuky;

•

podporuje rozvoj celoživotního učení i možnosti uznávání splněných částí učiva při přerušení studia;

•

umožňuje sestavit moduly jako samostatné bloky učiva, které lze vyjmout a obměnit, a pružně tak reagovat na poptávku trhu práce i rozvoj oboru;

•

je důležitým vodítkem pro učitele i žáka při stanovení plánu práce v daném předmětu;

Vzdělávací modul tvoří v kurzu různě rozsáhlá, relativně ucelená část studia (na obr. 1 je znázorněn modul Navigace s tématikou Systém přesných přibližovacích majáků ILS). Modul popisuje určitý soubor učebních situací, činností a učební látky a má svoji specifikovanou funkci s jasně definovaným vzdělávacím cílem vyjádřeným ve formě získaných kompetencí absolventa.

Obr. 1: Modul „Navigace“ v E-learningovém kurzu

- 230 -


2011

Zatímco vstupní část modulu umožňuje rychlou a stručnou informaci o modulu, je v jádru modulu definován cíl, doporučené postupy výuky a především předpokládané výsledky studia formulované do cílových kompetencí studenta. Ve výstupní části modulu je pak stanovený způsob ukončení modulu, hodnocení výsledků a doporučená literatura. Řazení modulu a časový prostor pro realizaci modulu v rámci výuky v daném kurzu je součástí průvodce studiem e-learningového kurzu „Letecká radionavigační služba“. Pro zapojení se do druhé klíčové aktivity a vytvoření hypertextového učebního textu v anglickém jazyku vedly realizační tým níže uvedené důvody. Odborníci letecké radionavigační služby jsou dnes řazeni dle norem EU do kategorie ATSEP (Air Traffic Safety Elelctronic Personel). Požadavky na jejich znalosti a dovednosti neustále narůstají i z důvodu uplatňování evropské legislativy. Řada normativních dokumentů Evropské agentury pro bezpečnost letectví (EASA) a Evropské organizace pro bezpečnost leteckého provozu (EUROCONTROL) jsou v České republice postupně zaváděny. Problém je ten, že většina z normativních dokumentů je publikována v anglickém jazyku a jen nutné texty (většinou předpisy) jsou přeloženy do českého jazyka. Organizace působící v České republice v oblasti civilního letectví si vytvořily vlastní systém přípravy svých odborníků. Letectvo AČR tento trend zachytilo později a zvláště u pozemního leteckého personálu nevytvořilo efektivní vzdělávající systém reagující na požadavky evropské legislativy – toto platí i pro odbornost LRNS. V současnosti je systém přípravy odborníků LRNS letectva prováděn v drtivé většině v českém jazyku. I když je letecká terminologie převážně anglická, nedokáží absolventi tyto pojmy správně používat a implementovat v praxi. Dále není možné vyučovat tematiku LRNS studenty z jiných zemí ovládajících anglický jazyk. Pro uskutečnění daného záměru je třeba začít vyučovat problematiku leteckého radionavigačního zabezpečení v anglickém jazyku s důrazem na správné používání anglické letecké terminologie. Tato výuka musí být stavěna na kvalifikovaném pedagogickém sboru, který má v oblasti LRNZ letectva dlouholeté zkušenosti, a který tento úkol dokáže v krátké době splnit. Realizační tým si dal v počátku za úkol vytvořit předmět „Letecká radionavigační služba“ v anglickém jazyku. Vytvořený předmět se stal prvním důležitým stavebním kamenem výuky celé problematiky LRNZ letectva v anglickém jazyku. Absolvent tohoto předmětu bude znát teoreticky problematiku LRNZ létání s důrazem na používané prostředky a systémy LRNS. Předmět je postaven tak, aby jej mohli absolvovat nejen studenti bakalářského studia UO Brno, ale s nepatrnými úpravami i studenti ostatní výcvikových a školících zařízení AČR.

- 231 -


2011

Vytvořený učební text pro zabezpečení předmětu jednoduchou formou popisuje problematiku LRNZ létání (struktura textu viz obr. 2). Vymezuje místo a úlohu LRNS při zabezpečení létání, objasňuje jeho základní organizaci a management. Důležitou část tvoří popis činnosti používaných prostředků při LRNZ létání koncipovaný tak, aby student tyto mohl srovnat činnosti a prostředky CNS/ATM (Communicatio, Navigation, Surveillance/Air Traffic Management) v civilním letovém provozu s činnostmi a prostředky letectva AČR. Hlavní důraz je zaměřen na používanou terminologii z důvodu, aby absolvent neměl problém studovat normativní dokumenty, technickou dokumentaci provozovaných zařízení, absolvovat zahraniční odborné kurzy a komunikovat se zahraničními odborníky.

Obr. 2: Struktura učebního textu “Letecká radionavigační služba“

5

Závěr

Cílem článku je propagovat projekt Inovace studijního programu Vojenské technologie realizovaný v rámci Evropského sociálního fondu za pomoci Operačního programu Vzdělávání pro konkurenceschopnost, zaměřeného na zkvalitnění a modernizaci systémů počátečního, terciárního a dalšího vzdělávání, jejich propojení do komplexního systému celoživotního učení a ke zlepšení podmínek ve výzkumu a vývoji. Dalším záměrem je informovat odbornou veřejnost o zkušenostech s využitím prostředků Evropského sociálního fondu k podpoře odborného vzdělávání leteckého personálu a jeho faktických výsledcích.

- 232 -


2011

Literatura [1]

[2] [3] [4]

[5]

[6]

EASA. European Aviation Safety Agency [online]. Koeln : EASA, 2005, last updated: 16/1/2008 [cit. 2011-08-22]. Dostupný z WWW: . EUROCONTROL. ATM services personnel. ESARR 5. EUROCONTROL. Edition 1.1, Edition Date 1.2.2002. EUROCONTROL. EATM Training Progression and Concepts. EUROCONTROL. Edition 1.0, Edition Date 26.03.2004. EUROCONTROL. Guidelines for a Common Basic Level of Technical Training for Air Traffic Safety Electronics Personnel. EUROCONTROL. Edition 2.0, Edition Date 2.04.2004. EUROCONTROL. Guidelines for a Common Qualification Level of Technical Training for Air Traffic Safety Electronics Personnel. Edition Number: 1.0. EUROCONTROL, Edition Date 06.10.2003. EU-Media. Evropský sociální fond [online]. c2004-2011, [cit. 2011-08-22]. Dostupný z WWW: .

Dedikace Článek byl vypracován v rámci projektu rozvoje organizace UO - K206 s názvem „Komplexní letecký elektronický systém pro UAS“

- 233 -


2011

Moderní prostředky pro detekci nebezpečných látek a předmětů v ochraně civilního letectví před protiprávními činy The Modern Means for Detection of Dangerous Substances and Objects in Air Transport Security Ing. Jan Zýka Katedra letecké dopravy, Vysoká škola obchodní v Praze, o.p.s. email: [email protected], tel.: +420-604-531-007 Resumé: Příspěvek si klade za cíl obecně charakterizovat problematiku vnějších rizik v civilním letectví a znázornit jejich vývoj s důrazem na novodobé způsoby používané teroristickými skupinami, které nevyhnutelně vedou k potřebě aplikace nových bezpečnostních požadavků na straně letišť, leteckých dopravců i dalších subjektů podílejících se na procesu letecké přepravy. Nosná část je poté věnována moderním detekčním prostředkům provozovaným na letištích a sloužícím k identifikaci a včasnému odhalení potenciálně nebezpečných látek a předmětů včetně nastínění jejich potenciálních budoucích trendů, kdy by tyto technické prostředky měly dále přispět k vyšší bezpečnosti letecké dopravy a k současnému poklesu zátěže pro její uživatele i provozovatele. The aim of the article is to define the issue of external risks in civil aviation and to draw their history with the emphasis on modern ways used by terrorists, which inevitably lead to a necessity of applying new security requirements at airports, airlines and all other subjects participating in air transport process. The main part of the contribution is dedicated to the modern means of detecting dangerous substances and objects, which are operated at airports and should further lead to increasing aviation security and concurrently to decrease burdens for passengers and operators as well.

1

Vnější bezpečnostní rizika v civilním letectví

Pro dosažení a udržení statutu nejbezpečnějšího způsobu přepravy se musí letecká doprava vypořádávat nejen s působením rizikových vlivů uvnitř systému, ale i s řadou faktorů, majících svůj původ ve vnějším prostředí. Prvně jmenované řadíme do kategorie takzvané provozní bezpečnosti a označujeme je anglickým slovem „safety“. Patří sem celá řada technických, organizačních a přírodních vlivů, selhání lidského faktoru či poruchy prvků letecké infrastruktury, které mohou vyústit v neúmyslnou mimořádnou událost či v krajním případě v leteckou nehodu. Na druhé straně stojí vlivy, jejichž zrod je třeba hledat vně systému letecké dopravy a které vznikají úmyslně se záměrem násilného narušení integrity

- 234 -


2011

některé ze složek letecké infrastruktury. Takové protiprávní činy tvoří vnější bezpečnostní rizika a nazývají se slovem „security“. Protiprávní činy v civilním letectví můžeme dle primárního cíle rozdělit do těchto kategorií: •

proti letícímu letadlu a osobám na jeho palubě

•

proti osobám v letištních terminálech a jejich okolí

•

proti letištní infrastruktuře

•

proti infrastruktuře a systémům složek řízení letového provozu

1.1

Příklady významných protiprávních činů v civilním letectví

Přestože široká veřejnost začala plně vnímat problematiku teroristických či extrémistických činů teprve po událostech 11. září 2001, jedná se o oblast takřka stejně starou, jakou je sama letecká doprava. Primát v tomto ohledu patří skupině peruánských revolucionářů, kteří se v květnu roku 1930 zmocnili poštovního letadla společnosti Pan American a shodili propagandistické letáky na hlavní město Limu. První únos civilního letadla s tragickým koncem se odehrál v červenci 1947, kdy tři osoby rumunské národnosti zabili posádku. Prvotní použití nástražného výbušného systému se poté datuje na 1. listopad 1955, kdy jistý Jack Graham vložil dynamit do zavazadla, které následně odletělo letadlem společnosti United Air Lines na lince z Denveru do Portlandu. Zajímavý byl i jeho motiv. Kufr totiž patřil Jackově matce a Graham chtěl její smrtí získat výplatu životní pojistky. Kromě ní ovšem při pádu Douglasu DC-6B zahynulo všech dalších osmatřicet cestujících a pět členů posádky. Bezesporu nejzávažnější sabotáž dvacátého století se udála 21. prosince 1988 nad skotským Lockerbie, kdy během letu 103 dopravce Pan Am explodovala v nákladovém prostoru výbušnina ukrytá v radiomagnetofonovém přehrávači. V Boeingu 747 letícím na lince z Londýna do New Yorku zahynulo všech 243 cestujících a 16 členů posádky. Dalších 11 lidí zemřelo pod troskami zříceného boeingu na zemi. Na základě této události byla v roce 1991 podepsána v Montrealu Úmluva o označování plastických trhavin pro účely jejich identifikace. Jak je zmíněno výše, protiprávní činy nejsou pouze výsadou palub letadel. 6. srpna 1974 byli dva lidé zabiti a dalších čtrnáct zraněno při explozi bomby na losangeleském letišti blízko přepážky společnosti Pan Am. 24. ledna 2011 zaútočil sebevražedný atentátník ve veřejné části terminálu moskevského letiště Domodědovo a na místě zabil jednatřicet lidí. Nejméně další čtyři podlehli později a téměř sto sedmdesát lidí byl zraněno.

- 235 -


2011

Událostí, která otřásla leteckou dopravou do samých základů, byl hromadný teroristický čin datovaný na 11. září 2001. Organizovaní příslušníci islamistické teroristické skupiny al-Káida se v jediný okamžik zmocnili čtyř letadel leteckých společností American Airlines a United Airlines a zaútočili jimi na New York a Washington. Na palubách všech letadel zahynulo 265 cestujících a členů posádky a další tři tisícovky civilistů zemřeli následkem útoků na budovy Pentagonu a Světového obchodního centra. Jejich cíl nespočíval, tak jak bylo dosud obvyklé, pouze v únosu letadel a ve vyjednávání s představiteli bezpečnostních složek, ale velký dopravní letoun byl sám o sobě pouze nástrojem pro dosažení vyšších cílů. V tomto případě k co největších ztrátám na životech, narušení běžného chodu ekonomiky Spojených států a v konečném důsledku i boj za šíření islámu prostřednictvím svaté války – Džihádu.

1.2

Letecká doprava po 11. září

Útoky z 11. září navždy změnily tvář letecké dopravy a poukázaly na její zranitelnost i citlivá místa nejen v organizaci a důslednosti odbavovacího procesu, ale též ve spolehlivosti organizační a technické nedostatky na palubách a v konstrukcích letadel, které umožnily útočníkům vniknout do kokpitu unesených boeingů. Bezpečnostní systém se skládá z několika vrstev, které by jako celek i samostatně každá z nich měly spolehlivě odhalit a měřit míru potenciálního nebezpečí: a) zpravodajské služby b) kontrola osob po zakoupení letenek a pozadí platby c) vizuální kontrola při odbavení d) bezpečnostní kontrola osob/zavazadel e) bezpečnost na palubě Útokům 11. září nezabránila ani jedna z nich. Primární selhání je třeba hledat v předpisech, které na vnitrostátních letech uvnitř Spojených států povolovaly převoz nožů s čepelemi o délce ne větší než 4 palce, tedy cca. 10 cm. A právě takové předměty použilo jako zbraně všech devatenáct únosců. O dva dny později, 13. září 2001, nařídil americký Federální úřad pro letectví FAA s okamžitou platností zákaz vnášení nožů a dalších řezných nástrojů jakékoliv délky do vyhrazených částí letišť (SRA) a na paluby letadel. Díky tomuto a řadě dalších dílčích opatření již teroristé nemohli spoléhat na konvenční zbraně a vydali se proto cestou improvizace.

- 236 -


2011

Poprvé se o nich veřejnost dozvěděla 6. srpna 2006, kdy britský Scotland Yard zadržel celkem čtyřiadvacet osob podezřelých z plánování útoků na dopravní letadla společností American Airlines, United a Continental. Mezi nimi se nacházel i zaměstnanec letiště Heathrow s nejvyšším stupněm bezpečnostní prověrky a přístupem do všech kritických částí letiště. Podle informací získaných britskou policií a tajnými službami mělo být zničeno až deset letounů na linkách z Londýna do Spojených Států a zabity tak stovky civilistů. K likvidaci letadel nad Atlantikem mělo být použito nového druhu tekutých výbušnin namíchaných přímo na palubě za letu. Teroristé využili při přípravách plechovky sportovních energetických nápojů s obsahem elektrolytu a dvojitým dnem, pod nímž schovávali látky na bázi

peroxidů.

Pravděpodobně

se

jednalo

o

peroxidy

acetonu

(TATP)

a

Hexamethylentriperoxidiamin (HMTD). Co dokáží pouhé tři gramy této látky vložené mezi dvě cihly se lze přesvědčit na obrázku č. 1. Teplota po výbuchu dosáhla 2370 °C a detonační rychlost 5100 m/s.

Obr. 1: Exploze 3g HMTD mezi dvěma cihlami Trikem s dvojitým dnem by mohli rafinovaně oklamat obsluhu letištní bezpečnostní kontroly, na palubě dno porušit a chemickou reakcí vytvořit výbušnou látku, kterou by následně odpálili pomocí elektronických přístrojů, jakými jsou například fotoaparát, mobilní telefon či MP3 přehrávač. S okamžitou platností bylo vydáno nařízení, podle něhož si cestující nesměli brát do kabiny žádná příruční zavazadla ani předměty s výjimkou cestovních dokladů, předepsaných léků a mléko pro malé děti za předpokladu, že doprovázející dospělá osoba tuto tekutinu ochutná. Krátce nato, koncem září 2006, byl zákaz zmírněn Nařízením ES 1546/2006 s tím, že je na palubu letadla možné vnášet jak příruční zavazadla, tak i tekutiny, aerosoly a gely pod podmínkou, že jsou vloženy do jednotlivých balení o maximálním objemu 100 ml, umístěných v jediném průhledném, opakovaně uzavíratelném plastovém sáčku o maximálním - 237 -


2011

objemu 1 litr a zároveň jsou určeny k použití během cesty a jsou nutné buď pro léčebné účely nebo z důvodu zvláštního požadavku na stravování, včetně dětské výživy a jsou zakoupeny v neveřejném prostoru letiště. Každý cestující může mít u sebe pouze jediný jednolitrový sáček. Z dalších událostí stojí za zmínku tzv. vánoční útok na let společnosti Northwest Airlines číslo 253 ze dne 25. prosince 2009, na němž jeden z cestujících, třiadvacetiletý Nigerijec Umar Farouk Abdulmutallab, aktivoval ve svém spodním prádle umístěný výbušný systém. Nepodařilo se mu jej však aktivovat zcela správně a výsledkem bylo jen zranění teroristy a dvou dalších cestujících. Systém se skládal z výbušného prášku a kyseliny, kterou Abdulmutallab vstříknul injekční stříkačkou a tím zamýšlel v látce probudit chemickou reakci. Došlo však pouze k zahoření kyseliny a prášku na bázi pentaerythritoltetranitrátu (PETN). Televizní společnosti ABC News se podařilo získat fotografie výbušného balíčku i spodního prádla. Viz. obr. č. 2.

Obr. 2: Spodní prádlo vč. vloženého výbušného prášku použité při útoku na letadlo Northwest Airlines 25. prosince 2009. Zdroj: [4] Na základě „vánočního útoku“ urychlily některé země (zejména USA) instalaci takzvaných personálních detektorů, jež dokážou spolehlivě odhalit předměty ukryté pod oblečením. Zároveň Spojené státy zpřísnily podmínky bezpečnostních kontrol pro cestující ze čtrnácti vybraných států na území Afriky a Jihozápadní Asie.

- 238 -


2

2011

Moderní detekční prostředky v ochraně civilního letectví

před protiprávními činy Jak už plyne z předchozích odstavců, zákaz vnášení některých druhů potenciálně nebezpečných předmětů není dostatečnou zárukou bezpečnosti letecké dopravy. K její zajištění je z dlouhodobého hlediska nutná aplikace nových a dokonalejších procedur a zavádění do praxe modernějších technických prostředků pro jejich včasné odhalení a správnou identifikaci. Teroristické skupiny jsou však neustále o krok napřed, a je proto třeba pomýšlet na hrozbu napadení nekovovými zbraněmi a důsledně ukrytými výbušninami. Na ty jsou v současné době běžně používané a plošně rozšířené detekční prostředky krátké. Z tohoto důvodu přicházejí kromě tradičních rentgenů a průchozích detektorů kovů na řadu i sofistikovanější nástroje, které mají za cíl těmto moderním hrozbám čelit. Jedním z vůdčích orgánů je v této oblasti americký úřad pro bezpečnost dopravy The Transportation Security Administration (TSA), jenž byl ustanoven po událostech 11. září a jenž působí pod ministerstvem pro vnitřní bezpečnost USA.

2.1

Bezpečnostní kontrola osob

Při pohybu osob do vyhrazených částí letišť – Security Restricted Area je nezbytné, aby veškeré tyto osoby prošly bezpečnostní kontrolou. Není však z časových, technických i etických důvodů možné každou osobu podrobit důkladné osobní prohlídce a přicházejí tak ke slovu průchozí detektory doplněné podle potřeby fyzickou kontrolou. Tradiční průchozí detektory slouží, jak už napovídá jejich zkratka WTMD (Walk Through Metal Detector), k odhalení kovových předmětů umístěných na těle cestujícího. S ohledem na odklon teroristických skupin od konvenčních zbraní se ale stále častěji ozývají hlasy o postupném nahrazení těchto zařízení modernějšími metodami nazývanými Advanced Imaging Technology (AIT) 2.1.1 Backscatter X-Ray První z nich je založena na principu rentgenového záření vyslaného do těla cestujícího, a to proti sobě ze dvou stran (viz. obr. č. 7), přičemž kontrolovaná osoba musí na několik sekund zaujmout postoj s rukama u hlavy. Výhodou tohoto bezkontaktního procesu, během něhož je osoba vystavena záření srovnatelnému s dvouminutovým letem v dopravním letadle, je rentgenový snímek se znázorněním cizích předmětů, které by v běžném detektoru kovů nebyly odhaleny. Obsluha zkoumající výstupy z detektoru, které nejsou nikde ukládány a skladovány, sedí odděleně a nemá přímý kontakt se skenovanou osobou. - 239 -


2011

Obr. 3: Moderní osobní detektory typu backscatter (vlevo) a milimeter-wave (vpravo) Zdroj: [7]

2.1.2 Milimeter-wave Stejně jako v zařízeních typu backscatter, musí i zde cestující setrvat v definované pozici, dokud není vytvořen obraz povrchu těla. Na rozdíl od prvně jmenovaného systému je zde principem odraz elektromagnetického vlnění s vysokou frekvencí v řádu terahertzů v trojdimenzionálním prostoru. Výsledný plastický výstup je proto přesnější. Obdobně však obsluha sedí separátně od zařízení bez kontaktu s kontrolovanou osobou. Pozitivem systému je absence rentgenového záření, přičemž elektromagnetické vlnění je dle amerického úřadu TSA na úrovni desettisíckrát nižší než u mobilního telefonu, což umožňuje zdraví neškodnou kontrolu i zvláštních skupiny cestujících, jakými jsou malé děti nebo těhotné ženy. Nejnovější generace systémů milivize je z důvodu ochrany soukromí vybavena upraveným softwarem, který neukazuje detailní obraz konkrétního člověka, ale pouze anonymní postavu s barevným znázorněním bodů, kde skenovaná osoba ukrývá nějaký předmět. Přínos této změny uvádí obr. č. 4. Změny, které provázejí oba moderní způsoby detekce, lze shrnout do takzvaných sedmi „S“, které jsou včetně vzájemných vazeb znázorněny na obrázku č. 5. Nejvyšší bod zaujímá Security, tedy větší bezpečnost díky širšímu spektru identifikovatelných předmětů, jakými jsou například i výbušniny či keramické nože, které tradiční detektor kovů není s to zachytit.

- 240 -


2011

Obr. 4: Přínos nejnovější generace personálních detektorů k ochraně osobního soukromí. Zdroj: [7]

Speed značí počet zkontrolovaných cestujících za jednu minutu. Zatímco po prvotní instalaci systému se průměrná hodnota pohybovala kolem dvou osob za minutu, optimalizací procesu a tím, jak se cestující naučí detektory správně používat, lze dosáhnout přijatelného čísla 3,5 osoby za minutu. Negativem zůstává problematika Space, neboť zařízení typu backscatter i milimitre-wave vyžadují daleko více prostoru než obyčejné průchozí detektory a je proto třeba v interiérech terminálů částečně modifikovat uspořádání každého kontrolního pracoviště. Tato zařízení rovněž vyžadují větší nároky na počet obsluhujícího personálu (Staff), neboť je nezbytné počítat s odděleně sedící osobou kontrolující výsledný obraz. To s sebou, společně s vyšší pořizovací cenou, přináší pro provozovatele letišť i vyšší finanční zátěž (Spending). Dalším pojem tvoří spokojenost (Satisfaction). Pro cestující jsou tělesné skenery novou zkušeností a je nezbytné vytvořit mezi nimi a personálem nestresující prostředí, což obnáší správné začlenění do procesu bezpečnostní kontroly. Předpokladem pro masivní nasazení osobních detektorů je spojení všech jmenovaných vlastností pod jeden zastřešující pojem – udržitelnost (Sustainability), neboť na detektory nelze hledět jako na oddělené a jedinečné, nýbrž jako na součást komplexního systému bezpečnostní kontroly, včetně nutnosti vyhovění budoucím legislativním, společenským i provozním požadavkům.

- 241 -


2011

Obr. 5: Tzv. sedm „S“ moderních tělesných detektorů. Zdroj: [8]

2.1.3 Problematika Bombs in Bodies Zmíněné způsoby detekce nebezpečných předmětů tvoří v oblasti security výrazný krok vpřed, přesto existuje jedna problematika, s níž si ani ony neporadí – výbušné balíčky umístěné do břišních dutin označované termínem Bombs in Bodies (BiB). Spolu se zpřísňováním bezpečnostních kontrol budou totiž teroristé zcela jistě vyhledávat jejich slabá místa a bomby ukryté uvnitř těla mohou být jedním z nich. Advanced Imaging Technology dokáže během detekce proniknout pouze lehkou vrstvou oblečení a nanejvýš 1 mm pod povrch kůže. Lékařské rentgeny schopné zachytit obraz uvnitř lidského těla pak pro změnu vyžadují odbornou interpretaci a narážejí i na otázky soukromí, legislativy a ochrany zdraví. Řešením může být technologie zvaná Quadrupole Resonance (QR), česky jaderná elektrická kvadrupólová rezonance. Její princip spočívá v ovlivnění os rotací atomových jader ověřovaných látek, které se následně snaží srovnat zpět do klidové polohy a tím vysílají do okolí radiový signál typický pro tu kterou látku. Zpětný signál je následně měřen přijímačem, který obsluze přímo sdělí, zda skenovaná osoba ukrývá výbušninu. Nevýhodou tohoto řešení je možnost odstínění látky elektricky vodivým obalem či prozatím užší spektrum detekovatelných látek. Začlenění technologie do bezpečnostní kontroly uvádí obr. č. 6.

- 242 -


2011

Obr. 6: Detekce nebezpečných látek v těle na principu jaderné kvadrupólové rezonance. Zdroj: [9]

2.2

Bezpečnostní kontrola zavazadel

Je logické, že na letištích používajících technologii milivize či zpětného rozptylu (avšak nejen zde) bude pozornost teroristických skupin směřována opět na zavazadla. I v této oblasti je proto nevyhnutelné pokračovat v modernizaci rentgenových i jiných systémů pro rozpoznávání nebezpečných předmětů a s ohledem na trend zneužití chemických sloučenin v nejrůznějších formách i zavést do praxe zařízení schopné tyto látky měřit a identifikovat. Ani tento proces však není stoprocentně spolehlivý, což dokládá i test amerického úřadu pro bezpečnost TSA z roku 2004, který nechal do zavazadla směřujícího z newyorského letiště Newark do Amsterodamu umístit falešnou výbušninu. Přestože byla pracovníky bezpečnostní kontroly odhalena, vzápětí se zavazadlo ztratilo a bylo znovu objeveno až bezpečnostní kontrolou v Amsterodamu. Z pohledu selhání techniky se můžeme v praxi setkat s dvojím typem chybné identifikace: •

pozitivní selhání – indikace nebezpečí, je-li zavazadlo neškodné

•

negativní selhání – indikace nezávadnosti, je-li zavadlo nebezpečné

- 243 -


2011

2.2.1 Rentgenové technologie Dnes se běžně pro účely primární bezpečnostní kontroly zboží používá pásových rentgenů, a to již většinou se systémem Dual Energy či Multi Energy, tedy s více detekčními elementy. Ty umožňují skenovaným materiálům v závislosti na měření různých atomových čísel přiřadit odpovídající barvu a obsluze usnadnit rozlišování například organických, anorganických či kovových materiálů. Jedním ze systémů zobrazení je tzv. HI-MAT, který odlišuje oranžový, zelený a modrý odstín. Sytější barva poté indikuje tloušťku předmětu. Situaci, kterou v takovém případě vidí operátor, ukazuje obr. č. 7.

Obr. 7: HI-MAT zobrazení rentgenovaného zavazadla. Zdroj: [10] Zajímavostí je i systém HI-TIP, který z vlastní databáze náhodně promítá do zobrazení imaginární nebezpečný předmět s cílem udržet pozornost a tím i spolehlivost operátora při jejich odhalování. 2.2.2 Jaderná kvadrupólová rezonance Perspektivním systémem se pro účely kontroly zavazadel jeví být jaderná kvadrupólová rezonance QR, jejíž princip je popsán už v kapitole 2.1.3. Jedná se o poměrně spolehlivou a rychlou metodu automatické detekce určitých druhů výbušnin. Nevýhodou technologie je možnost odstínění kovovými či obecně vodivými materiály. Ideálním zařízením je proto kombinace rentgenového a QR skeneru. Jak tunelový detektor kvadrupólové rezonance vypadá, ukazuje obr. č. 8.

- 244 -


2011

Obr. 8: Tunelový QR detektor nebezpečných látek v zavazadlech. Zdroj: [11]

2.2.3 Detektory stopových částic Jiným systémem povoleným Nařízením EK 272/2009 jak pro kontrolu příručních zavazadel, tak i osob a obsahu tekutin, aerosolů a gelů (LAG) je stopová detekce výbušnin označovaná zkratkou ETD – Explosive Trace Detection. Její princip nazývaný někdy též plynovaná chromatografie spočívá v měření výparů nebo částicových stop a jejich identifikaci za pomoci zahřívání v detekční komoře. Podle určení existuje zařízení v několika modifikacích. Pro kontrolu zavazadel v tunelovém, pro kontrolu osob v ručním a pro kontrolu obsahu lahví ve stolním provedení. Výhodou dvou posledně zmíněných variant je relativně nízká hmotnost a s tím spojené možnosti mobility. Ukázky jsou přiloženy na obr. č. 9.

Obr. 9: Ukázky detektorů stopových částic. Zdroj: [12,13]

- 245 -


3

2011

Závěr

Události z 11. září 2001 znamenaly milník nejen pro bezpečnost, ale pro celou leteckou dopravu. Nejenže bylo poprvé použito dopravní letadlo jako zbraně, ale následné pokusy o útoky z dalších let poukázaly na odklon teroristických skupin od tradičních kovových střelných i sečných zbraní, nožů a konvenčních výbušnin ke zbraním keramickým, plastovým či látkám smíchaným do výbušné směsi přímo na palubě letadla. Z toho důvodu nezbytná je aplikace nových bezpečnostních norem i modernějších technických prostředků, které by nahradily dlouhá léta používané detektory kovů i evolucí notně vylepšené rentgeny. Jako nejperspektivnější se jeví plošná výměna průchozích detektorů (WTMD) zavedením personálních skenerů na bázi milivize, které ve své poslední verzi eliminují problematiku etiky a osobního soukromí. Toho je dosaženo úpravou softwaru anonymizující obraz kontrolované osoby. Jelikož jsou takové skenery relativně přesné a spolehlivé a minimalizují tak nutnost fyzické prohlídky, jsou přijímány většinou veřejnosti veskrze kladně. Obdobná situace panuje i kolem detektorů nebezpečných předmětů a látek, kde se zraky vědců a techniků upírají na měření rotace atomových jader prostřednictvím kvadrupólové rezonance či detektory stopových částic na bázi plynové chromatografie. Ty mohou sloužit nejen pro skenování zapsaných zavazadel, ale i příručních tašek, jednotlivých předmětů, lahví s tekutinami nebo osob samotných. Ruční odběr vzorků je však zdlouhavý a nelze jej použít pro všechny cestující. Jako optimální se proto jeví kombinace s kabinkou osobního skeneru. Všechny takové změny v procesu bezpečnostní kontroly však mají jeden zádrhel. Podobně jako programátoři vytváří mnohdy antivirové programy až po napadení počítačů skutečným virem a jeho rozborem, je i zavádění nových technických prostředků a metod prováděno ex post, tedy až jako následek útoku či pokusu o něj. Pro efektivní boj s terorismem to ale nestačí. Je nezbytné jednat v předstihu a dopředu odhadovat a analyzovat myšlení i chování teroristických organizací a zvažovat útoky radioaktivními, biologickými či bakteriologickými zbraněmi. Legislativní základ byl položen v září 2010, kdy byly na pekingské konferenci ICAO přijaty Úmluva o potlačování protiprávních činů souvisejících s mezinárodním civilním letectvím a Protokol k Úmluvě o potlačení protiprávního zmocnění se letadel, které nově definují jako trestné použití civilního letadla jako zbraně nebo použití látek a zbraní hromadného ničení z civilního letadla či proti civilnímu letadlu. V praxi je však nutné k potírání těchto zločinů a k zajištění udržitelné úrovně letecké bezpečnosti obrátit pozornost na zvýšení spolehlivosti první vrstvy bezpečnostní kontroly, tedy na zpravodajské služby a infiltraci teroristických skupin.

- 246 -


2011

Literatura [1] [2] [3] [4] [5] [6] [7] [8] [9] [10] [11] [12] [13]

BELOBABA, P; ODONI, A; BARNHART, C.: The Global Airline Industry. John Wiley & Sons, 2009, pp 479, ISBN: 978-0-470-74077-4 2011-08-10 2011-08-10 2011-08-10 The National Commission on Terrorist Attacks Upon the United States: The Aviation Security System and 9/11 Attacks – Staff Statement No.3, 2004 ŠČUREK, R.: Selected technical means of detection and pyrotechnic protection at the airport. [in czech] Ostrava, VŠB Ostrava FBI 2011-08-11 Can Security Scans Replace Metal Detectors?, Airports International, Nov 2010, pp 1012 Bombs in Bodies, Airports International, October 2010, pp 22-23 2011-08-20 2011-08-20 2011-08-21 < http://www.controlscreening.com/txmas/txmas_trace.html> 2011-08-21

- 247 -

Abecední seznam autorů

Adamčík František Auersvald Jan

29 189

Bajer Josef

61

Bořil Jan

43

Beňo Vladimír

53

Bloudíček Radim

35

Bréda Róbert

53

Bystřický Radek

61

Čižmár Jan

68

Draganová Katarína

89

89

105

Dub Michal

75

Hajný Jan

165

Hovorka Jaroslav

83

Janů Přemysl

61

89

Jeřábek Jaroslav

96

207

226

138

145

165

189

Kmec František

105

Kuneta Petr

120

Kurdel Pavol

3

Labun Ján

3

Laššák Miroslav

105

Med Slavomír

179

Michalík Vladimír

111

Moštěk Martin

120

Nováček Petr

11

Němeček Jiří

127

Pačes Pavel

145

Pelc Martin

179

Popelka Jan

165

Polášek Martin

75

Praslička Dušan

105

Quy Ich Pham,

127

Roháč Jan Rydlo Stanislav Soták Miloš

189

11 207 18

138

213

Stach Michal

213

Šipoš Martin

11

Vašek Milan

226

Veselý Milan

145

Zýka Jan

234

145

213

Titul:

Sborník příspěvků z 11. mezinárodní vědecké konference Měření, diagnostika, spolehlivost palubních soustav letadel 2011

Vydavatel:

Univerzita obrany, Brno

Tisk:

Univerzita obrany, Brno 2011

Editor:

Radek Bystřický, Rudolf Jalovecký

Počet stran:

258

Rok vydání:

2011

Vydání:

první

Náklad:

50 kusů

ISBN:

978-80-7231-828-5

Sborník příspěvků. OPROX, a.s. Katedrou leteckých elektrotechnických systémů. Fakulty vojenských technologií Univerzity obrany

Recommend Documents