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.