CZ2010582A3 - Systém pro merení náklonu telesa v atmosfére, zejména letadel - Google Patents
Systém pro merení náklonu telesa v atmosfére, zejména letadel Download PDFInfo
- Publication number
- CZ2010582A3 CZ2010582A3 CZ20100582A CZ2010582A CZ2010582A3 CZ 2010582 A3 CZ2010582 A3 CZ 2010582A3 CZ 20100582 A CZ20100582 A CZ 20100582A CZ 2010582 A CZ2010582 A CZ 2010582A CZ 2010582 A3 CZ2010582 A3 CZ 2010582A3
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- differential pressure
- pressure sensor
- differential
- cavity
- sensor
- Prior art date
Links
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims abstract description 16
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 9
- 238000005259 measurement Methods 0.000 abstract description 15
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 6
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 4
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 3
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 2
- XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N Silicon Chemical group [Si] XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 1
- 230000004927 fusion Effects 0.000 description 1
- 238000003384 imaging method Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 238000007670 refining Methods 0.000 description 1
- 230000002277 temperature effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
Abstract
Systém obsahuje mikroprocesorový systém (16) tvorený blokem (17) vstupu a výstupu, výpocetní jednotkou (18) a pametí (19), který je napojen pres blok (20) distribuce napájení na externí zdroj energie. Systém je tvoren dutinou (1) izolovanou od tlaku okolní atmosféry, umístenou uvnitr telesa (29) v místech, která mení symetricky svojí polohu vzhledem k težišti telesa (29). Strední cást dutiny (1) je propojena s elektromagnetickým ventilem (3) a s prvním diferenciálním senzorem (4) tlaku, jehož vstup vyústený do okolní atmosféry, tvorí první mericí místo (9). Jedna strana dutiny (1) je pripojena k druhému diferenciálnímu senzoru (6) tlaku vyústenému do okolní atmosféry vstupem tvorícím druhé mericí místo (10). Druhá strana dutiny (1) je pripojena k tretímu diferenciálnímu senzoru (8) tlaku vyústenému do okolní atmosféry vstupem tvorícím tretí mericí místo (11). Elektromagnetický ventil (3) je spojen s prvním výstupem (23) mikroprocesorového systému (16). První diferenciální senzory (4) tlaku je umísten v ose rotace telesa (29) a druhý diferenciální senzor (6) tlaku a tretí diferenciální senzor (8) tlaku jsou umísteny symetricky vzhledem k ose rotace telesa (29). Výstup prvního diferenciálního senzoru (4) tlaku je propojen pres první A/D prevodník (12) s mikroprocesorovým systémem (16), k nemuž je dále pres druhý A/D prevodník (13) pripojen druhý diferenciální senzor (6) tlaku a pres tretí A/D prevodník (14) rovnež tretí diferenciální senzor (8) tlaku.
Description
Oblast techniky
Předkládané řešení sa týká systému pro měření náklonů tělesa v prostoru pro orientační a navigační účely. Využívá se zde znalosti umístění senzorů a změřeného rozdílu tlaků, který vyplývá z vlastností zemské atmosféry. Metoda, kterou systém pracuje, se obzvláště hodí pro měření polohových úhlů a v oblasti zpřesnění údajů z inerciálních senzorů malých letadel.
Dosavadní stav techniky
Letadla, která se pohybují v atmosférickém obalu země, určují svoji orientaci v prostoru, tzv. polohové úhly, tj. podélný sklon, viz obrázek 1A, a příčný náklon, viz obrázek 1B, na základě vizuálních podnětů při tzv. letech za viditelnosti nebo na základě signálů z přístrojů při tzv. letech podle přístrojů. Pro určení orientace v případě letů za viditelnosti pilot používá k orientaci čáru horizontu, podle které udržuje letadlo v požadované orientaci. V případě letů podle přístrojů je čára horizontu zobrazena jedním z přístrojů na palubní desce. Informace o náklonech letadla je měřena pomocí snímačů, které trvale monitorují zrychlení, tzv. akcelerometry, a úhlové rychlosti ve všech třech osách letounu. Jednotce měřeni orientace v prostoru se říká gyroskop nebo jednotka inerciální navigace. V praxi se používají systémy založené na optickém principu, na principu setrvačnosti rotující hmoty a pohybu hmotnostního elementu po dráze. Systémy založené na principu rotující hmoty, tedy mechanické gyroskopy, trpí problémy, které souvisejí s rotující mechanickou částí měřícího systému. Tyto přístroje jsou mechanicky náročné na výrobu a údržbu, a tudíž nákladné. Systémy založené na optickém principu využívají pro určení úhlové rychlosti interference světel generovaných zdrojem záření při průchodu optickou cestou různé délky. V praxi jsou označované jako laserové gyroskopy, které jsou velmi přesné a velmi nákladné.
V poslední době hojně vyvíjené a levné mikromechanické systémy označované MEMS pracuji na principu, který využívá pohybu hmotnostního elementu na pružném rameni, který je vytvořený v křemíkové struktuře. Pohyb hmotnostního elementu je snímán různými principy, například jako změna kapacity mezi elektrodami. Bohužel přesnost tohoto systému není dostatečná pro navigační aplikace a velmi závisí na faktorech okolního prostředí, např. teploty. V případě použití těchto co v jednotce ineiuiáini navigace dochází časem nezanedbatelnému driftu výstupní hodnoty, kdy měřený údaj pomalu přechází na nesprávnou hodnotu vlivem nepřesností výroby senzorů, měřícího řetězce a výpočetního systému jako je např. numerická integrace dat. Tato nepřesnost se začne projevovat v době řádu desítek minut.
V letectví jsou běžně využívány klasické výškoměry, jak uvádí například US 4507962, pro měření výšky letadla nad zemským povrchem, které měří výšku tlakovým senzorem s prohýbanou membránou, kdy jedna strana je vystavena tlaku okolní atmosféry a druhá strana membrány uzavírá velmi malý objem bez přítomnosti vzduchu - vakuum. Pro zvýšení přesnosti měření diference výšky mezi dvěma body je možné použít tzv. vzorkovač, který umožní uložení vzorku atmosféry do malého objemu, což je řešeno v US 3397581, který může být realizovaný i jako samostatný blok, jak uvádí například US 4302973. Tyto systémy ale nejsou používané pro měření náklonů letadla V případě, že se vyskytuje podobný systém s propojením obou stran letadla tlakovým vedením, je toto tlakové vedení na obou stranách otevřené do atmosféry, viz Fig.1, US 6626024, a slouží k omezování vlivů, které jsou v této patentové přihlášce využívány k měření polohových úhlů.
Je známo rovněž řešení podle české přihlášky vynálezu PV 2010-11. Jeho podstatou je, že je tvořen snímacím systémem založeným na diferenciálním senzoru tlaku k němuž je pomocí dlouhých tlakových přívodů přiváděná tlaková diference, která je převáděná na polohový úhel. Tlaková diference je měřena oproti dvěma vstupním bodům, které jsou umístěné symetricky na objektu vzhledem k jeho těžišti. Pohybem systému se symetricky mění vzájemná orientace vstupních míst, tím i tlaková diference a dále indikovaný údaj. Bohužel nevýhodou tohoto uspořádání je, že v dlouhých tlakových přívodech dochází k poklesu tlaku mezi vstupním místem a senzorem vlivem tření a viskozity stěn uzavřeného objemu. Protože vliv tření způsobuje snížení měřené tlakové diference, a výstupního signálu, který může v některých případech až zaniknout v šumu měření.
Podstata vynálezu
Výše popsané nedostatky inerciálních systémů jsou odstraněné systémem pro měření náklonů tělesa v atmosféře, zejména letadel, kde toto těleso je zatížené stále stejnou chybou měření. Systém obsahuje diferenciální senzory a mikroprocesorový systém, který je tvořen vzájemně propojenými bloky. Jedná se o blok vstupů a výstupů, výpočetní jednotku a paměť. Mikroprocesorový systém je napojen přes blok distribuce napájení na externí zdroj energie a je dále opatřen zobrazovacím přístrojem Podstatou nového řešení je, že systém je tvořen dutinou izolovanou od tlaku okolní atmosféry, která je umístěná uvnitř tělesa, a to v místech, která mění symetricky svojí polohu vzhledem k těžišti tělesa. Střední část dutiny je propojena pomocí prvního tlakového přívodu s elektromagnetickým ventilem a s prvním diferenciálním senzorem tlaku, jehož vstup vyústěný do okolní atmosféry, tvoří první měřicí místo. Jeden konec dutiny je připojen pomocí druhého tlakového přívodu k druhému diferenciálnímu senzoru tlaku vyústěnému do okolní atmosféry vstupem tvořícím druhé měřicí místo. Druhý konec dutiny je pak připojen pomocí třetího tlakového přívodu k třetímu diferenciálnímu senzoru tlaku vyústěnému do okolní atmosféry vstupem tvořícím třetí měřicí místo. Elektromagnetický ventil je spojen s prvním výstupem mikroprocesorového systému. První diferenciální senzor tlaku je umístěn v ose rotace tělesa. Druhý a třetí diferenciální senzor tlaku jsou umístěny symetricky vzhledem k ose rotace tělesa. Výstup prvního diferenciálního senzoru tlaku je propojen přes první A/D převodník s mikroprocesorovým systémem, k němuž je dále přes druhý respektive třetí A/D převodník připojen druhý respektive třetí diferenciální senzor tlaku.
Ve výhodném provedeni má mikroprocesorový systém druhý výstup, který je propojen s korekčním blokem, kam je připojen i výstup systému inerciální navigace. Tento korekční blok je opatřen rozhraním zpřesněných údajů systému inerciální navigace.
V dalším možném provedení jsou první a/nebo druhý a/nebo třetí diferenciální senzor tlaku realizovány jako dvojice diferenciálních senzorů tlaku, které mají opačně propojené vstupy pro přívod tlakové diference.
V případě, že tělesem je letadlo opatřené tlakovým vedením v podélném nebo příčném směru, tvoří toto tlakové vedení dutinu uzavřeného dutého objemu pro udržování konstantní hodnoty tlaku. Pak je první diferenciální senzor umístěný v těžišti v trupu letadla a druhý a třetí diferenciální senzor jsou umístěny na koncích křídla letadla, kde symetricky, ale opačně, mění svoji polohu vůči těžišti.
Principem nového systému je, že je tvořen uzavřeným, dutým objemem, označeným zde jako dutina, který je možné realizovat tlakovým rozvodem, vedeným mezi snímacími místy, který udržuje stejný referenční tlak. Na příhodných místech jsou umístěny diferenciální senzory tlaku, které měří tlakovou diferencí mezi tlakem ve vnějším okolí uzavřené dutiny a uvnitř. Pro běžnou aplikaci jsou vhodné tři diferenciální senzory, přičemž dva jsou umístěné na místech, které mění symetricky svoji polohu vůči středu rotace a třetí je umístěn v ose rotace. V případě aplikace v letectví, např. při měření příčného náklonu se předpokládá potřeba přivést referenční tlak z konce jednoho křídla na konec druhého křídla, bude tento objem tvořen tlakovým vedením, kdy první diferenciální senzor tlaku je umístěný v těžišti tělesa, v trupu letadla, a zbývající dva diferenciální senzory tlaku jsou umístěny na koncích křídla, kde symetricky, ale opačně, mění svojí polohu vůči těžišti. Všechny tři diferenciální senzory tlaku mají jeden vstup připojený do uzavřeného objemu dutiny a druhý vstup je co nejkratším přívodem otevřen do okolní atmosféry.
Pro odstranění vlivu saturace výstupních údajů všech senzorů je ve středu, v ose symetrie, umístěný elektronicky ovládaný elektromagnetický ventil, který umožni při jeho otevření vyrovnat hodnotu tlaku uvnitř dutiny s atmosférickým tlakem vně systému, čímž je možné použít přesnější senzory tlaku a přesněji určovat velikost náklonu.
Podstatou měření náklonů je měření diferenciálních tlaků v několika místech konstrukce, které se následně porovnávají mezi sebou, a z výsledku porovnání je dále určen příslušný polohový úhel. V případě, že je těleso orientováno vodorovně, tak všechny tři diferenciální senzory tlaku měří stejnou diferenci tlaků, která je ovlivněná teplotním rozpínáním vzduchu v uzavřené dutině a změnami tlaku v okolí diferenciálních senzorů tlaku, přičemž při poměrovém porovnání výstupů všech diferenciálních senzorů tlaku se tyto vlivy neuplatní. V případě naklonění systému se výše umístěný diferenciální senzor tlaku dostane do oblasti s nižším tlakem a níže umístěný diferenciální senzor tlaku do oblasti s vyšším tlakem. Porovnáním obou údajů s údajem měřeným diferenciálním senzorem tlaku na středu je možné určit úhel nakloněni tělesa. V případě změny výšky je možné, že velikost diference tlaku mezi uzavřenou dutinou a okolní atmosférou saturuje výstup všech tří diferenciálních senzorů tlaku. Problém je řešen elektromagnetickým ventilem umístěným ve středu uzavřené dutiny, který při otevření vyrovnává tlak uvnitř a vně dutiny.
Výhodou navrženého systému je měření náklonu letounu zcela odlišným způsobem, než jaký je v současné době běžné používaný. Systém umožňuje měření náklonu tělesa v atmosféře, které je zatížené stále stejnou a v čase nerostoucí chybou, která není dále znásobena vlivem integrace ve výpočetním systému.
Oproti řešením uvedeným v PV 2010-11, tento systém odstraňuje problém související se ztrátou tlaku způsobenou dlouhým tlakovým vedením mezi snímacím místem a senzorem s vyhodnocovacím obvodem. Prezentované řešení se odlišuje rozdílným uspořádáním senzorů a uzavřeným dutým objemem, který definuje referenční hodnotu tlaku, vůči kterému jsou tlakové diference závislé na úhlu náklonu měřeny.
Přehled obrázků na výkresech
Systém pro měření náklonu tělesa v atmosféře a jeho funkce jsou dále popsány pomocí přiložených výkresů. Na obr.1 A a 1B jsou uvedeny příklady umístění všech tří měřicích míst, provedení dutiny tvořící uzavřený dutý objem a další údaje pro realizaci měřeni polohových úhlů letadla, přičemž obr.1 A znázorňuje podélný sklon letadla a obr.1B jeho příčný náklon. Na obr.2 je uvedeno blokové schéma celého systému.
Příklady provedeni vynálezu
Na obr.1 A a 1B je schematicky znázorněno těleso 29 realizované zde letadlem a jsou zde vyznačena tři měřicí místa, a to první měřicí místo 9, druhé měřici místo 10 a třetí měřící místo 11. Samotný systém pro měření náklonu tělesa 29 v atmosféře, zde letadla, je schematicky uveden na obr.2. Systém je tvořen dutinou 1, izolovanou od tlaku okolní atmosféry, která tvoří uzavřený objem tlaku, a je umístěná uvnitř tělesa 29, a to v místech, která symetricky mění svoji polohu vzhledem k těžišti tohoto tělesa 29. Střední část dutiny 1 je připojena pomocí prvního tlakového přívodu 2 k elektromagnetickému ventilu 3 a k prvnímu diferenciálnímu senzoru 4. Vstup prvního diferenciálního senzoru 4 je vyústěn do okolní atmosféry a tvoří první měřicí místo 9. Jedna strana dutiny 1 je připojena pomoci druhého tlakového přívodu 5 k druhému diferenciálnímu senzoru 6 vyústěnému do okolní atmosféry vstupem, který tvoří druhé měřicí místo 10. Druhá strana dutiny 1 je analogicky připojena pomocí třetího tlakového přívodu 7 k třetímu diferenciálnímu senzoru 8 vyústěnému také do okolní atmosféry vstupem, který tvoří třetí měřici místo χΐ. Elektromagnetický ventil 3 umožňuje otevřít uzavřený objem tvořený dutinou 1 do okolní atmosféry, kde ústí první měřicí místo 9, prvního diferenciálního senzoru 4 tlaku, druhé měřicí místo 10 druhého diferenciálního senzoru 6 tlaku a třetí měřicí místo 11 třetího diferenciálního senzoru 8 tlaku. Elektromagnetický ventil 3 je spojen s prvním výstupem 23 mikroprocesorového systému 16. Pokud jde o umístění diferenciálních senzorů tlaku, pak první diferenciální senzor 4 tlaku je umístěn v ose rotace tělesa 29 a druhý diferenciální senzor 6 tlaku a třetí diferenciální senzor 8 tlaku jsou umístěny symetricky vzhledem k ose rotace tělesa 29. Jinými slovy řečeno, je první snímací místo 9 umístěné v těžišti tělesa 29 a druhé snímací místo 10 a třetí snímací místo 11 jsou umístěna symetricky vzhledem k těžišti tělesa 29.
Výstup prvního diferenciálního senzoru 4 tlaku je propojen vedením 15 přes první A/D převodník 12 s mikroprocesorovým systémem 16, k němuž je dále přes druhý A/D převodník 13 připojen druhý diferenciální senzor 6 tlaku a přes třetí A/D převodník 14 rovněž třetí diferenciální senzor 8 tlaku.
Mikroprocesorový systém 16 je tvořen vzájemně propojenými bloky, a to blokem 17 vstupů a výstupů, který je propojen s elektromagnetickým ventilem 3 a s prvním A/D převodníkem 12, s druhým A/D převodníkem 13 a se třetím A/D převodníkem 14, výpočetní jednotkou 18 a pamětí 19. Mikroprocesorový systém 16 je spolu s celým systémem měření napojen na blok 20 distribuce napájení pomocí výstupu 21. Blok 20 distribuce napájení je propojený s externím zdrojem pomocí vstupu napájení 22. První výstup 23 mikroprocesorového systému 16 je připojen na elektromagnetický ventil 3 a jeho druhý výstup 24 je připojen na zobrazovací přístroj 25.
Měřicí systém je možné vybavit mikroprocesorovým systémem 16, který má druhý výstup 24 zároveň propojen s korekčním blokem 26 kam je připojen i výstup systému inerciální navigace 27. Tento korekční blok 26 je opatřen rozhraním 28 zpřesněných údajů inerciálního systému.
Je možné rovněž uspořádáni, kdy bude první diferenciální senzor 4 tlaku a/nebo druhý diferenciální senzor 6 tlaku a/nebo třetí diferenciální senzor 8 tlaku realizován jako dvojice diferenciálních senzorů 30 tlaku, které mají opačně propojené vstupy pro přívod tlakové diference. Zapojení těchto dvojic diferenciálních senzorů tlaku je jako detail součástí obr.2.
Je-li tělesem 29 letadlo opatřené tlakovým vedením v podélném nebo příčném směru, tvoří toto tlakové vedení dutinu 1 uzavřeného dutého objemu pro udržování konstantní hodnoty tlaku. Zde je pak první diferenciální senzor 4 tlaku umístěný v těžišti v trupu letadla, a druhý diferenciální senzor 6 tlaku a třetí diferenciální senzor 8 tlaku jsou umístěny na koncích křidla letadla tam, kde symetricky, ale opačně, mění svoji polohu vůči jeho těžišti.
Systém pracuje na principu měření tlakové diference mezi uzavřeným objemem tlaku představovaným dutinou 1, ve které jsou umístěny výše popsaným způsobem první, druhý a třetí měřicí diferenciální senzor 4, 6 a 8 tlaku, které jsou tvořeny měřicí membránou. Tato měřicí membrána měří tlakovou diferenci mezi tlakem uvnitř dutiny 1 a okolním atmosférickým tlakem. Přívod atmosférického tlaku k diferenciálním senzorům 4, 6, 8 tlaku je realizován pomocí krátkých přívodu k prvnímu měřicímu místu 9, k druhému měřicímu místu 10 a ke třetímu měřicímu místu 11, kdy druhé měřici místo 10 a třetí měřici místo 11 symetricky mění svoji polohu vzhledem k těžišti tělesa 29, nebo ose rotace, kde leží první měřicí místo 9. Měřicí místa 9, 10 a 11 přivádějí tlak k příslušným diferenciálním senzorům 4, 6 a 8, které měří tlakovou diferenci mezi tlakem uvnitř uzavřeného dutiny 1 a vně. Výstupy prvního diferenciálního senzoru 4, druhého diferenciálního senzoru 6 a třetího diferenciálního senzoru 8 jsou převedeny prvním analogově-digitálním převodníkem 12, druhým analogově-digitálním převodníkem 13 a třetím analogově-digitálním převodníkem 14 na digitální údaje, které jsou přivedeny pomocí vice-žilového vedení 15 do mikroprocesorového systému 16. V případě vychýlení systému podle osy rotace bude druhý diferenciální senzor 6 tlaku a třetí diferenciální senzor 8 tlaku měřit hodnotu diferenciálního tlaku větší, respektive menší než první diferenciální senzor 4 tlaku, který je umístěný v ose rotace 2 dutiny L První diferenciální senzor 4 tlaku je v tomto uspořádání určený hlavně k měření změn tlaku mezi vnitřním a okolním prostředím, které se odehrávají vlivem teplotní roztažnosti vzduchu uvnitř dutiny 1 a vlivem lokálních změn tlaku vzduchu v okolní atmosféře. Výstup prvního diferenciálního senzoru 4 je použit pro odečteni těchto vlivů, které současně působí i na druhý diferenciální senzor 6 a na třetí diferenciální senzor 8, čímž je možné získat výstupní signál, kde se tyto vlivy neprojevují. Hodnota náklonu je poté úměrná diferenci tlaků na výstupech druhého diferenciálního senzoru 6 a třetího diferenciálního senzoru 8. Celý výpočet je možné popsat následujícími vztahy, kdy
Kde υ,,,,μι je výstupní napětí měřené na prvním diferenciálním senzoru 4 tlaku [V], ó je změna výstupu prvního diferenciálního senzoru 4 tlaku odpovídající lokálním viivům [V],
1' /(-<*) + # = + £ (2) = + (3)
Kde je výstupní napětí měřené na druhém diferenciálním senzoru 6 tlaku [V], je výstupní napětí měřené na třetím diferenciálním senzoru 8 tlaku [V], / («) je změna výstupu napětí druhého diferenciálního senzoru 6 tlaku a třetího diferenciálního senzoru 8 tlaku [V] závislá na úhlu natočení systému a [°] okolo osy rotace 2, přičemž pro'druhý diferenciální senzor 6 tlaku je /(«) = /(ΔΡ) a pro třetí diferenciální senzor 8 tlaku je ./(«) = /(-ΔΡ),
ΔΡ je tlaková diference mezi měřicími místy 10 a 11 [Pa],
Diferenciální hodnotu napětí, která je úměrná úhlu natočení systému, mezi druhým a třetím diferenciálním senzorem 6 a 8 tlaku s vyloučením lokálních teplotních vlivů a změn atmosférického tlaku je možné vypočítat pomocí:
Vt/(«) = (U -U Hl)--C/((W|4() = 2 f(a)= 2 ·/(ΔΡ).
(4)
Kde NU(a) je výstupní napětí [V] měřené mezi druhým diferenciálním senzorem 6 tlaku a třetím diferenciálním senzorem 8 tlaku, přičemž se odečítá vliv lokálních změn tlaku a teplotní roztažnosti uvnitř dutiny 1, Amplituda výstupního napětí je úměrná úhlu náběhu a [°] a nezávislá na lokálních změnách tlaku.
Výpočet polohových úhlů je zajišťovaný pomocí mikroprocesorového systému 16, který obsahuje paměť 19 a výpočetní jednotku 18, která pristupuje\bíoku 17 vstupů a výstupů a komunikuje s A/D převodníky 12, 13 a 14 pomocí vedení 15. Distribuce napájení celého systému je zajišťovaná výstupem 21 bloku 20 distribuce napájení, který je připojený k externímu zdroji napájení 22, Takto zapojený mikroprocesorový systém“cte digitální hodnoty z A/D převodníků do své vnitrní paměti 19, provádí popsané matematické operace a na druhém výstupu 24 poskytuje vypočítané hodnoty polohových úhlů, které mohou být přímo zobrazované pomoci zobrazovacího přístroje 25, nebo použity v korekčním bloku 26 číslicového zpracování signálů jako doplněk k výstupu systému 27 inerciální navigace. Datovou fůzí v korekčním bloku 26 dojde k zpřesnění měření polohových úhlů a výsledné hodnoty jsou poskytované rozhraním 28.
Průmyslová využitelnost
Systém měření polohových úhlů nalezne uplatnění především v oblasti malých letadel, kde Česká republika patří mezi největší výrobce a vývozce malých letadel na světě. Systém umožní korekce driftu levných systémů inerciální navigace. Tyto korigované jednotky inerciální navigace by následně zvýšily bezpečnost letu letadel, bezpečnost pilotů a bezpečnost lidí a majetku na zemi. Metodu je možné nasadit pro zpřesnění inerciálních systémů, které se pohybují v atmosféře, v oblasti výšek od 0 do přibližně 10 km.
Claims (4)
- PATENTOVÉ NÁROKY1. Systém pro měření náklonů tělesa v atmosféře, zejména letadel, obsahující diferenciální senzory a mikroprocesorový systém (16), který je tvořen vzájemně propojenými bloky, a to blokem (17) vstupů a výstupů, výpočetní jednotkou (18) a pamětí (19) a je napojen přes blok (20) distribuce napájení na externí zdroj energie a je dále opatřen zobrazovacím přístrojem (25) vyznačující se tím, že je tvořen dutinou (1) izolovanou od tlaku okolní atmosféry, která je umístěná uvnitř tělesa (29), a to v místech, která mění symetricky svojí polohu vzhledem k těžišti tělesa (29), kde střední část dutiny (1) je propojena pomocí prvního tlakového přívodu (2) s elektromagnetickým ventilem (3) a s prvním diferenciálním senzorem (4) tlaku, jehož vstup vyústěný do okolní atmosféry, tvoří první měřicí místo (9), jedna strana dutiny (1) je připojena pomocí druhého tlakového přívodu (5) k druhému diferenciálnímu senzoru (6) tlaku vyústěnému do okolní atmosféry vstupem tvořícím druhé měřici místo (10) a druhá strana dutiny (1) je připojena pomocí třetího tlakového přívodu (7) k třetímu diferenciálnímu senzoru (8) tlaku vyústěnému do okolní atmosféry vstupem tvořícím třetí měřicí místo (11), přičemž elektromagnetický ventil (3) je spojen s prvním výstupem (23) mikroprocesorového systému (16) a první diferenciální senzor (4) tlaku je umístěn v ose rotace tělesa (29) a druhý diferenciální senzor (6) tlaku a třetí diferenciální senzor (8) tlaku jsou umístěny symetricky vzhledem k ose rotace tělesa (29), přičemž výstup prvního diferenciální senzoru (4) tlaku je propojen vedením (15) přes první A/D převodník (12) s mikroprocesorovým systémem (16), k němuž je dále přes druhý A/D převodník (13) připojen druhý diferenciální senzor (6) tlaku a přes třetí A/D převodník (14) rovněž třetí diferenciální senzor (8) tlaku.
- 2. Systém podle nároku 1 vyznačující se tím, že mikroprocesorový systém (16) má druhý výstup (24), který je propojen s korekčním blokem (26) kam je připojen i výstup systému (27) inerciální navigace, a kde tento korekční blok (26) je opatřen rozhraním (28) zpřesněných údajů systému (27) inerciální navigace.
- 3. Systém podle kteréhokoli z nároků 1 nebo 2 vyznačující se tím, že první diferenciální senzor (4) tlaku a/nebo druhý diferenciální senzor (6) tlaku a/nebo třetí diferenciální senzor (8) tlaku jsou realizovány jako dvojice diferenciálních senzorů (30) tlaku, které mají opačně propojené vstupy pro přívod tlakové diference,
- 4. Systém podle kteréhokoli z nároků 1 až 3 vyznačující se tím, že v případě, že tělesem (29) je letadlo opatřené tlakovým vedením v podélném nebo příčném směru, tvoří toto tlakové vedení dutinu (1) uzavřeného dutého objemu pro udržování konstantní hodnoty tlaku a první diferenciální senzor (4) je umístěný v těžišti v trupu letadla (29), a druhý diferenciální senzor (6) a třetí diferenciální senzor (8) jsou umístěny na koncích křídla letadla (29), kde symetricky, ale opačně, mění svoji polohu vůči těžišti.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ20100582A CZ302731B6 (cs) | 2010-07-29 | 2010-07-29 | Systém pro merení náklonu telesa v atmosfére, zejména letadel |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ20100582A CZ302731B6 (cs) | 2010-07-29 | 2010-07-29 | Systém pro merení náklonu telesa v atmosfére, zejména letadel |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CZ2010582A3 true CZ2010582A3 (cs) | 2011-10-05 |
| CZ302731B6 CZ302731B6 (cs) | 2011-10-05 |
Family
ID=44693690
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CZ20100582A CZ302731B6 (cs) | 2010-07-29 | 2010-07-29 | Systém pro merení náklonu telesa v atmosfére, zejména letadel |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CZ (1) | CZ302731B6 (cs) |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3397581A (en) * | 1966-02-11 | 1968-08-20 | Marine International Inc | Range switching for pressure gauge |
| JPS5599015A (en) * | 1979-01-23 | 1980-07-28 | Nippon Soken Inc | Apparatus for measuring altitude difference |
| US4507962A (en) * | 1981-09-08 | 1985-04-02 | Aar Corp. | Digital barometric altimeter |
| US4814764A (en) * | 1986-09-30 | 1989-03-21 | The Boeing Company | Apparatus and method for warning of a high yaw condition in an aircraft |
| US5669582A (en) * | 1995-05-12 | 1997-09-23 | The Boeing Company | Method and apparatus for reducing unwanted sideways motion in the aft cabin and roll-yaw upsets of an airplane due to atmospheric turbulence and wind gusts |
| US6584839B1 (en) * | 2001-03-02 | 2003-07-01 | Innovative Solutions And Support Inc. | Modular altimeter |
| US6609421B2 (en) * | 2001-05-08 | 2003-08-26 | Rosemount Aerospace Inc. | Sideslip correction for a multi-function three probe air data system |
| CZ302336B6 (cs) * | 2010-01-07 | 2011-03-16 | Ceské vysoké ucení technické - Fakulta elektrotechnická | Systém pro korekci nepresností systému inerciální navigace |
-
2010
- 2010-07-29 CZ CZ20100582A patent/CZ302731B6/cs not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CZ302731B6 (cs) | 2011-10-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6831868B2 (ja) | 機首方位参照システムにおける軟鉄磁気妨害の補償方法 | |
| CN1740746B (zh) | 微小型动态载体姿态测量装置及其测量方法 | |
| KR101168100B1 (ko) | 차량의 위치, 자세 및 헤딩을 추측하는 시스템 및 방법 | |
| CN106500693B (zh) | 一种基于自适应扩展卡尔曼滤波的ahrs算法 | |
| RU2406973C2 (ru) | Способ калибровки бесплатформенных инерциальных навигационных систем | |
| IL202082A (en) | A method and system for estimating inertial sensor errors in a remote inertial measurement unit | |
| CN103323625A (zh) | 一种mems-imu中加速度计动态环境下的误差标定补偿方法 | |
| JP2018049000A (ja) | 乗物の機首方位基準システムにおける軟鉄磁気擾乱を補償するための方法とシステム | |
| US7999926B2 (en) | Method and device for determining anemometric parameters of an aircraft | |
| RU2300081C1 (ru) | Способ определения инструментальных погрешностей измерителей инерциальной навигационной системы на этапе начальной выставки | |
| Li et al. | Status quo and developing trend of MEMS-gyroscope technology | |
| CZ2010582A3 (cs) | Systém pro merení náklonu telesa v atmosfére, zejména letadel | |
| CN107270902A (zh) | 一种带有交叉轴耦合误差补偿的mems惯性测量单元 | |
| Wang et al. | Design and calibration for a smart inertial measurement unit for autonomous helicopters using MEMS sensors | |
| Lu et al. | Calibration, alignment, and dynamic tilt maintenance method based on vehicular hybrid measurement unit | |
| KR20210066613A (ko) | 고신뢰성 통합 내장형 복합항법 시스템 | |
| Zhu et al. | A novel miniature azimuth-level detector based on MEMS | |
| CZ201011A3 (cs) | Systém pro korekci nepresností systému inerciální navigace | |
| Kozlov et al. | Calibration of an inertial measurement unit on a low-grade turntable with consideration of spatial offsets of accelerometer proof masses | |
| Yosi et al. | Tilt and heading measurement using sensor fusion from inertial measurement unit | |
| Mammadov | Analysis of micro-electromechanical inertial measurement units for unmanned aerial vehicle applications | |
| CN117782001B (zh) | 一种papi助航灯动态角度监测预警方法及系统 | |
| RU2273858C1 (ru) | Трехкомпонентный измеритель угловой скорости | |
| Wu et al. | A calibration method of MEMS-IMU based on three-axis turntable | |
| KR20220099313A (ko) | 고신뢰성 통합 내장형 복합항법 시스템 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | Patent lapsed due to non-payment of fee |
Effective date: 20160729 |