CZ302336B6

CZ302336B6 - Systém pro korekci nepresností systému inerciální navigace

Info

Publication number: CZ302336B6
Application number: CZ20100011A
Authority: CZ
Inventors: Paces@Pavel
Original assignee: Ceské vysoké ucení technické - Fakulta elektrotechnická
Priority date: 2010-01-07
Filing date: 2010-01-07
Publication date: 2011-03-16
Also published as: CZ201011A3; US20110166786A1; FR2954975A1; GB2476867A; DE102011007952A1; GB201100036D0

Abstract

Systém je tvoren prvním diferenciálním senzorem (1) tlaku, jehož jeden vstup je pripojen pomocí prvního tlakového prívodu (2) k prvnímu snímacímu místu (3) telesa (4) a jehož druhý vstup je pripojen pomocí druhého tlakového prívodu (5) k druhému snímacímu místu (6). Výstup prvního diferenciálního senzoru (1) je pripojen pres zesilující element (7) na vstup analogove digitálního prevodníku (9), jehož výstup je spojen s mikroprocesorovým systémem (10). Ten je tvoren vzájemne propojenými bloky, a to blokem (11) vstupu, výpocetní jednotkou (12), pametí (13) a blokem (14) výstupních obvodu a je spolu s celým systémem merení napojen na blok (15) distribuce napájení propojený s externím zdrojem napájení. První výstup (17) mikroprocesorového systému (10) je pripojen na zobrazovací prístroj (18). První snímací místo (3) a druhé snímací místo (6) jsou umístena symetricky vzhledem k težišti telesa. Mikroprocesorový systém (10) je opatren druhým výstupem (19) pro ovládání externích zarízení.

Description

Oblast techniky

Předkládané řešení se týká systému pro měření náklonů tělesa v prostoru pro orientační a navigační účely, který koriguje nepřesnosti systémů inerciální navigace. Využívá se zde znalostí umístění senzorů a změřeného rozdílu tlaků, který vyplývá z vlastností zemské atmosféry. Metoda, kterou systém pracuje, se obzvláště hodí v oblasti zpřesnění údajů z inerciálních senzorů io malých letadel.

Dosavadní stav techniky i5 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 měření 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 šrotující mechanickou částí měřicího systému. Tyto přístroje jsou mechanicky náročné na výrobu a údržbu, tudíž a nákladné. Systémy založené na optickém principu využívají pro určení úhlové rychlosti interference světel generovaných zdrojem záření pri průchodu optickou cestou různé délky. V praxi jsou označované jako laserové gyroskopy, které jsou velmi přesné a velmi náklad30 né.

V poslední době hojně vyvíjené a levné mikromechanické systémy označované MEMS pracují na principu, který využívá pohybu hmotnostního elementu na pružném ramenní, kterýje 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 senzorů v jednotce inerciální navigace dochází časem nezanedbatelnému driftu výstupní hodnoty, kdy měřený údaj pomalu přechází na nesprávnou hodnotu vlivem nepřesností výroby senzorů, měřicího řetězce a výpočetního systému jako je např. numerická integrace dat. Tato nepřesnost se začne projevovat v době rádu desítek minut.

Podstata vynálezu

Výše popsané nedostatky inerciálních systémů jsou odstraněné systémem pro korekci nepřesností systémů inerciální navigace na základě měření náklonů tělesa v atmosféře, které je zatížené stále stejnou chybou měření.

Podstatou nového systému je, že je tvořen prvním diferenciálním senzorem tlaku, jehož jeden vstup je připojen pomocí prvního tlakového přívodu k prvnímu snímacímu místu tělesa a jehož druhý vstup je připojen pomocí druhého tlakového přívodu k druhému snímacímu místu. Výstup tohoto prvního diferenciálního senzoru tlaku je připojen přes zesilující element na vstup analogově digitálního převodníku, jehož výstup je spojen s mikroprocesorovým systémem. Tento mikroprocesorový systém je tvořen vzájemně propojenými bloky, a to blokem vstupů, výpočetní jed55 notkou, pamětí a blokem výstupních obvodů a je spolu s celým systémem měření napojen na blok

- 1 CZ 302336 B6 distribuce napájení, propojený s externím zdrojem pomocí vstupu napájení. První výstup mikroprocesorového systému je připojen na zobrazovací přístroj. První a druhé snímací místo jsou umístěna symetricky vzhledem k těžišti tělesa. Mikroprocesorový systém je rovněž opatřen druhým výstupem pro ovládání externích zařízení.

V jednom výhodném provedení má mikroprocesorový systém první výstup zároveň propojen s korekčním blokem kam je připojen i výstup systému inerciální navigace. Tento korekční blok opatřen rozhraním zpřesněných údajů inerciálního systému.

io V jiném výhodném provedení systém obsahuje druhý diferenciální senzor tlaku, jehož vstupy jsou připojeny k opačným koncům prvního a druhého tlakového přívodu než vstupy prvního diferenciálního senzoru tlaku. Zesilující element je v tomto případě realizován jako rozdílový zesilovač, na jehož invertující vstup je připojen výstup prvního diferenciálního senzoru tlaku a na jeho neinvertující vstup je připojen výstup druhého diferenciálního senzoru tlaku.

Výhodné rovněž je, jsou-li vstupy prvního a druhého diferenciálního senzoru tlaku k prvnímu a druhému tlakovému přívodu připojeny přes tlakový přepínač, který je připojen na druhý výstup mikroprocesorového systému.

Výhodou navrženého systému je měření náklonu letounu zcela odlišným způsobem, než jaký je v současné době běžně 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, Z popsaných důvodů je možné navržený systém použít jako korekční člen výstupů levných senzorů inerciální navigace.

Přehled obrázků na výkresech

Systém pro korekci nepřesnosti systémů inerciální navigace a jeho funkce jsou dále popsány pomocí přiložených výkresů. Na obr. 1A a 1B jsou uvedeny příklady umístění měřicích míst a další údaje pro realizaci měření u letadla, přičemž obr. 1A znázorňuje podélný sklon letadla a obr. 1B jeho příčný náklon. Na obr. 2 je uvedeno blokové schéma zapojení měřicího systému. Obr. 3 ukazuje závislost tlakové diference vztažené na jeden metr a na výšku nad povrchem země.

Příklady provedení vynálezu

Systém pro korekcí nepřesností systémů inerciální navigace podle příkladu uvedeného na obr. 2 je tvořen prvním diferenciálním senzorem I tlaku, který je jedním svým vstupem připojen pomocí prvního tlakového přívodu 2 k prvnímu snímacímu místu 3 tělesa 4, kterým je zde letadlo. Druhý vstup prvního diferenciálního senzoru tlaku 1 je připojen pomocí druhého tlakového přívodu 5 k druhému snímacímu místu 6 a jeho výstup je připojen přes zesilující element 7 pomocí vodiče 8 na vstup analogově digitálního převodníku 9. Výstup analogově digitálního převodníku

9 je spojen s mikroprocesorovým systémem W. Mikroprocesorový systém ]_0 tvoří vzájemně propojenými bloky, a to blok H vstupů, výpočetní jednotka 12, paměť 13 a blok Í4 výstupních obvodů a je spolu s celým systémem měření napojen na blok 15 distribuce napájení výstupem 25, propojený s externím zdrojem pomocí vstupu napájení J_6. Podrobné propojení napájení není pro lepší přehlednost na výkrese uvedeno. První výstup 17 mikroprocesorového systému W je při50 pojen na zobrazovací přístroj 18, První snímací místo 3 a druhé snímací místo 6 jsou umístěna symetricky vzhledem k těžišti tělesa 4 a mikroprocesorový systém 10 je opatřen druhým výstupem 19 pro ovládání externích zařízení. Takto vypadá základní provedení systému. Na obr. 2 jsou ale naznačeny i možnosti jeho úpravy. Jednou z nich je, že mikroprocesorový systém 10 má první výstup 17 zároveň propojen s korekčním blokem 20 kam je připojen i výstup systému

- 7 .

inerciální navigace 2JL Korekční blok 20 opatřen rozhraním 22 zpřesněných údajů inerciálního systému.

Další modifikací systému je, že je zařazen druhý diferenciální senzor 23 tlaku, jehož vstupy jsou připojeny k opačným koncům prvního tlakového přívodu 2 a druhého tlakového přívodu 5 než vstupy prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku. Zesilující element 7 je v tomto případě realizován jako rozdílový zesilovač, na jehož invertuj ící vstup je připojen výstup prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku a na jeho neinvertující vstup je připojen výstup druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku.

Další možností úpravy systému je, že vstupy prvního diferenciálního senzoru J. tlaku a druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku jsou k prvnímu tlakovému přívodu 2 a k druhému tlakovému přívodu 5 připojeny přes tlakový přepínač 24, který je připojen na druhý výstup J_9 mikroprocesorového systému 10.

Podstatou měření je úbytek atmosférického tlaku vzduchu v závislosti na výšce, a to, že těleso 4, v daném příkladě letoun, je složený ze symetricky umístěných prvků, které v průběhu letu zrcadlově mění polohu vůči těžišti letounu. Například v případě zatáčení letadla je konec křídla na vnitřní straně zatáčky umístěn pod bodem těžiště, zatímco křídlo na druhé straně je vyvýšeno nad těžiště. V tomto náklonu vzniká mezi body na koncích pravého a levého křídla délková a také tlaková diference ve vertikální rovině. Pro tento případ platí, že vertikální vzdálenost je tím větší, čím větší je délka křídla a náklon letadla. Metoda měření náklonu využívající principu měření rozdílu tlaků v různých částech konstrukce letounu diferenciálním senzorem se opírá o fyzikální vlastnosti atmosféry, které jsou popsány rovnicí:

(1}

Kde H je výška měřená od vztažené úrovněp(0) [m], p(0) je atmosférický tlak odpovídající vztažné úrovni [kPa], p(H) je atmosférický tlak odpovídající výšce H [kPa],

Ta je absolutní teplota v nulové výšce MS A [K], z je koeficient teplotní závislosti pro výšky 0 až 11 km podle MSA [K m ] a

R je upravená plynová konstanta pro vzduch podle MSA [m K¹].

Metoda měření náklonu využívající principu rozdílu tlaků v různých částech konstrukce letadla vychází z předpokladu, že je tlakový profil vzduchu v oblasti tvořené nej vzdálenějším i body konstrukce letadla, v jednotlivých výškách konstantní, viz rovnice (1) a Obr. 1 A, 1B. Na základě rovnice (1) byla stanovena závislost tlakové diference vztažené najeden metr a na výšku nad povrchem země, která je zobrazena na Obr. 3. Z obrázku Obr. 3 vyplývá, že tlaková diference na úrovni hladiny moře je přibližně 12 a 7 Pa/1 m ve výšce 5 km. Jedná se tedy o hodnoty, které jsou měřitelné senzory s malým rozsahem. ^V

V průběhu letu mění letoun svoji polohu v prostoru a různé body jeho konstrukce se dostávají do poloh symetricky umístěných k těžišti. Tyto body slouží jako vstupy měřicího systému, který měří okamžitou diferenci tlaku na vstupech podle které je možné rozlišit náklony letadla, viz obrázek č. IA i 1B. Hodnotu závislosti výstupního napětí na úhlu natočení letadla je, podle Obr. 1A, možné popsat rovnicí (2), která závisí na úhlu a a vzdálenost bodů l_a. Situace na obrázku Obr. 1B je možné popsat analogickou rovnicí pro úhel /?a vzdálenost 1$.

-3 CZ 302336 B6 (2)

ΔΡ rattgc

Kde U„„, je výstupní napětí měřené na senzoru tlaku senzoru [V],

JP/m je změna tlaku odpovídající výšce Im [Pa], l_a je vzdálenost symetricky umístěných měřících vstupů [m], a je úhel natočení letadla od roviny procházející těžištěm letadla a vodorovné vzhledem k zemskému povrchu [°], /1řÁ_ťMA. je výstupní rozsah napětí diferenciálního senzoru [V] a APrwxe je rozsah tlaků měřených diferenciálním senzorem [Pa].

Měřicí systém je založený na principu snímání diference tlaků podle Obr. 1. Systém využívá prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku, který je zapojený v letadle v příkladu zapojení podle obrázku č. 2. Obrázek č. 2 definuje snímací systém, který je vybaven dvěma vstupy měřeného tlaku a na výstupu dává napěťový signál úměrný náklonu letounu.

Přesnost snímacího systému lze zvýšit použitím dvou senzorů, prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku a druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku, jejichž vstupy jsou připojeny k opačným koncům prvního tlakového přívodu 2 a druhého tlakového přívodu 5. V případě, že se bude měřit diferenciální napětí mezi výstupy prvního diferenciálního senzoru i tlaku a druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku je výsledkem dvojnásobná amplituda výstupního signálu. Matematicky lze popsat změnu výstupního napětí oproti referenčnímu tlaku rovnicí (3) a analogicky pro druhý senzor rovnicí (4). Odečtením rovnic (3) a (4) se dostane výsledná změna výstupního napětí senzoru, která je úměrná čtyřnásobku změny tlaku mezi referenční úrovni a měřicím vstupem.

= /(Ρ^₊ΔΡ)-/(^-Δ/>) = 2./(ΔΡ). (3) =-(/(^+ΔΡ)-/(Ρ^-ΔΡ)) = -2·/(ΔΡ) (4) = Δ£/,-ΔΕΖ, = 2·/(ΔΡ)+2·/(Δ?) = 4·/(ΔΡ) (5)

Přesnost měřicího systému lze ještě zvýšit přepínáním prvního tlakového přívodu 2 a druhého tlakového přívodu 5 na první snímací místo 3 a druhé snímací místo 6 v prvním případě a na druhé snímací místo 6 a první snímací místo 3 v druhém případě. Při přepínání dochází k prohození prvního snímacího místa 3 a druhého snímacího místa 6 mezi sebou pomocí tlakového přepínače 24. Pomocí tlakového přepínače 24, který je ovládán výstupem 19 mikroprocesorového systému 10, lze změřit hodnotu signálu pro dvě navzájem opačné polohy natočení letounu. Průměr z takto změřené hodnoty dává aktuální hodnotu úhlu natočení, ve kterém nejsou uplatněny další vlivy, například drift výstupního signálu, které působí na snímací element senzoru.

Výstupní signál prvního diferenciálního senzoru 1 tlaku je možné popsat rovnicí (6) analogicky lze výstupní signál druhého diferenciálního senzoru 23 tlaku popsat rovnicí (7). Průměr obou hodnot, viz rovnice (8) je po dosazení rozepsán v rovnici (9). Výsledná hodnota popsaná rovnicí (10) je nezávislá na ofsetech jednotlivých senzorů a udává výstupní hodnotu napětí, které je úměrné náklonu tělesa.

-4CZ 302336 B6 f/...·, =/(4-/(AP)) + C/^., +U„ ^,2=/(-4-/(^)) + ^,,+^ τ τ _ oull ^ou(2 out corrccied /(4/(AP)) ₊ ⁺^qffvef2 (/(-4/(AP)) ₊ ^offset\ out rnrrectcd (6) (7) (8) (9) out r.orructe.d /(8/(ΔΡ)) = /(4-/(ΔΡ)) (10)

Pro měření výstupního signálu z prvního diferenciálního senzoru I a z druhého diferenciálního senzoru 23. je použit diferenciální zesilovač 7 jehož analogový výstup je vodičem 8 je analogo5 vě-digitálním převodníkem 9 převeden na číslicový signál, který je dále blokem vstupů 11 mikroprocesorového systému 10, zpracován za použití výpočetní jednotky 12 a paměti J_3. Blok _[4 výstupních obvodů slouží k úpravě signálu pro ovládání tlakového přepínače 24 a k úpravě signálu na íýzické vrstvě prvního výstupu 17 mikroprocesorového systému 10, která přivádí zpracovanou hodnotu náklonu tělesa 4 na zobrazovací přístroj J_8 umístěný na palubní desce tělesa 4 a ío na korekční blok 20, který zároveň přijímá signál systému inerciální navigace 21 a na výstupu tvořeném rozhraním 22 poskytuje signál korigovaný o chyby způsobené časovou nestabilitou snímačů použitých v systému inerciální navigace 2b Mikroprocesorový systém W na základě znalosti polohy voliče tlakového přepínače 24 a změřené hodnoty výstupního signálu analogově digitálního převodníku 9 vypočítá aktuální hodnotu náklonu, která je dále přenášena prvním i5 výstupem 17 mikroprocesorového systému J_0.

Průmyslová využitelnost

Systém pro korekci nepřesností systémů inerciální navigace podle uvedeného řešení 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 5 km.

Claims

PATENTOVÉ NÁROKY

1. Systém pro korekci nepřesností systémů inerciální navigace, vyznačující se tím, že je tvořen prvním diferenciálním senzorem (1) tlaku, jehož jeden vstup je připojen pomocí prv35 ního tlakového přívodu (2) k prvnímu snímacímu místu (3) tělesa (4) a jehož druhý vstup je připojen pomocí druhého tlakového přívodu (5) k druhému snímacímu místu (6) a jehož výstup je připojen přes zesilující element (7) vodičem (8) na vstup analogově digitálního převodníku (9), jehož výstup je spojen s mikroprocesorovým systémem (10), který je tvořen vzájemně propojenými bloky, a to blokem (11) vstupů, výpočetní jednotkou (12), pamětí (13) a blokem (14)

40 výstupních obvodů a jenž je spolu s celým systémem měření napojen na blok (15) distribuce napájení pomocí výstupu (25), propojený s externím zdrojem pomocí vstupu napájení (16), a první výstup (17) mikroprocesorového systému (10) je připojen na zobrazovací přístroj (18), přičemž první snímací místo (3) a druhé snímací místo (6) jsou umístěna symetricky vzhledem

- 5 CZ 302336 B6 k těžišti tělesa a mikroprocesorový systém (10) je opatřen druhým výstupem (19) pro ovládání externích zařízení.

2. Systém podle nároku I, vyznačující se tím, že mikroprocesorový systém (10) 5 má první výstup (17) zároveň propojen s korekčním blokem (20) kam je připojen i výstup systému inerciální navigace (21), kde je tento korekční blok (20) opatřen rozhraním (22) zpřesněných údajů inerciálního systému.

3. Systém podle nároku I nebo 2, vyznačující se tím, že obsahuje druhý diferenio ciální senzor (23) tlaku, jehož vstupy jsou připojeny k opačným koncům prvního tlakového přívodu (2) a druhého tlakového přívodu (5) než vstupy prvního diferenciálního senzoru (1) tlaku a zesilující element (7) je realizován jako rozdílový zesilovač, na jehož invertující vstup je připojen výstup prvního diferenciálního senzoru (1) tlaku a na jeho neinvertující vstup je připojen výstup druhého diferenciálního senzoru (23) tlaku.

4. Systém podle nároku 3, vyznačující se tím, že vstupy prvního diferenciálního senzoru tlaku (1) a druhého diferenciálního senzoru tlaku (23) jsou k prvnímu tlakovému přívodu (2) a k druhému tlakovému přívodu (5) připojeny přes tlakový přepínač (24), který je připojen na druhý výstup (19) mikroprocesorového systému (10).