CZ302731B6 - Systém pro merení náklonu telesa v atmosfére, zejména letadel - Google Patents
Systém pro merení náklonu telesa v atmosfére, zejména letadel Download PDFInfo
- Publication number
- CZ302731B6 CZ302731B6 CZ20100582A CZ2010582A CZ302731B6 CZ 302731 B6 CZ302731 B6 CZ 302731B6 CZ 20100582 A CZ20100582 A CZ 20100582A CZ 2010582 A CZ2010582 A CZ 2010582A CZ 302731 B6 CZ302731 B6 CZ 302731B6
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- differential pressure
- pressure sensor
- differential
- sensor
- cavity
- Prior art date
Links
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims abstract description 14
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 9
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 16
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 6
- 239000003570 air Substances 0.000 description 4
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 3
- 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
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 2
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 2
- FGRBYDKOBBBPOI-UHFFFAOYSA-N 10,10-dioxo-2-[4-(N-phenylanilino)phenyl]thioxanthen-9-one Chemical compound O=C1c2ccccc2S(=O)(=O)c2ccc(cc12)-c1ccc(cc1)N(c1ccccc1)c1ccccc1 FGRBYDKOBBBPOI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N Silicon Chemical group [Si] XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000009977 dual effect Effects 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
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 238000007670 refining Methods 0.000 description 1
- 230000002277 temperature effect Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 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 senzor (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
Systém pro měření náklonů tělesa v atmosféře, zejména letadel
Oblast techniky
Předkládané řešení se 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 zvláštností 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 orientací v prostoru, tzv. polohové úhly, tj. podélný sklon, viz obrázek IA, a příčný náklon, viz obrázek IB, na základě vizuálních podnětů pri 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
Cuiu iiviizumu jccírijiTi z přístroj « nci palubní dí
Uf, 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 setrvačností rotující hmoty a pohybu hmotnostního elementu po dráze. Systémy založené na principu rotující hmoty, tedy mechanické gyroskopy, trpí problémy, které souvisejí šrotující 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.
5(> V poslední době hojně vyvíjené a levné mikromechanické systémy označované MEMS pracují 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 senzorů v jednotce inerciální 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 4E507962, 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 dálkové 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. Tla55 ková diference je měřena oproti dvěma vstupním bodům, které jsou umístěné symetricky na objektu vzhledem k jeho těžišti. Pohybem systému sc 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 li)
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, kterýje 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 měřící 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 provedení má mikroprocesorový systém druhý výstup, kterýje 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, to 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 diferenci 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
5o symetricky svojí 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 nej kratším 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 umožní 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 tri diferenciální senzory tlaku měří stejnou diferenci tlaků, která je ovlivněna teplotním rozpínáním vzduchu v uzavřené dutině a změnami tlaku v okolí diferenciálních senzorů tlaku, přičemž pri 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 naklonění tělesa. V případě změny výšky je možné, že velikost diference tlaku mezi uzavřenou dutinou a okolní atmosférou saturuje
YJOLU|J VOW1I Ul Ml 1^*1 11 V* 14411 λ l V* l Liui\.u, l iwn t η ΛηίΐτιηΙζι^ΐΛΛ i/anti 1 am —-----umístěným ve středu uzavřené dutiny, který pri otevření vyrovnává tlak uvnitř a vně dutiny.
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, kteréje 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 výkrese
Systém pro měření náklonu tělesa v atmosféře ajeho funkce jsou dále popsány pomocí přiložených výkresů. Na obr. 1A a 1B jsou uvedeny příklady umístění všech tri měřicích míst, provedení dutiny tvořící uzavřený dutý objem a další údaje pro realizaci měření polohových úhlů letadla, přičemž obr. 1A znázorňuje podélný sklon letadla a obr. IB jeho příčný náklon. Na obr. 2 je uvedeno blokové schéma celého systému.
Příklady provedení vynálezu
Na obr. 1A a IB je schematicky znázorněno těleso 29 realizované zde letadlem a jsou zde vyznačena tři měřicí místa, a to první měřicí místo 9, druhé měřicí místo l_0 a třetí měřicí místo j_0. Samotný systém pro měření náklonu tělesa 29 v atmosféře, zde letadla, je schematicky uveden na obr. 2. Systém je tvořen dutinou I, 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 I je připojena pomocí druhého tlakového přívodu 5 k druhému diferenciálnímu senzoru 6 vyústěnému do okolní atmosféry vstupem, který tvoří druhé měřicí místo 10. Druhá strana dutiny i je analogicky připojena pomocí třetího tlakového přívodu 7 k třetímu diferenciálCZ 302731 B6 ní mu senzoru 8 vy ústě nem li takc do okolní atmosféry vstupem, který tvoří třetí měřící místo ! 1. Elektromagnetický ventil 3 umožňuje otevřít uzavřený objem tvořený dutinou i do okolní atmosféry. kde ústí první měřicí místo 9, prvního diferenciálního senzoru 4 tlaku, druhé měřicí místo [0 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 in J_L jsou umístěna symetricky vzhledem k těžišti tělesa 29.
Výstup prvního diferenciálního senzoru 4 tlaku je propojen vedením 15 přes první A/D převodník I 2_ s mikroprocesorovým systémem j_6, 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 i? senzor 8 tlaku.
Mikroprocesorový systém _£6 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 i 2. s druhým A/D převodníkem J_3 a se třetím A/D převodníkem 14, výpočetní jednotkou £8 a
2o 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 ajeho 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 uspořádání, kdy bude první diferenciální senzor 4 tlaku a/nebo druhý diferenci eiální 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 dvojit 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 křídla letadla tam, kde symetricky, ale opačně, mění svoji polohu vůči jeho těžišti.
-id Systém pracuje na principu měření tlakové diference mezi uzavřeným objemem tlaku představovaným dutinou 1, ve kteréjsou umístěny výše popsaným způsobem první, druhý a třetí měřicí diferenciální senzor 4, 6 a 8 tlaku, kteréjsou 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 pří45 vodů k prvnímu měřicímu místu 9, k druhému měřicímu místu 10 a ke třetímu měřícímu místu £1, kdy druhé měřicí místo £0 a třetí měřicí místo H 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 diferencí mezi tlakem uvnitř uzavřeného dutiny J a vně. Výstupy prvního diferenciálního senzoru 4, druhého dife50 renciálního senzoru 6 a třetího diferenciálního senzoru 8 jsou převedeny prvním analogovědigitálním převodníkem 12, druhým analogově-digitálním převodníkem 13 a třetím analogovědigitálním převodníkem _£4 na digitální údaje, kteréjsou přivedeny pomocí vicežiloveho vedení 15 do mikroprocesorového systému £6. V případe vychýlení systému podle osy rotace bude druhý diferenciální senzor 6 tlaku a třetí diferenciální senzor 8 tlaku měřit hodnotu diferenciální?5 ho tlaku větší, respektive menší než první diferenciální senzor 4 tlaku, který je umístěný v ose
-4 CZ 302731 B6 rotace 2 dutiny i. 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 odečtení 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 to υ,η,ιμΐ ~ & (1)
Kde je výstupní napětí měřené na prvním diferenciálním senzoru 4 tlaku [V], δ je změn výstupu prvního diferenciálního senzoru 4 tlaku odpovídající lokálním is vlivům [V].
LC[8i + 5 = f (-ΔΡ) + δ (2) + ± O (3)
Kde je výstupní napětí měřené na druhém diferenciálním senzoru 6 tlaku [V],
U„m|8| je výstupní napětí měřené na třetím diferenciálním senzoru 8 tlaku [V], f(a) 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 f(a) =/(ΔΡ) a pro třetí diferenciální senzor 8 tlaku je f(a) -f(-AP),
ΔΡ je tlaková diference mezi měřicími místy 10 a il [Pa].
Diferenciální hodnotu napětí, kteráje úměrná úhlu natočení systému, mezi druhým a třetím dife35 renciálním senzorem 6 a 8 tlaku s vyloučením lokálních teplotních vlivů a změn atmosférického tlaku je možné vypočítat pomocí:
VU(a) = (Utw,^ - = 2 - f(a)=2.f(AP). (4)
Kde \U(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 i. Amplituda výstupního napětí je úměmá úhlu náběhu a [°] a nezávislá na lokálních změnách tlaku.
Výpočet polohových úhlů je zajišťovaný pomocí mikroprocesorového systému Jj5, který obsahuje paměť 19 a výpočetní jednotku 18, která přistupuje k bloku j_7 vstupů a výstupů a komunikuje s A/D převodníky j_2, J_3 a 14 pomoct vedení J_5. Distribuce napájení celého systému je zajišťovaná výstupem 2JL bloku 20 distribuce napájení, který je připojený k externímu zdroji napájení 22. Takto zapojený mikroprocesorový systém 16 čte digitální hodnoty z A/D převodního ků do své vnitřní paměti J_9, provádí popsané matematické operace a na druhém výstupu 24 poskytuje vypočítané hodnoty polohových úhlů, které mohou být přímo zobrazované pomocí zobrazovacího přístroje 25, nebo použity v korekčním bloku 26 číslicového zpracování signálů jako doplněk k výstupu systému 27 inerciální navigace. Datovou fúzí v korekčním bloku 26 dojde k zpřesnění měření polohových úhlů a výsledné hodnoty jsou poskytované rozhraním 28.
-5 CZ 302731 B6
Průmyslová využitelnost
Systém měřeni polohových úhlů nalezne uplatnění především v oblasti malých letadel, kde Česká republika patří mezi největší výrobce a vývozce malých letadel na světě. System 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 možně 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 měřicí 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 (II), 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 kose 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 pres třetí A/D převodník (14) rovněž třetí diferenciální senzor (8) tlaku.
- 2. Systém podle nároku I, 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 CZ2010582A3 (cs) | 2011-10-05 |
| CZ302731B6 true 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) |
Citations (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 |
| US4302973A (en) * | 1979-01-23 | 1981-12-01 | Nippon Soken, Inc. | Altitude difference measuring apparatus |
| US4507962A (en) * | 1981-09-08 | 1985-04-02 | Aar Corp. | Digital barometric altimeter |
| EP0262702B1 (en) * | 1986-09-30 | 1990-11-07 | The Boeing Company | Apparatus and method for warning of a high yaw condition in an aircraft |
| US6626024B1 (en) * | 2001-03-02 | 2003-09-30 | Geoffrey S. M. Hedrick | Redundant altimeter system with self-generating dynamic correction curve |
| EP0742142B1 (en) * | 1995-05-12 | 2004-06-30 | 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 |
| EP1256812B1 (en) * | 2001-05-08 | 2008-08-20 | 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
Patent Citations (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 |
| US4302973A (en) * | 1979-01-23 | 1981-12-01 | Nippon Soken, Inc. | Altitude difference measuring apparatus |
| US4507962A (en) * | 1981-09-08 | 1985-04-02 | Aar Corp. | Digital barometric altimeter |
| EP0262702B1 (en) * | 1986-09-30 | 1990-11-07 | The Boeing Company | Apparatus and method for warning of a high yaw condition in an aircraft |
| EP0742142B1 (en) * | 1995-05-12 | 2004-06-30 | 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 |
| US6626024B1 (en) * | 2001-03-02 | 2003-09-30 | Geoffrey S. M. Hedrick | Redundant altimeter system with self-generating dynamic correction curve |
| EP1256812B1 (en) * | 2001-05-08 | 2008-08-20 | 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 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CZ2010582A3 (cs) | 2011-10-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| 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 | |
| CN1740746B (zh) | 微小型动态载体姿态测量装置及其测量方法 | |
| US7979231B2 (en) | Method and system for estimation of inertial sensor errors in remote inertial measurement unit | |
| EP1256812A2 (en) | Sideslip correction for a multi-function three probe air data system | |
| EP1256863A2 (en) | Method to calculate sideslip angle and correct static pressure for sideslip effects using inertial information | |
| WO2006099436A1 (en) | Low cost flight instrumentation system | |
| CN108216586A (zh) | 包括偏转传感器的飞行器组装件 | |
| US20190063925A1 (en) | Systems and Methods with Dead-Reckoning | |
| RU2300081C1 (ru) | Способ определения инструментальных погрешностей измерителей инерциальной навигационной системы на этапе начальной выставки | |
| CZ302731B6 (cs) | Systém pro merení náklonu telesa v atmosfére, zejména letadel | |
| CN109405820A (zh) | 无人机航姿监测系统 | |
| KR20210066613A (ko) | 고신뢰성 통합 내장형 복합항법 시스템 | |
| 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 | |
| ITRM930368A1 (it) | Sistema di navigazione a sensore d'immagine passivo. | |
| CN113280834A (zh) | 一种飞机综合备份电子仪表系统 | |
| CN117782001B (zh) | 一种papi助航灯动态角度监测预警方法及系统 | |
| Anlan et al. | Novel attitude determination method by integration of electronic level meter, INS, and low-cost turntable for level attitude evaluation and calibration of INS | |
| Vihonen et al. | Geometry-aided inversion of manipulator telescopic link length from MEMS accelerometer and rate gyro readings | |
| RU2273858C1 (ru) | Трехкомпонентный измеритель угловой скорости | |
| Collinson | Air data and air data systems | |
| KR100447243B1 (ko) | 대기압차를 이용한 항공기 자세 측정 시스템 | |
| Connolly | Developments in localisation sensor systems | |
| US9753049B1 (en) | Collinear system to determine its own displacement from its own motion |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | Patent lapsed due to non-payment of fee |
Effective date: 20160729 |