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

Transkript

1 OPROX, a.s. ve spolupráci s Katedrou leteckých elektrotechnických systémů Fakulty vojenských technologií Univerzity obrany Sborník příspěvků 11. mezinárodní vědecké konference Brno

2 BYSTŘICKÝ, R., JALOVECKÝ R., (ed.): Sborník příspěvků 11. mezinárodní vědecké konference Měření, diagnostika a spolehlivost palubních soustav letadel 2011, října 2011, Brno, Česká republika, Brno, Univerzita obrany, s. ISBN II.

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

4 Programový výbor konference Organizační garant: prof. Ing. Rudolf JALOVECKÝ, CSc. vedoucí Katedry leteckých elektrotechnických systémů Členové Ing. Jiří Pařízek, CSc. vedoucí skupiny speciálních systémů a výzbroje Katedry leteckých elektrotechnických systémů mjr. Radek Bystřický, Ph.D. mjr. Ing. Radim Bloudíček mjr. Ing. Martin Polášek odborní asistenti Katedry leteckých elektrotechnických systémů por. Ing. Josef Bajer por. Ing. Přemysl Janů por. Ing. Jan Bořil interní doktorandi Katedry leteckých elektrotechnických systémů IV.

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

6 VI.

7 Obsah: ÚVODNÍ SLOVO PŘEDSEDY VĚDECKÉHO VÝBORU MILOŠ ANDRLE V. VYZVANÉ PŘEDNÁŠKY RÁDIOVÝŠKOMER POČAS KONEČNEJ FÁZY PRIBLÍŽENIA NA LABUN JÁN, KURDEL, PAVOL 3. AZIMUTH DETERMINATION BASED ON MAGNETOMETER MEASUREMENTS ROHÁČ JAN, ŠIPOŠ MARTIN, NOVÁČEK PETR 11. NÁVRH, VÝVOJ A REALIZÁCIA INTEGROVANÉHO NAVIGAČNÉHO SYSTÉMU SOTÁK MILOŠ 18. ČLÁNKY TERMOVÍZNA DIAGNOSTIKA MALÉHO PRÚDOVÉHO MOTORA ADAMČÍK FRANTIŠEK, ADAMČÍK FRANTIŠEK 29. SVĚTELNÉ ZDROJE LED VE SVĚTELNÝCH ZABEZPEČOVACÍCH SYSTÉMECH LETIŠŤ BLOUDÍČEK RADIM 35. VLIV PILOTA NA STABILITU VRTULNÍKU PŘI PORUŠE ŘÍDICÍHO SYSTÉMU BOŘIL JAN 43. SYSTÉM AUTOMATICKÉHO RIADENIA LIETADLA V PROCESE LETOVEJ BEZPEČNOSTI BRÉDA RÓBERT, BEŇO VLADIMÍR 53. VYUŽITÍ SERVOMECHANISMU PRO ZOBRAZOVÁNÍ DAT BYSTŘICKÝ RADEK, BAJER JOSEF, JANŮ PŘEMYSL 61. NÁVRH STRUKTURY JEDNODUCHÉ INERCIÁLNÍ REFERENČNÍ JEDNOTKY ČIŽMÁR JAN 68. NETRADIČNÍ LETECKÉ PALUBNÍ ZDROJE ELEKTRICKÉ ENERGIE DUB MICHAL, POLÁŠEK MARTIN 75. ZVÝŠENÍ TAKTICKÝCH VLASTNOSTÍ VOZIDLOVÝCH KOMUNIKAČNÍCH SYSTÉMŮ HOVORKA JAROSLAV 83. TESTOVÁNÍ KOMUNIKACE SYSTÉMU ZALOŽENÉHO NA CANAEROSPACE JANŮ PŘEMYSL, BAJER JAN, BYSTŘICKÝ RADEK 89. ÚLOHA ATM SYSTÉMŮ PŘI PODPOŘE NOVÝCH ZPŮSOBŮ A METOD LETECKÉ NAVIGACE JEŘÁBEK JAROSLAV 96. VII.

8 KALIBRÁCIA DVOJOSOVÝCH AKCELEROMETROV POMOCOU SPEKTRÁLNEJ ANALÝZY KMEC FRANTIŠEK, PRASLIČKA DUŠAN, DRAGANOVÁ KATARÍNA, LAŠŠÁK MIROSLAV 105. MĚŘENÍ MNOŽSTVÍ PALIVA POMOCI KAPACITNÍCH SNÍMAČŮ VÝŠKY HLADINY MICHALÍK VLADIMÍR 111. SYSTÉM VAROVNÝCH HLÁŠENÍ DIGITÁLNÍHO INTERKOMU VICM 200 MOŠTĚK MARTIN, KUNETA PETR 120. METODIKA STANOVENÍ OBLASTI MOŽNÝCH VYPUŠTĚNÍ LETECKÉ ŘÍZENÉ STŘELY STŘEDNÍHO DOSAHU NĚMEČEK JIŘÍ, QUY ICH PHAM 127. VYUŽITÍ INERCIÁLNÍCH SENZORŮ PŘI HUMANITÁRNÍM ODMINOVÁNÍ NOVÁČEK PETR, ROHÁČ JAN 138. LABORATORNÍ SYSTÉM PRO ILUSTRACI PRINCIPU STABILIZACE KOSMICKÝCH PROSTŘEDKŮ. PAČES PAVEL, NOVÁČEK PETR, ŠIPOŠ MARTIN, VESELÝ MILAN 145. POKROČILÉ ZOBRAZOVACÍ METODY PRO MALÁ LETADLA. PAČES PAVEL, HAJNÝ JAN, POPELKA JAN 165. EHAS IMPLEMENTATION IN ADVANCED COMBAT AIRCRAFT PELC MARTIN, MED SLAVOMÍR 179. ROZLOŽENÍ TLAKŮ KOLEM ZÁVĚSNÉ REFERENČNÍ A PITOT-STATICKÉ SONDY A OVĚŘENÍ MĚŘENÍ POLOHOVÝCH ÚHLŮ VE VĚTRNÉM TUNELU POPELKA JAN PAČES PAVEL, HOSPODÁŘ PAVEL 189. MODERNÍ HLASOVÉ KOMUNIKAČNÍ SYSTÉMY LETECTVA AČR RYDLO STANISLAV, JEŘÁBEK JAROSLAV 207. SYSTEM FOR VIBRATION TESTING ŠIPOŠ MARTIN, ROHÁČ JAN, STACH MICHAL 213. VYUŽITÍ PROSTŘEDKŮ EVROPSKÉHO SOCIÁLNÍHO FONDU K PODPOŘE ODBORNÉHO VZDĚLÁVÁNÍ LETECKÉHO PERSONÁLU VAŠEK MILAN, JEŘÁBEK JAROSLAV 226. MODERNÍ PROSTŘEDKY PRO DETEKCI NEBEZPEČNÝCH LÁTEK A PŘEDMĚTŮ V OCHRANĚ CIVILNÍHO LETECTVÍ PŘED PROTIPRÁVNÍMI ČINY ZÝKA JAN 234. ABECEDNÍ SEZNAM AUTORŮ 248. VIII.

9 Anotace vyzvaných přednášek - 1 -

10 - 2 -

11 Rádiovýškomer počas konečnej fázy priblíženia na pristátie Radio altimeter during the final landing approach phase Doc. Ing. Ján Labun, PhD., Ing. Pavol Kurdel, PhD. Letecká fakulta TU Košice, tel.: , Resumé: Článok pojednáva o úlohe rádiovýškomera počas konečnej fázy priblíženia lietadla na pristátie. Vysvetľuje, ako na prvý pohľad jednoduchá funkcia rádiovýškomera zohrala veľmi negatívnu úlohu v dvoch veľkých katastrofách, ktoré sa udiali v posledných rokoch vo Východnej Európe. Predkladá odborný postoj k interakcii človek stroj v súvislosti s uvedenými katastrofami. Pojednáva o dvoch krajných prístupoch pilotov k informáciám z rádiovýškomera. Objasňuje, že pri katastrofe Slovenského vojenského dopravného lietadla An-24 (Hejce Maďarska republika) došlo k podceneniu údajov z rádiovýškomera a pri nehode Poľského vládneho špeciálu Tu-154 (Smolensk Rusko) došlo k preceneniu údajov z rádiovýškomera. Z tohto pohľadu je cieľom článku prispieť k zvýšeniu bezpečnosti leteckej prevádzky. The article discusses the role of a radio altimeter during the final approach phase of aircraft on landing. It explains show, at first glance, a simple function of a radio altimeter has played a very negative role in two major disasters that have occurred in recent years in Eastern Europe. It submits the professional attitude to the interaction of man-machine in connection with introduced disasters. It discusses the two extreme accesses of pilots to radio altimeter in formation. It also clarifies that in the disaster of the Slovak military transport aircraft An-24 (Hejce - Hungary), the radio altimeter data were underestimated, and in the disaster of the Polish government's special Tu-154M (Smolensk - Russia), the radio altimeter data were overestimated. From this perspective, the aim of the article is to contribute to enhancing aviation safety. 1 Úvod V posledných piatich rokoch došlo vo Východnej Európe k dvom veľkým leteckým katastrofám s tragickými následkami pre prepravované osoby (rok 2006 An-24 Hejce - Maďarsko, rok 2010 Tu-154 Smolensk - Rusko). V oboch prípadoch došlo ku katastrofe v dôsledku straty výškovej orientácie s následným riadeným letom lietadla do terénu. Z hľadiska bezpečnosti letu sú príčiny pomerne jasné. V prípade prvej katastrofy došlo k nedodržaniu bezpečnej sektorovej výšky letu na danom úseku priblíženia a v prípade druhej katastrofy zase k poklesu lietadla pod tzv. výšku rozhodnutia v čase, keď pilot nemal vizuálny kontakt so zemou. Z hľadiska priebehu letu a reakcie pilotov na prístrojové informácie ako interakcie človek stroj nie je príčina katastrofy až tak jasná

12 Článok sa preto venuje skutočnosti, do akej miery malo podiel na týchto katastrofách prístrojové vybavenie lietadla. Keďže na oboch katastrofách sa podieľalo neadekvátne vyhodnocovanie skutočnej výšky letu lietadla, je pozornosť venovaná práve leteckým rádiovýškomerom malých výšok a ich úlohe počas konečnej fázy priblíženia na pristátie. Bližším poznaním faktov a ich porozumením je možné predchádzať problémom na leteckej technike v budúcnosti. Preto sa článok nezaoberá analýzou publikovaných vonkajších vplyvov na konanie posádky, ale je zameraný na technickú a prevádzkovú stránku samotného letu a udalosti, ktoré sa dokázateľne odohrali. 2 Katastrofa An-24 pri Hejce Dňa 19. januára 2006 došlo v priestore obce Hejce (Maďarská republika) k leteckej nehode - katastrofe dopravného lietadla An-24, OS SR. Lietadlo prevážalo 43 osôb pri rotácii misie KFOR v Kosove. Pri leteckej nehode zahynulo 42 osôb MO SR. Leteckú nehodu prežil jeden cestujúci. Zo záverov vyšetrovania hlavnou príčinou nehody sa javí pravdepodobne strata výškovej orientácie pri nedodržaní bezpečnej sektorovej výšky letu na danom úseku priblíženia. Nebezpečnú situáciu vytvorila pre pilotov veľmi tmavá noc, kedy temná obloha bez mesačného svitu splývala s tmavým horizontom zeme. Na pozadí takto temnej noci nebolo možné rozoznať vizuálne tmavé horské masívy, ako prekážky na letovej dráhe. Práve v tejto tmavej noci vytvoril pohľad pilotov na prenikavé svetlá mesta Košíc ilúziu bezpečného letu. Lietadlo klesalo z takej výšky a pod takým uhlom, že kopec, ktorý sa im stal osudný vôbec nevytváral prekážku, ktorá by zakrývala výhľad na nočný pohľad Košíc. a) Zo správy vyšetrovania leteckej nehody je možné čítať: Posádka si pravdepodobne neuvedomila nebezpečnosť situácie, o čom svedčí pokojná rádiokorešpondencia s radarom aj to, že neoznámila orgánom riadenia LP žiadne problémy na palube lietadla a na zázname z čiernej skrinky nie sú zaznamenané také hodnoty parametrov letu, ktoré by mohli viesť k domnienke, že posádka riešila nebezpečnú situáciu. b) Z vyhodnotenia palubného záznamového zariadenia sa v správe uvádza: V čase tesne pred nárazom (pred zachytením vrcholkov stromov) bola hodnota horizontálnej rýchlosti V = 338,9km/h a výška H = 477,6m. Lietadlo letelo takmer v horizonte. c) V závere tejto správy sa píše: Piloti pravdepodobne v snahe vytvoriť si čo najpriaznivejšie podmienky pred pristátím a pod vplyvom dobrých meteorologických podmienok akceptovali ponuku vizuálneho spôsobu priblíženia na pristátie, čo im - 4 -

13 umožňovalo klesať na okruhovú výšku letiska 725m, pričom pravdepodobne podcenili výšku terénu pod lietadlom. Táto výška vrátane výšky okolitých stromov bola okolo 770m nad morom (747m kopec + 20m stromy), to znamená o 40m vyššie. Čo sa z týchto troch vied dá vyčítať? Len to, že piloti riešili štandardnú letovú situáciu za dobrých meteorologických podmienok. Jasne videli nočné svetlá mesta Košice, čo im umožnilo akceptovať ponuku vizuálneho spôsobu priblíženia na pristátie. To, že nevideli v nočných hodinách na čiernom pozadí zeme reliéf samotného terénu im neprekážalo v plynulom lete. Pritom klesali z takej vzdialenosti a výšky pod taký uhlom, že sa im osudový kopec nedostal do zorného poľa a nezakryl im výhľad na mesto, o čom svedčí skutočnosť, že do poslednej chvíle neriešili nebezpečnú situáciu. Uvedenú situáciu znázorňuje obr. 1 a s lepším rozlíšením vo vertikálnej rovine obr. 2. Obr. 1: Vertikálny reliéf terénu v smere klesania lietadla Za nepriaznivých meteorologických podmienok by piloti v danom sektore nemohli klesať na okruhovú výšku letiska, ale oni všetko videli a mali všetko ako na dlani, preto sa cítili bezpečne. Lietadlo klesalo pod väčším uhlom (strmšie), ako bol uhol tieňa osudového kopca, ktorým by mali zakrytý výhľad na nočné svetlá Košíc. Lietadlo sa pohybovalo - klesalo celý čas nad úrovňou tieňa, ktorý vytváral príslušný kopec. Na obr. 2 je znázornený reliéf terénu v smere letu lietadla v rozsahu cca 50 km pred prahom dráhy letiska Košice. Až do tohto momentu sa zdá, že bolo všetko v poriadku. Príspevkom k nepriazni osudu môžeme považovať skutočnosť, že v smere navigačného bodu KEKED, kde malo lietadlo v danej chvíli namierené, sa nachádza kopec BORSÓ s nadmorskou výškou 747m. Keďže sa lietadlo nachádzalo v posledných okamžikoch vo výške cca 750m a letelo už v horizontálnom lete, tak ho malo preletieť. No nestalo sa tak, lebo na vrchole kopca rastú až 20 metrov vysoké stromy, ktoré okruhovú výšku letiska prekročili na hodnotu 770m. Inak povedané, ak by na vrcholku kopca Keked nerástli vysoké stromy, lietadlo by kopec preletelo. Následne by sa dalo diskutovať o tom, ako a čo všetko mali piloti na prístrojoch nastaviť, čo mali sledovať, čomu sa mali venovať, aké opatrenia mali prijať, atď. Fakt je ten, že pri danom vybavení lietadla An-24 existoval na jeho palube jediný prístroj - rádiový výškomer, ktorý - 5 -

14 nebezpečenstvo priblíženia k zemi aj ukazoval, no nikto si to v danom momente nevšimol a automatická signalizácia priblíženia k terénu bola vypnutá. Obr. 2: Reliéf terénu v smere klesania lietadla so zmenou mierky vo vertikálnej osi Je možné konštatovať, že pri približovaní sa lietadla na pristátie došlo k podceneniu úlohy rádiového výškomera, či už z hľadiska nastavenia nebezpečnej výšky, alebo z hľadiska sledovania skutočnej výšky počas letu. Určite si mnohí piloti v súvislosti s touto katastrofou uvedomili, že pri pristávaní v neznámom teréne nestačí sledovať len zostupovú os, ale je potrebné venovať pozornosť aj rádiovému výškomeru v súvislosti s možným nebezpečným priblížením sa lietadla k terénu. 3 Katastrofa Tu-154 pri Smolensku Dňa 10. apríla 2010 došlo v priestore Smolenskej leteckej základne (Rusko) k leteckej nehode - katastrofe Poľského vládneho špeciálneho lietadla Tu-154. Lietadlo viezlo poľských politických a armádnych predstaviteľov na spomienkovú slávnosť 70. výročia Katyňskej tragédie. Pri páde lietadla počas pristávania v hustej hmle zahynulo 96 osôb. Leteckú nehodu nikto neprežil. Zo záverov vyšetrovania sa hlavnou príčinou nehody javí nedodržanie predpísaných postupov pre konečné priblíženie, najmä klesanie pod tzv. výšku rozhodnutia, aj keď pilot nemal vizuálny kontakt so zemou. Podľa dostupných informácií o priebehu letu, lietadlo Tu-154M sa približovalo štandardným spôsobom na pristátie. Vo vzdialenosti približne 2 km od prahu dráhy lietadlo z nevysvetliteľných dôvodov začalo klesať k zemi pod väčším uhlom, t.j. rýchlejšie ako bola jeho predpokladaná trajektória na pristátie, pozri obr. 3. Tento pokles sa ukazuje ako - 6 -

15 kritický moment, ktorý viedol k tragickému koncu letu. Lietadlo sa síce nachádzalo v ľavo od osi letiska, ale inak smerovalo na stred prahu dráhy. Následkom tohto poklesu sa lietadlo vo vzdialenosti asi jeden kilometer pred prahom dráhy rýchlo priblížilo k zemi. Pilot na nebezpečný pokles zareagoval pomerne neskoro, preto lietadlo v najnižšom bode letu zachytilo ľavým krídlom vrcholec stromu. Následne, aj keď sa pilotovi podarilo odvrátiť v danom bode nebezpečenstvo nárazu do zeme, začalo sa lietadlo (v dôsledku ulomenej časti ľavého krídla) pozdĺž osi prudko nakláňať tak, že po uletení asi 500m sa otočilo na chrbát. Pri tomto otáčaní doľava pozdĺž jeho osi došlo ešte k väčšiemu odkloneniu sa lietadla od zostupovej osi a vo vzdialenosti cca 400m v ľavo, pred prahom dráhy narazilo do zeme. Pri posudzovaní možných predpokladov, ktoré sa podieľali na vzniku katastrofy berieme do úvahy skutočnosť, že piloti pristávali v neznámom prostredí v hustej hmle s viditeľnosťou len necelých 400m a menej. Otázka znie: Čo viedlo skúseného pilota k takej zmene k poklesu trajektórie letu lietadla, ktorá v konečnom dôsledku viedla k neodvratnej katastrofe? Jeden z najdôležitejších prístrojov pri pristávaní v takej situácii je rádiovýškomer. Ten vyhodnocuje skutočnú výšku lietadla nad terénom a časová zmena výšky vyjadruje, ako rýchlo sa približuje lietadlo k zemi. Na obr. 4 je časová zmena skutočnej výšky H sk nad terénom, ktorú ukazoval rádiovýškomer pri lete lietadla, odvodená od skutočnej trajektórie letu lietadla nad terénom. Podľa uvedeného obrázku vyhodnocoval rádiovýškomer do výšky rozhodnutia 100m - bod a) plynulý pokles výšky pod uhlom α. V bode rozhodnutia však začalo lietadlo prelietavať roklinu, kedy terén pod letiacim lietadlom začal klesať a na rádiovýškomeri sa dlhšiu dobu (cca 8 s.) výška letu 100m skoro nemenila. Obr. 3: Vertikálny reliéf terénu v smere klesania lietadla a jeho zostupová dráha - 7 -

16 Obr. 4: Časová zmena skutočnej výšky lietadla nad terénom meraná palubným RV V neznámom prostredí, bez vizuálneho kontaktu so zemou, pri konštantnej výške rádiovýškomera to mohol pilot vyhodnotiť ako vodorovný let. Keďže sa mal pilot na tejto výške rozhodnúť a lietadlo (podľa rádiovýškomera) neklesalo, inštinktívne potlačil riadenie a prinútil lietadlo znova klesať, ale v skutočnosti už pod väčším uhlom - β. Po prelete rokliny sa jej druha strana rokliny začala dvíhať, čo sa spolu s uhlom klesania β prejavilo rýchlou zmenou poklesu skutočnej výšky lietadla nad terénom. Piloti na tento rýchly pokles síce zareagovali, no ich reakcia a reakcia ťažkého lietadla nestačila odvrátiť katastrofu. Ak by bol terén pod lietadlom rovný, umožnilo by to bezproblémový opakovaný vzlet z výšky aj menej ako 100m. 4 Záver Článok pojednávajúci o príčinách katastrof je originálny v tom, že bližšie analyzuje výškový profil letu počas konečnej fázy priblíženia na pristátie u oboch tragických letov. Z uvedených analýz sú deduktívne odvodené pravdepodobné dôvody konania pilotov, ktoré mali príčinnú súvislosť s tragickým ukončením letu. Spoločným rysom týchto katastrof sa javí chýbajúci vizuálny kontakt pilota s terénom bezprostredne pod letiacim lietadlom. V prípade katastrofy pri Hejce piloti v diaľke jasne videli svetlá Letiska Košice, čo im dodávalo pocit bezpečného letu. Podcenili pritom priebežné vyhodnocovanie zmeny výškového reliéfu terénu pod letiacim lietadlom. Z tohto pohľadu piloti podcenili informačné možnosti, ktoré im poskytoval rádiovýškomer. Simuláciu tejto situácie počas dennej doby ilustruje obrázok 5. V prípade katastrofy pri Smolensku piloti nevideli letisko a zostupovú os vyhodnocovali zodpovedne, ale len podľa údajov z rádiovýškomera. Rádiovýškomer vyhodnocuje skutočnú - 8 -

17 výšku lietadla nad prelietavajúcim terénom a v trase letu bola roklina. Nevedomým sledovaním výšky letu v hmle s poklesom do rokliny sa lietadlo nebezpečne priblížilo k terénu, keď sa začal terén následne na druhej strane rokliny dvíhať. Z tohto pohľadu piloti precenili informačné možnosti, ktoré im poskytoval rádiovýškomer. Simuláciu tejto situácie počas dennej doby ilustruje obrázok 6. Úplne presný obraz toho, čo sa dialo na palubách oboch lietadiel sa verejnosť pravdepodobne nikdy nedozvie. Úlohou článku bolo poskytnúť odbornej verejnosti podrobnejší súhrn zverejnených údajov o konečnej fáze letu tesne pred katastrofou bez špekulácií a senzácií. Zároveň zdôrazňujeme, že článok nespochybňuje závery, ku ktorým došli príslušné vyšetrovanie komisie, ale naopak, podporuje ich a s odstupom času aj objektívne rozširuje. Obr. 5: Simulácia pohľadu z lietadla An-24 na mesto Košice a vrchol Borsó Obr. 6: Simulácia letu lietadla Tu-154 (v pozadí je roklina a letisko) - 9 -

18 Literatúra [1] Adamčík, F.: Artificial intelligence technology on board of aircraft. In: Advances in military technology. Kosice, Slovak Republic, MOSATT 2007, ISSN p [2] Bréda, R. - Čižmár, J. - Soták, M. - Beňo, V.: Aerial instruments. Košice TU ISBN p. [3] Kandráč, P. - Szabo, S.: Altitude of flight? Nothing easier! In: Dimenzie. Roč. 6, č. 3 (2006), p ISSN [4] Labun, J. - Kandráč, P. - Szabo, S.: Twenty meters, which have shaken Poland. In: Letectví + Kosmonautika. No. 12 (2010), ISSN , p [5] Lazar, T. - Labun, J. - Kurdel, P.: Basis of scheme assistance system of helicopter with radio altimeter In: The new trends of civil aviation 2010: proceedings of international science conference: Žilina: ŽU, ISSN , p [6] Preliminary information about situation of investigation air disasters of aircraft AN- 24from19th of January 2006,MO SR, No: OVPD - 61/2006 [7] Final investigative report of air disasters Tu-154 number: 101 of Poland from 10th of April Moscow

19 Azimuth Determination Based on Magnetometer Measurements Abstract: Ing. Jan Roháč, Ph.D. 1), Ing. Martin Šipoš 2), Ing. Petr Nováček 3) 1,2,3) Czech Technical University in Prague, Faculty of Electrical Engineering, Department of Measurement, Laboratory of Instrumentation Systems 1) 2) 3) phone: 1) , 2,3) The paper describes the methodology of an azimuth evaluation based on Earth magnetic field measurements. For this purpose tri-axial fluxgate magnetometer were used. Fluxgate magnetometers are the most precise sensors in comparison with magnetoresistive or AMR alternatives. They can be found with both analogue and digital outputs. The described methodology relies on analogue sensors output processing which included the designs of a pass-band filter and an output voltage phase detector. For the design analyses we compared performances of the designed filter and FFT. Reached results and the implementation are presented. 1 Introduction An azimuth determination belongs to basic functions of almost all navigation devices. It relies on the Earth magnetic field and its measurement with magnetometers. This principle can be used in a wide range of civil and military applications such as on airborne, space, and also on terrestrial devices, human head and hands tracking, robot navigation, mobile phones, PDAs, etc. [1, 2, 3, 4] Nevertheless, operation conditions have to be always considered, because the magnetic field is easy to affect with a presence of for instance magnetic conductive materials. The navigation/guidance systems are very important devices of all civil and military aircrafts. All large and middle size civil aircrafts are equipped with an autopilot, which operate based on attitude and heading/azimuth determination. The most important part of the autopilot system is gimbaled fluxgate compass. The gimbaled mechanism is supposed to align the sensors into the horizontal position under all conditions. This alignment is in modern systems done mathematically without moving parts [2]. Fluxgate magnetometers contained in magnetic compasses are the most precise sensors of the Earth magnetic field measurements [5]. Fluxgate sensors are placed on a gimbaled platform, see Fig.1. To determine actual azimuth/heading only two horizontal components of magnetic field have to be measured. The arctangent of their ratio is directly proportional to the heading [6]. The vertical gyro is usually mounted on the platform in order to stabilize horizontal plane of measurement. The sensitivity axes contain angle of 120. The fluxgate sensors consist of a ring core, excitation and measuring coil. Fluxgates are excited by alternating or pulse

20 currents. The output signal of the measuring coil is detected on the second harmonic of the excitation signal. H X Excitation coils H 3 Sensing coils H 1, H 2, H 3 H Y H 1 H 2 Gimbaled platform Fig. 1: Fluxgate gimbaled electronic compass 2 Measurement setup The measurement setup, see Fig. 2, consisted of the generator Agilent 3220A, two multimeters HP 34401A measuring the current and fluxgate input voltage, data acquisition unit (DAQ) Agilent U2531A communicating with PC via USB. The DAQ sampled three channels of the fluxgate output voltages, plus the voltage of the mid-point, and the fluxgate input voltage. All data were stored and consequently analyzed in the Matlab environment. The sampling frequency of the DAQ was set on 10 khz [7]. Generator ma V Fluxgate magnetic field sensor X Y Z Mid PC DAQ Fig. 2: Block scheme of the measurement setup

21 3 Azimuth determination To determine the azimuth/heading it was necessary to evaluate the amplitude of the second harmonic of each fluxgate output voltage and determine their direction [7]. 3.1 Second harmonic evaluation The fluxgates were excited by alternating currents with the frequency of 400 Hz. This frequency is commonly used in this kind of sensors, because the value is a compromise between the sensitivity and undesired effects of high frequencies of utilized coils and their windings. Thus, the frequency of our interest was 800 Hz, which corresponded to the second harmonic of the excitation current. The frequency spectrum of the output voltage can be seen in Fig. 3. According to this figure there was a requirement to design a pass-band filter around 800 Hz with an adequate single-sided bandwidth less than 300 Hz. Amplitude (mv) Frequency (Hz) Fig. 3: FFT of analyzed signal (x axis, azimuth = 0 deg) There were analyzed different filters, e.g. Butterworth, Chebyshev, and Elliptic type, but at the end only Butterworth type was chosen due to its flat character of the pass band, as seen in Fig. 4. The results of a 2 nd order Butterworth filter applying on measured signal are depicted in Fig. 5. At the beginning stage of the filtering there can be seen a sequential rising of the filter output voltage, which is caused by the filter group delay. It limits the application of the filter and slows down the dynamics of the evaluation process to be about 0.02 seconds in the case of 10 khz sampling

22 Butterworth filter Gain (db) Normalized frequency ( rad/sample) Gain (db) Zoomed track Normalized frequency ( rad/sample) Fig. 4: Butterworth filter performance Amplitude (mv) Input voltage Output Time (s) Fig. 5: The effect of pass-band filtering Butterwort rt filter 3.2 Phase detection To determine phase of obtained second harmonics there is a need to have the input voltage available as well. The input voltage has the frequency of 400 Hz, and therefore the signal has to be doubled in frequency to have a capability of the phase detection. The modified input voltage is then compared with each fluxgate axis second harmonic and the phases are detected. In the experiment the azimuth was changed with steps of 45 deg in the range (0 up to 360) deg and obtained values of second harmonics for each channel with a detected phase evaluated. Results are shown in Fig. 6 [7]

23 Amplitude (mv) Fig. 6: Second harmonic tracks Azimuth (deg.) 4 Results There was one experiment in which the azimuth was changed with steps of 45 deg in the range (0 up to 360) deg and fluxgate output voltage for each channel was measured. Consequently 2 nd order Butterworth filter was applied on obtained data and the results were compared to the ones gotten by FFT analysis. The main interest was on 2 nd observations. Differences between results of these two methods are depicted in Tab.1. Pass-band filter FFT Difference x (mv) y (mv) z (mv) x (mv) y (mv) z (mv) dx (mv) dy (mv) dz (mv) Tab. 1: Comparison of results obtained by IIR filtering and FFT analysis harmonic Furthermore, the effect of a residual noise was also analyzed. The results are shown in Tab.2. Azimuth (deg) Variation (deg) Tab. 2: Azimuth variation due to residual noise presence

24 Final compass accuracy can be evaluated according to Tab.3. Deviations could be caused partially by the residual noise, partially by uncompensated and variable environmental conditions, imprecise alignment into the horizontal plane, and finally by imprecise reference readings concerning the azimuth. True azimuth (deg) Obtained azimuth (deg) Tab. 3: Deviations between the reference azimuth and the determined azimuth 5 Conclusion This paper described a principal methodology for the azimuth determination according to the Earth magnetic field measurement with the application of fluxgate sensors. There were analyzed different filters for real-time signal filtering and according to filter impulse responses 2 nd order Butterworth filter was chosen. Its performance and effectiveness were compared with 2 nd harmonics obtained from FFT analysis. Differences are depicted in Tab.1. Obtained results proved the concept; however, weak-points were shown as well. The inaccuracy of the azimuth determination process was up to 4.6 deg, reasons are mentioned in chapter 4. This work will continue on the experimental level with upgraded measurement setup to provide more accurate reference information about the azimuth and invariable environmental conditions. References [1] RACZ, R.; SCHOTT, Ch.; HUBER, S.: Electronic compass sensor, Proceedings of the IEEE sensors 2004, VOLS 1-3, Vienna, Austria, pp , [2] VCELAK, J.; PETRUCHA, V.; KASPAR P.: Electronic compass with miniature fluxgate sensors, Sensor Letters, VOL 5, pp , [3] SKVORTZOV V. Y.; LEE H. K.; BANG S. W.; LEE Y. B.: Application of electronic compass for mobile robot in an indoor environment, Proceedings of the 2007 IEEE Int. Conference on Robotics and Automation, vols 1-10, pp , [4] REINSTEIN M.: Evaluation of Fine Alignment Algorithm for Inertial Navigation, Przegląd Elektrotechniczny, nr 87, pp , [5] RIPKA, P.: Magnetic sensors and magnetometers. Norwood, ARTECH HOUSE INC., ISBN ,