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 9. mezinárodní vědecké konference Brno

2 DUB, M. (ed.): Sborník příspěvků 9. mezinárodní vědecké konference Měření, diagnostika a spolehlivost palubních soustav letadel 2009, října 2009, Brno, Česká republika. Brno, Univerzita obrany, s. ISBN ISBN

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 doc. Ing. Rudolf JALOVECKÝ, CSc. vedoucí Katedry leteckých elektrotechnických systémů prof. Ing. Zdeněk ŢIHLA, CSc. emeritní profesor Katedry leteckých elektrotechnických systémů doc. Ing. Jindřich PLOCH, CSc. ředitel LOM Praha, s.p. doc. Ing. Karel DRAXLER, CSc. Katedra měření Fakulty elektrotechnické Českého učení technického v Praze Ing. Vladislav MAZÚREK, Ph.D. jednatel a výkonný ředitel společnosti MESIT přístroje, s.r.o. Ing. Vlastimil Coufal HONEYWELL, Aerospace CE Ing. Vlastimil VÁCLAVÍK OPROX, a.s. 3

4 Programový výbor konference organizační garant doc. Ing. Rudolf JALOVECKÝ, CSc. vedoucí Katedry leteckých elektrotechnických systémů členové Ing. Josef ŠKVAREK, CSc. odborný asistent Katedry zbraní a munice Ing. Jiří PAŘÍZEK, CSc. vedoucí skupiny elektrických a speciálních systémů Katedry leteckých elektrotechnických systémů mjr. Ing. Michal DUB, Ph.D. odborný asistent Katedry leteckých elektrotechnických systémů mjr. Ing. Radim BLOUDÍČEK odborný asistent Katedry leteckých elektrotechnických systémů kpt. Ing. Martin POLÁŠEK odborný asistent Katedry leteckých elektrotechnických systémů kpt. Ing. Radek BYSTŘICKÝ odborný asistent Katedry leteckých elektrotechnických systémů por. Ing. Přemysl JANŮ student doktorského studijního programu Katedry leteckých elektrotechnických systémů por. Ing. Josef BAJER student doktorského studijního programu Katedry leteckých elektrotechnických systémů 4

5 Obsah: ÚVODNÍ SLOVO PŘEDSEDY VĚDECKÉHO VÝBORU Miloš Andrle 7 POČÍTAČOM PODPOROVANÁ VÝUČBA PALUBNÝCH SEKUNDÁRNYCH ZDROJOV František Adamčík - Róbert Bréda - Miloš Soták 8 VYUŽITÍ ROZDÍLOVĚ DÁLKOMĚRNÝCH LETECKÝCH NAVIGAČNÍCH SYSTÉMŮ V ETAPĚ PŘIBLÍŽENÍ LETADLA NA PŘISTÁNÍ Radim Bloudíček 15 MĚŘENÍ POLOHY SERVOMECHANISMŮ NA BEZPILOTNÍM VRTULNÍKU Radek Bystřický 24 SEDAQ ÚSTŘEDNA PRO SBĚR DAT ZE SENZORŮ V UAV Martin Drahanský - Robert Popela - Aleš Marvan - Pavel Zikmund - Stanislav Holenda 28 PŘÍSPĚVEK K POŽADAVKŮM NA SPOLEHLIVOST PRVKŮ ELEKTRICKÉHO VYBAVENÍ LETADEL Michal Dub 32 VYUŽITÍ FPGA K SELEKCI S-MÓDOVÝCH ZPRÁV Pavel Grecman 37 ALGORITMUS PÁSMOVÉHO SPEKTRÁLNÍHO ODEČÍTÁNÍ PRO ZVÝRAZNĚNÍ ŘEČI Jaroslav Hovorka 42 MATEMATICKÉ MODELY ČLOVĚKA PŘI SIMULACI ŘÍZENÍ LETU LETOUNU Rudolf Jalovecký 48 MODUL TŘÍOSÉHO INERCIÁLNÍHO SENZORU S PROTOKOLEM CANAEROSPACE Přemysl Janů Josef Bajer 54 INFORMAČNÍ SYSTÉM LRNS NA BÁZI PHP A MYSQL Jaroslav Jeřábek Radim Bloudíček 60 SKÚMANIE MAGNETICKEJ AURY PRÚDOVÉHO MOTORA Ján Kabát - Róbert Bréda - Jana Modrovičová 72 DIAGNOSTICKÝ SYSTÉM PRE IDENTIFIKÁCIU TECHNICKÉHO STAVU ZARIADENÍ. Radoslav Kreheľ 78 5

6 VZÁJOMNÁ VÄZBA ANTÉN NA CHVOSTOVEJ ČASTI VRTUĽNÍKA Ján Labun 84 KONCEPČNÍ NÁVRH OPTIMÁLNÍHO KOMUNIKAČNÍHO SYSTÉMU PRO MALÉ BEZPILOTNÍ LETOUNY Petr Makula Petr Bojda 91 ZVYŠOVÁNÍ POŽADAVKŮ NA SPOLEHLIVOST A ŽIVOTNOST PŘÍSTROJŮ A JEJICH ŘEŠENÍ PRŮMYSLOVÝMI PODNIKY Vladimír Michalík 98 SYSTÉM SLEDOVÁNÍ LETADEL V PRŮBĚHU PLACHTAŘSKÝCH ZÁVODŮ Jiří Mlejnek - Pavel Pačes 103 ZÁZNAM HLASOVÉ KOMUNIKACE DIGITÁLNÍHO INTERKOMU VICM 200 Martin Moštěk - Petr Kuneta 112 URČOVÁNÍ PARAMETRŮ POHYBU OBJEKTU V OBRAZE S VYUŽITÍM PROSTŘEDÍ MATLAB Martin Polášek 118 RELEVANTNÉ ZÍSKAVANIE ÚDAJOV PRE MATEMATICKÉ MODELOVANIE Miloš Soták - Pavel Nečas - František Adamčík - Róbert Bréda 123 SOME ASPECTS OF ATM/SURVEILLANCE SYSTEMS Jaroslav Sušeň 127 KONTROLA POLOHY BEZPILOTNÍCH PROSTŘEDKŮ VE VZDUŠNÉM PROSTORU Milan Vašek 135 6

7 Úvodní slovo předsedy vědeckého výboru Vážené dámy a pánové, příznivci letecké techniky. Devátý ročník mezinárodní vědecké konference Měření, diagnostika spolehlivost palubních soustav letadel potvrzuje naši prapůvodní myšlenku pořádat na akademické půdě Univerzity obrany pravidelné setkání odborníků z oblasti elektrotechnických, strojních, speciálních a zabezpečovacích systémů letecké techniky. Hlavní cíle konference se nemění, patří mezi ně především poskytnutí nových odborných informací a výměna zkušeností z takových oblastí jako jsou projektování, výzkum a vývoj, konstrukce, provoz a opravy letecké techniky. Předchozí ročníky této mezinárodní vědecké konference zároveň prokázaly, že výsledky vědeckotechnického rozvoje v tak specifické oblasti jakou je letectví mohou být aplikovány i do zdánlivě nepříbuzných odvětví národního hospodářství. Věřím, že i letošní ročník se opět stane dobrým místem pro navázání a posílení profesních vztahů vědeckých, odborných a pedagogických pracovníků, studentů technických a zejména leteckých oborů, pracovníků obranného průmyslu i zástupců soukromého sektoru. Závěrem mi dovolte popřát pořadatelům konference z řad Katedry leteckých elektrotechnických systémů Fakulty vojenských technologií a společnosti Oprox, a.s., hodně sil do dalších ročníků, neboť v příštím roce bychom měli oslavit malé desetileté jubileum. Přijměte proto mé malé pozvání na říjen příštího roku na desátý ročník mezinárodní vědecké konference Měření, diagnostika spolehlivost palubních soustav letadel S přátelským pozdravem proděkan pro studijní a pedagogickou činnost Fakulty vojenských technologií plukovník doc. Ing. Miloš Andrle, CSc. 7

8 Počítačom podporovaná výučba palubných sekundárnych zdrojov doc. Ing. František Adamčík, CSc Letecká fakulta Technickej univerzity v Košiciach, Katedra avioniky frantisek.adamcik@tuke.sk Ing. Róbert Bréda, PhD. Letecká fakulta Technickej univerzity v Košiciach, Katedra avioniky robert.breda@tuke.sk Ing. Miloš SOTÁK, PhD. Akadémia ozbrojených síl gen. M. R. Štefánika, Liptovský Mikuláš, milos.sotak@gmail.com Resumé: Počítačová simulácia prináša nové možnosti prezentácie vlastností palubných systémov a ich prvkov aj v procese výučby. V príspevku je popísaná problematika modelovania a simulácie obvodov regulácie leteckého rotačného meniča v prostredí Matlab/Simulink. 1 Úvod Súčasťou palubného systému výroby elektrickej energie sú aj meniče elektrickej energie (sekundárne zdroje), ktoré menia elektrickú energiu hlavného elektroenergetického systému na poţadovaný druh elektrickej energie s určenými hodnotami napätia a frekvencie, poţadovanými pre napájanie vybraných spotrebičov. K analýze ich vlastností a simulácii rôznych reţimov práce na počítači je nutné vytvoriť ich matematické a simulačné modely [1]. 2 Počítačový modely obvodov regulácie frekvencie a napätia rotačného meniča Pre účely výučby bol zvolený jednofázový rotačný menič typu so systémom automatickej regulácie frekvencie s vyuţitím magnetického zosilňovača s vnútornou spätnou väzbou a so systémom automatickej regulácie napätia jednofázového synchrónneho generátora s vyuţitím magnetického zosilňovača s vnútornou spätnou väzbou a uhlíkovým regulátorom napätia, keďţe obsahuje najviac zotrvačných členov. Pre vytvorenie počítačového modelu je nutné vychádzať z ich matematických modelov a upraviť ich pre potreby vytvorenia zodpovedajúcich simulačných modelov. Počítačový model obvodu automatickej regulácie frekvencie výstupného napätia meniča je uvedený na obr. 1 a pre obvod regulácie výstupného napätia na obr. 2. 8

9 Obr. 1 Počítačový model systému regulácie frekvencie výstupného napätia meniča Obr. 2 Počítačový model systému regulácie výstupného napätia meniča 9

10 3 Analýza vlastností regulačných obvodov meniča s využitím získaných priebehov Počítačový model je moţné vyuţiť pre analýzu vlastností procesu regulácie frekvencie a výstupného napätia rotačného meniča, vyhodnotenie vplyvu zmeny hodnôt jednotlivých parametrov a určenie ich hraničných hodnôt. Základným spôsobom vyjadrenia dynamických vlastností kaţdého uzavretého automatického systému je jeho prechodový dej. Príklady priebehov prechodových charakteristík obvodv stabilizácie frekvencie pri zmenách jednotlivých parametrov sú uvedené na obr. 3 a 4. Pri zmene pomernej odchýlky odporu záťaţe je systém stabilný, priebehy sú kmitavé. Preregulovanieje 0%, doba regulácie je rovnaká T r = 1,4s. Zmenou pomernej odchýlky sa mení len amplitúda prekmitu. Zvyšovaním pomernej odchýlky r z sa amplitúda prekmitu zvyšuje. Pri zmene statickej stability S p je systém stabilný, priebeh je aperiodický. Preregulovanie je 0%. Doba regulácie T r = 3 s (pri S p = 15) sa zvýšila, amplitúda prekmitu sa zníţila. Simulácia poruchy - na obr. 5 a 6 sú zobrazené prechodové charakteristiky pri zmene časovej konštanty riadiaceho vinutia magnetického zosilňovača T mz. Prerušenie riadiaceho vinutia je moţné simulovať minimálnou hodnotou časovej konštanty (T mz = 0,001s). Preregulovanie je 0%. Amplitúda prekmitu je veľká (860 Hz). Systém je stabilný a priebeh kmitavý tlmený. Skrat v riadiacom vinutí magnetického zosilňovača je moţné simulovať veľkou časovou konštantou(t mz = 0,06s). Systém sa rozkmitá, ďalším zvýšením T mz bude systém nestabilný. Obr. 3 Prechodové charakteristiky pri zmene pomernej odchýlky odporu záťaţe meniča 10

11 Obr. 4 Prechodové charakteristiky pri zmene statickej stability S p Obr. 5 Prechodové charakteristiky pri zmene časovej konštanty T mz 11

12 Obr. 6 Prechodové charakteristiky pri zmene časovej konštanty T mz Príklady priebehov prechodových charakteristík obvodov regulácie napätia pri zmenách jednotlivých parametrov sú uvedené na obr. 7 a 8. Do modelu sú zavádzané poruchové signály (zmena pomernej odchýlky frekvencie, zmena pomernej odchýlky odporu záťaţe a zmena časovej konštanty riadiaceho vinutia magnetického zosilňovača). Na obr. 7 sú zobrazené prechodové charakteristiky pri zmene pomernej odchýlky frekvencie. Doba regulácie je u všetkých troch prípadoch rovnaká T r = 3s. Zvyšovaním pomernej odchýlky frekvencie sa zvyšuje amplitúda prekmitu. Preregulovanie je pri υ(p) = 0,01 (delta f) rovné σ = 50%, pri υ(p) = 0,02 rovné σ = 30% a pri υ(p) = 0,03 rovné σ = 33,33%. Systém je stabilný a priebehy sú kmitavé. Na obr. 8 sú zobrazené prechodové charakteristiky pri zmene pomernej odchýlky odporu záťaţe. Doba regulácie je u všetkých troch prípadoch rovnaká T r = 3s. Zvyšovaním pomernej odchýlky odporu záťaţe sa zvyšuje amplitúda prekmitu. Preregulovanie je pri r z (p) = 0,01 (delta Rz) rovné σ = 37,5%, pri r z (p) = 0,02 rovné σ = 32,8% a pri r z (p) = 0,03 rovné σ = 35,4%. Systém je stabilný a priebehy sú kmitavé. Simulácia poruchy - na obr. 9 sú zobrazené prechodové charakteristiky pri zmene časovej konštanty T mz. Zníţením časovej konštanty na hodnotu T mz = 0,002s amplitúda prekmitu klesla, doba regulácie sa nezmenila T r = 3s. Zvýšením časovej konštanty na hodnotu T mz = 0,2s sa amplitúda prekmitu zvýšila a doba regulácie sa predĺţila na T r = 9s. 12

13 Obr. 7 Prechodové charakteristiky pri zmene pomernej odchýlky frekvencie Obr. 8 Prechodové charakteristiky pri zmene pomernej odchýlky odporu záťaţe meniča 13

14 Obr. 9 Prechodové charakteristiky pri zmene pri zmene časovej konštanty T mz 4 Záver Simulačné technológie vytvárajú ideálne podmienky pre vyuţitie multimediálneho efektu v procese vzdelávania. Pre študentov poskytujú unikátny komunikačný priestor, pre školu vytvárajú priestor pre širokú ponuku informácií a pre učiteľov poskytujú priestor pre realizáciu náročných vzdelávacích programov s moţnosťou pohodlného riadenia vzdelávania. Pre efektívne vyuţívanie výsledkov simulačných experimentov vo výučbe je dôleţité aj ich konečné didaktické spracovanie. Jeho cieľom je vytvorenie interaktívneho prostredia pre optimálne zobrazenie získaných dát. Aplikácia počítačovej simulácie procesov/systémov v procese prípravy leteckých odborníkov sa osvedčila najmä na prepojenie teoretickej a experimentálnej metódy výučby, kvalitatívne vyšší spôsob štúdia dynamických dejov, zvyšovanie motivácie na začiatku štúdia danej problematiky alebo počas jej výučby, ukáţku medzných reţimov alebo spomalených/zrýchlených reakcií systémov na laboratórnych cvičeniach s moţnosťou variabilného zadávania dát a umelo zavedených chýb, riešenie zadávaných úloh pri samoštúdiu a pod. Literatura [1] ADAMČÍK, F.: Matematické a simulačné modely vybraných obvodov palubných systémov napájania elektrickou energiou. VLA Košice, [2] SOPATA, M. - SOTÁK, M. - BRÉDA, R.: Modelovanie a simulácia z pohľadu verifikácie a validácie. Nové trendy v rozvoji letectva. Zborník 6. medzinárodnej konferencie. Košice, Vojenská letecká akadémia GMRŠ, s ISBN [3] KVASNICA, I. - KVASNICA, P.: Informačné technológie a matematické modely v leteckých trenaţéroch. Trenčianska univerzita Alexandra Dubčeka. ISBN

15 Vyuţití rozdílově dálkoměrných leteckých navigačních systémů v etapě přiblíţení letadla na přistání Resumé: mjr. Ing. Radim Bloudíček, Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, Radim.Bloudicek@unob.cz, tel.: Velice perspektivní a dynamickou oblastí v letecké navigaci jsou hyperbolické - rozdílově dálkoměrné radionavigační systémy, jejichž vývoj začal během druhé světové války pro potřeby transatlantických letů, tj. pro dálkovou navigaci, známou jako LORAN A (Long RANge navigation). Teorie těchto hyperbolických radionavigačních systémů byla následně zúročena od 70-tých let minulého století při vývoji pasivních sledovacích systémů PSS (Passive Surveillance Systems), využívaných hlavně ve vojenských aplikacích, v systémech protivzdušné obrany. Tyto systémy se vyznačují vysokou přesností měření radionavigačních veličin a relativní technologickou nenáročností, pomíjíme-li oblast analýzy přijímaných signálů pro potřeby identifikace cíle. Cílem článku je setřídit požadavky na systémy, které jsou využívány při přesném přiblížení na přistání a přistání ve vojenském letectví a na základě analýzy těchto informací ukázat možnosti využití rozdílově dálkoměrných systémů pro systémy přesného přiblížení na přistání, se zaměřením na geometrii navrhovaného systému. Součástí je i ukázka simulace kurzové informace a stanovení přesnosti této kurzové informace, což je jeden z hlavních podkladů pro komplexní analýzu geometrie nevizuálního systému přesného přiblížení na přistání a přistání pracujícím na hyperbolickém principu. 1 Úvod Poţadavky na přistávací systémy jsou uvedeny vydává organizace ICAO (International Civil Aviation Organization), a to ve formě tzv. doporučení. Členské země ICAO je následně vydávají formou leteckých předpisů (známých téţ jako ANNEXy). Tyto předpisy a jejich aktualizace jsou vydávány Leteckou informační sluţbou (dále jen LIS) ve spolupráci s Ministerstvem dopravy a Úřadem pro civilní letectví (dále jen ÚCL). V České republice jsou tyto předpisy označovány jako předpisy řady L. Základní předpisy, které stanovují poţadavky na přistávací systémy jsou předpis L 10/I (Letecký předpis o civilní letecké telekomunikační sluţbě svazek I Radionavigační prostředky) a předpis L 6/I (Letecký předpis provoz letadel část I), který stanovuje jednotlivé kategorie zařízení. Předpisy stanovují 3 základní typy přistávacích systémů. Prvním typem jsou systémy ILS (Instrument Landing System), které jsou v současnosti nejrozšířenějším typem přistávacích systémů. Další část této kapitoly se bude věnovat především popisu tohoto systému. Dalším typem je systém MLS (Microwave Landing System), tento systém je modernější neţ systém ILS a je vyuţíván pro svou mobilitu především armádami. Posledním definovaným typem je systém GNSS (Global Navigation Satelite System), u tohoto systému pak jde především o místní aplikaci systému pracujícího na principu DGPS (Diferencial Global Positioning System), označovanou jako LAAS (Local Area Augumentation System). Tyto systémy jsou v současnosti nejméně rozšířené. 15

16 2 Současnost a tendence rozvoje systémů přesného přiblížení na přistání letadel Palubní radionavigační zařízení řeší úlohy jak navigace vedení letadla po stanovené prostorové trajektorii letu, tak i přistání letadla, tj. zabezpečení vedení letadla s minimální odchylkou od stanovené čáry přiblíţení na přistání a místa přistání na RWY. Palubní radionavigační zařízení můţeme rozdělit na navigační, radiolokační, přistávací. V palubních elektronických systémech tvoří radionavigační vybavení spolu se zařízením pro přiblíţení na přistání soubor prostředků, který nazýváme systém pro přesné přiblíţení na přistání a přistání podle přístrojů NVAS (Non Visual Approach System). Tvoří jej snímače navigačních veličin a prostředky a systémy rádiové navigace. Ty jsou funkčně spojeny se systémem automatického řízení letu (ASŘ) a tvoří tzv. palubní elektronický systém (PES). Palubní prostředky NVAS spolupracují s pozemními prostředky radiotechnických přistávacích systémů. Zpracovávají přijaté navigační signály vyslané pozemními prostředky a po vyhodnocení v PES tyto signály slouţí pro řízení letu letadla. Posádka letadla vyuţívá palubní radionavigační prostředky v souladu se stanoveným letovým postupem. Letový postup určuje vhodnost vyuţití NVAS a metodu přiblíţení na přistání. Systémy pro přesné přiblíţení na přistání a přistání NVAS na patří mezi neautonomní radionavigační systémy. Vyuţívají vlastnosti šíření elektromagnetických vln, tj. elektromagnetická vlna se šíří vzduchem- prostředím s konstantní rychlostí c=3.108 m.s -1. Elektromagnetické vlny s vlnovou délkou metrovou a kratší se šíří přímočaře. Nositelem radionavigační informace můţe být amplituda, frekvence nebo fáze elektromagnetické vlny. Pro zpracování těchto navigačních informací v podmínkách rychle se měnících letových situací se vyuţívají procesorové systémy pracující v reálném čase a jsou schopny predikovat polohu letadla aţ na několik minut dopředu. Obr. 2-1: Struktura NVAS Na obrázku 2-1 je zakreslena struktura NVAS v aktivním a pasivním přistávacím manévru. V aktivním přistávacím manévru jsou navigační informace přímo zobrazeny pilotovi nebo vedeny do systému automatického řízení letu (ASŘ). V pasivním přistávacím manévru je poloha letadla zjištěna přistávacím radiolokátorem PAR (Precision Approach Radar), a tato poloha je radarovým řídícím konečných přiblíţení (RRKP, APP - Approach) předávána pilotovi leteckou radiostanicí ve formě povelů. 16

17 Charakteristiky systémů pro přesné přiblíţení na přistání a přistání NVAS jsou technické a provozní. Jsou určeny technickými a provozními parametry letounu, radiotechnického a zbraňového vybavení. Určují bojové moţnosti letadla. Mezi základní parametry patří efektivnost, spolehlivost, přesnost měření navigačních parametrů, dosah, pracovní oblast, rozlišovací schopnost, ochrana proti poruchám, ochrana proti rušení, mobilnost a operační pruţnost. 2.1 Úhloměrné letecké navigační systémy pro přesné přiblížení na přistání Systém radiových majáků přesného přiblíţení na přistání ILS (Instrument Landing System) a mikrovlnný přistávací systém MLS patří do skupiny úhloměrných radionavigačních systémů. Pokud je tento úhloměrný systém doplněn systémem dálkoměrným vzniká dálkověúhloměrný systém. Příkladem takového kombinovaného systému je systém ILS/DME, který je běţně vyuţíván na většině stávajících letišť. Prostředky takto vybaveného kombinovaného systému jsou schopny na palubu letadla dodávat tyto informace: Údaj o úhlové odchylce letadla od nominální kurzové roviny kurzový kanál. Údaj o úhlové odchylce letadla od nominální sestupové roviny sestupový kanál. Údaj o vzdálenosti letadla do bodu dosednutí na RWY, přičemţ předávané informace mohou být jak spojité, tak diskrétní (původně systém ILS počítá s pouţitím Markerů, indikátoru vzdálenosti do TP Touch down Point). Vyhodnocení úhlové odchylky od nominální roviny se vyhodnocuje u systému ILS pomocí porovnání amplitud vysílaných signálů, u systému MLS pomocí vyhodnocení časové diference mezi referenčním a polohovým signálem. Tímto způsobem je vyhodnocována odchylka u sestupového i kurzového kanálu. Pro chybu měření úhloměrného systému ILS/LLZ platí: LLZ (2-1) kde LLZ je chyba kurzového majáku úhloměrného systému. Přímka určená L = konst. představuje polohovou čáru, která byla zaměřena úhloměrným systémem. Stranová odchylka letadla je určena y L. Polohová čára je určena rovnicí: y L L arctg DL DRWY D (2-2) LLZ kde: D L je x-ová sloţka vzdálenosti letadla od TP, D RWY je délka vzletové a přistávací dráhy, D LLZ je vzdálenost kurzového majáku od odletového prahu RWY. Pro stranovou odchylku y L dále platí: y L DLLZ DRWY DL. tg L DC. tgl (2-3) kde D C je vzdálenost letadla od LLZ. Pro chybu měření stranové odchylky y L úhloměrného systému ILS/LLZ pak platí: 17

18 y L DC. tg( L LLZ ) (2-4) a také: D C 2 2 ( DL DRWY DLLZ ) yl a Dc (2-5) Chyba měření polohy letadla má náhodný charakter, a je vyjádřena Gaussovým (normálním) rozdělením hustoty pravděpodobnosti. STANAG 4278 definuje tyto chyby jako LEP (Linear Error Probable) pro jednorozměrné navigační veličiny, nebo CEP (Circular Error Probable) pro dvourozměrné navigační veličiny, jako například poloha letadla v horizontální nebo vertikální rovině souřadnicového systému 2D. Z rovnice (2-5) vyplývá, ţe chyba měření se s rostoucí vzdáleností lineárně zvětšuje. Pro úhloměrné systémy přesného přiblíţení na přistání je tato vlastnost velkou výhodou, nakolik se úhlová chyba systému zmenšuje v závislosti na vzdálenosti od prahu RWY. Tato vlastnost systémů ILS, MLS a PAR přispěla k prodlouţení jejich provozování do roku Standardní nevizuální prostředky pro přesné přístrojové přiblíţení na přistání a přistání ICAO pracujícími na úhloměrném principu určení odchylky letadla od kurzové a sestupové roviny jsou: systém přesných přibliţovacích majáků ILS (Instrument Landing System). Jeho analýzou a aplikací výše uvedeného matematického aparátu, za předpokladu úhlové chyby měření polohy letadla pro D LLZ =300m a D RWY =2600m, pro ILS/LLZ CAT II takového systému je pak při LLZ =0,32[1]. YL MM ( DLLZ DRWY DMM ). tg LLZ 20, 38m v referenční vzdálenosti MM a YL OM ( DLLZ DRWY DOM ). tg LLZ 56, 01m v referenční vzdálenosti OM. mikrovlnný přistávací systém MLS (Microwave Landing System), při stejné úvaze jako u předchozího systému a úhlové chybě měření polohy letadla pro MLS patřící do II. kategorie provozních minim kde MLS =0,15. Pak velikost chyby stranové odchylky letadla v referenčních bodech ILS MM a OM, pro stejnou konfiguraci rozmístění kurzové stanice (KS) MLS a délky RWY bude: YL MM D1. tg KS 20, 52m pro referenční bod MM a YL MM D2. tg KS 53, 93m pro referenční bod OM. systémy přesného radarového přiblíţení GCA (Ground Controlled Approach), kde prostředkem pro zjištění polohy letadla je PAR (Precision Approach Radar) ty by měly být instalovány a provozovány jako doplňující prostředek k nevizuálním prostředkům ICAO v souladu s L10. Systém GCA vybavený PAR typu RP 5M/TWT firmy ELDIS radar systems, pouţívaný na letištích AČR má uvedenou přesnost měření v kurzu min. 0,6% dálky, tj. PAR =0,34. Při umístění radaru ve vzdálenosti 1300m směrem k odletovému prahu RWY D PAR =1300m, a pro stejné referenční fixy jako má systém ILS (OM, MM) dostáváme tyto hodnoty chyb stranové odchylky: Y ( D D ). tg 12, m pro MM a L MM PAR MM PAR 3 L OM ( DPAR DOM ). tg PAR 44, 4 Y m pro OM. 18

19 3 Rozdílově dálkoměrné hyperbolické systémy V sedmdesátých letech minulého století se v rámci vojenského výzkumu v ČSSR vyvíjel nový inverzně hyperbolický systém pro účely elektronického průzkumu. Cílem bylo určit polohu zdroje signálu na zemi a současně získat na bázi analýzy signálu další údaje (kmitočet, modulace, hovorové zprávy atd.). Mezi tyto inverzně hyperbolických systémů patří RAMONA, TAMARA a v současnosti několik modifikací VĚRA. Hyperbolický systém v tomto případě neslouţí k navigaci letadla, ale patří do skupiny systémů pro rádiové určení polohy zdroje signálu, který můţe být na zemi, ve vzdušném prostoru nebo na moři. Konfiguraci inverzně hyperbolického systému tvoří nejméně tři pozemní rádiová stanoviště přijímače, které přijímají signál ze zdroje signálu, tudíţ pracují v pasivním reţimu. Tato vlastnost jim přiřadila název pasivní sledovací systémy (Pasive Surveillance System) PSS. PSS mohou pracovat na principu vyhodnocení fázového nebo časového rozdílu přijatého signálu na třech a více rádiových stanovištích. Mohou vyhodnotit polohu zdroje CW (Constant Wave) signálu (rádiového vysílače hovorové zprávy) i impulzního signálu (radary, zdrojů PPI, aj). Pasivní časoměrně-hyperbolický systém umoţňuje určit polohu letadla na základě vyhodnocení časových rozdílů v oblasti ozáření nacházejících, alespoň tří přijímacích zařízení (vzdálených od sebe desítky kilometrů) impulzním signálem (například palubní radar, odpovídač SIF/IFF systému SSR, vysílač datového spoje nebo zdroje rušení). Poloha letounu je určena průsečíkem dvou hyperbol v souřadnicovém systému 2D, nebo třech hyperbol (resp. hyperboloidů) v 3D souřadném systému, kde ohniska hyperbol tvoří přijímací antény rádiových stanovišť. Pokud jsou pouţity 3 přijímací rádiová stanoviště, hovoříme o třípozičním PSS-TDOA, při pouţití čtyř a více přijímacích stanovištích hovoříme o vícepozičním PSS-TDOA. Při příjmu signálu palubního odpovídače SSR lze kromě polohy letadla zjistit barometrickou výšku a identifikační číslo (ALFA) letadla. 3.1 Přesnost hyperbolických TDOA systémů Určení přesnosti měření polohy letadla pomocí hyperbolického systému vychází z předpokladu, ţe existují tři hyperbolické polohové čáry, které jsou blízko u sebe, z nichţ jedna odpovídá rozdílu vzdáleností r a druhá rozdílu vzdáleností r ± (r), kde (r) je chyba v měření rozdílu vzdáleností, která je určená chybou měření rozdílu fáze signálů, nebo chybou měření časového zpoţdění. Za těchto podmínek můţeme předpokládat, ţe polohové čáry v blízkém okolí zdroje signálu letadla jsou rovnoběţné. Prostor v okolí pozemních radiových stanic můţeme povaţovat za skalární pole skaláru r=r L r C. Polohové čáry jsou potom ekvipotenciálními čarami tohoto skalárního pole, poněvadţ je na nich skalární veličina r konstantní. Rychlost přírůstku skalární veličiny r je definovaný jako rychlost přírůstku veličiny r ve směru normály k ekvipotenciální ploše, Chyba měření časového zpoţdění má náhodný charakter a závisí na měřící aparatuře. Pak i chyba měření polohy letadla má náhodný charakter a lze ji vyjádřit normou CEP (Circular Error Probable) Závislost lineární chyby hyperbolického PSS na velikosti báze systému a na výšce letadla- kolmé vzdálenosti h je dána vztahem: 1 b sinartg 2 h (3-1) 19

20 Z výrazu (3-1) vyplývá, ţe lineární chyba závisí na úhlu, který svírají průvodiče bod PL (x, y) z bodů přijímacích stanovišť L pr a P pr.. Zkracováním délky základny báze PSS, chyba metody roste. Z výše uvedeného rozboru vyplývá poţadavek na výpočet minimální délky základny časoměrného PSS pro určení polohy letadla v prostoru přiblíţení, s přesností alespoň rovnou nebo menší neţ mají v současnosti pouţívané systémy. 4 Programového řešení určení polohy letadla v prostoru přiblížení hyperbolickým systémem V programovém prostředí MATLAB, s vyuţitím výše popsaného matematického aparátu, byla provedena simulace určení polohy zdroje signálu pomocí PSS-TDOA systémem v 2D systému, tj. simulace určení průsečíků hyperbol a vyhodnocení úhlové odchylky od prodlouţené osy RWY, tj. kurzové informace. Simulace je aplikovatelná pro libovolné umístění přijímacích rádiových stanovišť (ohnisek hyperbol) v okolí letiště, obecně na zemském povrchu. Pro věrohodnost simulace vyhodnocení polohy letadla v prostoru přiblíţení bylo zvoleno konkrétní letiště - letiště LKPO Přerov. Byly provedeny dvě simulace, první pro referenční fix MM nacházející se ve vzdálenosti 1028m od bodu dosedu a referenční fix OM, nacházející se 7400m od bodu dosedu. Grafický výstup první simulací je na obrázku 4-1. V okně Mapa je situace rozmístění stanovišť PSS systému, umístění cíle letadla a polohových čar s jejich chybou odpovídajících poloze letadla. Okno gca, zobrazuje úhlovou odchylku letadla od osy RWY a vzdálenost od TP podobně, jako indikátor PAR. Zároveň je zde vyneseno srovnání se standardním systémem ILS. Okno satelit v obr. 4-1 poskytuje 2D náhled na satelitním snímku. Simulace jsou provedeny pro systematickou chybu PSS-TDOA =1ns. S touto chybou vychází přesnost určení 2D souřadnic letadla, definovanou pomocí chybové kruţnice (Circular Error Probable) CEP = 7,20m v referenčním bodě MM, a CEP = 108,76m v referenčním bodě OM, coţ je výsledek srovnatelný s výše uvedenými standardními systémy pro přesné přiblíţeni (ILS, MLS, GCA s PAR). 20

21 Obr. 4-1: PSS-TDOA systému v prostoru letiště Přerov v referenčním bodě MM nahoře, pro referenční bod OM dole 5 Závěr Pasivní sledovací systémy jsou efektivním prostředkem pro zjištění polohy letadel ve vzdušném prostoru. Umoţňují jednak všesměrovou kontrolu pohybu letadel ve vzdušném prostoru v dvou i tří dimenzionálním prostoru, kde jsou spolehlivým zdrojem informací o vzdušné situaci pro potřeby ŘLP. Nenahrazují sice primární zdroj informací radary SSR, ale doplňují sledovací a přehledové systémy radarového typu o další nezávislý zdroj velmi přesných polohových informací o vzdušné situaci a zvyšují tak integritu celého systému řízení letového provozu. Pasivní sledovací systémy jsou vyuţitelné i pro poskytování 21

22 radionavigačních informací v souřadnicovém systému 3D v omezených pracovních prostorech, jako jsou pásma vzdušných přístupů letišť oblasti pro přiblíţení letadel na přistání. Článek ukazuje, ţe výše uvedené simulace, z hlediska geometrického uspořádání PSS-TDOA systému a indikovaných polohových čar a jejich chyb, ukazují na realizovatelnost takového systému pro potřeby přesného přiblíţení na přistání a přistání. Přesnost měření polohy letadla v pásmu vzdušných přístupů letiště je dostatečně vysoká pro systém NVA, a plně srovnatelná se standardními NVA systémy (ILS, MLS, GCA), avšak přesnost měření polohy letadla lze dále zvyšovat kvalitnější měřící aparaturou, tj. s menší chybou měření času nebo zvětšením báze, tj. rozmístěním přijímacích stanovišť PSS TDOA, nebo kombinací obou těchto opatření. Literatura [1] Předpis o letecké telekomunikační sluţbě : svazek I - radionavigační prostředky L10/I. LIS ŘLP; Ministerstvo dopravy ČR. 2004th edition. Praha : Tiskárna LIS, s. [2] DŢUNDA, Milan: Moţnosti simulácie intenzity elektromagnetického poľa v teréne. In: Aeronautika 07 : Medzinárodná vedecká konferencia, Októbra 2007, Košice. Košice : LF TU, s ISBN [3] VAŠEK, Milan. Automatizované systémy řízení letového provozu I. [Skripta]. 1. vyd. Brno : Univerzita obrany, s. ISBN Dedikace Článek vznikl za podpory udělené v rámci projektu obranného výzkumu OVUOFVT FÚZE - Inovace technologií zpracování dat ze senzorů umístněných na moderní letecké technice a fůze dat z těchto senzorů v prostředí NEC, Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Fakulty Vojenských technologií, Univerzity Obrany, Brno. 22

23 Resumé: Měření polohy servomechanismů na bezpilotním vrtulníku kpt. Ing. Radek Bystřický Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, tel.: Příspěvek pojednává o vývoji měřicího zařízení sloužícího k měření polohy modelářských servomechanismů ovládajících polohy řídících ploch. Celé zařízení je postaveno na rozšířeném mikroprocesoru AVR90CAN128 a je schopno měřit polohu celkem osmi servomechanismů. Výsledný údaj o měřených polohách je přepočítán na stupně natočení jednotlivých řídících ploch a je následně odesílán do palubní sběrnice CAN využívající protokol CANaerospace. Pro zobrazení je použit analyzátor sběrnice CAN a programové prostředí Labview. 1 Úvod Při vývoji měřicí základny letových dat bezpilotního vrtulníku, vznikla potřeba měřit mimo mnoţství jiných údajů i polohy jednotlivých řídících ploch. Vzhledem k tomu ţe se jedná převáţně o rotor vrtulníku, je prakticky jedinou moţností získání těchto údajů signál ovládající jednotlivé servomechanismy [1]. 2 Teorie modelářského servomechanismu Kaţdé modelářské servo se skládá ze stejnosměrného motoru, převodů a bloku elektroniky. Do bloku elektroniky vedou celkem tři kabely. Jedná se o zem, napájení (+5V) a řídící signál, viz obr Obr. 1-1: Modelářské servo [3] Řídící signál je generován v RC přijímači modelářské soupravy a posílán v pravidelném intervalu cca 50Hz, tedy kaţdých 20ms, kladný pulz, na jehoţ šířce závisí natočení servomechanismu. U analogového servomechanismu je jeho poloha dána zpětnovazebním potenciometrem, který spolu s monostabilním klopným obvodem vytváří záporný pulz, který je komparován se vstupním řídícím signálem. V případě, ţe je délka řídícího pulzu shodná s pulzem udávajícím polohu servomechanismu, je na výstupu součtového členu nulový signál a servo nemění svoji polohu. Je-li tomu jinak, na výstupu součtového členu se objeví pulz, jehoţ délka je úměrná rozdílu poloh, který pootočí servo o malý kousek potřebným směrem. 23

24 Tento postup se opakuje s opakovací periodou 50 Hz do té doby, neţ je na výstupu součtového členu nulový signál. Z tohoto faktu lze usoudit, ţe změnou velikosti napájecího napětí a volbou opakovací frekvence lze měnit jak rychlost reakce servomechanismu, tak i jeho síla. Střední hodnota tohoto impulzu je v drtivé většině případů 1500μs. Teoretické hodnoty pro ovládání servomechanismu jsou pulzy mezi hodnotami 600μs aţ 2400μs. Obr. 1-2 ukazuje vztah mezi hodnotami délek pulzu a odpovídajícím polohám servomechanismu. Standardně jsou RC vysílače a přijímače nastaveny na rozsahy 1050μs aţ 1950μs. Obr. 1-2: Fungování servomechanismu [4], [5] Vzhledem k tomu ţe RC vysílače obvykle ovládají více neţ jeden servomechanismus, vysílají postupně sled impulzů, ovládajícím jednotlivé servomechanismy tak, jak ukazuje obr. 1-2 a tab Tab. 1-1: Teoretické rozloţení jednotlivých impulzů v čase 3 Hardwarové řešení Z hlediska hardwarového je řešení měření délky pulzu celkem jednoduchá záleţitost. Problémem je ale měřit ho v pěti, respektive osmi kanálech. Obvyklé jednočipové mikrokontrolery mají pouze omezené mnoţství čítačů a časovačů a speciální hardware je zase nedostupný nebo neúměrně drahý. Vzhledem k tomu, ţe jednotlivé impulzy jsou vysílány postupně s jistou malou časovou prodlevou, je moţné pouţít kanálový přepínač a v mezičase mezi jednotlivými impulzy přepínat jednotlivé kanály. Pro tuto aplikaci byl zvolen obvod 74HCT151 a doplněn deskou plošných spojů, viz obr. 1-3, tak aby bylo moţné signály nejenom měřit, ale také ovládat jednotlivé servomechanismy. K desce plošného spoje je následně připojen mikrokontroler AT90CAN128, který celou aplikaci řídí. Mikrokontroler 24

25 vţdy vybere první kanál a provede měření tohoto kanálu. Získanou hodnotu uloţí do paměti a v mezičase přepne na v pořadí druhý kanál. Tyto měření opakuje cyklicky podle počtu zvolených kanálů. Po skončení měření všech kanálů provede výpočet poloh servomechanismu podle polynomu příslušejícímu k jednotlivé řídící ploše a vyslání těchto dat po sběrnici CAN za vyuţití protokolu CANaerospace. Obr. 1-3: Zapojení a deska plošného spoje snímače polohy servomechanismů Na obrázku obr. 1-4 je vidět průběh jednotlivých signálů změřených pomocí logického analyzátoru. Vzhledem k tomu ţe v době měření byl k dispozici pouze dvoukanálový přijímač, byly signály S3 a S4 vytvořeny prostým propojením výstupů servomechanismů S1 a S2 na vstup S3 a S4. Z důvodu duplikace signálů S3 a S4 je výsledná opakovací perioda pouze poloviční. Z obrázku je dále vidět ţe z multiplexeru vedou pulzy sloučené ze všech čtyř kanálů. Stejného výsledku lze samozřejmě dosáhnout i za pouţití obyčejných logických obvodů (OR), pokud nám ovšem jako v tomto případě nevadí, ţe principiálně nevíme, který kanál právě měříme. Volba polarity výstupního signálu je na uţivateli, neboť výše uvedený senzor má normální i negovaný výstup. Rovněţ je vidět i následná komunikace po sběrnici RS-232, která byla vyuţita v prvním kroku pro odladění celé hardwarové části a pro snadnost jejího odchycení na logickém analyzátoru. Rovněţ je patrné ţe teoretická hodnota opakovací frekvence řízení polohy servomechanismů 20ms odpovídá reálné hodnotě cca 22,5ms. Na samotný výpočet proto při zachování opakovací frekvence měření stejné jako u řízení zbývá cca 5ms. Protoţe v reálných systémech je pouţití všech osmi servomechanismů spíše výjimkou, reálná hodnota zbytkového času je mnohem vyšší. U vrtulníku Raptor firmy Thunder-Tiger [6] je vyuţito celkem pěti servomechanismů, a tak čas pro výpočet a vyslání odpovídajících dat dosahuje reálné hodnoty cca 11ms Obr. 1-4: Průběhy signálů na logickém analyzátoru 25

26 4 Softwarové řešení Po dokončení hardwarové části vysílače polohy servomechanismů bylo nutné získaná data zobrazit. Pro zobrazení poslouţilo rozhraní NI USB-847 [7] a programové prostředí Labview. Pouţité rozhraní pracuje s tzv. Frame API přístupem k CAN protokolu. Podstatou tohoto přístupu je, ţe se přicházející data čtou jako sled jednotlivých bytů. Uţivatel tedy musí vědět, jaká data přicházejí a jednotlivé bajty tak správně interpretovat. V CANaerospace specifikaci je datový blok rozdělen na čtyři bajty hlavičky a čtyři bajty dat. Obr. 1-5: Realizace obsluhy komunikace v programu Labview Na obr. 1-5 je vidět jak je toto dělení provedeno. Nejprve je nutné načíst sled dat (pole dat), toto pole převést na jednotlivé byty a příslušné čtveřice bytů spojit a převést na odpovídající číselnou reprezentaci. Na obrázku je prováděna konverze z hexadecimálního zápisu (HEX) po jednotlivých bytech na reálné číslo v plovoucí řádové čárce (float32). Pro rozlišení údaje, který je po sběrnici přenášen, slouţí identifikátor zprávy, který zde slouţí jako přepínač orámované struktury Case. Obr. 1-6: Ovládání rozhraní CAN s vizuálním výstupem změřených dat 26

27 Vysílač polohy je jedním z prvků tvořeného měřicího systému, jehoţ dat mají slouţit především pro odvození parametrů stavového popisu vrtulníku a k vytvoření jeho matematického modelu pro potřeby simulací regulačních a řídících smyček autopilota. Takto získaná data budou v budoucnu rovněţ vyuţita v právě budované koncepci armádního síťového prostředí NEC [1]. 5 Závěr Snímání polohy řídících ploch je jedním z klíčových pro stanovení parametrů stavového popisu dynamického objektu, jakým vrtulník bezesporu je. Pouţitý způsob měření nijak neovlivňuje chování samotných servomechanismů a získané rozlišení je závislé prakticky pouze na přesnosti RC vysílače a přijímače. Přesnost čítače/časovače je z hlediska řízení servomechanismu výrazně přesnější. Pouţitá sběrnice spolu s pouţitým protokolem CANaerospace [2] předurčuje její pouţití v leteckých aplikacích. Dedikace Článek vznikl za podpory udělené v rámci projektu obranného výzkumu OVUOFVT FÚZE - Inovace technologií zpracování dat ze senzorů umístněných na moderní letecké technice a fůze dat z těchto senzorů v prostředí NEC, Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Fakulty Vojenských technologií, Univerzity Obrany, Brno. Literatura [1] JALOVECKY R., BAJER J.: Development of the aircraft electronic system using CAN with CANaerospace protocol. In JALOVECKY, R. and STEFEK, A. (ed.) Proceedings of the International Conference on Military Technologies Brno: University of Defence, 2009, p ISBN [2] JANU P., BYSTRICKY R. BAJER J.: Proposal of a time-triggered avionic electrical subsystem using CANaerospace. In JALOVECKY, R. and STEFEK, A. (ed.) Proceedings of the International Conference on Military Technologies Brno: University of Defence, 2009, p ISBN [3] Serva [online]. [2009] [cit ]. Dostupný z WWW: < [4] Řízení serva - teorie [online]. [2008] [cit ]. Dostupný z WWW: < [5] Jak funguje modelářské servo [online]. [2009] [cit ]. Dostupný z WWW: < [6] Raptor 50 V2 SE KIT [online]. [2009] [cit ]. Dostupný z WWW: < [7] NI USB-847x CAN Interfaces [online]. [2009] [cit ]. Dostupný z WWW: < 27

28 SEDAQ ústředna pro sběr dat ze senzorů v UAV Martin Drahanský 1, Robert Popela 2, Aleš Marvan 1, Pavel Zikmund 2, Stanislav Holenda 1 1 FIT VUT v Brně, Boţetěchova 2, , Brno, {drahan, imarvan, iholenda}@fit.vutbr.cz 2 FSI VUT v Brně, Technická 2, , Brno, {popela.r, yzikmund01}@fme.vutbr.cz Resumé: Článek popisuje návrh a výrobu ústředny pro sběr dat ze senzorů s unikátním propojením drátových a bezdrátových senzorů. Systém je speciálně navržen pro měření výkonnosti malých UAV, především jejich aerodynamických parametrů, avšak tato ústředna je použitelná pro jakékoliv letadlo. 1 Úvod Pro vývoj jakéhokoliv nového produktu vzniká silná potřeba na přesné a flexibilní testovací prostředí. Zejména v leteckých aplikacích, s ohledem na vysoké poţadavky na regulaci, je mnoţství prováděných měření a testování návrhu produktu velmi rozsáhlé. Testovací prostředí se skládá ze tří hlavních skupin senzory pro měření hodnot fyzikálních parametrů, uloţení dat a přenosového systému, vč. provozního inţenýra. Nárůst v efektivitě testování a měření je moţný ve všech třech oblastech. Zatímco technologie senzorů se ubírají směrem vyšší přesnosti v měření a operátoři a testovací inţenýři vyvíjejí metodologie pro rychlejší a přesnější měření, uloţení dat a zacházení s nimi zůstává úzkým hrdlem pro zkrácení času procedury testování. Současné systémy vyţadují delší časy na instalaci a propojení na palubě testovaného letounu. Představený systém SEDAQ [3] pro snímání dat během letu uvnitř letounu a jejich ukládání se dotýká výše uvedených nedostatků klasického měřicího řetězce za vyuţití vysoce flexibilní a jednoduše konfigurovatelné architektury. Návrh systému rovněţ vyuţívá výhody miniaturizace mikro-elektronických zařízení, je tudíţ velmi kompaktní a lehký. Obr. 1-1: Mini UAV VUT Specto. 28

29 Systém je navrţen pro měření během letu uvnitř letounu, konkrétně jeho aerodynamických vlastností. Letos bude testován na letadle mini UAV VUT Specto (viz obr. 1-1). Během návrhu UAV prostředku je stěţejním krokem identifikace jeho aerodynamických vlastností. UAV VUT Specto je experimentální platformou pro testování nových technologií v aerodynamice, řízení a měření. Bliţší informace k návrhu a výrobě UAV VUT Specto lze nalézt v odkazu [1]. 2 Měřicí ústředna pro sběr dat ze senzorů Hlavní koncept měřicí ústředny pro sběr dat ze senzorů (SEDAQ Sensor Data Acquisition) pro letecké aplikace je znázorněn na obrázku 1-2. Tam je moţné vidět dvě části sítě pro sběr dat ze senzorů. K první části náleţejí senzorové uzly (viz kapitola 2.1), které jsou zodpovědné za sběr výstupů ze samotných senzorů a následný přenos naměřených dat do hlavní ústředny (viz kapitola 2.2). Propojení mezi senzorovými uzly a hlavní ústřednou je realizováno pomocí drátového propojení CAN (Controller Area Network) či bezdrátové propojení ZigBee [2] (viz kapitola 2.3). Obr. 2-1: Schéma celé senzorové měřicí sítě SEDAQ. 2.1 Senzorové uzly Kaţdý senzorový uzel obsahuje A/D převodník a digitální rozhraní (např. SPI či I 2 C) pro připojení různých senzorů. Je moţné připojit například následující senzory: tlakový (statický či dynamický tlak), teplota, GPS, akcelerometr, inklinometr atp. Některé z nich mají analogový výstup v tomto případě je pouţito řešení s A/D převodníkem, či mají jiţ digitální výstup v takovém případě je vyuţito přímého připojení k digitálnímu rozhraní. Vyuţitím operačního zesilovače v kompenzačním obvodu je moţné přizpůsobit téměř všechny běţné analogové signály (výstupy senzorů) pro dané senzorové uzly. Inteligentním jádrem kaţdého uzlu je mikrokontroler ST7 od společnosti STMicroelectronics, který má dostatek výpočetní síly pro běh firmwaru a zároveň zahrnuje integrované komunikační rozhraní pro CAN. Tento mikrokontroler můţe být rovněţ pouţit pro uloţení temporálních dat, aproximaci, predikci či zpoţděný přenos dat. Algoritmická část je plně programovatelná a můţe být přizpůsobena individuálním poţadavkům kaţdého senzoru či měřicí úlohy. Byly pouţity speciální konektory se zámkem, neboť tyto musí vykazovat zvýšenou odolnost vůči vibracím a akceleraci. Deska plošných spojů kaţdého uzlu můţe mít speciální povrchovou úpravu odolnou vůči prachu a vlhku. Všechny pouţité součástky jsou vhodné pro aplikace automobilového průmyslu (tzv. automotive), avšak bude-li to nutné, je moţné pouţít speciální vojenské součástky k zajištění vyšší teplotní odolnosti atp. 29

30 2.2 Měřicí ústředna Hlavní měřicí ústředna je zodpovědná za sběr dat ze všech připojených senzorových uzlů a za ukládání těchto dat. Tato jednotka má dvě komunikační rozhraní drátové CAN a bezdrátové ZigBee. Nicméně je třeba počítat s jistými omezeními v počtu pouţitelných uzlů, jak pro drátové, tak i pro bezdrátové spojení. Mnoţství uzlů se v současné době testuje, s ohledem na frekvenci snímání a velikosti přenášených dat. Jednotka má interní paměť flash pro uloţení dat a (volitelně) USB port pro připojení notebooku či jiného externího zařízení. V případě přímého kopírování dat do externí paměti můţe být pouţita SD/MMC karta. Inteligentní jádro této jednotky spočívá taktéţ v platformě ST7 od společnosti STMicroelectronics, avšak zde je pouţit o něco výkonnější mikrokontroler, z důvodu potřeby řízení celé senzorové sítě. V tomto mikrokontroleru můţe být připraven speciální firmware, který bude schopen předzpracovávat dodaná dat z kaţdého uzlu, tj. následující zpracování dat se stává mnohem jednodušším. U mikrokontroleru je vyuţito speciálního portu pro připojení GPS modulu, vč. speciální klávesnice, která je přímo umístněna na měřicí ústředně vyuţívá se pro řízení jednotky (např. spuštění, ukončení operace, přenos dat, kopírování dat na SD/MMC kartu atp.). Důleţité stavy jednotky jsou signalizovány pomocí LED. Obsaţený mikrokontroler je zodpovědný za řízení komunikace celé senzorové sítě. Obr. 2-2: Senzorové uzly a hlavní měřicí ústředna (SEDAQ). 2.3 Přenos dat Přenos dat z kaţdého uzlu do hlavní měřicí (sběrné) ústředny můţe být realizován dvěma cestami. Aktuálně vyrobená verze je zaloţena na drátovém propojení a protokolu CAN. V broadcastové komunikaci je informace (data ze senzoru nebo příkazy s hlavní ústředny) zaslána na sběrnici, přičemţ kaţdé zařízení má své jedinečné identifikační číslo, jeţ odpovídá identifikačnímu číslu v hlavičce paketu CAN. Tak je umoţněno získání informací ze senzorů ze všech uzlů a zaslání příkazů z hlavní jednotky všem připojeným uzlům. 30

31 Druhá cesta je zaloţena na bezdrátovém spojení ZigBee. Toto druhé řešení je vhodné pro ty části letadla, kde není vhodné pouţít drátového spojení nebo kde můţe rušení (např. v okolí motoru) z okolního prostředí ovlivnit přenos dat. Platforma ZigBee se stává průmyslovým standardem, nicméně informace o struktuře a interních datech jsou dostupná pod otevřenou licencí, tj. je moţné vyuţít zdarma velkého mnoţství materiálů. Na druhou stranu existují průmyslové implementace, které je třeba zaplatit platí se za vyuţití jejich implementačních předností. Platforma ZigBee je slušně odolná vůči rušení (např. od motoru či jiných vedení v letadle). Nicméně v případě silného rušení by měly být implementovány samoopravné kódy (např. Fireovy či Reed-Solomonovy kódy) pro rekonstrukci poškozených datových paketů. Část pro přenos dat touto bezdrátovou cestou je v řešení v letošním roce (2009). V současném návrhu nevyuţíváme šifrování datového přenosu, neboť se prozatím jedná o první testovací instalaci v modelu (draku). Nicméně šifrování dat je silně doporučeno pro reálná UAV či větší letadla za účelem ochrany přenosu dat před zneuţitím jakéhokoliv druhu (ať uţ by se jednalo o neoprávněné čtení, ale i o zasílání modifikovaných dat, na základě nichţ by letadlo mohlo reagovat chybně a mohlo byt tím dojít k tragédii). 3 Závěr Tento článek popisuje výsledky docílené během několika měsíců vývoje. Systém SEDAQ je jiţ provozuschopný, v současné chvíli dochází k testování připojení rozličných senzorů a prozatím testování na zemi. V blízkém horizontu hodláme otestovat tuto jednotku se senzorovými uzly v draku a posléze i v pilotním či bezpilotním letounu. Systém samozřejmě dále vyţaduje úpravy a vylepšení, na kterých se průběţně pracuje. Kromě jiţ připravované bezdrátové verze na platformě ZigBee se hodláme zaměřit i na testy elektromagnetické kompatibility a další zkoušky (např. teplotní a vlhkostní odolnost). Poděkování Projekt je podporován projektem MŠMT 1M Aerospace Research Center, dále grantem Fakulty strojního inţenýrství VUT v Brně a v neposlední řadě také výzkumným záměrem MŠMT MSM Výzkum informačních technologií z hlediska bezpečnosti. Literatura [1] Zikmund P., Doupník P.: The design of VUT Spect mini UAV, Czech Aerospace Proceedings, [2] Aliance ZigBee, [3] Drahanský M., Marvan A., Holenda S., Popela R.: Flight Data Wireless Digital Acquisition System, In: Letecký zpravodaj, roč. 2008, č. 2, 2009, CZ, s , ISSN X. 31

32 Resumé: Příspěvek k poţadavkům na spolehlivost prvků elektrického vybavení letadel mjr. Ing. Michal Dub, Ph.D. Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, michal.dub@unob.cz, tel.: Příspěvek pojednává o podmínkách činnosti elektrického vybavení letadel a vlivu těchto podmínek na jednotlivé prvky a systémy elektrického vybavení. Na příkladu předpokladu letecké nehody letounu L-159A Alca je rozebrán vliv mechanické konstrukce diferenciálního minimálního relé DMR-400 na spolehlivou činnost soustavy napájení elektrickou energií tohoto letounu. DMR-400 slouží k připojení záložního zdroje stejnosměrné elektrické energie k hlavní stejnosměrné sběrnici. Na závěr jsou uvedena dvě možná konstrukční řešení pro zamezení vzniku další mimořádné události na tomto typu letounu. 1 Podmínky činnosti elektrického vybavení letadel Na rozdíl od pozemních zařízení pracují jednotlivé prvky a systémy elektrického vybavení letadel ve značně odlišných podmínkách. Nejznámějším faktorem ovlivňujícím činnost veškerého palubního vybavení jsou atmosférické podmínky. S rostoucí výškou se mění základní parametry atmosféry klesá atmosférický tlak, hustota, teplota a relativní vlhkost vzduchu. Změna atmosférického tlaku a hustoty vzduchu má vliv především na chlazení zejména rotačních elektrických strojů. Přes sníţení teploty okolního vzduchu se zhoršuje odvod tepla, a proto se musí pouţívat speciální systémy chlazení. Sníţení teploty zase můţe vést k nepříznivým změnám mechanických a elektrických vlastností materiálů. Nízké teploty mohou rovněţ způsobit zvýšení viskozit mazadel a tuků. Sníţení relativní vlhkosti vzduchu a parciálního tlaku kyslíku vede k podstatně zvýšenému opotřebení kartáčů elektrických strojů a k jejich výrobě je proto nutné pouţívat speciální materiály. Se změnou výšky se ale mění i elektrické vlastnosti atmosféry při sniţování tlaku se zmenšuje dielektrická pevnost vzduchu a tím dochází k prodluţování hoření oblouku při rozpojování elektrických obvodů. Rychlost letu se na letounu projeví zvýšením teploty jeho povrchu v důsledku aerodynamického ohřevu okolního vzduchu. Při obtékání letounu dochází v určitých místech k zbrzdění vzduchu aţ na nulovou rychlost a tím se celá pohybová energie vzduchu přemění na energii tepelnou. Například při rychlosti letu 2000 km/h dochází k oteplení povrchu letounu o 153 K. Lety nadzvukovou rychlostí mohou způsobit neţádoucí zvýšení teploty ve vnitřním prostoru letadla bez ohledu na sníţení teploty okolního vzduchu vlivem výšky letu. Zvýšená teplota má významný vliv na spolehlivost jednotlivých prvků a systémů elektrického vybavení. Tento nepříznivý vliv se především projevuje na sníţení ţivotnosti izolačních materiálů a zhoršení vlastností polovodičových materiálů. Mechanická konstrukce a připevnění jednotlivých prvků a systémů elektrického vybavení letadel musí být rovněţ přizpůsobena změnám polohy letadla v prostoru a působení mechanických sil během letu. Jde hlavně o setrvačné síly (přetíţení), vibrace (rotujících částí, turbulence vzduchu, námraza), mechanické rázy (start, přistání, střelba) a aerodynamické síly (obraty a manévry). Vlivem těchto sil můţe dojít k samovolnému sepnutí či rozepnutí kontaktů, přerušení vodičů či vinutí a zvýšenému opotřebení mechanických částí (loţisek, hřídelů, pruţin apod.). 32

33 Kromě uvedených vlivů je nutné počítat i s působením chemických a elektrochemických vlivů způsobených především přítomností výparů paliva, oleje, hydraulických směsí a jiných organických látek, které se mohou uvnitř letounu vyskytovat v případě závad uvedených systémů. Úniky těchto látek mohou být nejen moţnou příčinou poţáru na palubě v důsledku jiskření, ale mají i negativní vliv na izolační vlastnosti umělohmotných materiálů a mechanickou pevnost konstrukčních prvků. Při uváţení podmínek práce elektrického vybavení letadel je zřejmé, ţe na kaţdý jeho jednotlivý prvek je kladena celá řada speciálních poţadavků. Některé z těchto poţadavků se navzájem ovlivňují a jiné přímo vylučují. Proto se přistupuje ke kompromisním řešením s cílem dosáhnout optimálních konstrukčních a provozních parametrů při maximální spolehlivé a bezpečné činnosti celého elektrického vybavení za všech podmínek letu. 2 Soustava napájení elektrickou energií letounu L-159A Alca Soustava napájení elektrickou energií (SNEE) je podle České technické normy ČSN soubor zařízení tvořený zdroji elektrické energie, rozvodem elektrické energie, ochranami, jisticími zařízeními a veškerou instalací. Jinými slovy se SNEE dá popsat jako systém výroby a přeměny elektrické energie plus systém rozvodu a přenosu elektrické energie. Ve starší literatuře se SNEE uvádí jako elektroenergetický systém. Struktura SNEE je dána pouţitým typem leteckého generátoru hlavního primárního zdroje elektrické energie. Na letounu L-159A Alca je pouţit střídavý generátor a SNEE tohoto letounu označujeme jako střídavou. Obr. 1: Střídavá SNEE letounu L-159A Alca 33

34 Hlavním zdrojem střídavé elektrické energie je třífázový bezkartáčový střídavý generátor IDG poháněný od leteckého motoru F124-GA-100, záloţním zdrojem je jednofázový statický měnič (střídač) LUN 2463 napájený ze stejnosměrných zdrojů. Střídavý generátor IDG je vybaven mikroprocesorovým systémem regulace, řízení a ochran GCU. Vnější střídavý zdroj je moţné připojit pomocí zásuvky vnějšího zdroje ŠRAP-400-3F, blok kontroly vnějšího zdroje LUN 2190 kontroluje sled fází připojovaného vnějšího zdroje. Hlavním zdrojem stejnosměrné elektrické energie je trafousměrňovací jednotka TRU napájená ze střídavého generátoru IDG, záloţním zdrojem je stejnosměrný dynamospouštěč LUN 2132 poháněný generátorem vzduchu SAFIR. Nouzovým zdrojem je akumulátorová baterie VARTA F20/25 za normálního provozu dobíjená z nabíječe baterie a oddělená od hlavní stejnosměrné sběrnice. Stejnosměrný dynamospouštěč je vybaven řídicí jednotkou LUN 2167 pro regulaci napětí a přepěťovou ochranu v generátorickém reţimu a diferenciálním minimálním relé DMR-400 pro připojení/odpojení kotvy dynamospouštěče k hlavní stejnosměrné sběrnici. Vnější stejnosměrný zdroj je moţné připojit pomocí zásuvky vnějšího zdroje ŠRAP-500K. 3 Předpoklad letecké nehody a její příčiny Při provádění manévru simulované zteče došlo na letounu L-159A Alca k náhlému vysazení avioniky a motorových přístrojů. Pilot zkontroloval motor, který nereagoval, přestavil páku ovládání motoru do polohy stop a poté na volnoběh a provedl průlet nad dráhou. Současně provedl spuštění pomocné energetické jednotky (PEJ) a po obnovení funkce avioniky a motorových přístrojů přistál. Na zemi bylo zjištěno, ţe nelze zapnout elektrickou síť na palubě letounu. Při kontrole kabeláţe a rozvodných skříní byly ve struktuře SNEE letounu nalezeny dvě přepálené pojistky, z čehoţ technický personál vyvodil závěr, ţe muselo dojít ke zkratu na hlavní stejnosměrné sběrnici. Následně došlo k přerušení pojistky mezi trafousměrňovací jednotkou TRU a hlavní stejnosměrnou sběrnicí a tím k odpojení TRU od hlavní stejnosměrné sběrnice. Po odpojení TRU došlo dle navrţené struktury přepínání zdrojů v SNEE letounu k propojení hlavní stejnosměrné sběrnice se sběrnicí baterie. Z důvodu trvajícího zkratu na hlavní sběrnici došlo k přerušení pojistky mezi akumulátorovou baterií a hlavní stejnosměrnou sběrnicí a tím k odpojení akumulátorové baterie od hlavní stejnosměrné sběrnice. Stejnosměrné spotřebiče letounu připojené k hlavní stejnosměrné sběrnici (např. zdroje osvitu LUN 3562 pro osvětlení přístrojů na palubní desce, zdroje napájení pro antikolizní světla, zdroj centrální signalizace, signalizace a ovládání hydraulické soustavy atd.) tak nebyly napájeny. Pilot provedl spuštění pomocné energetické jednotky. Systém spouštění PEJ je napájen z akumulátorové baterie přes samostatnou pojistku. Po připojení záloţního stejnosměrného zdroje LUN 2132 k hlavní stejnosměrné sběrnici došlo k obnovení napájení stejnosměrných spotřebičů letounu. Pro zjištění příčiny této události bylo provedeno vyhodnocení záznamu palubního monitorovacího systému AMOS a záznamu z audio/video systému AVTR. Z analýzy záznamů bylo zjištěno, ţe v okamţiku zkratu na hlavní stejnosměrné sběrnici došlo k nárůstu otáček PEJ z hodnoty 3090,5 min -1 (autorotační otáčky) aţ na min -1 (spouštěcí otáčky). Tento nárůst otáček mohl být způsoben pouze připojením dynamospouštěče ke zdroji napětí. Při podrobné prohlídce kabeláţe letounu se také nenašla ţádná jiná příčina zkratu na hlavní sběrnici. 34

35 Závěrem rozboru předpokladu letecké nehody bylo zjištění, ţe muselo dojít k připojení generátorového výstupu dynamospouštěče LUN 2132 přes stykač diferenciálního minimálního relé DMR-400 k hlavní stejnosměrné sběrnici. Při normálním spouštění PEJ se připojí startovací vinutí dynamospouštěče k napájecímu napětí, připojením komutátoru dynamospouštěče k hlavní sběrnici dojde ke zkratu hlavní sběrnice na kostru letounu. 4 Podrobný rozbor příčiny předpokladu letecké nehody Dynamospouštěč LUN (typové označení u výrobce SDS 08s/F) je čtyřpólový stejnosměrný stroj řízený řídicí jednotkou LUN V sérii s vinutím kotvy je zapojeno komutační a kompenzační vinutí. V reţimu generátoru je připojeno derivační budicí vinutí, které je napájeno z kotvy přes řídicí jednotku. V reţimu spouštěče je ke kotvě připojeno sériové budicí vinutí, které je napájeno z hlavní stejnosměrné sběrnice. Směr otáčení dynamospouštěče je stejný v obou reţimech (generátoru i spouštěče) a to proti směru hodinových ručiček při pohledu od konce volného hřídele. Jmenovité otáčky dynamospouštěče jsou 9600 min -1, rozsah otáček je 8000 aţ min -1. Indukované napětí kotvy u i je na základě indukčního zákona závislé na konstrukční konstantě stroje c, úhlové rychlost otáčení a na budicím magnetickém toku dle vztahu: u i c i ) ( b (1) Hnací moment vytvářený kotvou elektromotoru M je závislý na konstrukční konstantě stroje c, proudu kotvy i a a na budicím magnetickém toku dle vztahu: M c ( i b ) i a (2) Největšího proudu v kotvě (a tedy i největšího momentu) se dosáhne při přímém spouštění, kdy stroj neobsahuje ve svých obvodech přídavné impedance a je přímo napojen na napájecí zdroj o jmenovitých hodnotách. Při normálním spouštění dynamospouštěče je v sérii s kotvou připojeno sériové budicí vinutí a vlastní spouštění navíc probíhá dvoustupňově přes sráţecí odpor právě z důvodu omezení záběrného proudu. Derivační budicí vinutí je navíc blokováno z řídicí skříňky PEJ LUN Teprve po uplynutí 38 sekund od okamţiku stisknutí spouštěcího tlačítka PEJ dojde k jeho odblokování a připojení k řídicí jednotce dynamospouštěče LUN Pokud bylo příčinou předpokladu letecké nehody opravdu sepnutí kontaktů stykače DMR, tak v sérii s kotvou bylo připojeno pouze komutační a kompenzační vinutí. Pokud by se kotva neotáčela, došlo by doopravdy ke zkratu na hlavní sběrnici přes kotvu a zmíněné komutační a kompenzační vinutí. Po úspěšném spouštění motoru se PEJ sice vypíná, nicméně se dále otáčí autorotačními otáčkami. Navíc má pilot letounu L-159A předepsáno v postupech při spouštění motoru připojení záloţního zdroje vypínačem EMERG DC PWR, kterým se připojí kotva dynamospouštěče k řídicí jednotce dynamospouštěče LUN 2167 a dojde k paralelnímu připojení derivačního budicího vinutí. Řídicí skříňka PEJ LUN 3597 jiţ nezasahuje do činnosti SNEE a derivační vinutí je trvale připojeno přes regulátor napětí ke kotvě dynamospouštěče. 35

36 Před okamţikem sepnutí DMR se tedy dynamospouštěč nacházel v generátorickém reţimu vlečený autorotačními otáčkami PEJ a na jeho svorkách bylo napětí v souladu s rovnicí (1). V okamţiku sepnutí DMR se ze stejnosměrného derivačního dynama stal stejnosměrný elektromotor s derivačním buzením, čemuţ odpovídala vzniklá situace v ostatních částech SNEE přepálení 300A pojistky u trafousměrňovací jednotky TRU a 200A pojistky u akumulátorové baterie. 5 Navrhovaná řešení Stykač diferenciálního minimálního relé DMR-400 má ve specifikaci od výrobce definovanou maximální hodnotu přetíţení 8g. DMR-400 z letounu byl podroben zkoušce lineárního zrychlení v autorizované zkušebně a bylo prokázáno, ţe k sepnutí hlavních kontaktů stykače dojde v rozsahu lineárního zrychlení 8,2g aţ 9g. Dosaţená hodnota přetíţení v záznamu palubního monitorovacího systému AMOS 8,51g znamená překročení povolené maximální hodnoty přetíţení pro stykač DMR-400, coţ mohlo být příčinou sepnutí hlavních kontaktů tohoto stykače a tím způsobit zkrat hlavní sběrnice na kostru letounu. Na základě jednání s výrobcem stykače byly navrţeny dvě moţné úpravy stykače, které zajistí zvýšení odolnosti stykače proti působení lineárního zrychlení z původní hodnoty 8g na hodnotu 12g: 1. Výměna pruţiny, popřípadě seřízení síly pruţiny pomocí vymezovacích podloţek. 2. Změna zástavby tak, aby lineární zrychlení působící ve svislé ose letounu působilo kolmo k ose pruţiny stykače. Druhé z uvedených řešení bylo podrobeno zkoušce lineárního zrychlení v autorizované zkušebně a bylo prokázáno, ţe nedojde k sepnutí kontaktů stykače ani při hodnotě 20g. Po zváţení obou navrhovaných řešení byla zvolena první varianta řešení a to výměna pruţiny stykače diferenciálního minimálního relé DMR-400. Toto řešení je nejen významně levnější, ale je rovněţ plně dostačující vzhledem k maximálnímu dovolenému pevnostnímu omezení draku letounu. Literatura [1] DUB, M.: Elektrické vybavení letadel I. Brno, Univerzita obrany, s. ISBN: [2] Dynamospoustěč SDS 08s/F LUN a LUN [online]. EM Brno s. r. o., Brno, URL: < [3] JERGON, J.: Závěrečná zpráva k šetření události. Výpadek stejnosměrného napájení elektrické sítě letounu L-159. Vývojové oddělení konstrukce elektro Aero Vodochody, Vodochody, s. [4] KURKA, O.; MELICHAR, M.: Výkonová elektrotechnika. Brno, Vojenská akademie, s. Dedikace Článek vznikl za podpory Ministrerstva obrany České republiky (Výzkumný záměr MO0FVT ). 36

37 Resumé: Vyuţití FPGA k selekci S-módových zpráv pplk. Ing. Pavel Grecman, Ph.D. Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, pavel.grecman@unob.cz, tel.: V současné době dochází k velkému rozvoji ve využívání módu S v leteckém provozu. Zároveň se s rozvojem elektroniky nabízí možnosti využití v oblasti programovatelných hradlových polí. V této souvislosti byl realizován selektor zpráv módu S, který je určen k výběru dotazů a odpovědí módu S z celého spektra signálů zachycených přijímačem AOR AR 5000 A. 1 Vstupní informace 1.1 Charakteristika módu S Mód S je označení Mezinárodní civilní letecké organizace ICAO přiřazené další generaci identifikace určené pro řízení letového provozu (ATC) v celosvětovém vyuţití. Je to systém se selektivním adresováním, který zajišťuje síť pozemních stanic se schopností datového spojení. Důvodem k zavádění módu S je přesycení vzdušného prostoru mnoţstvím dotazů a odpovědí standardního SSR v oblastech s hustým leteckým provozem. Jelikoţ s rostoucím počtem letadel silně klesá pravděpodobnost přijetí nezkreslené odpovědi na daný dotaz, dochází ke sníţení účinnosti systému. Mód S překonává omezení současného SSR a zlepšuje jeho schopnosti, především: Zvýšením kapacity překonaného a nedostatečného módu A. Zvýšením efektivity ATC pomocí doplňkových letových dat. Nárůstem bezpečnosti letu zvýšením integrity dat přehledu a sníţením zahlcení RF spektra. Strategie rozšíření Módu S umoţní zvýšit dostupnost letových dat v reálném čase pro letové operátory a provádět predikci a optimalizaci letového profilu. Mód S rozšiřuje informační datový tok existujících leteckých identifikačních systémů o další data charakterizující letoun v daném okamţiku v reálném čase. Rovněţ podporuje výstraţné antikolizní systémy umoţňující bezpečné vyhnutí letounů za letu TCAS/ACAS a systém ADS-B. Předností módu S je moţnost přenosu dat mezi pozemním dotazovačem (SSR) a palubním odpovídačem. Vzájemná komunikace je realizována stejně jako u předchozích módů na kmitočtu dotazu 1030 MHz a kmitočtu odpovědi 1090 MHz. Data v dotazu se přenášejí diferenciální fázovou modulací (DPSK) v impulzu P6, data v odpovědi se přenášejí impulzní polohovou modulací (PPM). Důleţitou schopností odpovídače módu S pro zabezpečení aktuálnosti polohových dat je vysílání squitteru, coţ je spontánní vysílání odpovědi (náhodně generovaných signálů) v náhodných intervalech jednotně rozdělených od 0,8 do 1,2 sekundy vzhledem k předcházejícímu náhodně vysílanému signálu. Podle ICAO je definováno 25 základních formátů zpráv, další je moţno vyuţít pro vlastní potřeby jednotlivých států. Datovým spojením mezi dotazovačem a letadlem (případně mezi letadly navzájem) se odkrývá mnoţství variant vyuţití. Jelikoţ se vyuţívá binární přenos, je spolehlivost přenosu vysoká a s pouţitím výpočetní techniky je moţno datovou komunikací zajistit mnoho dalších funkcí. 37

38 2,0 µs 2,75 µs 0,5 µs 1,25 µs 0,25 µs 0,75 µs P 6 P 1 P 2 0,8 µs 0,8 µs SYNCHRONIZAČNÍ ZMĚNA FÁZE POZICE ZMĚNY FÁZE DATOVÝ BLOK 56 NEBO 112 BITŮ 0,4 µs P 5 SLS 0,8 µs Obr. 0-1: Formát dotazu módu S PREAMBULE ODPOVĚDI 8,0 µs BLOK DAT ODPOVĚDI 56 NEBO 112 µs 56 NEBO 112 DATOVÝCH IMPULZŮ BIT 1 BIT 2 BIT 3 BIT 4 BIT N-3 BIT N-2 BIT N-1 BIT N ,0 1,0 0,5 1,5 3,5 4,5 8,0 9,0 ČAS [µs] DEKÓDOVANÁ DATA Obr. 0-2: Formát odpovědi módu S Přenášené zprávy v módu S jsou adresně určeny uţivatelům podle jejich adres, čímţ je zabezpečena jednoznačná identifikace letounu. Přenosový kanál pro uplink i downlink formáty je opatřen cyklickým kódem k zabezpečení přenosu proti chybám. V případě chybného příjmu můţe odpovídač (nebo dotazovač) poţádat o opakování chybné zprávy, coţ se příznivě projeví ve spolehlivosti a věrohodnosti přenášených zpráv. 1.2 Xilinx Spartan IIE Spartan IIE poskytuje uţivateli vysoký výkon. Obsahuje blok RAM (aţ 288 K bitů), distribuovanou RAM (aţ bitů), 19 úrovňových standardů a 4 DLL (Delay-Locked Loop), které umoţňují kmitočtovou syntézu. Obsahuje aţ 514 I/O pinů a 200 MHz hodinový 38

39 signál. Uţivateli nabízí aţ systémových hradel. Interní napájení je 1,8 V. Dále obsahuje vstupy tolerantní na 3 V signály a 5 V signály s externím rezistorem. Architektura je tvořena pěti hlavními bloky: IOBs (Input/Output Blocks) řídící tok dat mezi I/O piny a vnitřní logikou. CLBs (Configurable Logic Blocks) obsahující LUTs (Look-Up Tables) na principu paměti RAM. Blok RAM umoţňující ukládání dat. DLL (Delay-Locked Loop) poskytující autokalibraci, plně digitální řešení distribuce zpoţdění, násobení, dělení a fázový posun hodinového signálu. Víceúčelové a víceúrovňové propojení struktury. Spartan IIE vyuţívá pro konfiguraci paměťových buněk RAM a tedy při vypnutí napájení je daná konfigurace ztracena. Z toho důvodu je nutno vţdy znovu nahrát konfiguraci při kaţdém zapnutí FPGA. Konfigurační data jsou automaticky čtena z externího zdroje dat (PROM, JTAG, FPGA) a to buď sériově nebo paralelně. Obr. 0-3: Xilinx Spartan IIE 2 Návrh selektoru zpráv módu S 2.1 Struktura návrhu aplikace Selektor je zaloţen na bázi čítačů. Tyto čítače jsou úzce spjaty s prahovým detektorem. Ten jim ukládá, kdy mají spustit čítaní a tedy zahájit měření délky impulsu. Vţdy, kdyţ klesne hodnota přicházejících signálů pod hodnotu prahu, hodnota čítače se zapíše do pomocné proměnné a čítač selektoru se vynuluje. V pomocné proměnné je tedy zapsaná délka impulsu. Ta je dále podrobena další řadě podmínek, které rozhodovaly, jestli se jedná o poţadovaný impuls. Na tento blok dále navazuje algoritmus klasifikátoru. 39

40 Algoritmus samotného selektoru byl testován na sérii impulsů vytvořených laboratorním generátorem. Ten nebyl schopen věrně generovat impulsy podobné S módu, proto byly podmínky selekce upraveny podle technických moţností generátoru. Pokud vygenerovaný signál vyhovoval podmínkám, vytvořil se na výstupu signál. Pro selekci zpráv módu S bylo nutné sestrojit dva selektory z důvodu odlišnosti preambule dotazu a odpovědi. Tedy jeden selektor pro rozlišení preambule dotazu a druhý pro rozlišení odpovědi. Na přicházejících signálech odpovědí z palubních vysílačů docházelo k silnému zkreslení a deformaci impulzů preambule. Z toho důvodu bylo velmi sloţité nastavit podmínky selektorů tak, aby vyhovovaly přicházejícím signálům módu S. Bylo tedy nutné nastavit velké toleranční okno selektoru, a proto se s poţadovanými zprávami módu S načítaly i impulsy jiných neţádoucích signálů. Pro ověření správné funkce selektoru navrţeného pro zprávy módu S byla proto vyuţita moţnost generování vlastní odpovědi (squitteru). Toho bylo dosaţeno mobilním vysílačem módu S pod označením SQB (Squitter Beacon). Zařízení SQB je mobilní vysílač polohových dat s jednoznačnou identifikací (celosvětově platnou adresou) a polohou. Tento systém je určen především pro podporu přehledových funkcí ATC, v rámci konceptu A-SMGCS a představuje cenově výhodnou alternativu běţných komerčních vysílačů COTS vyráběných v letectví. Provedení tohoto zařízení zabezpečuje poměrně jednoduchou integraci do dalšího multilateračního systému nebo systému ADS-B. Jednotka SQB odpovídá poţadavkům ICAO Annex 10 a specifickým servisním doporučením módu S. Pro podporu různých přehledových úkolů v rámci ATC, můţe být jednotka SQB instalována na letištní vozidla, na dočasné pozemní překáţky, letadla, případně vzdálená stanoviště jako testery dosahu a kalibrační zařízení. Obr. 2-1: Mobilní vysílač polohových dat SQB Potom jiţ bylo moţno nastavit uţší toleranční okno a tím vybírat právě impulsy patřící právě preambuli módu S. 40

41 2.2 Programový návrh aplikace ve VHDL Softwarová část je realizována v programovém prostředí ISE Foundation, které poskytuje společnost Xilinx ke svým číslicovým obvodům. V návrhu aplikace je pouţit programovací jazyk VHDL, který je stejně jako jazyk Verilog, určen k programování obvodů FPGA. V kaţdém bloku programu jsou nadefinovány knihovny, které jsou v aplikaci dále vyuţívány. V další části programu jsou nadefinovány jednotlivé vstupy a výstupy. Jazyk VHDL rozlišuje několik typů proměnných. V tomto návrhu jsou nejčastěji pouţity vektory, logické proměnné a celá čísla (integer). Jako pole integerů je v bloku demodulace nadefinována jednoduchá paměť RAM. V hlavičce je nadefinováno, zda signál do bloku vstupuje, vystupuje z bloku a nebo je obousměrný. Rovněţ je nutno definovat pomocné signály, které poté slouţí jako čítače, pomocné proměnné apod. V hlavním bloku programu jsou propojeny jednotlivé vstupy a výstupy podbloků. Toto propojení je moţno realizovat v grafickém prostředí. Pokud do programového bloku vstupuje externí signál, např. taktovací kmitočet, vzorky z AD převodníku, nulovací signál reset apod., je nutné přiřadit jednotlivým vstupům a výstupům odpovídající piny. 3 Závěr Uvedený selektor zpráv módu S byl realizován především z důvodu ověření moţnosti vyuţití obvodů FPGA k selekci S-módových zpráv z hustého signálového prostředí. Jak je v článku uvedeno, díky zkreslení přijatých signálů byla tato selekce velmi problematická a zlepšila se aţ s vyuţitím mobilního vysílače polohových dat SQB. Nicméně, schopnost vyuţití obvodů FPGA k selekci zpráv módu S byla potvrzena. V dalším kroku bude vhodné se zaměřit na zdokonalení obvodu prahového detektoru a následně na dekódování obsahu prodlouţené zprávy (ELM DF 17 nebo DF 18), která obsahuje polohová data vysílajícího prostředku. Literatura [1] AD6645: 14-Bit, 80 MSPS/105 MSPS A/D Converter: Data Sheet. [2] GRECMAN, P.: Radioelektronické vybavení letadel VII. Brno, Vojenská akademie Brno, 2004, 112 s. [3] PINKER, J.; POUPA, M.: Číslicové systémy a jazyk VHDL. BEN Technická literatura, 2006, 349 s. [4] Spartan-IIE FPGA Family: Data Sheet. [5] Spartan -IIE and Spartan-3 FTG256 Pb-Free Moisture Sensitivity Level Change. [6] ŠTIBRAL, Z.: Selektor zpráv S-módu. Brno, Univerzita obrany, 2006, 44 s. [7] VEJDĚLKOVÁ, L.: Sestavení pracoviště pro analýzu signálu v pásmu 25 aţ 1300 MHz, Brno, Univerzita obrany, 2006, 64 s. Dedikace Článek byl vypracován za podpory udělené UO na specifický výzkum K-206 v rámci projektu Moderní technologie v systémech letectva AČR. 41

42 Algoritmus pásmového spektrálního odečítání pro zvýraznění řeči Ing. Jaroslav Hovorka MESIT přístroje spol. s r.o., Uherské Hradiště, j.hovorka@msp.mesit.cz, tel.: Resumé: Pro zvýraznění řeči a zvýšení kvality komunikace v hlučném prostředí vojenské techniky byla vyvinuta celá řada digitálních algoritmů. Zde je blíže představen algoritmus pásmového spektrálního odečítání. Je uveden princip algoritmu, jeho realizace a základní vlastnosti. 1 Pásmové spektrální odečítání 1.1 Základní charakteristika hluku ve vojenských vozidlech Hladiny akustického tlaku (SPL) hluku uvnitř bojových vozidel dosahují úrovní aţ 120 db. Na základě měření provedených v reálném prostředí bylo zjištěno, ţe nejvyšší hodnoty hladin akustického tlaku aţ 120 db se vyskytují v oktávových pásmech se středním kmitočtem 63 a 125 Hz. Tyto hluky následně vstupují do komunikačního kanálu hovorových systémů instalovaných na palubě vozidla. Tyto signály sniţují kvalitu řeči ve vozidlových komunikačních systémech. Ke zvýšení kvality řeči lze pouţít algoritmy spektrálního odečítání. Základním problémem je skutečnost, ţe rušivé signály leţí v kmitočtovém pásmu řeči a na různých kmitočtech jsou hladiny akustického tlaku hluku různé. Ty se ještě při jízdě a bojové činnosti vozidla dynamicky mění. To vede k nerovnoměrnému zkreslení hovorového signálu na různých kmitočtech. Toto je také jedním z důvodů, proč v reálném prostředí některé algoritmy spektrálního odečítání selhávají a namísto toho, aby přispěly ke zvýšení kvality řeči, jsou zdrojem velkého mnoţství tzv. hudebních tónů a zkreslení. To v konečném důsledku můţe být pro posádku více obtěţující neţ samotný hluk pozadí. Obr. 1 Modulové spektrum hluku uvnitř pásového bojového vozidla [1] 42

43 1.2 Princip pásmového spektrálního odečítání Pásmové spektrální odečítání je efektivní algoritmus pro zvýraznění řeči. Na rozdíl od základních algoritmů spektrálního odečítání vytváří v reálném prostředí bojových vozidel menší mnoţství hudebních tónů a prokazatelně přispívá ke zvýšení kvality komunikace. V [1] bylo provedeno porovnání tohoto algoritmu s Beroutiho algoritmem spektrálního odečítání v reálném hluku pásových a kolových bojových vozidel. Bylo prokázáno, ţe na výstupu algoritmu pásmového spektrálního odečítání je kvalitnější řeč, a to jak v prostředí pásových, tak i v prostředí kolových bojových vozidel. Toto je dáno zejména skutečností, ţe spektrální charakter hluku uvnitř pásových a kolových vozidel je obdobný, liší se pouze hodnoty hladin akustického tlaku [1]. Základním principem pásmového spektrálního odečítání je rozdělení spektra uţitečného řečového signálu zkresleného hlukem okolí y(n) do N nepřekrývajících se kmitočtových subpásem. Pro algoritmus pásmového spektrálního odečítání platí [2,3]: X j 2 j 2 j 2 k k k i( e ) Yi (e ) i i Di (e ) bi k ei (1-1) kde ( e j k ) je modulové spektrum výstupního signálu, i-té subpásmo X i Y i ( e j k ) je hladký odhad modulového spektra zkreslené řeči [2], i-té subpásmo k jsou diskrétní frekvence, j 2 k D ( e ) je odhad výkonového spektra hluku, i b i, e i jsou počáteční a koncový diskrétní kmitočet i-tého kmitočtového subpásma, i je subtrakční činitel i-tého subpásma, i přídavný subtrakční faktor pro jednotlivá kmitočtová subpásma. Při realizaci vztahu (1-1) by mohly ve výsledném spektru vzniknout záporné kmitočtové sloţky. Protoţe ve skutečném spektru se záporné kmitočtové sloţky vyskytovat nemohou, je tato vlastnost vztahu (1-1) odstraněna vztahem (1-2). X j 2 j 2 j 2 k k k jk i( e ) X i(e ) pro X i(e ). Yi (e. Y i (e jk ) 2 v ostatních případech ) 2 (1-2) Kde β je parametr spektrálního pozadí, doporučeno je [2] β =

44 V kaţdém kmitočtovém subpásmu vstupního signálu je výpočtem určeno SNR i podle vztahu [2]: SNR ( db) 10.log i i i b k e (1-3) j 2 k Di e i Y i k bi 10 e e j k 2 Na základě takto vypočteného SNR i je určen vhodný subtrakční činitel i [2]: 4.75 i SNR i pro SNR 5dB pro 5 SNR pro SNR 20dB i i i 20dB (1-4) Hodnoty parametru i se stanovují empiricky. Pro stanovení i lze pouţít [2]: 1 i pro f i 1kHz Fs pro1khz fi 2kHz 2 Fs pro fi 2kHz 2 (1-5) kde fi je nejvyšší kmitočet i-tého subpásma Fs je vzorkovací kmitočet. 1.3 Praktická realizace algoritmu Na obrázku 2 je uvedeno zjednodušené blokové schéma algoritmu. Ze vstupního signálu je po segmentaci zvolenou okénkovou funkcí vypočteno pomocí FFT frekvenční spektrum signálu. V bloku předzpracování je vypočten hladký odhad spektra. Spektrum je rozděleno do N kmitočtových subpásem. Pro kaţdé kmitočtové subpásmo jsou určeny odpovídající subtrakční parametry pro spektrální odečítání. Jednotlivá frekvenční subpásma predikovaného spektra hluku jsou odečtena od příslušných pásem spektra vstupního signálu. Z výsledných frekvenčních pásem je vytvořeno spektrum výstupního zvýrazněného signálu. Po aplikaci IFFT je získán zvýrazněný signál v časové oblasti. 44

45 Obr. 2: Algoritmus pásmového spektrálního odečítání [2] 1.4 Praktické ověření optimálního počtu subpásem Algoritmus pásmového spektrálního odečítání byl realizován v prostředí MATLAB. V reálném prostředí bojového pásového vozidla bylo pořízeno celkem 40 nahrávek vnitřního hluku vozidla. Vozidlo se pohybovalo rychlostí 40 km/h v mírně zvlněném terénu, vzorkovací frekvence byla zvolena 48 ksa/s. V tichém prostředí byla pořízena řečová nahrávka v délce trvání 8 sekund, vzorkovací frekvence byla zvolena rovněţ 48 ksa/s. Takto nahrané signály byly filtrovány filtrem typu horní propust (propustné pásmo od 300 Hz, max. útlum v propustném pásmu 1 db, zvlnění 0.5 db, potlačení na kmitočtu 100 Hz je -60 db), coţ simuluje chování vstupních periferií (gradientních mikrofonů) a filtrů vozidlových interkomů. Takto upravené signály byly následně aditivně sečteny ve zvoleném SNR 0 db. Získaný signál byl zpracován algoritmem pásmového spektrálního odečítání pro různé počty lineárně dělených subpásem 1, 2,, 10. Pro hodnocení kvality výstupního signálu bylo zvoleno Itakura-Saito kriterium. Jedná se o jednu z objektivních metod pro hodnocení kvality řeči [2, 4]. Toto kriterium bylo zvoleno proto, ţe dosahuje dobré korelace se subjektivními metodami hodnocení kvality, které dávají nejvěrohodnější výsledky, je však velmi náročné je v praxi realizovat. Při aplikaci Itakura-Saito kritéria se z řečového a zvýrazněného signálu vypočte tzv. IS vzdálenost. Pro kaţdé N byla ze 40 analyzovaných vzorků určena střední hodnota IS. Menší hodnota IS znamená vyšší kvalitu řeči. Výsledky provedené analýzy jsou uvedeny v tabulce 1-1 a na obr. 3. N [-] IS [-] Tab. 1-1: Závislost střední hodnoty IS na počtu subpásem 45

46 IS[-] 1,80 1,60 1,40 1,20 1,00 0,80 0,60 0,40 0,20 0, N[-] Obr. 3 Závislost IS na počtu subpásem (Itakura-Saito) Je zřejmé, ţe na chování výše popsaného algoritmu a tudíţ na kvalitu výsledné řeči má podstatný vliv počet kmitočtových subpásem, do nichţ je spektrum vstupního signálu rozloţeno. Na základě aplikace algoritmu na reálný signál lze konstatovat, ţe k podstatnému zlepšení chování algoritmu dochází při zvýšení počtu subpásem z 1 na 3 aţ 4. Při dalším zvyšování počtu kmitočtových subpásem jiţ nedochází k výrazné změně v chování algoritmu a k výraznému zvýšení kvality výstupního signálu. Při realizaci tohoto algoritmu ve vojenských komunikačních systémech je tedy vhodné volit čtyři kmitočtová subpásma. Je to vhodný kompromis mezi kvalitou výstupního signálu a počtem kmitočtových subpásem. 2 Závěr Byl popsán algoritmus pásmového spektrálního odečítání, který lze pouţít pro zvýraznění řeči v prostředí bojových vozidel. Základní předností tohoto algoritmu je skutečnost, ţe vstupní signál se zpracovává po jednotlivých kmitočtových subpásmech. Pro kaţdé z těchto kmitočtových subpásem jsou určeny parametry pro realizaci algoritmu. Tento algoritmus je díky této vlastnosti vhodný pro zvýšení kvality řeči ve vojenských komunikačních systémech uvnitř bojových vozidel. Z hlediska praktické implementace algoritmu bylo na základě aplikace algoritmu na reálné vzorky signálu prokázáno, ţe je plně dostačující celé pásmo rozdělit na čtyři subpásma. Další zvýšení počtu subpásem nepřináší výrazný nárůst kvality řeči na výstupu algoritmu. Literatura [1] HOVORKA, J.: Comparison of Berouti and Multiband Spectral Subtraction under Combat Vehicle Noise, Dunakiliti, Hungary, Asszisztencia Szervezo Kft. Budapest, 2009, ISBN

47 [2] LOIZOU C., Philipos, Speech enhancement Theory and Practice, CRC Press, 2007, s , ISBN [3] KAMATH, S., LOIZOU, P., A multi-band spectral subtraction method for enhancing speech corrupted by colored noise, Proc. IEEE Int. Conf. Acoust. Speech Signal Process, [4] LOIZOU C., P., Evaluation of Objective Quality Measures for Speech Enhancement, IEEE TRANSACTIONS ON AUDIO, SPEECH, AND LANGUAGE PROCESSING, VOL. 16, NO.1, JANUARY

48 Matematické modely člověka při simulaci řízení letu letounu Resumé: doc. Ing. Rudolf Jalovecký, CSc. Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, tel.: Příspěvek shrnuje více jak dvouleté pokusy sestavit náhradní model člověka-pilota, který by následně mohl být využit při simulaci řízení letounu v prostoru. Tvorba náhradního modelu člověka je velmi obtížná, neboť jeho vlastnosti se mění jak s časem, tak i se okamžitou kondicí člověka. Obecně lze tedy sestavit jen přibližný model člověka a to ještě s určitou mírou nepřesnosti v podobě zanedbání některých více či méně známých parametrů. Při tvorbě modelů chování člověka v nějakém obvodu řízení je rozhodující sestavit model z hlediska doby reakce na podnět, tedy tzv. dopravní zpoždění a účinky přechodových dějů časových konstant vyplývajících z vycvičenosti člověka jako pilota letounu. 1 Úvod V literatuře se problematice sestavení vhodného modelu člověka-pilota věnuje poměrně málo prostoru. Strhnutí starší a případně hodně staré literatury je provedeno v [1], kdy se autor pokusil snad poprvé sestavit model člověka pilota a následně tento model pouţít při simulacích v prostředí MATLAB-SIMULINK. O něco lepší je to v případě rozborů člověka jako řidiče vozidla. Zde je moţné jistou literaturu najít [2], vesměs se vytvořené modely pouţívají k určení spolehlivosti člověka v systému člověk stroj. Tento příspěvek se pokouší shrnout dílčí závěry z několika článků [3], [4], [5], [6] a ukázat na technické prostředky, případně i moţnosti co nejvíce se přiblíţit skutečnému člověku, kterého začleníme do jiţ zmiňované smyčky člověk stroj, zde míněno letadlo. Pro zobrazování časových průběhů simulovaných veličin se běţně pouţívají 2D grafy, coţ představuje zaţitý standard s dostatečným přehledem poţadovaných průběhů. Při potřebě měnit ještě jeden parametr, v tomto případě jednu z časových konstant modelu člověka, je Obr. 1. Princip zobrazení časových průběhů simulace v 3D grafech 48

49 nutné provádět nespočetně mnoho prakticky shodných simulací a názornost 2D grafu je výrazně menší. Zajímavé a současně i velice názorné je zobrazení časových průběhů v 3D grafech, kdy se na třetí osu vynáší právě změna vybraného parametru simulace (viz obr.1.). V programu MATLAB SIMULINK je mnoţné s výhodou pouţít příkaz MESHGRID. Zobrazovaná data ovšem musí být před vykreslením uloţena v trojrozměrné matici. Všechny následně prezentované grafy právě vyuţívají moţnosti programu MATLAB a grafy jsou vynášeny v 3D provedení. Třetím parametrem v grafu je změna časové konstanty jednoho ze setrvačných členů, charakterizující změnu vlastností člověka. Jistou nevýhodou černobílého tisku v článcích je pak menší názornost oproti zobrazení v elektronické - barevné podobě. 2 Možné výchozí modely člověka Sestavení modelů člověka, kterého chceme začlenit do obvodů automatické regulace vychází z předchozích studií [1] a literatury [2], [7]. Velmi volná forma vyjádření je s pomocí tří různých přenosových funkcí [1], které se pak samostatně pouţijí při rozborech řízení ve smyčce člověk letadlo. Základem pro odhad vlastností člověka je jeho reakce na jednotkový vstupní signál. Ten je moţné provést v jednoduchém simulačním obvodu podle obr. 2. Následně do tohoto modelu vloţíme parametry všech tří modelů člověka podle tab.1. Obr. 2. Blokové schéma tří modelů člověka Tab.1. Rozsah časových konstant a parametrů pro tři modely pilota T1 = 5 20 s KA = 2 TD_A = 0.15 s T2 = s KB = 1 TD_B = 0.30 s T3 = s KC = 1 TD_C = 0.40 s Příklady výsledků simulací na odezvu v podobě jednotkového skoku v čase 0,1s a pro opakovanou změnu neuromoskulární časové konstanty T 2 jsou pro všechny tři modely člověka uvedeny na obr.3. Všechny modely pilota mají společnou vlastnost a to tzv. dopravní zpoţdění, díky němu začne člověk reagovat na podnět s určitým zpoţděním. Toto zpoţdění můţe být různě velké, díky vycvičenosti je moţné dopravní zpoţdění sniţovat aţ k hodnotám 49

50 kolem 0,2-0,3s. Pro simulaci odezvy pilota typu A jsou navíc do jednoho grafu vyneseny tři změny prediktivní časové konstanty T 1. I z malých rozměrů obrázků (které lze v v elektronické verzi po kliknutí zvětšit) je moţné usoudit na zcela různé reakce vytvořených modelů chování člověka. Zatímco model pilota typu A je spíše aperiodického průběhu (při delší době regulace by mohl být i kmitavý, je model pilota typu B při malých hodnotách neuromoskulární časové konstanty T 2 aperiodický a při velkých hodnotách má charakter rychlého derivačního článku. Z hlediska odezvy na vstupní podnět je asi nejlepší model pilota typu C. Při malých hodnotách neuromoskulární časové konstanty T 2 má charakter rychlého aperiodického děje a rychlým dosaţením poţadované hodnoty, při větších hodnotách pak charakter přiměřené reakce na vstupní podnět. Pilot A Pilot B Pilot C Obr.3. Odezvy modelů člověka na vstupní podnět (jednotkový puls) V elektronické verzi na CD je k dispozici po kliknutí na výsledky všech simulací větší obrázek! 3 Analýza vlastností pilota při řízení letounu Při simulaci chování člověka, resp. rozborů jeho vlastností vycházíme ze základního blokového schématu podle obr. 4. Vybraný model chování člověka spojíme s vybranou částí simulace pohybu letounu (podélný nebo stranový pohyb, vybraná regulovaná výstupní veličina). Přičemţ k těmato dvěma blokům přidáme ještě signál, který bude realizovat vstupní poţadovanou hodnotu regulované veličiny. Z tohoto Obr. 4. Základní simulační schéma člověk-stroj výčtu je zřejmé, ţe modifikací 50

51 základního schématu dle obr.4. je velmi mnoho. Z hlediska nevhodné odezvy pilota typu B nebyl dále tento model pilota blíţe zkoumán. 3.1 Tlumení rychlých kmitů letounu Tlumení rychlých kmitů se běţně zajišťuje technickými prostředky, tedy různě dokonalými automaty tlumiči kmitů. Moţnosti člověka při tlumení rychlých kmitů se věnují příspěvky [1] a [3]. Ze simulací těchto případů vyberme jen dva zástupce (viz obr.5.). Tlumení rychlých kmitů podélného sklonu (tedy úhlovou rychlost ) s vyuţitím modelu pilota typu A a C. Pilot A Pilot C Obr.5. Moţnosti člověka při tlumení rychlých kmitů letounu Z rozborů získaných simulací lze učinit jasný závěr. Pilot mohl být schopen část kmitání letounu potlačit za rozumně dlouhý časový okamţik. Je však nutné si uvědomit, co všechno by současně musel zvládat - pohybovat řídící pákou oběma směry - tlumení podélných i stranových kmitů a to nejlépe v protifázi těchto kmitů, aby nedocházelo k jejich dalšímu rozkmitávání. Dá se předpokládat, ţe by pilot uţ dále nezvládal plnit další, podstatně sloţitější a různorodé úkoly. Z těchto důvodů je přítomnost mnoha automatů pro tlumení kmitů i plnění některých dalších úkolů v řízení letu zcela nezastupitelná. 3.2 Řízení podélného sklonu Daleko zajímavější je problematika simulace řízení vybraných parametrů letu letounu. Zastoupení pilota je zde jiţ daleko běţnější a samozřejmě i praktičtější. V případě simulací řízení podélného sklonu letounu začleníme do modelu letounu (viz obr.4.) model podélného pohybu s tlumičem kmitů. Vzhledem k nevhodným vlastnostem pilota typu B jej dále nevyuţíváme a simulace jsou zaměřeny jen na odezvy chování letounu při řízení podélného sklonu piloty typu A a C. Při 3D simulaci je dále moţné, spojit obě simulace do jednoho 3D grafu (za předpokladu rozdílných odezev simulací). Tím získáme velmi názorné grafické výstupy chování letounu při tomto způsobu řízení. Rozeberme odezvu letounu při řízení podélného sklonu oběma piloty podle obr. 6. Modrá zalomená čára na grafu představuje vznik poţadavku na změnu podélného sklonu. Odezvy obou pilotů při řízení podélného sklonu jsou příznivé. Pilot typu C relativně rychleji dosáhne poţadovaného podélného sklonu neţ pilot typu A. V obou případech je vliv změny časové konstanty T 2 velmi znatelný v podobě rozkmitání hodnoty podélného sklonu přestoţe je letoun opatřen vhodným typem tlumiče kmitů. Tuto skutečnost lze pozorovat i na průbězích odezvy pilota, tedy ve změnách poţadavků na výchylku kormidla (drobné upozornění, není to přímo výchylka kormidla, neboť tu ještě ovlivňuje záporná zpětná vazba tlumiče rychlých 51

52 kmitů). U pilota typu A není ani při vyšších hodnotách časové konstanty T 2 patrný velký rozkmit poţadavku na výchylku kormidla, zatímco pilot typu C poměrně hodně mění, s rostoucí časovou konstantou T 2, svůj poţadavek na změnu polohy výškového kormidla. Lidově řečeno, velmi usilovně cloumá kniplem za účelem co nejrychleji dosáhnout poţadovaného podélného sklonu za co nekratší čas a ve své podstatě se mu to i úspěšně daří. Pilot A Pilot C Pilot A Pilot C Změna podélného sklonu Odezva pilota na podnět Obr.6. Moţnosti člověka při řízení podélného sklonu letounu 3.3 Řízení kurzu letu Také v případě simulací řízení kurzu letu letounu je zastoupení pilota daleko běţnější a samozřejmě i praktičtější. Do modelu letounu (viz obr.4.) začleníme model stranového pohybu s tlumičem kmitů [5]. I zde vzhledem k nevhodným vlastnostem pilota typu B jej dále nevyuţíváme a simulaci zaměříme jen na odezvy chování letounu při řízení kurzu piloty typu A a C. Na obr. 7. jsou zobrazeny odezvy chování letounu při řízení kurzu letu letounu oběma piloty. Na levém obrázku jsou opět zobrazeny obě odezvy letounu při řízení kurzu letu a modrá zalomená čára odpovídající poţadované hodnotě kurzu letu letounu. Průběh odezvy řízení kurzu letu pilotem typu A ukazuje, ţe předpokládané vlastnosti pilota prakticky znemoţňují uřídit letoun do poţadovaného kurzu letu. Naopak pilot typu C velmi dobře a také rychle zvládne uřídit poţadovaný kurz letu letounu. Na levém obrázku je také vidět, ţe změna časové konstanty T 2 nemá prakticky vliv na řízení kurzu letu. Pilot A Pilot C Pilot A Pilot C Změna kurzu letu Odezva pilota na podnět Obr.7. Moţnosti člověka při řízení kurzu letu letounu 52

53 Odezvy obou pilotů (na obr.7 pravý obrázek) jsou velmi rozdílné, zatímco pilot relativně málo začíná regulovat let a později přidává na poţadavku výchylky směrového kormidla, aţ do té míry, ţe vlastně rozkmitá let pomalými stranovými kmity. Pilot typu C první, velmi výraznou výchylkou kormidla zajistí rychlou změnu kurzu letu a dále jej pak jen jemně doreguluje. Vliv změny časové konstanty T 2 se více projevuje u pilota typu C neţ u pilota typu A. 4 Závěr Předloţený článek naznačuje moţnosti, jak přiblíţit chování člověka při řízení sloţitého objektu jako je letoun a jeho řízený let. Vytvoření modelu chování člověka není jednoduchou záleţitostí a vţdy dochází pouze k přiblíţení se k nějakému ideálnímu modelu. Všechny zde uvedené modely představují idealizované spojité a hlavně lineární modely (jak chování člověka, tak i modely chování letu letounu). Zcela samostatnou kapitolou by bylo modelování uvedených dějů s vyuţitím nelineárních modelů, případně i modelů s diskrétními nespojitými prvky. Literatura [1] JALOVECKÝ, R. Člověk v systému řízení letu letounu. In Sborník 6. mezinárodní vědecké konference In:Diagnostika Měření Spolehlivost Palubních soustav letadel 2008, Brno, Univerzita obrany, 2008, s ISBN [2] HAVLÍKOVÁ, M. Degradace spolehlivosti lidského operátora (dizertační práce) [3] JALOVECKÝ, R. Man in the Aircraft Flight Control System, Advances in Military Technology, Vol. 4, No. 1, Brno, University of Defence, June [4] JALOVECKÝ, R., JANŮ P. The features model of a pilot during of dumping the rapid oscillations in an aircraft, In: JALOVECKY, R. and STEFEK, A. (ed.) Proceedings of the International Conference on Military Technologies Brno : University of Defence, 2009, p ISBN [5] JALOVECKÝ, R, JANU, P, ANALYSIS OF THE CHARACTERISTICS OF A PILOT IN THE AIRCRAFT FLIGHT, In Proceedings of the International Scientific Conference Modern Safety Technologies in Transportation MOSATT Zlata Idka, Slovak Transport Society at The Slovak Academy of Sciences, 2009, ISBN: Dedikace Uvedený článek vznikl za podpory Ministerstva obrany České republiky (Výzkumný záměr MO0FVT ). 53

54 Modul tříosého inerciálního senzoru s protokolem CANaerospace por. Ing. Přemysl Janů por. Ing. Josef Bajer Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, premysl.janu@unob.cz, josef.bajer@unob.cz, tel.: Resumé: Článek se zabývá měřením úhlových rychlostí a zrychlení v letadlové souřadnicové soustavě pomocí tříosého snímače ADIS16350 od společnosti Analog Devices. Snímač pracuje na principu MEMS technologie. Změřené hodnoty z tohoto snímače jsou posílány již v digitální podobě po sběrnici SPI do procesoru Atmel AT90CAN128, kde jsou dále zpracovány. Vypočítané hodnoty procesorem jsou vysílány po sběrnici CAN s protokolem CANaerospace. Článek rovněž obsahuje experimentální ověření funkce modulu pomocí programu vytvořeného v LabVIEW. 1 Úvod Na Katedře leteckých elektrických systémů Univerzity obrany v Brně je v současnosti řešen projekt obranného výzkumu číslo OVUOFVT s názvem FÚZE. Cílem tohoto projektu je vytvořit letecký palubní elektronický systém (LPES), který bude schopen přenášet získané informace do prostředí NEC (Network Enabled Capability). Koncepční návrh rozděluje systém na několik podsystémů elektrický, radioelektronický, radiotechnický a podsystém výzbroje. Kaţdý z podsystémů je pak tvořen senzorickými moduly, které mezi sebou komunikují. Pro vzájemnou komunikaci byla zvolena sběrnice CAN s protokolem CANaerospace [11]. Článek je věnován návrhu a realizaci modulu inerciálního senzoru. Tento modul je součástí elektrického podsystému LPES. Výstupní data jsou vysílána na sběrnici CAN ve formě datové zprávy respektující konvence protokolu CANaerospace. Data získaná tímto modulem budou vyuţita k dalšímu zpracování. V poslední části článku je předveden způsob experimentálního ověření funkce modulu pomocí programu vytvořeného v prostředí LabVIEW. 2 Návrh a konstrukce modulu Jak jiţ bylo zmíněno v úvodu, výstup modulu respektuje formát datové zprávy (obr. 2-1) a přidělení identifikátorů (tab. 2-1) podle specifikace CANaerospace [4]. CAN identifikátor Veličina Jednotky 300 ($12C) zrychlení v ose X g 301 ($12D) zrychlení v ose Y g 302 ($12E) zrychlení v ose Z g 303 ($12F) úhlová rychlost kolem osy X.s ($130) úhlová rychlost kolem osy Y.s ($131) úhlová rychlost kolem osy Z.s -1 Tab. 2-1: Přidělení CAN identifikátorů [4] 54

55 Datová zpráva (obr. 2-1) má vţdy délku 8 bytů a je rozdělena na dvě části hlavička zprávy a přenášená data. První byte hlavičky (Byte 0) označuje adresáta zprávy na sběrnici. Pokud je tento byte nulový, je zpráva určena pro všechny účastníky. Druhý byte hlavičky (Byte 1) označuje formát dat přenášené zprávy. CANaerospace podporuje více formátů dat pro jednu veličinu. Byte 1 tedy umoţňuje příjemci automaticky rozpoznat formát dat, a tedy napomáhá například zachování kompatibility zařízení různých výrobců. Byte 2 v datové zprávě hraje roli průběţného monitorování stavu vysílajícího uzlu, či vysílaných dat. V realizovaném modulu je tento byte ponechán jako nulový. Poslední byte hlavičky (Byte 3) je inkrementován při kaţdém odeslání zprávy. Po přetečení se začíná znovu od nuly. Kromě datové zprávy specifikuje CANaerospace ještě další typy zpráv slouţící pro jiné účely jako např. servisní, nouzové či uţivatelem definované zprávy [4]. Obr. 2-1: Formát datové zprávy podle CANaerospace [4] Na obrázku 2-2 je znázorněno blokové schéma celého modulu. Základními částmi jsou inerciální senzor ADIS16350 společně s mikrokontrolérem AT90CAN128. Tyto bloky spolu komunikují prostřednictvím sériové sběrnice SPI. Obr. 2-2: Blokové uspořádání modulu 55

56 Mikrokontrolér zde zastává úlohu řízení inerciálního senzoru a převodu signálů senzoru na rozhraní CAN. Oba bloky, jak inerciální senzor, tak mikrokontrolér, jsou od sběrnice CAN galvanicky odděleny. Toto oddělení je vytvořeno pomocí optovazebních prvků HCPL Části optočlenů, náleţící ke sběrnici CAN, společně s budičem sběrnice MCP2551 jsou napájeny z izolovaného DC/DC měniče DCR Obr. 2-3: Schéma zapojení modulu Senzor ADIS16350 integruje tříosý snímač úhlových rychlostí a tříosý akcelerometr. Vytváří tak základních 6 stupňů volnosti v jednom pouzdru. [8] Akcelerometry jsou orientovány podél osy rotace pro kaţdý snímač úhlových rychlostí. Tento snímač kombinuje mikroelektromechanický systém s technologiemi zpracování signálů k vytvoření vysoce integrovaného řešení, které poskytuje kalibrované inerciální snímání. Kaţdý výstupní signál 56

57 z jednotlivých senzorů je vzorkován a převeden 14-ti bitovým analogově digitálním převodníkem do číslicové podoby. Převedená data jsou přivedena do obvodu zpracování signálů. SPI rozhraní a jednoduchá struktura výstupních registrů dovoluje snadný přístup k datům a řízení. Pomocí SPI rozhraní je umoţněn přístup k vestavěným senzorům: úhlové rychlosti v osách X, Y, Z a lineárního zrychlení v těchto třech osách. Dále je moţné získat údaj o teplotě a hodnoty napětí přídavných analogových vstupů. Vestavěný kontrolér automaticky kompenzuje všechny hlavní vlivy na MEMS senzory. Poskytuje relativně přesné výstupy bez dalšího testování, bez dalších přídavných zapojení nebo zásahu uţivatele. Následující programové vybavení zjednodušuje systémovou integraci: systémová kalibrace automatického předpětí, digitální filtrace, frekvence vzorkování, auto test, řízení spotřeby, monitorování stavu a přídavné digitální vstupy/výstupy. Toto blokové zapojení je podrobně rozkresleno na obrázku 2-3, který zobrazuje schéma modulu, a na obrázku 2-4, který zachycuje schéma napájecí části modulu včetně zapojení jiţ zmíněného DC/DC měniče. Obr. 2-4: Schéma napájecí části modulu 3 Experimentální ověření funkce Funkci zařízení komunikujících podle speciálních protokolů, jako např. v tomto případě podle CANaerospace, lze stěţí monitorovat běţně dostupnými prostředky. Za tímto účelem byl pro experimentální ověření vytvořen program v prostředí LabVIEW [10]. Obr. 3-1: Snímek obrazovky monitorovacího programu 57

58 Navrţený program vyuţívá přístupu Frame API [6] a je moţné jej snadno modifikovat pro potřebnou aplikaci. Obrázek 3-1 představuje snímek obrazovky běţícího programu. Diagram programu je pak znázorněn na obrázku 3-2. Obr. 3-2: Diagram programu v LabVIEW 4 Závěr V článku je představen návrh a realizace modulu inerciálního senzoru s výstupem dat na sběrnici CANaerospace. Vytvořený modul je součástí komplexního systému, který je realizován v rámci projektu obranného výzkumu s názvem FÚZE pod číslem OVUOFVT Navrţený modul vyuţívá tříosý inerciální senzor firmy Analog Devices ADIS Tento senzor, vyrobený v technologii MEMS, je určen pro snímání zrychlení i úhlové rychlosti ve všech třech osách. Díky svým rozměrům a vlastnostem je vhodný pro inerciální měření polohy v leteckém palubním elektronickém systému poskytujícího naměřené údaje do prostředí NEC, který bude hlavním výstupem řešeného projektu. Literatura [1] JALOVECKÝ, R., at al. Innovations of technology of processing of data from modern aircraft sensors and data fusion for the NEC environment, [Operating statement of Defence research project OVUOFVT Fuze], Brno, 2008, 29 p. [in Czech]. [2] PARET, D. Multiplexed networks for embedded systems CAN, LIN, FlexRay, Safeby-Wire...Wiley, p. ISBN (HB). [3] ČIŢMÁR, J. Modelování inerciálních systémů, Habilitační práce, Univerzita obrany, Brno, 2006, 143s. [4] STOCK, M. CANaerospace. [online].[cit ]. Available on: < [5] ATMEL, AT90CAN32/64/128 Automotive [online].[cit ]. Available on: < 58

59 [6] NI-CAN Hardware and Software Manual, National Instruments Corporation, 692 p [7] VLACH, J, HAVLICEK, J, VLACH, M. Starting with LabVIEW. 1. ed. Praha : BEN, p. ISBN [8] ANALOG DEVICES, ADIS16350 [online].[cit ]. Available on: < [9] TEXAS INSTRUMENTS, DCR01, [online].[cit ]. Available on: < [10] JANŮ, P., BAJER, J. Practical implementation of CANaerospace protocol in LabVIEW environment, Proceedings of MCC2009, University of Defence, Brno, 2009, 4 p. ISBN [11] JALOVECKÝ, R., BAJER, J. Systematic proposal of Aircraft Electronic System with CANaerospace protocol, Proceedings of MCC2009, University of Defence, Brno, 2009, 4 p. ISBN [12] HEWLETT PACKARD, HCPL-0710 [online].[cit ]. Available on: < Dedikace Článek vznikl za podpory udělené v rámci projektu obranného výzkumu OVUOFVT FÚZE - Inovace technologií zpracování dat ze senzorů umístněných na moderní letecké technice a fůze dat z těchto senzorů v prostředí NEC, Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Fakulty Vojenských technologií, Univerzity Obrany, Brno. 59

60 Resumé: Informační systém LRNS na bázi PHP a MySQL pplk. Ing. Jaroslav Jeřábek, Ph.D. mjr. Ing. Radim Bloudíček, Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, jaroslav.jerabek@.unob.cz, radim.bloudicek@unob.cz, tel.: , V tomto článku jsou shrnuty teoretické poznatky vedoucí k tvorbě informačního systému pro Leteckou radionavigační službu(lrns) a je zde uvedeno jeho konkrétní řešení na bázi PHP a MySQL. Dále jsou zde popsány výhody a nevýhody tohoto řešení. 1 Úvod Sledování provozních parametrů zařízení pouţívaných k leteckému radionavigačnímu zabezpečení (LRNZ) je více neţ nutností. Specialisté a management LRNS potřebují znát: skutečné informace o provozních stavech sledovaných zařízení (počty odpracovaných hodin, počty závad, doby obnovy, atd.) a jejich spolehlivosti, informace odhadující dobu konečného vyřazení z provozu těchto zařízení, skutečné náklady na ţivotní cyklus provozovaných zařízení, výsledky odhadů nákladů na provoz zařízení do budoucna, predikci některých stavů zařízení (výskyt poruchy, provedení speciální údrţby nebo nálezové opravy a jiných) na základě shromáţděných provozních údajů. Tyto potřeby vyvstaly při celkové analýze současného provozování systémů LRNS letectva Armády České republiky (AČR). K sledování provozu je samozřejmě vhodné pouţít informačního systému (IS) postaveného na bázi moderních počítačových technologií. Jedině tak velitelé, odborní náčelníci a techničtí specialisté dostanou do ruky silný nástroj pomáhající jim v jejich rozhodovacím procesu. Tento systém musí být navrţen podle vhodně stanovených kritérií a jeho základním cílem je optimalizovat proces provozování prostředků a systémů LRNS. Tedy musí být schopen sbírat provozní parametry, vyhodnocovat je a výsledky zobrazovat vhodnou formou, tak aby uţivatelé-manaţeři mohli efektivně řídit provoz techniky LRNS a plánovat její rozvoj a obměnu. Technika KMT Letiště/útvar - Evidence - Sběr provozních dat - Výpočty statistických a ekonomických dat -hlášení -svodky -rozbory -plánování -požadavky -nákup nové techniky -nákup náhradních dílů -plán výcviku personálu -reklamace -růst spolehlivosti Nadřízený stupeň Obr. 1-1: Filosofie IS LRNS 60

61 Poţadavky na IS LRNS jsou specifikovány tak, aby tento IS sledoval nejen provozní parametry obecně techniky LRNS, ale i jí přidělenou kontrolní měřící techniku (KMT) a provozní způsobilost personálu LRNS, protoţe obě posledně zmíněné oblasti mají významný vliv na provoz techniky LRNS. Samotnou částí IS LRNS musí být jeho schopnost zpracovávat ekonomické údaje o provozu a vyhodnocovat je. V současné době AČR provozuje dva IS a to jsou ISL a APV APIS. ISL je nejvíce vhodný k činnostem spojeným s evidencí vojenské techniky. Není vhodný pro vyhodnocování provozních parametrů vojenské techniky a techniky letecké nebo LRNS uţ vůbec. APV APIS je IS vyvinutý pro potřeby inţenýrské letecké sluţby. V pouţívané formě není zcela vhodný pro účely sledování provozních a ekonomických parametrů systémů LRNS. Musel by být k tomuto účelu přizpůsoben. O nutnosti zavedení IS LRNS do praxe autor tohoto článku jiţ dříve odbornou veřejnost informoval [2,4]. V rámci specifického výzkumu a diplomové práce byl na Katedře leteckých elektronických systémů Fakulty Vojenských technologií Univerzity obrany v Brně takovýto IS navrţen a zhotoven na základě jiţ publikovaných poţadavků [2,4]. Cílem tohoto článku je čtenářům přiblíţit tento IS postavený s pouţitím PHP skriptu a databáze MySQL a poukázat na výhody a nedostatky zvoleného řešení. 2 Požadavky na IS LRNS V první řadě je nutné krátce shrnout poţadavky na IS LRNS, které byly rovněţ jiţ publikovány. 2.1 Filosofie IS LRNS Tento IS je začátku navrhován jako univerzální IS se zaměřením na sběr provozních dat a vyhodnocení provozuschopnosti jakékoliv techniky, ale důraz je kladen techniku LRNS. Uţivateli mohou být osoby poučené a znalé pracovat s tímto IS. Nemusejí mít speciálním vzděláním z oblasti informačních technologií. Tento IS LRNS není určen k nasazení do ostrého provozu. Má jen demonstrovat moţnosti pouţitých technologií. 2.2 Použitá technologie IS LRNS IS LRNS je od začátku navrţen a postaven jako samostatný IS. A to z důvodu, ţe byl postaven na bázi PHP skriptu a databáze MySQL. Tyto Open Source technologie nejsou v ţádném podobném IS v AČR pouţity. Navíc takto navrţení IS LRNS má v první řadě demonstrovat moţnosti uvedené platformy. 2.3 Bezpečnost IS LRNS Z hlediska organizačního i technického jsou pouţity běţné bezpečnostní standardy, jaké jsou pouţity jiţ v provozovaných IS AČR. Z hlediska bezpečnosti informací je tento systém navrţen pro základní stupeň utajení. 2.4 Přístup do IS LRNS IS LRNS bude pouţíván jako vojenský uzavřený systém přístupný jen k určenému okruhu uţivatelů. Tito uţivatelé budou přistupovat k IS metodou autentizace a autorizace (tedy zjištěním a prokázáním totoţnosti nejspíše uţivatelským jménem a heslem.) 61

62 2.5 Komunikace s IS LRNS Tato můţe probíhat formou školení a osobních setkání hlavně ve fázi zaučování se uţivatelů. Při běţném provozu můţe být pouţíván kontaktní a linka podpory. Mohou být pouţity i jiné metody. Vzhledem k tomu, ţe IS LRNS je spíše demonstrační aplikace nepředpokládá se v praxi zatím ţádná forma školení a pomoci uţivatelům. 2.6 Designované prvky Jsou pouţity standardní jako u jiných armádních nebo civilních IS vyuţívající webových technologií. 2.7 Evidence techniky LRNS Umoţňuje editaci, vloţení, smazání, vyhledání, prezentace a aktualizace těchto údajů: evidenční číslo, výrobní číslo, typ, účtováno, název, stanoviště techniky, materiálová třída, systém, zodpovědná osoba, rok výroby, zařazení techniky, počty provozních hodin ). 2.8 Evidence oprav Umoţňuje editaci, vloţení, smazání, vyhledání, prezentace a aktualizace těchto údajů: číslo poţadavkového listu útvaru, číslo útvaru, název prostředku, evidenční číslo, počet kusů, poţadovaná práce, násun do opravy, ukončení opravy, spotřeba normohodin, provozní hodiny v době poruchy. 2.9 Evidence provozních nákladů Umoţňuje editaci, vloţení, smazání, vyhledání, prezentace a aktualizace těchto údajů: náklady na opravy, reţie útvaru, cena normohodiny. Zde je moţné tento systém provázat s jinými evidenčními a finančními systémy. 3 Popis aplikace IS LRNS IS LRNS je webová aplikace slouţící ke sledování provozu techniky LRNS. Aplikace je hlavně určena pro příslušníky VzS AČR zejména specialisty LRNS, velitele, odborné náčelníky všech stupňů velení, jakoţ i nejvyšší management řešící problematiku LRNS. IS LRNS je navrhnut a řešen jako modulární systém. Hlavní výhodou takového řešení je oddělení dat od programu. Ideový návrh IS LRNS je uveden na obrázku 3-1. Základní moduly IS LRNS znázorněné na obrázku 3-1 budou nyní popsány jednotlivě. 3.1 Modul techniky LRNS Funkce modulu techniky LRNS jsou následující: evidence techniky LRNS, evidence souprav techniky LRNS, evidence provozních údajů, evidence údrţby, zpracování statistických dat techniky LRNS, zpracování ekonomických dat techniky LRNS. 62

63 tabulky grafy popisy protokoly modul techniky LRNS modul KMT modul statistických dat Jádro IS LRNS modul ekonomických dat modul administrace hlášení svodky požadavky plány komunikace Modul personálu LRNS 3.2 Modul KTM Obr. 3-1: Ideový návrh IS LRNS Tento modul obsahuje všechna důleţitá data o kontrolní měřící technice. Jeho funkce jsou téměř stejné s modulem techniky LRNS. 3.3 Modul personálu LRNS Eviduje základní nezbytná data o specialistech LRNS. Další důleţitou funkcí je sledování odborné způsobilosti specialistů LRNS. Zkušební data tvoří provozní údaje radarové techniky LRNS z letišť a letištních správ AČR. Tyto údaje vycházejí z provozních deníků a technických průkazů techniky LRNS. Data jsou v systému evidována od roku 1986 do Všechna tyto data mohou být do systému nově vloţena, editována nebo smazána. 3.4 Evidence techniky LRNS V databázi systému tvoří evidence techniky LRNS základní tabulku. Jsou zde zaznamenávány základní údaje o technice LRNS viz obrázek Evidence souprav techniky LRNS Evidence souprav rozděluje jednotlivé bloky/díly pod jejich mateřskou techniku LRNS. V systému jsou uloţeny pouze bloky/díly, které byly uvedeny v kartách poruch techniky LRNS. Viz obrázek 3-3. Z tabulky evidence souprav (obrázek 3-3) jsou pouţívány data pro generování grafu četnosti poruch bloků/dílů. Tabulka je v databázi propojena s tabulkou poruch a díky jedinečnému ID bloků/dílů systém spočítá jednotlivou četnost poruch. Četnost poruch bloků/dílů je vypočítaná za všechny roky, které jsou v evidenci. 3.6 Evidence provozních údajů techniky LRNS Provozní údaje techniky LRNS se dělí do dvou základních skupin. První skupina eviduje odpracované hodiny techniky LRNS (obr. 3-4). Hlavními daty ukládanými do databáze jsou počty odpracovaných hodin techniky LRNS. Druhá skupina eviduje poruchy techniky LRNS (obr. 3-5). 63

64 Obr. 3-2: Menu evidence techniky Obr. 3-3: Menu sloţení souprav - záznam Obr. 3-4: Menu provozních údajů odpracované hodiny - záznamy 64

65 Obr. 3-5: Menu Poruchy - záznam Tabulky evidence odpracovaných hodin a poruch jsou hlavními zdroji dat ke kalkulaci celkového počtu odpracovaných hodin a poruch pro statistické a ekonomické výstupy. Data odpracovaných hodin jsou rozdělena po jednotlivých měsících za roky provozu. Obsluha techniky LRNS tato data zadává do systému za měsíc zpětně. V evidenci poruch se do systému zadávají jednotlivé poruchy v den události poruchy. 3.7 Evidence údržby techniky LRNS Údrţba techniky spočívá v pravidelné kontrole stavu a včasném uskutečňování předepsaných prací. Z evidence údrţby (obr. 3-6) jsou snadno zjistitelné náklady na provoz a údrţbu, které jsou zahrnuté do celkových nákladů na ţivotní cyklus (LCC). Obr. 3-6: Menu Údrţba techniky - záznam 65

66 Data jsou do systému zadávána za jednotlivé roky, přičemţ hlavními sledovanými faktory jsou typ údrţby, doba údrţby a četnost údrţby. 3.8 Evidence KTM Doplňkovou funkcí IS LRNS je evidence kontrolní měřící techniky KMT. Touto evidencí lze získat přehled pouţívané KMT přidělené konkrétní technice. V tomto modulu lze provádět podobné operace jako u modulu techniky. 3.9 Evidence personálu Funkce evidence personálu je další doplňkovou částí IS LRNS. Její tabulkový výstup je znázorněn na obrázku Statistická data Obr. 3-7: Menu personál - záznamy Statistická data jsou jedním z hlavních výstupů IS LRNS a představuje diametrální rozdíl v porovnání se soudobými IS. Vstupní data pro výpočty jsou vybrána z databáze evidence opracovaných hodin a vzniklých poruch IS LRNS. Následné výpočty probíhají v grafech pro zobrazení statických výpočtů. V těchto grafech lze zobrazit následující funkce: intenzitu poruch (obr. 3-9), střední dobu provozu mezi poruchami (MTBF), počet odpracovaných hodin za kalendářní rok (obr. 3-8), počet vzniklých poruch za kalendářní rok Ekonomická data Dalším hlavním výstupem jsou ekonomická data. V této části se provádí zhodnocení ţivotních cyklů sledované techniky. Zdrojem dat pro výpočty ekonomických analýz je databáze IS LRNS. Data pouţitá pro výpočet analýzy LCC jsou vybrána z databáze IS LRNS a následně vypočítána a zobrazena. Z těchto analýz systém vytvoří následující výstupy: celkové náklady na provoz a údrţbu, provozní náklady, náklady na servisní a běţnou údrţbu (obr. 3-10). 66

67 Obr. 3-8: Graf počtu odpracovaných hodin Obr. 3-9: Graf intenzity poruch 67

68 Obr. 3-10: Graf nákladů na servisní a běţnou údrţbu 3.12 Struktura aplikace IS LRNS Struktura IS LRNS kopíruje současnou hierarchii řízení sluţby LRNS a je členěna následovně: Strategický stupeň (OVL MO, GŠ), Operační stupeň (VeSpS), Taktický stupeň (letiště), Výrobci a opravárny, Výcviková a školící zařízení. Strategický stupeň (OVL MO, GŠ) Operační stupeň (VeSpS) Modul techniky Modul KMT Evidence techniky Evidence provozních dat Evidence statistických a ekonomických dat Evidence KMT Modul techniky Modul KMT Evidence techniky Evidence provozních dat Evidence statistických a ekonomická dat Evidence KMT Taktický stupeň (Letiště) Modul techniky Evidence a editace Sběr provozních dat Výpočty statistických a ekonomických dat Výrobci a opravárny Výcviková a školící zařízení Modul personál Evidence a editace personálu Modul personál Evidence personálu Modul KMT Evidence a editace Testovací moduly Obr. 3-11: Struktura aplikace IS LRNS 68

69 3.13 Přístup a administrace IS LRNS Administrace IS LRNS v nynější formě je zcela jednoduchou záleţitostí. K chodu systému stačí instalovat aplikaci na jediný server. Taková konfigurace přináší několik výhod. První výhodou je snadná údrţba a spravování systému. Další výhodou je vyuţití jednoho administrátora pro správu systému. Tím se zjednoduší provoz a hlavně se sníţí provozní náklady aplikace. V evidenci uţivatelů jsou zaznamenány údaje, jako je ID uţivatele, hodnost, login (přihlašovací jméno), heslo, práva, jméno uţivatele, příjmení uţivatel, titul, identifikační číslo, číslo útvaru, aktuální funkce, datum registrace, poslední přihlášení Grafické prostředí IS LRNS Aplikace byla vytvářena tak, aby uţivatel potřeboval co moţná nejmenší čas k pochopení a orientaci v systému. Efektivita informačního systému se přímo vztahuje k jeho velikosti a k tomu, jak uspokojuje potřeby uţivatelů. Při návrhu aplikace bylo zmíněno několik vět o designových prvcích. Při implementaci systému bylo dosaţeno téměř všech vlastností přívětivých informačních systémů. Významná změna nastala u vyhledávání, které je v aplikaci řešeno formou filtrů. Pouţité filtry třídí informace dle výběru uţivatele. Rozvrţení stránky bylo zvoleno s cílem zjednodušit orientaci uţivatele v aplikaci. Základní zobrazení ukazuje v horní části pouze název aplikace a moţnost přihlášení do systému. Dále je stránka dělena na levý a pravý sloupec. Levý sloupec zobrazuje navigační lištu, která je aktivována po zvolení odkazu v hlavní liště. Obsahová část je určena k zobrazování hlavních informací vybraných uţivatelem. Celé zobrazení aplikace uzavírá patička stránky. Grafická forma zobrazení a rozvrţení aplikace je uvedena na obrázku Hlavička stránky Informace o přihlášeném uživateli (přihlášení/odlhášení do systému) Navigační menu Hlavní navigační menu Akce I Akce II a III Levý sloupec Patička stránky Obsahová část) Obr. 3-12: Grafické prostředí IS LRNS 69

70 4 Výběr programovacího jazyka a databázového systému Jako hlavní programovací jazyk byl zvolen PHP. PHP patří do kategorie Open Source, coţ bylo rozhodující pro jeho pouţití. Dalším aspektem je jeho částečná jednoduchost v porovnání s ostatními jazyky. Poslední stanovisko je snadné spojení s databázemi MySQL, které byly vybrány pro databázový systém. PHP se stalo velmi oblíbeným především díky jednoduchosti pouţití a tomu, ţe kombinuje vlastnosti více programovacích jazyků a nechává tak vývojáři částečnou svobodu v syntaxi. V kombinaci s operačním systémem Linux, databázovým systémem (obvykle MySQL nebo PostgreSQL) a webovým serverem Apache je často vyuţíván k tvorbě webových aplikací. Pro tuto kombinaci se vţila zkratka LAMP tedy spojení Linux, Apache, MySQL a PHP. Databáze MySQL patří rovněţ do kategorie Open Source a jejich pouţití je v porovnáním s ostatními databázemi snadné. MySQL je databázový systém, vytvořený švédskou firmou MySQL AB. Jeho hlavními autory jsou Michael Monty Widenius a David Axmark. Je povaţován za úspěšného průkopníka dvojího licencování. Je k dispozici jak pod bezplatnou licencí GPL, tak pod komerční placenou licencí. MySQL je multiplatformní databáze. Komunikace s ní probíhá pomocí jazyka SQL. Podobně jako u ostatních SQL databází se jedná o dialekt tohoto jazyka s některými rozšířeními. Pro svou snadnou implementovatelnost (lze jej instalovat na Linux, MS Windows, ale i další operační systémy), výkon a především díky tomu, ţe se jedná o volně šiřitelný software, má vysoký podíl v současné době na pouţívaných databázích. MySQL bylo od počátku optimalizováno především na rychlost, a to i za cenu některých zjednodušení: má jen jednoduché způsoby zálohování, a aţ donedávna nepodporovalo pohledy, triggery, a uloţené procedury. Tyto vlastnosti jsou doplňovány teprve v posledních letech. Nevýhody MySQL pramení z jejich výhod. Nepodporuje sloţitější programátorské konstrukce (někdy je moţné je obcházet skriptováním) a nemá dostatečný výkon v náročných (zatěţovaných) webových aplikacích. Tehdy se pouţívají konkurenční databáze například PostgreSQL nebo Oracle. Přesto je však třeba říci, ţe MySQL vyhoví ve většině případů. Pro aplikaci typu IS LRNS bylo nutné pouţít i další jazyky. Prvním pouţitým jazykem byl JavaScript. Tento jazyk je multiplatformní, objektově orientovaný skriptovací jazyk. Program v JavaScriptu se obvykle spouští aţ po staţení WWW stránky z Internetu (tzv. na straně klienta), na rozdíl od ostatních jiných interpretovaných programovacích jazyků (např. PHP a ASP), které se spouštějí na straně serveru ještě před staţením z Internetu. Nevýhodou je, ţe JavaScript nemůţe pracovat se soubory, protoţe by ohrozil bezpečnost uţivatele. Dalším pouţitým jazykem byly kaskádové styly CSS (Cascading Style Sheets). Je to jazyk pro popis způsobu zobrazení stránek napsaných v jazycích HTML, XHTML nebo XML. Hlavním smyslem je umoţnit oddělení vzhledu dokumentu od jeho struktury a obsahu. Původně to měl umoţnit uţ jazyk HTML, ale v důsledku nedostatečných standardů a konkurenčního boje výrobců prohlíţečů se vyvinul jinak. Starší verze HTML obsahují celou řadu elementů, které nepopisují obsah a strukturu dokumentu, ale i způsob jeho zobrazení. Jednoduše řečeno - CSS jsou navrţeny pro konečný design WWW stránky. 5 Závěr Cílem vytvořené aplikace je schopnost sledovat a vyhodnocovat zmiňované parametry. Zkušební data, která jsou v aplikaci obsaţena, byla vybrána ze skutečného provozu techniky LRNS. Parametry, které data obsahují, jsou převáţně z provozu radarů LRNS. Z hlediska 70

71 vytvoření struktury a modulů aplikace jsou data plně dostačující. Vlastnosti tohoto systému jsou navrţeny tak, ţe je schopen podávat aktuální informace o stavu techniky LRNS. IS LRNS umoţňuje rovněţ vytvářet podklady pro rozhodování statistickými a ekonomickými funkcemi. Aplikace tvoří konkrétní příspěvek k zefektivnění organizace provozu systémů radionavigačního zabezpečení. Výhody řešeného informačního systému: zpracovává data, která jsou typická pro provoz techniky LRNS, pouţívá jednoduchý matematický aparát k statistickým a ekonomickým výpočtům, univerzálnost systému je prakticky schopen vyhodnocovat provoz jakéhokoliv prostředku či systému, vyuţití PHP a MySQL, IS LRNS je vytvořen jako modulární dynamická aplikace, proto nese všechny výhody s tím spojené (schopnost rychle a efektivně reagovat na změny, provádět výpočty a vyhodnocení výsledků, oddělení dat od systému, rozšiřovat moduly, atd.). ukazuje směr rozvoje IS pro potřeby vyhodnocování provozu techniky (zařízení). Tento IS LRNS byl navrţen a vytvořen jako demonstrátor moţností usnadnění práce personálu LRNS od základních administračních úkonů aţ po vyhodnocování a analýzy provozu techniky LRNS. Systém je navrţen hlavně pro demonstraci těchto výhod v porovnání s ostatními systémy typu APV APIS a ISL. V případě úplné implementace IS LRNS do praxe je samozřejmé, ţe je jej potřeba dále rozvíjet. Literatura [1] HUMPOLÍČEK, P.: Informační systém pro sledování provozních údajů LPZ-RTZ. Brno, Univerzita obrany, 2009, 52 s. [2] JEŘÁBEK J.: Analýza provozuschopnosti prostředků radiotechnického zabezpečení letectva. Brno. Univerzita obrany, 2007, 113 s. [3] JALOVECKÝ, R.: Informační systém Agrární komory České republiky. Zlín. Univerzita Tomáše Bati ve Zlíně s. [4] BLOUDÍČEK, R., JEŘÁBEK, J.: Systémy pro sledování a vyhodnocování provozuschopnosti leteckých pozemních zařízení v letectvu AČR. Košice. Letecká fakulta TU Košice, 6s. Dedikace Článek byl vypracován za podpory udělené UO na specifický výzkum K-206 v rámci projektu Moderní technologie v systémech letectva AČR. 71

72 Skúmanie magnetickej aury prúdového motora Ing. Ján Kabát Letecká fakulta Technickej univerzity v Košiciach, Katedra avioniky jan.kabat@tuke.sk Ing. Róbert Bréda, PhD Letecká fakulta Technickej univerzity v Košiciach, Katedra avioniky robert.breda@tuke.sk Ing. Jana Modrovičová KKUI FEI TUKE, Letná 9, Košice jana.modrovicova@tuke.sk Resumé: Príspevok je zameraný na výskum magnetickej aury malého leteckého motora umiestneného v Laboratóriu inteligentných riadiacich systémov leteckých motorov Leteckej fakulty TU v Košiciach, označovaného ako malý prúdový motor MPM-20 a možnosti jej využitia pri jeho diagnostike a návrhu situačného riadenia. Výsledky a popis predchádzajúcich meraní sú popísané v prácach [6,7,8]. Cieľom merania bolo zistiť, či sa magnetická aura objektu MPM 20 mení vplyvom otáčok. Meranie bolo vykonané na odľahčenom motore, na vytvorenej meracej konštrukcii pomocou 4-kanálového magnetometra VEMA 030 [2,3,5,10]. 1 Objekt merania MPM-20 je jednoprúdový, jednohriadeľový, turbokompresorový motor s jednostupňovým, jednostranným radiálnym kompresorom, zdruţenou spaľovacou komorou, jednostupňovou, nechladenou plynovou turbínou a pevnou výstupnou dýzou. Pôvodne slúţil ako spúšťač TS- 20 i ako záloţný zdroj energie pre stíhacie lietadlá Su-7 a Su-22. [9]. Objektom výskumu je nielen z hľadiska skúmania magnetickej aury, vyuţitia prvkov umelej inteligencie v oblasti riadenia ale i moţností pouţitia alternatívnych palív Obr. 1. Funkčná schéma motora MPM 20 72

73 2 Merací reťazec Merania boli vykonané na vytvorenej meracej konštrukcii pomocou 4-kanálového magnetometra a merací reťazec pozostával z drevenej konštrukcie s uloţeným motorom MPM 20; z dreveného rámu s rozmiestnenými sondami magnetometra Vema 30 vzájomne natočenými o 90 0 ; snímača otáčok a vzduchového kompresora, pomocou ktorého bol roztáčaný motor MPM 20 odľahčenej konštrukcie. Vzorkovacia frekvencia bola 1kHz. Náčrt rámu a rozmiestnenia sond je na obr. 2. Meranie prebiehalo v štyroch rezoch motora MPM 20 v troch etapách: pri nulových otáčkach MPM 20, bez roztočenia kompresora MPM 20; s otáčkami v rozsahu ot./min. pri otáčkach motora v rozsahu ot./min; Obr.2: Drevený rám s rozmiestnenými sondami K1-K4 a motorom MPM 20 Legenda: K1, K3 sondy magnetometra č.1 a č.3 umiestnené v horizontálnom smere K2, K4 sondy magnetometra č.2 a č.4 umiestnené vo vertikálnom smere Obr.3: Objekt merania odľahčený MPM-20 73

74 rez 1 rez 2 rez 3 rez 4 Obr.4: Rezy motora, v ktorých boli vykonané merania Tab. 1: Denné meteorologické podmienky merania Rosný bod [ 0 C] Atm. tlak [hpa] Priem. vonkajšia teplota [ 0 C] Priem. vnútorná teplota [ 0 C] Ozón [Dobsonová jednotka] (-12%) V nasledujúcich grafoch sú vykreslené priebehy pre jednotlivé rezy motora. V kaţdom reze bola vykonaná trojica meraní pri kľudovom stave motora, niţších otáčkach a vyšších otáčkach motora. 74

75 Obr.5. Grafy nameraných hodnôt v horizontálnej rovine Obr.6. Grafy rozdielov nameraných hodnôt v horizontálnej rovine 75

76 Obr. 7. Grafy nameraných hodnôt vo vertikálnej rovine Obr. 8. Grafy rozdielov nameraných hodnôt vo vertikálnej rovine pre M1 76

77 3 Záver Z nameraných výsledkov zobrazených v grafoch ako i z grafov rozdielov nameraných hodnôt je vidieť, ţe dané dosiahnuté otáčky nemali vplyv na zmenu magnetickej aury MPM 20. Keďţe otáčky dosiahli pri meraniach maximálnu hodnotu 2000 ot./min. nie je moţné posúdiť ako sa bude prejavovať magnetická aura MPM 20 pri vyšších otáčkach. Minimálne rozdiely priebehov magnetickej indukcie meranej sondami K1, K3 (horizontálna rovina) a K2, K4 (vertikálna rovina) pri rôznych rýchlostiach sa dajú pripísať nepresnosti merania nastavením konštrukcie rámu. Pre zlepšenie predstavy o vzťahu otáčok motora MPM-20 a jeho magnetickej aury bude potrebné vykonať ďalšie merania pri studenom pretočení, kedy bude moţné dosiahnuť vyššie otáčky motora a prejaví sa i vplyv teploty štartéra. Na základe ďalších vykonaných meraní bude pravdepodobnejšie určiť vplyv otáčok motora na jeho magnetickú auru ako aj moţnosti modifikácie existujúceho situačného riadenia MPM Literatura [1] Andoga R.: Hybridné metódy situačného riadenia zloţitých systémov., Doktorandská dizertačná práca, FEI TUKE, 2006,pp.120. [2] Čopík J.: Monitorovania magnetického poľa v záujmovom priestore., Doktorandská dizertačná práca, LF TUKE, 2005, pp.135. [3] Čopík J.: Autonómne meranie vybraných fyzikálnych polí., Písomná práca k dizertačnej skúške, Vojenská letecká akadémia gen. M.R.Štefánika, Košice, 2002, pp.49. [4] Főző L.: Vyuţitie matematického modelu rovnováţneho a nerovnováţneho chodu motora [5] MPM20 pri návrhu algoritmu riadenia v kaţdom čase, Doktorandská dizertačná práca, FEI TUKE, 2008, pp.142. [6] Hudák J.: Magnetometria, vybrané problémy vývoja a vyuţitia, Habilitačná práca,vojenská letecká akadémia gen. M.R. Štefánika, Košice, 1999, pp.107. [7] Kabát J., Madarász L., Modrovičová J.: Introduction to problem, basis and measurement of magnetic aura of turbojet aircraft engines, In: Computional Intelligence and Informatics: Proceeding of the 9 th International Symposium of Hungarian Researchers,November 6-8, Budapest, ISBN , 2008, pp [8] Modrovičová J.: Štúdia moţnosti vplyvu magnetickej aury leteckého motora MPM 20 na jeho situačné riadenie., Písomná práca k dizertačnej skúške, FEI TUKE, Košice, 2009, pp.85. [9] MODROVIČOVÁ, Jana - MADARÁSZ, Ladislav - KABÁT, Ján: Magnetic aura study of small turbojet engine MPM 20. In: SAMI 2009 : 7th International Symposium on Applied Machine Intelligence and Informatics : January 30-31, 2009, Herľany, Slovakia. [S.l.] : IEEE, s ISBN [10] Technický popis MPM-20 [11] 77

78 Diagnostický systém pre identifikáciu technického stavu zariadení Ing. Radoslav Kreheľ, PhD. Katedra prevádzky výrobných procesov, FVT TU Košice so sídlom v Prešove, Štúrova 31, Prešov, tel.: / , radoslav.krehel@tuke.sk Resumé: Článok sa zaoberá návrhom vibrodiagnostického meracieho systému obsahujúceho merací modul oktalon. Základnými časťami tohto systému sú vibrodiagnostický model a vibrodiagnostické zariadenie. Navrhnuté vibrodiagnostické pracovisko bude slúžiť na meranie vibrácií, analýzu vibrácií, vyhodnocovanie a prezentáciu výsledkov merania v reálnych, alebo modelovo simulovaných podmienkach. 1 Úvod Vibračná diagnostika je jednou z metód bezdemontáţnej, alebo nedeštruktívnej diagnostiky rotačných strojných zariadení. Vyuţíva vibrácie, ktoré generujé zariadenie v chode, ako zdroj informácií o spôsobe jeho prevádzky. Vibrodiagnostika je tieţ významným nástrojom moderných produktívnych a proaktívnych metód údrţby strojných zariadení. Pomocou vibrodiagnostiky sa údrţba strojných zariadení plánuje podľa skutočného stavu a tým sa predchádza mnohým zbytočným preventívnym opravám, čo vedie k nemalým úsporám náhradných dielov a času potrebného na opravy technických zariadení. Na pravidelne monitorovaných zariadeniach sa rovnako predlţuje perióda odstávok, ktoré je moţné plánovať s dostatočným predstihom s tým, ţe je z výsledkov merania zrejme, aký uzol bude predmetom opravy. 2 Laboratórny systém pre meranie a vyhodnotenie vibrácií zariadení 2.1 Schéma systému pre meranie a vyhodnocovanie vibrácií Toto meranie je veľmi efektívne pre zisťovanie slabých uzlov na zariadeniach akými sú uvoľnené základy, rezonancie, nedostatočná tuhosť konštrukcií, posudzovanie vplyvu vibrácii na namáhanie jednotlivých komponentov. Obr. 2-1: Časový priebeh hladiny chvenia v priebehu ţivotnosti 78

79 Kaţdé zariadenie obsahujúce rotačný alebo posuvný komponent generuje i vo vyhovujúcom prevádzkovom stave určitú hladinu chvenia. Časový priebeh hladiny chvenia v priebehu ţivotnosti je predstavovaný takzvanou Vaňovou krivkou (obr. 2-1). Základnú časť navrhnutého vibrodiagnostického pracoviska tvorí vibrodiagnostický systém OKTALON, ktorý je následne poprepájaný vedením s vibrodiagnostickým modelom, počítačom a zobrazovacím prezentačným zariadením. OKTALON komunikuje s počítačom pomocou vizuálizačného modemu. Počítač obsahuje špeciálny program potrebný na spracovanie, analýzu dát a prezentáciu priebehu a výsledkov merania. Na obr. 2-2 je uvedená bloková schéma zapojenia hlavných modulov laboratórneho systému pre meranie a vyhodnocovanie vibrácií. Obr. 2-2: Bloková schéma vibrodiagnostického pracoviska pre meranie a vyhodnocovanie vibrácií 2.2 Prehľad hlavných komponentov systému A generátor vibrácií (vibrodiagnostický merací model) zloţený z elektromotora, pruţnej spojky, dvoch loţísk, hriadeľa a záťaţového kotúča. Generátor obsahuje snímače vibrácií, ktoré sú bliţšie opísané v ďalšej podkapitole tohto článku, B OKTALON (modulárny, multiparametrický merací systém) je určený pre trvalé sledovanie mechanických vibrácií a stavu mechanického systému, C vizuálizačný modem slúţi na zabezpečenie komunikácie s PC, D PC umoţňuje spracovanie a analýzu dát získaných meraním. Taktieţ umoţňuje grafické zobrazenie priebehu a výsledkov meraní pomocou dátaprojektora, E snímače vibrodiagnostického signálu (piezoelektrické akcelerometre) - vyuţíva schopnosti piezoelektrických kryštálov indukovať napätie v dôsledku mechanického namáhania, pre väčšiu citlivosť sa pouţíva dvojica piezoelektrických elementov, vnútorné tlmenie piezoelektrického materiálu je veľmi malé, čo umoţňuje merať vibrácie aţ do rádu 3*104 Hz. F - zobrazovacie prezentačné zariadeníe (plazmový projektor, dátavideoprojektor). 79

80 3 Metódy pre vyhodnocovanie meraných signálov na laboratórnom modely Model vyuţíva hlavne tieto dva druhy metód: Frekvenčná analýza Fourierová transformácia Stručný popis metód: Frekvenčná analýza Kmitanie strojov a zariadení nevzniká iba nevyváţenosťou, ale môţe byť vyvolané viacerými príčinami, ako napríklad poškodená spojka, nesúosovosť, opotrebené valivé loţiská, porucha v ozubenom prevode. Frekvenčná analýza umoţňuje presnú identifikáciu jednotlivých príčin kmitania. Zmes kmitov daného objektu sa rozkladá na svoje jednotlivé zloţky podľa kmitočtu. Laboratórny model má moţnosť postupnej zmeny rozsahu merných kmitočtov. Znázornenie frekvencií vibrácií Model umoţňuje znázorniť lineárnu i logaritmickú mierku.lineárna mierka frekvencie ľahko zobrazí harmonické zloţky signálu. Logaritmická mierka rozširuje oblasť nízkych frekvencií a súčasne komprimuje oblasť vysokých frekvencií, takţe je v celom pásme zaistená totoţná relatívna (percentuálna) rozlišovacia schopnosť. K výhode tieţ patrí moţnosť znázornenia celého pracovného rozsahu na nie príliš dlhé osi. Praktické zobrazenie frekvenčného pásma signálu vibrácií je znázornené na obr Obr. 3-1: Znázornenie frekvenčného pásma vibrácií v lineárnej a logaritmickej mierke Vibračné budenie stroja potrebné pre spracovanie frekvenčnej analýzy Pri vyšetrovaní dynamických vlastností strojov, strojných častí a základu strojov sa na skúšanú časť zavádza vstupná funkcia a ich reakcia sa meria ako funkcia výstupná. Pomer medzi vstupnou a výstupnou funkciou vyjadruje komplexná prenosová funkcia. Výsledok zobrazuje amplitúdovofázová charakteristika. Znej je moţné vyčítať vlastné kmitočty, vlastné tvary kmitov, dynamickej tuhosti a činitele útlmu vyšetrovaných strojov. Zlepšenie vibračného chovania stroja sa prejaví v zlepšení jeho dynamických vlastností. 80

81 Fourierová transformácia Kmitanie strojov často súvisí s otáčkami hnacieho agregátu. K vysledovaniu týchto súvislostí slúţi táto Furierová transformácia. Selektívne sa merajú harmonické zloţky kmitov (rady), ktorých frekvencia odpovedá otáčkam hnacieho agregátu, alebo jeho násobku. Je moţné povedať ţe daná analýza dáva komplexný obraz o technickom stave objektu. 4 Prehľad skúšok vykonaných na laboratórnom vibrodiagnostickom systéme Skúmanie priebehu vibrácií v závislosti na otáčkach hnacieho motora prebiehalo pri: opotrebovaných loţiskách, nesúosovosti spojky, nerovnosti hriadeľa, nevyváţení záťaţe, nedostatočne pevnom upnutí niektorej časti modelu. 5 Možnosti využitia vyvinutého modelu Obr. 5-1: Závislosť vibrácií sústavy na otáčkach motora (okno počítačového programu) Laboratórny model vyvinutý pre generovanie, meranie, analýzu, vyhodnocovanie a prezentáciu vibrodiagnostického signálu bude vyuţívaný hlavne v týchto oblastiach: generovanie budeného vibračného signálu, 81

82 skúmanie priebehu vibrácií v závislosti na otáčkach hnacieho motora pri rôznych umelo vytvorených poruchových stavoch vibrodiagnostického modelu, skúmanie vibrácií v závislosti na otáčkach motora v oblasti rezonančnej frekvencie sústavy, simulovanie vybraných poruchových stavov modelu, prezentovanie výsledkov na veľkoplošnom elektronickom zobrazovacom médiu (plazmový projektor, dátavideoprojektor), znázorňovanie priebehu a výsledkov meraní s moţnosťou spracovania dát počítačom, ich následná analýza a štatistické vyhodnotenie s umoţnením generovania trendového grafu (obr. 5-1). 6 Výsledky merania Jedným z čiastkových výsledkov merania je grafická závislosť (obr. 6-1) mechanických vibrácií na otáčkach motora pri zmene nesymetrickosti záťaţe. Meranie prebiehalo tak, ţe sa na začiatku nastavil záťaţový kotúč do stredovo nevyváţeného stavu pomocou nesymetrického rozloţenia skrutiek na jeho obvode. Táto nesymetrickosť bola zmenená trikrát a to od menšej nesymetrickosti po väčšiu nesymetrickosť. Pri kaţdej nastavenej nesymetrickosti boli postupne zvyšovane otáčky motora v rozsahu od 0 Hz po 50 Hz a merané vibrácie. Otáčky motora boli zvyšované s krokom 1 Hz. Obr. 6-1: Grafická závislosť vibrácií loţísk na nesymetrickosti záťaţového kotúča meraných v určitom rozsahu otáčok motora V grafe na obr. 6-1 je vidieť postupný prudký nárast vibrácií, čo je spôsobené zhodou rezonančnej frekvencie meranej sústavy s frekvenciou otáčok motora. Tento prudký nárast hodnoty vibrácií je tým väčší, čím je väčšia nesymetrickosť záťaţového kotúča. Týmto meraním sa zistila závislosť vibrácií meranej sústavy na nesymetrie rozloţenej váhy záťaţového kotúča pri prechode otáčok motora rezonančnou frekvenciou tejto sústavy. 82

83 7 Záver Toto meranie bolo zamerane na návrh optimálneho riešenia pre monitorovanie, reguláciu a diagnostiku prevádzkových stavov strojov a výrobných systémov. Návrh obsahoval tri alternatívy riešenia zariadení na diagnostiku strojov. Z uvedených troch alternatív bola vybraná jedna, ktorá sa najviac osvedčila pri praktickom meraní a vyhovovala aj z ekonomického hľadiska. Na vybranej alternatíve bolo moţné najefektívnejšie poukázať na nízkofrekvenčné vibrácie generované vplyvom nesymetrickosti, nesúosovosti hriadeľa, ale aj vysokofrekvenčné vibrácie generované loţiskami. Bol vybraný merací systém Oktalon a to pre jeho viacúčelové vyuţitie a moţnosť zobrazovania výsledkov na počítači. Taktieţ obsahuje zabudovaný alarm so signalizáciou v prípade prekročenia povolených hodnôt vibrácií. Z technického hľadiska je moţné pouţiť frekvenčnú analýzu na diagnostikovanie technického stavu meraného zariadenia. Tento článok bol písaný v rámci projektu Vývoj, realizácia a overenie technického systému pre bezkontaktnú optickú identifikáciu a nadväznú korekciu rozmerového opotrebenia výrobného nástroja počas plynulého priebehu výrobných operácií. č. 1/0562/08 5 na FVT. Literatúra [1] BALOG, J.: Údržby a diagnostika strojov. Nitra : VES VŠP, [2] BARCÍK, Š.: Stroje a zariadenia, I., II., III. Zvolen: TU Zvolen, 2001 [3] KREHEĽ, R. GREGOVÁ, L.: The measurement of forces in turning operations. In: Zborník z vedeckej konferencie THE INTERNATIONAL CONFERENCE OF THE CARPATHIAN EURO-REGION SPECIALISTS IN INDUSTRIAL SYSTEMS, Baia Mare 2006, s , ISSN , ISBN , ISBN [4] KREHEĽ, R. LÖRINC, E.: Aplikácia optických snímačov v procese kontroly rozmerového opotrebenia rezného nástroja počas sústruţenia. In: Zborník z vedeckej konferencie Nové smery vo výrobných technológiách, FVT Prešov, 2006, s , ISBN [5] NAVRÁTIL, M.: Mérení mechanického kmitaní, úvod do teórie snímaču: SNTL; Praha,

84 Resumé: Vzájomná väzba antén na chvostovej časti vrtuľníka Ing. Ján Labun, PhD. Letecká fakulta, TU Košice, tel.: Článok sa zaoberá problematikou zhoršenia kvality spojenia modernizovaného vrtuľníka na malých výškach a malých vzdialenostiach od pozemného rádiového bodu. Analyzuje situáciu, či sa na zhoršení kvality spojenia s vrtuľníkom môže podieľať interferencia signálov od dvoch antén rovnakého frekvenčného pásma a difrakčné rozloženie poľa po povrchu jeho valcovej chvostovej časti. Pritom sa predpokladá, že polohou antén a ich vzájomnou vzdialenosťou je možné takúto negatívnu väzbu eliminovať. 1 Úvod Začlenením Slovenskej republiky do Európskej únie bolo nutné realizovať celý rad organizačných a technických krokov v rôznych oblastiach ţivota. V oblasti leteckej techniky bolo nutné modernizovať avionické systémy na palubách starších lietadiel a vrtuľníkov pri ktorých sa predpokladali lety nad vzdušným priestorom štátov Európskej únie. Z uvedeného dôvodu bola u niektorých prevádzkovateľov modernizovaná avionika na vrtuľníkoch Mi-17. Pri takýchto modernizáciách sa inštaloval celý rad nových západných avionických systémov na palubu pôvodného ruského vrtuľníka. Táto z historického hľadiska nezvyklá kombinácia je predpokladom vzniku celého radu technických problémov pred a po samotnej zástavbe avioniky, ktoré je potrebné následne riešiť. Z uvedeného dôvodu sa riešila napr. zástavba dvoch rádiostaníc na palube uvedeného vrtuľníka. Umiestnením novej ďalšej rádiostanice na palubu jedného vrtuľníka bolo nutné riešiť zástavbu novej ďalšej antény na jeho povrchu. Umiestnením dvoch antén toho istého frekvenčného pásma na jednu chvostovú časť vrtuľníka sa vytvára predpoklad ich vzájomného ovplyvňovania. Aby autori navrhovanej zástavby minimalizovali negatívne vplyvy takejto zostavy dvoch antén, na úzkej chvostovej časti vrtuľníka realizovali nasledujúce opatrenia: obe antény sú vo vzdialenosti cca strednej hodnoty frekvencie leteckého pásma, umiestnenie novej - druhej antény je na opačnej strane valca chvostovej časti. Aj cez uvedené opatrenia dochádza počas letu k negatívnej situácii, kedy v malých výškach a v malých vzdialenostiach vrtuľníka od letiska dochádza k zhoršeniu kvality rádiového spojenia. Ako moţné príčiny vzniku uvedených problémov s komunikáciou na tomto vrtuľníku sa javí interferencia signálov od dvoch antén rovnakého frekvenčného pásma a difrakčné rozloţenie poľa po povrchu jeho valcovej chvostovej časti. Cieľom tohto článku bolo analyzovať problém interferencie a difrakcie na povrchu chvostovej časti vrtuľníka. 84

85 2 Sústava dvoch antén na chvostovej časti vrtuľníka Pri analýze predpokladáme sústavu dvoch antén, z ktorých prvá je aktívne budená vysielačom a druha tvorí pasívny prvok tejto anténnej sústavy. Vlastnosti takejto anténnej sústavy sú dané: usporiadaním týchto prvkov v priestore z hľadiska polohy a vzdialenosti, elektrickými vlastnosťami kaţdého jedného prvku, amplitúdami a fázami prúdov v jednotlivých prvkoch. Aktívna anténa tejto sústavy je priamo napájaná vedením z vysielača a druhá pasívna anténa je budená ţiarením aktívneho prvku. Smerový diagram a zisk takejto sústavy závisí nielen na usporiadaní prvkov, ale najmä na amplitúdových a fázových reláciách medzi prúdmi v nich, pričom je jedno ako boli relácie týchto prúdov dosiahnuté. Široký rozsah zmien amplitúd a fáz prúdov v týchto prvkoch, ich vzdialenosťou a vzájomnou polohou umoţňuje vytvoriť mnoţstvo druhov a typov takejto anténnej sústavy s rôznymi vlastnosťami. Preto pri analýze takejto sústavy je potrebné poznať amplitúdy a fázy prúdov v oboch prvkoch. Pritom oba prvky (aktívny i pasívny) v sústave ţiaria. Kaţdý jeden prvok svojím ţiarením indukuje určité napätia v druhom prvku i v sebe samom. Ak má sústava 2 prvky, označené 1,2 je moţné napísať nasledujúcu sústavu rovníc: U U 1 2 I 1 I 1 Z Z I 2 I 2 Z Z (1) Ak zoberme príklad, kde k napätiu U 2 v druhom prvku prispieva prvý prvok príspevkom I 1 Z 21, sám druhý prvok prispieva príspevkom I 2 Z 22. Činitele Z 12 a Z 21 sú tzv. činitele vzájomnej väzby, ktoré závisia hlavne na vzdialenosti, vzájomnej polohe prvého a druhého prvku a na ich dĺţkach. Z 11 a Z 22 sú činitele vlastnej väzby. Ak zváţime, ţe počet prvkov môţe byť rôzny, povaţujeme sústavu zloţenú z jedného aktívneho dipólu a jedného pasívneho dipólu za najjednoduchšiu sústavu (obr. 1). x I 1 Z 1 Z 2 I 2 X z y l 1 l 2 Obr. 1 Jednoduchá sústava zloţená z aktívneho a pasívneho dipólu Svorky pasívneho dipólu sú zaťaţené reaktanciou X. Na vstupe aktívneho dipólu je napätie U 1, indukované napätie U 2 na vstupe druhého dipólu musí byť v rovnováhe s napätím, ktoré vznikne prietokom prúdu I 2 reaktanciou X. 85

86 Na základe týchto skutočností môţeme vyvodiť nasledovné vzťahy: U 1 I ji 2 1 Z 11 X I I 1 Z 2 21 Z 12 I 2 Z 22 I Z, (2) I 2 1 Z12 m. e jx 22 j Modul m udáva pomer amplitúd prúdu, fáza ich fázový rozdiel. Tieto veličiny môţeme ovplyvniť nasledovnými spôsobmi: zmenou vzdialenosti medzi prvkami d, zmenou dĺţkou pasívneho prvku l, zmenou zaťaţovacej reaktancie X. Ţiarenie dvojice dipólov, zobrazených na obr. 1, s pomerom prúdu me j, vypočítame ako funkciu ţiarenia sústavy, ktorá je rovná dvom činiteľom, pričom jeden z nich je rovný funkcii ţiarenia jedného prvku a druhý skupinovej funkcii ţiarenia. V našom prípade je funkcia ţiarenia rovná: cos klcos cos kl F( ) j sin (3) Smerový diagram sústavy naberá rôzne podoby v závislosti na hodnotách veličín d, m, ; niekoľko príkladov je vidieť na obr. 2. Obr. 2 Smerové diagramy sústavy dvoch antén pri rôznej vzdialenosti prvkov d a pri rôznom fázovom zdvihu prúdu 86

87 3 Difrakcia na chvostovej časti vrtuľníka Difrakcia je zmena smeru šírenia ţiarenia v dôsledku ohybu rádiových vĺn na kovových častiach vrtuľníka. Difrakcia ako jav sa vyskytuje u všetkých druhov vlnenia (zvukového, elektromagnetického, svetelného) aj na iných druhoch prekáţok. Keďţe komunikácia v letectve prebieha v oblasti rádiových vĺn, bude nás zaujímať predovšetkým difrakcia rádiových vĺn na valci, pretoţe k tomuto útvaru môţeme aproximovať tvar chvostovej časti vrtuľníka ako prekáţky, v blízkosti ktorého sa rádiové vlny šíria. Kruhový valec chvostovej časti vrtuľníka s polomerom a má os v smere letu lietadla, teda rovnobeţnú s osou y a predpokladajme, ţe v smere osi x sa šíri rovinná vlna. To znamená, ţe vlnoplochy tejto rádiovej vlny sú rovnobeţné s rovinou xy. Vektory poľa tejto primárnej vlny majú zloţky E z a, a môţeme ich napísať v nasledujúcom exponenciálnom tvare: H y 0 E E z, jk x m. e E m jk0x H y. e 0 0 (4) kde: E - intenzita elektrického poľa, H - intenzita magnetického poľa, 0 - permeabilita vákua, 0 - permitivita vákua, k 0 - vlnové číslo vo vákuu. Pre ďalšiu interpretáciu problému je potrebné rozvinúť oba výrazy pre E z a H y do cylindrického radu funkcií, pre zjednodušenie popisu je uvedený vzťah len pre E z : prim n jn z Em j Jnk0r e (5) n E. kde: J n - Besselová funkcia n-tého radu, prim E z - intenzita poľa primárnej vlny v osi z, - polohový uhol do bodu príjmu vo vertikálnej rovine. prim Tento rad udáva intenzitu elektrického poľa pôvodnej primárnej vlny E z, vyţiarenej pôvodnou anténou. Môţeme uvaţovať aj tak, ţe ide o intenzitu elektrického poľa v priestore za predpokladu, ţe kovový valec trupu lietadla nie je prítomný. Prítomnosť kovového valca sek trupu lietadla však vyvolá sekundárne vlnenie E z, pretoţe samotný trup sa po primárnom oţiarení chová ako anténa. Všetky moţné sekundárne vlnenia, ktoré môţu v okolí kovového trupu lietadla vzniknúť, je moţné stanoviť riešením známej homogénnej vlnovej rovnice. sek Podobne ako v predchádzajúcom prípade rozvinieme výraz pre E z do cylindrického radu funkcií: sek n jn z Em j cn. H 2 n k0r e (6) n E. 87

88 kde: sek E z - intenzita poľa sekundárnej vlny v osi z, - konštanta, J n kr - Besselova funkcia n-tého radu, argumentu kr, c n H n 2 kr - Hankelova funkcia druhého druhu, n-tého radu, argumentu kr. Po vyţiarení sa intenzity elektrických polí tohto sekundárneho vlnenia prim intenzitami elektrických polí pôvodnej primárnej vlny z trupu lietadla. Vzniká výsledná intenzita elektrického difrakčného poľa sek Ez sa sčítavajú s E všade v okolí kovového valca E difr, ktorá sa rovná súčtu intenzít primárneho a sekundárneho poľa. Samotné difrakčné pole pozorované ďaleko od takéhoto ideálneho valcového trupu lietadla, tak ďaleko, ţe vzdialenosť r je oveľa väčšia, neţ je vlnová dĺţka a priemer trupu a (r», r»a) má intenzitu danú vzťahom: difr j k0 r n 4 n 0 j n Em. e e 2 (7) k r H k a n 2 J k a E. 0 0 Pre technické vyuţitie tohto vzťahu, kedy chvostová časť vrtuľníka nemá presne valcový tvar a vrtuľník má aj ďalšie kovové konštrukčné prvky, nie je riešenie tohto súčtu jednoduché a bez problémov. Preto bolo prikročené k experimentálnemu meraniu difrakčného poľa na chvostovej časti vrtuľníka. 4 Experimentálne meranie na chvostovej časti vrtuľníka Zhrnutím poznatkov o tvare a rozmeroch chvostovej časti vrtuľníka Mi-17 bola pre účely laboratórneho merania vyuţitá skutočnosť, ţe chvostová časť vrtuľníka má značnú podobnosť s valcom. Vyuţitím tohto poznatku bola pre laboratórne meranie vyrobená valcova chvostová časť vrtuľníka. Keďţe v laboratórnych podmienkach sa zloţito narába s valcom, ktorého rozmery sú 0,8 m a dĺţka 6,4 m (ako to je u skutočného vrtuľníka). Pre účely merania bol realizovaný valec s priemerom 0,2 m s dĺţkou 1,8 m, obr. 3. Priemer a dĺţka tohto valca je 4- krát menšia ako originál. Obr. 3 Princíp merania difrakcie na meracom valci Predstava prechodu z chvostovej časti vrtuľníka na navrhovaný laboratórny valec ukazuje obrázok 4. 88

89 K realizácii modelu chvostovej časti trupu vrtuľníka sú pouţité dva kusy plastových potrubí s priemerom 0,2 m a kaţdý s dĺţkou 1,0 m. Pre meracie účely bolo potrubie potiahnuté vodivou hliníkovou fóliou. Po vytvorení zmenšeného modelu chvostovej časti vrtuľníka bol realizovaný aj zmenšený model antén. Ako stredná hodnota pracovnej frekvencie leteckého pásma bola stanovená hodnota 120 MHz. Pre realizáciu modelu antény a samotné meranie bola táto frekvencia taktieţ 4-krát zväčšená t.j. na hodnotu 480 MHz. Skutočný pomer chvostovej časti k meraciemu valcu Obr. 4 Ilustrácia prechodu od chvostovej časti vrtuľníka k meraciemu valcu Samotné meranie bolo realizované dvoma spôsobmi. Prvý spôsob merania bol realizovaný po obvode meraného valca pri konštantnej vzdialenosti antén. Druhý spôsob bol realizovaný pozdĺţ valca (pri zmene vzdialenosti) vţdy na jednej konkrétnej strane valca. Spôsob natáčania antén a výsledky merania pri prvom spôsobe merania sú na obr. 5. Výsledky merania podľa druhého spôsobu merania sú na obr Obr. 5 Meranie difrakčného signálu po obvode valca na frekvencii 480 MHz

90 Priebeh signálu na rovnakej strane chvostovej časti vrtuľníka Priebeh signálu na odvrátenej strane chvostovej časti vrtuľníka Obr. 6 Priebeh výsledného meraného difrakčného signálu po povrchu valca 5 Záver Cieľom predloţeného príspevku bola analýza problémov interferencie a difrakcie na povrchu chvostovej časti vrtuľníka, ktoré sú pravdepodobnou príčinou problémov v úvode spomínanej komunikácie. Ambíciou autora je prispieť k riešeniu roblému, ktorému je na katedre avioniky venovaná pozornosť z dôvodu zvýšeného záujmu leteckých prevádzkovateľov. Prínosom tohto príspevku, pohľadu riešenia uvedenej problematiky, je dôsledná analýza difrakcie na valci s vodivým povrchom, ktorý predstavoval zmenšený model chvostovej časti vrtuľníka. Na základe uvedených meraní bolo moţné vysloviť hypotézu príčiny a spôsobu vzniku problémov pri komunikácii. Pouţitím anténnej sústavy dvoch antén na jednej strane chvostu vrtuľníka, pri ich vzájomnej vzdialenosti je moţné usúdiť, ţe pôvodná kruhová vyţarovacia charakteristika sa zmení na štvorlístok, tak ako to ukazuje obrázok 2, pri d= a =180. Odvrátením pasívnej antény na druhú stranu chvosta vrtuľníka by sa mala deformácia charakteristiky teoretický zmierniť. Avšak z analýzy priebehu signálov po oboch stranách chvostovej časti vrtuľníka vyplýva, ţe indukovaná úroveň signálu na vzdialenosti je na oboch stranách uţ rovnaká. Z uvedeného je moţné vysloviť záver, ţe vo vzdialenosti je vplyv pasívneho prvku na tvar vyţarovacej charakteristiky tejto anténnej sústavy umiestnenej na valcovej chvostovej časti vrtuľníka pribliţne rovnaký a nezáleţí veľmi na polohe druhého prvku. Literatúra [1] MATOUŠEK, Z., OCHODNICKÝ, J., HYKEL, A.: Šírenie elektromagnetických vĺn a vodičové antény. Liptovský Mikuláš: Akadémia ozbrojených síl generála M.R.Štefánika, s. ISBN [2] LABUN, J., KURDEL, P.: Úroveň signálu na hranici rádiového dosahu v letectve. In: Nové trendy rozvoja letectva: 8. medzinárodná ved. konferencia : septembra 2008, Košice : Zborník. Košice : LF TU, s ISBN [3] KYSEĽ, S.: Vplyv trupu vrtuľníka na dosah spojenia v malých výškach. Košice: Letecká fakulta, TUKE s., DP. 90

91 Koncepční návrh optimálního komunikačního systému pro malé bezpilotní letouny kpt. Ing. Petr Makula mjr. Ing. Petr Bojda, Ph.D. Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, tel.: , Resumé: Článek se zabývá problematikou koncepčního návrhu komunikačního systému malých bezpilotních prostředků. Komunikační systém bezpilotního prostředku lze v podstatě rozdělit na dvě zdánlivé nezávislé části část přenášející data na bezpilotní letoun a část přenášející data z bezpilotního letounu (dále jen uplink a downlink). Downlink slouží pro přenos obrazového signálu zájmového prostoru a telemetrických dat. Jeho koncepce je postavena na použití modulace OFDM v časově proměnném frekvenčně selektivním kanále. Pro tyto účely byly stanoveny základní požadavky jako koherenční šířka pásma, na kterém závisí volba šířky subkanálů, maximální rychlost, která udává maximální Dopplerův posun kmitočtu, a hranice bitové chybovosti pro přenos HDTV obrazu. Uplink slouží pro přenos řídících povelů a doplňkových informací. Jednou z nich je i informace o okamžitém charakteru přenosového kanálu, která je nezbytná pro implementaci optimálních algoritmů v OFDM vysílači. V článku je zmiňována vhodná hardwarová struktura systému postavena na technologii softwarového rádia, kde je hlavní digitální část tvořena zařízením FPGA. Je uvažováno, že analogové části budou osazeny běžnými součástkami, tzv. COTS produkty. Keywords: OFDM; UAV, BPSK, FPGA 1 Úvod Bezpilotní prostředky (BP UAV) představují moderní trend vedení průzkumné, bojové a špionáţní činnosti, jehoţ výhodou je kromě sníţení hmotnostních ukazatelů oproti konvenčním pilotovaným prostředkům i minimalizace rizika lidských ztrát. BP poskytují uţivatelům mnoho výhod, především v oblasti operativního nasazení, sníţené moţnosti detekce protivníkem, prodlouţené době sledování oblasti zájmu aj. Uvedené výhody jsou ale vykoupeny poţadavkem na moderní, sofistikované elektronické systémy, jeţ zaručují deklarované vlastnosti BP. Současný radiokomunikační systém (RKS) pro řízení bezpilotního prostředku představuje multifunkční datový spoj, který umoţňuje přenášet vizuální informace zájmového prostoru, telemetrické a jiné údaje z BP na zem a řídící a doplňkové informace ze země na BP. Moderní koncepce jsou zaloţeny na bázi softwarového rádia, která umoţňuje efektivně reagovat na vývoj a změny podmínek pro přenos. Efektivní, spolehlivé a bezpečné řízení BP vyţaduje splnění přísných podmínek kladených na provoz radiokomunikačního systému. Při hodnocení RKS je nutné přihlíţet k dostupnosti, integritě, spolehlivosti a časovému zpoţdění funkce datového spoje. Důleţitým faktorem je především model kanálu, který zásadním způsobem ovlivňuje strukturu a charakterizuje parametry RKS. 91

92 2 Komunikační systémy pro přenos videosignálu - downlink Koncepce digitálních komunikačních systémů pro přenos informací (převáţně obrazových, ale i jiných) vychází z obecného (Shannonova) skupinového zapojení radiokomunikačního systému, ale postihuje specifické vlastnosti obrazu a nároků kladených na jeho přenos. V komunikačních systémech přenosu obrazu z bezpilotního prostředku k pozemnímu řídícímu personálu se vzhledem k potřebné šířce pásma tyto systémy realizují na vyšších nosných kmitočtech. Z toho vyplývá, ţe jsou výhradně konstruovány jako hybridní, kde proces zpracování signálu od kodéru zdroje informace (komprese obrazu) k modulátoru na vysílací straně a od demodulátoru k dekodéru zdroje informace na přijímací straně je digitální a vf, případně i mf část vysílače i přijímače analogová. Digitální přenos obrazové informace vyţaduje vzhledem k velkému objemu informací v analogovém tvaru předzpracování obrazového signálu (digitalizaci a zdrojové kódování) a širokopásmový digitální přenos. Obrazové modulační signály analogových televizních systémů zaujímají relativně široké kmitočtové pásmo, okolo 4 aţ 6 MHz. Tomu by po převodu do digitálního formátu PCM odpovídala bitová rychlost vyšší neţ 200 Mb/s a u systémů s velkou rozlišovací schopností HDTV ještě značně vyšší. Např. pro rozlišení luminanční sloţky a chrominanční sloţky (tj. subvzorkování 4:2:2), rychlost snímkování 25 Hz lze psát: bitová rychlost = = b/s (2-1) Z uvedené závislosti vyplývá, ţe komunikační systém by musel přenášet více neţ 165 Mb/s, coţ je z praktického hlediska obtíţně splnitelná, ne-li nereálná, podmínka. Proto je nutno na vysílací straně realizovat účinné zdrojové kódování jako např. H.264, a tak podstatně redukovat poţadavek na bitovou rychlost přenášených signálů. U digitálních komunikačních systémů určených pro přenos obrazových signálů, u nichţ byla potlačena redundance, nesmí být bitová chybovost přenosu BER horší neţ Tento poţadavek nelze zajistit pouze dokonalými metodami modulace a demodulace přenášených signálů, ale je nutno jej zajistit vhodným ochranným kódováním signálu nesoucího informaci v kodéru kanálu vysílače, s odpovídající detekcí a korekcí chybně přijatých dat v dekodéru kanálu přijímače. Moderní zdrojové kodéry videosignálu umoţňují pouţitím moderních metod zdrojového kódování redukovat bitovou rychlost přenosu TV signálů z řádově stovek Mb/s na 5 aţ 10 Mb/s. Pro kódování pomalého ţivého videa (průmyslová televize) umoţňují moderní metody dosáhnout redukci bitové rychlosti aţ na 1,5 Mb/s. 2.1 Základní koncepce V aplikacích vyţadujících velkou přenosovou rychlost je nutné přistupovat ke zkracování symbolové periody. Pokud jsou systémy s jednou nosnou vlnou vystaveny útlumovému kanálu, vznikají tak mezisymbolové interference, které vyţadují komplexní metody ekvalizace v přijímači. Vhodným řešením je vyuţití modulace OFDM. Základním principem systémů OFDM je rozdělení datového toku s vysokou bitovou rychlostí do mnoha datových toků s úměrně pomalejšími datovými rychlostmi. Vlivem prodlouţení datového symbolu je redukována moţnost disperze v čase vlivem mnohacestného šíření. V OFDM systémech je aplikován ochranný interval, který téměř kompletně eliminuje moţnost mezisymbolové interference (intersymbol interference ISI). U systémů OFDM je frekvenčně selektivní 92

93 útlumový kanál rozdělen na mnoho úzkých subkanálů s plochým útlumem, coţ následně usnadňuje příjem. Při návrhu OFDM systémů lze ovlivňovat mnoho parametrů, jako např. počet subnosných, ochranný interval, rozprostření subnosných, délka symbolu, typ modulace a typ FEC, dále metody odhadů parametrů kanálu a typy ekvalizátorů. Kodér Modulátor (QAM, PSK) Vkládání pilotních signálů IFFT Ochranné intervaly a oknová funkce DAC RF TX Kanál: ztráty šířením v atmosféře, AWGN, úniky Časování a synchronizace ADC RF RX Dekodér Demodulátor (QAM, PSK) Korekce kanálu FFT Ochranné intervaly a oknová funkce Obr. 2-1: Základní blokové zapojení vysílače a přijímače OFDM systému OFDM signál můţe být vyjádřen ve tvaru s t = N 1 s k e j2πf kt N 1 k=0 = k=0 s k φ k t, pro 0 t T s, (2-2) N 1 kde f k = f 0 + kδf, s k k=0 jsou vysílané komplexní symboly a φ k t = ej2πf kt 0 pro 0 t T s, pro k = 0, 1,, N 1, jinde (2-3) kde T s je délka symbolu a Δf je diskrétnost subkanálů. OFDM symbol musí být dostatečně dlouhý, aby byla splněna podmínka ortogonality T s Δf = 1. Počet subnosných můţe být libovolný, protoţe pro ortogonalitu je podstatný pouze vztah N 1 mezi T s a Δf. Lze dokázat, ţe φ k t k=0 představuje sadu ortogonálních funkcí, z jejíchţ vlastností vyplývá způsob generování OFDM signálu ve vysílači s pouţití IDFT (IFFT) a demodulace v přijímači s pouţitím DFT (FFT). 2.2 Návrh základních parametrů OFDM systému pro přenosový kanál typu Rician OFDM má mnoho volitelných parametrů jako je počet subnosných a jejich odstup, délka ochranného intervalu, délka symbolu, modulační schéma, redukční technika výkonového poměru špička-průměr, metoda kanálového kódování, synchronizace, ekvalizace aj. Správná (optimální) volba parametrů závisí na charakteristice přenosového kanálu. 93

94 Při návrhu je nejdříve nutno zhruba určit aplikační scénář, tj. v jakém prostředí bude komunikační systém provozován, s jakými přenosovými rychlostmi, bitovou chybovostí atd. Pak jsme schopni specifikovat poţadavky na vyvíjený komunikační systém, které slouţí jako vstupní data pro implementační fázi. V tomto případě je úkolem navrhnout komunikační systém pro přenos obrazové informace z bezpilotního prostředku na zem. Ve shodě s kapitolou 2 je poţadována bitová chybovost BER lepší neţ Vzhledem k tomu, ţe bezpilotní prostředek (BP) bude provozován v mimoměstském prostředí České republiky, lze stanovit charakteristiky kanálu, viz dále. Předpokládejme, ţe UAV poletí maximální rychlostí 90 km/h, coţ je 25 m/s. Nosná bude kolem 4,8 GHz (λ = 6,25 cm). Podle rovnice 2-3 potom dostáváme maximální Dopplerův posun kmitočtu rovný 400 Hz. f dmax = v λ = 25 m s 6, m = 400 Hz (2-4) Následující parametr, koherenční čas, je dán vztahem: T c = 1 f dmax = 2, 5 ms (2-5) Pokud je koherenční čas menší neţ délka symbolu T s pak nastává rychlý únik. V dalším kroku jsou brány v úvahu konkrétní charakteristiky kanálu, které determinují rozprostření zpoţdění kanálu. Jedná se moment druhého řádu profilu zpoţdění kanálů a pohybuje se v řádu ns pro vnitřní kanály (uvnitř budov) a µs pro vnější kanály. V dalším textu předpokládáme časové rozprostření D = 5 μs. Podle rovnice 2-6 bude koherenční šířka pásma rovna B c = 1 2πD 32 khz (2-6) V následujícím kroku můţeme odvodit další parametry buď ze šířky pásma signálu B s a počtu subnosných N ST, nebo ze vzorkovacího kmitočtu f s. Podle prvního přístupu je celková šířka pásma pro OFDM signál B s = 20 MHz rozdělena do N ST = 1024 subkanálů. Předpokládejme, ţe 12 subkanálů z kaţdé strany slouţí jako ochranné tóny pro účely filtrování a zbytek slouţí pro přenos dat. Pak diskrétnost subkanálů bude Δ F 19.5 khz. Abychom zabránili vzniku mezinosných interferencí (ICI), musí být koherenční šířka pásma větší neţ diskrétnost subkanálů B c > Δ F. Aby byly tóny vzájemně ortogonální, musí být splněna podmínka T s = 1 Δ F = μs (2-7) K symbolu se ještě přidává ochranný interval ve formě cyklického prefixu délky T GI = 20 μsec, který poskytuje ochranu před mezisymbolovými interferencemi (ISI) vzniklými 94

95 mnohacestným šířením. Vyuţijeme-li u OFDM systému mapování symbolů modulací QPSK, pak celková přenosová rychlost bude dána vztahem: R b = bits μsec 28 Mbit/s (2-8) Jak lze vidět, teoretická přenosová rychlost splňuje naše poţadavky. Nicméně musí následovat optimalizační proces, chceme-li získat robustní a spolehlivý komunikační systém. 3 Komunikační systémy pro řízení BP uplink Spoj ve směru země-vzduch (uplink) slouţí pro přenos řídících povelů a dalších informací z pozemního stanoviště řízení na palubu bezpilotního prostředku. Obecně se dá říct, ţe mnoţství informací přenášených uplinkem představuje jen nepatrný zlomek informací přenášených downlinkem. Nicméně z hlediska zabezpečení, spolehlivosti a robustnosti jsou na uplink kladeny přísnější poţadavky. Celková přenosová rychlost je v řádech stovek kilobitů a nevyţaduje tedy široké kmitočtové pásmo, jaké poskytují vyšší kmitočty. Z hlediska vyuţití uplinku jako zdroje informací o přenosovém kanálu za účelem optimalizace přenosu v downlinku je nutné pouţít nosné kmitočty v downlinku i uplinku relativně málo vzdálené. Pro relativně pomalý digitální spoj není nutné vyuţívat vícestavové digitální modulace. Vhodným řešení se jeví pouţití modulace BPSK, která vyniká svou jednoducho implementací a relativně vysokou odolností proti rušivým vlivům. Abychom zamezili vzniku ISI, musí spoj splňovat Nyquistovo kritérium nulových ISI. V praxi se uplatňuje tvarování modulačního pulsu filtrem typu Raised Cosine, nebo se vyuţívá tvarování impulzů s tzv. kontrolovanou ISI. Obecně lze v takových komunikačních systémech přistupovat k detekci několika způsoby. Jedním ze způsobů je ideální koherentní detekce, která předpokládá dokonalou znalost jednotlivých atributů nosné vlny v přijímači. Tato v praxi nesplnitelná podmínka implikuje pouţití neideální koherentní detekce. Příklad detektoru BPSK signálu s pouţitím Costasovy smyčky je uveden na následujícím obrázku. Z hlediska vyšších vrstev referenčního modelu ISO/OSI je vhodné spoj realizovat jako asynchronní s vhodně zvolenou délkou rámce. Synchronní detektor Násobič Dolní propust 2xf 0 U R U 2 C cos( ) m( t) U C cos( 2f t) m( t) C U cos( 2f t ) R C NCO Dolní propust Násobič U sin( 2f t ) R C Násobič Dolní propust 2xf 0 U R U 2 C sin( ) m( t) Obr. 3-1: Costasova smyčka 95

96 Obr. 3-2: Návrh hardwarové implementace komunikačního systému 96

97 4 Návrh hardwarové implementace Jak jiţ bylo řečeno dříve, digitální komunikační systémy pro přenos obrazu široce vyuţívají koncepci softwarového rádia a okupují relativně široké kmitočtové pásmo. Proto jsou realizovány ve vyšších kmitočtových pásmech. Realizují se tedy jako hybridní, kde vysokofrekvenční část a koncový stupeň jsou realizovány analogově a zbytek digitálně. Situace u uplinku je mírně odlišná. Vzhledem k poţadavkům specifikovaných v předchozí kapitole, nemusí být tyto spoje realizovány na vyšších kmitočtech, nicméně pro stanovení Základním principem je sloučit co nejvíce funkčních bloků systému do jednoho zařízení FPGA za účelem minimalizace rozměrů a spotřeby výsledného vysílače a přijímače. DSP bude pouţito pro implementaci kanálového kódování. Například DSP TigerSHARC obsahuje speciální výpočetní bloky pro konvoluční kódování a Viterbiho dekódování. Digitální up/down konvertory jsou volitelné a aţ budoucí vývoj ukáţe, jestli je bude nutno implementovat. Protoţe zamýšlený nosný kmitočet je kolem 5 GHz, je analogová VF část s IQ směšovačem nutností. Zde pro příklad uvádíme vhodné kandidáty z oblasti COTS produktů směšovač ADL5330 a syntezátor ADF4156 od firmy AnalogDevices. 5 Závěr Závěrem, článek popisuje základní koncepční návrh digitálního komunikačního systému pro malé bezpilotní letouny umoţňující implementaci optimalizačních metod v OFDM vysílači. Bylo ukázáno, ţe komunikační systém přenosu vyţaduje vysoké přenosové rychlosti, které můţe poskytnout systém na bázi OFDM modulace. Tato technologie je zahrnuta i ve standardu digitálního pozemského televizního vysílání DVB-T. Koncepční návrh je postaven na moderních digitálních prostředcích FPGA a DSP. Literatura 1 2 BAHAI, A. R. S. SALTZBERG, B. R. ERGEN, M. Multi-Carrier Digital Communications: Theory and Applications of OFDM. 2 nd edition. Springer, ISBN: NESS, R. Linnartz, J.-P. VAN DER PERRE, L. ENGELS, M. The OFDM Principle. In Wireless OFDM Systems: How to Make Them Work?. Kluwer, Chapter 3, p [3] LI, Y, - STŰBER, G. Orthogonal Frequency Division Multiplexing for Wireless Communications. Springer, ISBN: [4] DALE, S, Aeronautical Radio Communication Systems and Networks. England, John Willey and Sons, 2008, ISBN [5] ŢALUD, Václav. Moderní radioelektronika. 1. vyd. Praha : BEN, s. ISBN [in Czech] [6] SÝKORA, Jan. Teorie digitální komunikace. 1. vyd. Praha : ČVUT, s. ISBN [in Czech]. Dedikace Článek byl vypracován za podpory udělené UO na specifický výzkum K-206 v rámci projektu Moderní technologie v systémech letectva AČR. 97

98 Zvyšování poţadavků na spolehlivost a ţivotnost přístrojů a jejich řešení průmyslovými podniky Ing. Vladimír Michalík MESIT přístroje spol. s r.o., v.michalik@msp.mesit.cz, tel.: Resumé: Spolehlivost vyjádřena střední dobou mezi poruchami (MTBF) nebo středním počtem najetých kilometrů (MKBF) a životnost jsou základními parametry vyjadřující úroveň spolehlivosti výrobku. Příspěvek se zabývá problematikou dosažení požadovaných spolehlivostních parametrů na výrobek v podmínkách opakované (malo)sériové výroby. 1 Historie Tento příspěvek si neklade za cíl podrobné zmapování vývoje lidstva a jeho technologie jako takového, ale připomeneme si pouze důleţité milníky ve vývoji technologií, jako bylo předvedení komerčně vyuţitelného parního stroje britského řemeslníka Thomase Newcomena v roce 1712, první průmyslová revoluce (konec 18. století první polovina 19. století), druhá průmyslová revoluce (druhá polovina 19. století 20. století), ale zejména období, které je spojeno s historií našeho podniku. 1.1 Období první průmyslové revoluce První průmyslovou revoluci je obecně označováno období konce osmnáctého století do první poloviny devatenáctého století. Toto období přineslo mnoho technických objevů a změn, jejichţ uplatnění umoţnilo zavedení hromadné výroby. V této souvislosti je nutné podotknout zavedení nového zdroje energie, parního stroje, tak jak ho vylepšil a sestrojil James Watt (1765). Parní stroje se zhotovovaly z kovu a samotná výroba těchto strojů jiţ vyţadovala na tuto dobu vysokou přesnost a dokonale řemeslné zpracování. Spolehlivost prvních strojů, střední doba mezi poruchami - Mean Time Between Failure, se pohybovala v řádu několika hodin u strojů z raného období aţ po několik stovek hodin u strojů vyrobených v devatenáctém století. 1.2 Druhá průmyslová revoluce Období od druhé poloviny devatenáctého století, poznamenané nástupem vyuţití elektrické energie a vyznačující se bouřlivým rozvojem vědy a techniky, se vyznačuje také výrazným posunem v náhledu na spolehlivost zařízení. Zejména v letectví je stanovení spolehlivostních parametrů na základě teoretických předpokladů a následné ověření těchto parametrů v praxi důleţité pro celkové zvyšování bezpečnosti létání a letecké dopravy. V tomto období zaznamenáváme taktéţ bouřlivý vývoj poţadavků na avioniku. 1.3 Vývoj požadavků na avioniku PADESÁTÁ AŢ ŠEDESÁTÁ LÉTA: Avionika představovala izolované systémy, integrujícím prvkem je posádka SEDMDESÁTÁ AŢ OSMDESÁTÁ LÉTA: Avionika představovala integrovaný navigační a pilotáţní případně zbraňově -navigační a pilotáţní komplex vyuţívající analogové nebo digitální počítače popřípadě počítače s kombinací obou základen 98

99 DEVADESÁTÁ LÉTA AŢ SOUČASNOST: Avionika představuje jednotný integrovaný navigační a pilotáţní případně zbraňově-navigační a pilotáţní komplex 2 Zákonné a jiné požadavky na avioniku ZÁKON 49/1997 Sb. ze dne 6. března 1997 o civilním letectví a o změně a doplnění ţivnost. zákona VYHLÁŠKA 108/1997 Sb. Ministerstva dopravy a spojů ze dne 23. dubna 1997, kterou se provádí zákon č. 49/1997 Sb., o civilním letectví ZÁKON 219/1999 Sb. ze dne 14. září 1999 o ozbrojených silách České republiky VYHLÁŠKA 276/1999 Sb. Ministerstva obrany ze dne 15. listopadu 1999 o schvalování technické způsobilosti vojenských letadel, provádění pravidelných technických prohlídek vojenských letadel a zkoušek technických zařízení vojenských letadel JAR/PART 21, JAR/PART 23, JAR/PART 25, JTSO, ACJ (Advisory Circulation, Joint) Oborem spolehlivosti se zabývá přibliţně 50 technických norem zavedených do ČSN. Další podrobnosti o normách lze nalézt na webových stránkách Českého normalizačního institutu na adrese Metodologie analýzy a výpočtu spolehlivosti odráţí obsah a direktivy CENELEC. Normy amerického ministerstva obrany: MIL - STD Reliability Modelling and Prediction, MIL - STD - 217E Reliability Prediction of Electronic Equipment, MIL - STD Procedures for Performing a Failurre Mode, Effects and Criticality Analysis 3 Spolehlivostné požadavky na avioniku Spolehlivé fungování avionických systémů je prvořadým zájmem uţivatelů pilotů, ale i pozemního a obsluţného personálu, kteří jsou závislí na těchto systémech. Bohuţel, existují stále ještě systémy. které nesplňují očekávání uţivatelů týkající se jejich spolehlivosti. V této souvislosti se setkáváme s následujícími tématy: Hustota poruch a křivka intenzity poruch Doba do poruchy / Střední doba mezi poruchami - Mean Time Between Failures (MTBF) Průměrná doba do opravy - Mean Time To Repair (MTTR) Dostupnost Availability (A) Prostoje - Downtime 99

100 3.1 Hustota poruch a křivka intenzity poruch Selhání výrobku je celkem často charakterizované vanovou křivkou intenzity poruch (Failure rate charecteristic). Příklad uvedené křivky intenzity poruch je uveden níţe (obr. 3-1). Období dětských nemocí Období normálního vyuţívání Konečné období Intenzita poruch Čas Obr. 3-1: Vanová křivka intenzity/pravděpodobnosti poruch během ţivotního cyklu Pravděpodobnost selhání výrobku je vysoká na začátku ţivotního cyklu v tzv. období dětských nemocí při zavádění výrobku do provozu. Poruchy v tomto období jsou zaviněny různými výrobními vadami, chybami při montáţi nebo i chybami vzniklými při samotném návrhu. Poruchovost v období normálního vyuţívání výrobku je poměrně nízká, dětské nemoci jsou jiţ vychytané a jeho délka je nejvíce závislá na kvalitě pouţitých jednotlivých materiálů a komponentů výrobku. Konečné období je charakterizováno stárnutím a degradací pouţitých materiálů a tím i nárůstem intenzity poruch. 3.2 Druhy poruch Během ţivotního cyklu výrobku se setkáváme s těmito druhy poruch: Chyby návrhu poruchy způsobené konstrukčními nedostatky a lze je odstranit pouze novým konstrukčním řešením. Tyto poruchy se nejčastěji odstraní během tzv. validačního provozu a v období normálního vyuţívání se vyskytuji minimálně. Kojenecká úmrtnost poruchy vzniklé během výroby, které se projeví v tzv. zahořování tj. ještě před tím neţ výrobek opustí továrnu. Náhodné poruchy tyto poruchy mohou nastat a taky nastávají kdykoli během celého ţivotního cyklu výrobku. Poruchy vzniklé opotřebením tento druh poruch se nejvíce objevuje ke konci ţivotního cyklu výrobku, ale můţe se objevit i dříve, v případě zanedbání předepsané preventivní údrţby výrobku. 100

101 Protoţe v současné době prakticky neexistuje nový výrobek z oblasti elektroniky, který by neobsahoval alespoň jednoduchý výpočetní obvod, musíme uvaţovat také se selháním, chybami softwaru. Výskyt těchto chyb je závislý na těchto faktorech: Druh pouţitých programovacích prostředků a moţnostech kontroly jejich výstupů Sloţitost a komplexnost softwaru Velikost (počet řádků zdrojového kódu) softwaru Zkušenosti vývojářského týmu Mnoţství (procentuální) znovu vyuţitého softwaru z předchozích stabilních projektů Důslednost a hloubka testování výrobku před samotnými dodávkami. 3.3 Parametry spolehlivosti Střední doba mezi poruchami (MTBF), jak jiţ název napovídá, je průměrná doba mezi selháním výrobku. Je to průměrná doba, po uplynutí které, dle předpokladů výrobce, můţe dojít k selhání výrobku. Hodnoty MTBF se získávají výpočtem (viz normy např. ČSN , MIL STD 217E). Alternativou střední doby mezi poruchami můţe být střední počet kilometrů/cyklů mezi poruchami. Průměrná doba do opravy (MTTR) je průměrnou dobou potřebnou na opravu daného výrobku, nebo na odstranění závady. Tato doba se u hardwaru výrobku pohybuje v závislosti na kritičnosti a následných škod v rozsahu několika minut aţ po několik týdnů. Průměrná doba do opravy u software výrobků můţe být od několika sekund (u systémů s autodetekcí a s moţnosti automatického restartu systému) aţ po několik týdnů, kdy chybu systému lze odstranit pouze novou verzí software. Dostupnost (A) je procentuální vyjádření času, kdy je výrobek funkční. Dostupnost se vypočte z rovnice (1-1) MTBF A 100 MTBF MTTR (3-1) Dostupnost se také uvádí v devítkovém zápisu. Například 3 devítky znamená dostupnost 99,9% a 5 devítek znamená dostupnost 99,999% Prostoje - je vlastně jiné vyjádření dostupnosti, obvykle uváděné pro časový úsek jednoho roku. Následující tabulka (Tab. 3-1) porovnává dostupnosti a odpovídající prostoje: Dostupnost Prostoje 90% (1 devítka) 36,5 dnů / rok 99% (2 devítky) 3,65 den / rok 99.9% (3 devítky) 8,76 hodin / rok 99,99% (4 devítky) 52 minut / rok 99,999% (5 devítek) 5 minut / rok % (6 devítek) 31 sekund / rok Tab. 3-1: Prostoje zařízení v závislosti na dostupnosti 101

102 Ţivotnost je délka období normálního vyuţívání a obvykle se vyjadřuje počtem provozních hodin nebo délkou nasazení do provozu (roky) a u leteckých přístrojů se obvykle uvádějí obě hodnoty. Příklad vývoje spolehlivostních parametrů je uveden níţe (Obr. 3-2) provozních hodin roků životnost [hod] MTBF [hod] životnost [roky] Obr. 3-2: Spolehlivost a ţivotnost leteckých přístrojů MESIT 0 4 Závěr Z hlediska výrobního podniku jsou spolehlivostní parametry jeho výrobků důleţitými obchodně-marketingovými parametry. Vysoké hodnoty střední doby mezi poruchami poskytují výrobci určitou konkurenční výhodu, která se však nejčastěji odráţí v prodejní ceně výrobku. Vysoké hodnoty ţivotnosti jsou pro uţivatele vítanými, avšak pro výrobce to také znamená, ţe v daném případě prodá pouze jeden výrobek pro celý předpokládaný ţivotní cyklus systému, ve kterém se pouţije daný výrobek. Na druhé straně, vzhledem k bouřlivému vývoji a uplatňování vědeckých poznatků v průmyslové výrobě, lze předpokládat, ţe výrobek rychle morálně zestárne a zde je prostor pro uplatnění nového výrobku. Literatura/ Zdroje [1] WIKIPEDIA, The Free Encyklopedia, [2] Technické podmínky LUN 1521, LUN1370-8, LUN , LUN , Uherské Hradiště, MESIT přístroje spol. s r.o. 102

103 Resumé: Systém sledování letadel v průběhu plachtařských závodů Ing. Jiří Mlejnek, Ing. Pavel Pačes Katedra měření elektrotechnické fakulty ČVUT, mlejnj2@fel.cvut.cz, pacesp@feld.cvut.cz, tel.: Tento článek se zabývá rozborem možností online přenosu telemetrických informací mezi pozemní stanicí a bezmotorovými letadly. Dále je navržen způsob zpracování těchto dat a jejich následná distribuce a přehledná prezentace pro veřejnost v síti internet. Při návrhu je řešení optimalizováno pro využití na plachtařských závodech a také na jeho minimální provozní náklady. 1 Úvod Obsahem tohoto článku je popis realizace návrhu systému pro přenos informací o výšce a poloze bezmotorových letadel na pozemní stanici a následnou distribuci těchto dat pomocí internetové sítě [1]. Záměrem práce je vyhodnocení aktuálního průběhu plachtařských závodů. Pro úspěšné řešení problému je nutné vyvinout zařízení, které bude pravidelně odesílat naměřená telemetrická data ze soutěţícího kluzáku na pozemní stanoviště, kde bude prováděno vyhodnocení přijatých dat a porovnání aktuálního pořadí účastníků závodu. Jedním ze základních poţadavků kladených na přenosový systém je, aby tento systém pokud moţno neovlivnil stávající konstrukci soutěţních větroňů, umoţňoval jednoduchou instalaci do letounu, aby se jednalo o výrobně levné zařízení a i jeho provoz při přenosu telemetrických údajů byl co nejméně nákladný. Systém přenosu telemetrických údajů s následným vyhodnocením na současném trhu chybí. 1.1 Současný stav řešeného problému Mezi stěţejní patří technologie pro určení polohy kluzáku a technologie pro přenos dat z kluzáku na pozemní stanici. Výběr technologií pro realizaci systému bude podřízen podmínkám, které během letu kluzáku mohou nastat. Běţně se bezmotorová letadla pohybují ve výšce do 3000 m n.m. rychlostí od 70 do 250 km/h. Teplota bývá ve výšce 3 km o C niţší neţ na zemi. V letní sezóně, kdy se předpokládá uţití systému, by mělo zařízení odolat teplotám od -5 C do 35 C Určení polohy Mezi základní prostředky určování polohy patří systém GPS. Na trhu existuje poměrně značné mnoţství hotových modulů pro příjem signálu GPS. V této práci byly ohodnoceny moduly: ublox LEA-5H, ORCAM GPS30F a Leadtek LR9101. Pro realizaci byl vybrán GPS modul LEA-5H značky ublox na základě udávané citlivosti, počtu kanálů, připravenosti přijímat signál také z druţic nového systému GALILEO a v neposlední řadě také na základě dobré dostupnosti těchto modulů Přenos dat z kluzáku na pozemní stanici Systém musí být schopen v průběhu letu kluzáku pravidelně přenášet data o jeho výšce a poloze. Existuje několik způsobů přenosu těchto informací. Jsou to: Satelitní přenos. Přenos přes GSM síť. Pozemní radiový přenos. 103

104 Satelitní přenos Existuje několik společností poskytujících sluţby v oblasti satelitního přenosu malých objemů dat. Jedná se o satelitní sítě THURAYA, INMARSAT a IRIDIUM, které se liší dostupností signálu. Ta je problematická hlavně v polárních oblastech, které ale nejsou pro účely práce aţ tak zajímavé. Dodavatelem sluţeb a zařízení pro přenos dat pomocí sítě INMARSAT je společnost SkyWave. Sluţba pro přenos malých objemů dat je společností inzerována pod názvem IsatM2M. Jedná se o jednosměrný přenos malých zpráv o velikosti 16 bytů. Cena za přenos jedné zprávy je $0,06. Cena vysílače (viz obr. 4-1 a 4-2) dodávaného také společností SkyWave se pohybuje mezi $500 - $700. Obecnou nevýhodou satelitního přenosu je velikost těchto zařízení, nutnost stálého nasměrování antény k druţicím a v neposlední řadě také větší spotřeba (přibliţně 1,5 W). Aktivace sluţby v rámci IsatM2M pro jednu stanici činí $20 a paušální poplatek za poskytování sluţby je $5. Odhad provozních nákladů systému sledování polohy kluzáku při vyuţití této technologie je přibliţně $40/stanici/hod provozu, v případě odesílání informace o poloze kluzáku kaţdých 5 s. Na trhu je k dispozici satelitní systém pro sledování polohy kluzáků od firmy Rock Seven Mobile Services Ltd. s názvem Yellowbrick, jehoţ snímek je na obr. č Toto zařízení vyuţívá satelitního přenosu pomocí sítě Iridium a přenáší informace kaţdých 20 s. Náklady na sledování 10 kluzáků během plachtařských závodů v délce 10 dnů se však vyšplhají do výše od do Kč. Proto si tento produkt mohou dovolit jen pořadatelé velkých závodů celosvětových měřítek, kterým jejich rozpočet vyuţití těchto sluţeb umoţní. Obr. 4-1: Modul SkyWave DMR800D OEM Obr. 4-2: Modul SkyWave DMR800D Obr. 4-3: YellowBrick od společnosti Rock Seven Mobile Services Ltd GSM přenos Sluţby mobilních sítí GSM (Global System for Mobile Communications) představují další moţnost přenosu telemetrických informací na pozemní stanici. Nevýhodou GSM přenosu pro vyuţití ve sledování plachtařských závodů je pokrytí signálem pouze v omezené výšce. Během měření síly GSM signálu bylo zjištěno, ţe od výšky 300 m nad zemí přestává být signál vyuţitelný Rádiový přenos Poslední zde uváděnou moţností přenosu informace o poloze letadla na pozemní stanici je vyuţití radiového přenosu v pásmech uvolněných Českým Telekomunikačním Úřadem (ČTÚ) k bezplatnému uţívání, která jsou označovaná jako bezlicenční pásma. Tato bezlicenční pásma jsou upřesněna v tzv. všeobecném oprávnění k vyuţívání radiových kmitočtů a k provozování zařízení provozovaných společně na určených kmitočtech v pásmech 27 MHz aţ 450 MHz [2]. Z literatury vyplývají vhodné kmitočty pro vyuţití v navrhovaném systému sledování polohy kluzáků. Jsou to kmitočty v pásmech 27MHz, 87MHz, 155MHz nebo 448MHz. 104

105 pásmo dosah λ/2- λ/2 * rušení v pásmu dostupnost modulů velikost antény λ/2 27 MHz 150 km / 1 W ionosférické velmi špatná 5m 87 MHz 60 km / 500 mw min. žádná 2m 155 MHz 30 km / 500 mw min. dobrá 1m 448 MHz 10 km / 500 mw městské velmi dobrá 0,4m Tab. 4-1: Popis tabulky Z hledisek uvedených v tab. 4-1 je nejvýhodnější vyuţít pásma 155 MHz. Na tomto kmitočtu je minimální rušení způsobené ionosférou a ani v městských částech není v tomto pásmu velké rušení. Při pouţití vhodných antén (směrové YAGI a prutové kolineární) lze docílit teoretického dosahu mezi vysílací a přijímací stanicí aţ 80 km Shrnutí Na první pohled by se mohlo zdát, ţe nejvhodnější variantou je přenos pomocí GSM sítě. Stanice není nákladná, cena provozu byla odhadnuta na 3 Kč/hod/stanici a zařízení má malou spotřebu i velikost. Bohuţel však tato varianta není vhodná pro vyuţití v letectví vzhledem k pokrytí signálem, které je jen pozemní. Jiţ od výšky 300 m nad zemí bývá problém se zachycením signálu GSM, coţ bylo ověřeno při praktických letech. Proto byla pro realizaci zvolena varianta radiového pozemního přenosu v bezlicenčním pásmu. Zřizovací náklady tohoto zařízení nejsou vysoké a provozní náklady jsou minimální. Dosah takového zařízení se předpokládá při zvolení vhodných antén 50-80km, coţ je pro předpokládané vyuţití na hranici pouţitelnosti. Vzhledem k daným poţadavkům je varianta radiového přenosu nejvhodnější i navzdory omezenému dosahu oproti satelitnímu přenosu a velikosti pouţité antény. Je důleţité brát zřetel na jednu z priorit navrhovaného systému a tou je poţadavek na nízké provozní náklady. Cílem této práce je tedy vytvořit určitý kompromis - funkcí podobný zmíněnému systému vyuţívajícího satelitního přenosu, ale s minimalizovanými provozními náklady. 2 Návrh systému Systém by měl být schopen periodicky přenášet údaje o poloze a výšce z jednotlivých kluzáků. Vysílaná data jsou přijímána pozemní stanicí. Vzhledem k poţadavku přenosu dat z paluby letadla na pozemní stanici byla zvolena jednosměrná komunikace. Tzn., ţe v letadle je pouze vysílač a na pozemní stanici jen přijímač. Synchronizace jednotlivých vysílacích stanic je řízená přesným časem GPS, aby bylo zamezeno vzájemnému rušení vysílajícími stanicemi. Data přijatá pozemní stanici jsou dále zpracována PC aplikací, která má za úkol pravidelně aktualizovat záznamy letů jednotlivých pilotů ve formátu IGC a odesílat jejich polohu na WWW server. Vytvořené IGC záznamy jsou umístěny ve sdíleném adresáři, který je přístupný pro další stanice v lokální letištní síti. Na lokální síti jsou připojeny další dvě stanice. Stanice 1 je vybavena programem SeeYou od firmy NAVITER [3]. Tento program slouţí ke zpracování záznamů a ohodnocení pilotů podle daných soutěţních pravidel. Vzhledem k pravidelné aktualizaci těchto záznamů je moţné program SeeYou nakonfigurovat tak, aby automaticky přepočítával výsledky průběţně během letu soutěţících. To je pro plachtařské soutěţe pokrok, protoţe do této doby byl let soutěţícího vyhodnocen teprve poté, kdyţ byl záznam po letu stáhnutý ze záznamníku a odevzdán pořadatelům. 105

106 Stanice 2 je určena pro provoz 3D vizualizace aktuálního průběhu závodu zaloţená na plachtařském simulátoru CONDOR. S laskavou podporu vývojářů tohoto simulátoru je moţné 3D zobrazovací jádro simulátoru pouţít pro účely vizualizace letu soutěţících v reálném čase. Jako zdroj dat poslouţí opět pravidelně aktualizované IGC záznamy na lokální síti. Obr. 2-4: Popis obrázku Základní funkční diagram celého systému 2.1 Vysílací stanice Zařízení se skládá z GPS modulu ublox LEA-5H, integrovaného obvodu NBEK-000, který zajišťuje funkci modemu o rychlosti 1200 baudů, vysílacího modulu RADIOMETRIX BiM1T a VF zesilovače s výkonem 500mW. Řídící součástí je mikroprocesor Microchip PIC18F458. Pouţity jsou dále CMOS obvody typu 4060 (oscilátor a 14bit. čítač) a 4013 (2x klopný obvod). Jsou to podpůrné obvody pro zajištění synchronizace a zabránění kolize při vysílání více stanic najednou. Obr. 2-5: Blokové schéma vysílací stanice 106

107 2.2 Přijímací stanice Zapojení přijímací stanice je oproti vysílací stanici jednodušší. Napájecí napětí je stabilizováno stabilizátorem na úroveň 5 V. Anténa je připojena na vstup přijímače RADIOMETRIX BiM1R. Přijatý analogový signál je zpracován modemem NBEK 000. Na jeho výstupu jsou signály TTL logice s úrovní 5 V. Tyto signály jsou upraveny na úrovně RS232 obvodem MAX232, aby bylo moţné přijímač jednoduše připojit k PC pomocí sériové linky. Obr. 2-6: Umístění přijímacího obvodu do krabice GentleBox JE-200 a nákres připojení antény a počítače Počítač připojený k této přijímací stanici je vybaven programem vytvořeným jen pro účely tohoto systému. Naprogramovaný je v jazyce C++ ve vývojovém prostředí Borland C++ Builder. Grafické rozhraní tohoto programu je zobrazeno na obr. č V horní polovině obrazovky je zobrazen seznam pilotů a další informace o jejich kluzácích, poloze, nadmořské výšce a aktuálnosti uvedených údajů. Seznam pilotů musí do programu zadat organizátoři závodů. Funkcí tohoto programu je zpracovávat příchozí datové sekvence z přijímacího obvodu. Zpracování příchozích dat spočívá v dekódování identifikačního kódu zařízení, jeho souřadnic a nadmořské výšky. Tyto data jsou kumulována v bufferu po dobu 2 minut a v tomto intervalu následně odesílána na www server prostřednictvím FTP protokolu mechanismem popsaným dříve. Dalším úkolem tohoto programu je vytvoření a průběţná aktualizace záznamu průběhu letu na lokálním disku v IGC formátu. Tyto soubory jsou vstupními daty pro 3D vizualizaci v programu CONDOR. Realizace přijímací a vysílací stanice je zobrazena na obrázku č Obr. 2-7: Snímek obrazovky programu na přijímací stanici 107

108 Obr. 2-8: Realizovaný modul vysílací a přijímací stanice 2.3 3D vizualizace Zobrazení informací o letu sledovaných kluzáků je k dispozici na dvou místech. Jedním je 3D vizualizace pomocí programu CONDOR (Stanice 1). Ten jako vstupní data vyuţívá jiţ zmíněný formát IGC. Tento program je zatím ve vývoji jako beta verze. Pro účely navrhovaného systému dal výrobce simulátoru CONDOR tuto beta verzi k dispozici. V programu je moţné zobrazit 2D mapu nebo také přepnout do 3D zobrazení (viz. obr. č. 2-9) a sledovat průběh závodů z pohledu jednotlivých závodníků. Obr. 2-9: 3D vizualizace dat v simulátoru CONDOR V předchozím odstavci byla popsána moţnost 3D vizualizace letu prostřednictvím simulátoru CONDOR. Tento simulátor bude nainstalovaný na počítači na letišti, kde je nainstalovaná pozemní přijímací stanice. V průběhu plachtařských závodů je plánováno vyuţití projektoru a vizualizaci letů závodníků zobrazovat na promítací plátno pro veřejnost pohybující se na letišti. Pro uţivatele, kteří mají zájem sledovat průběh závodů prostřednictvím internetu, je vytvořeno webové rozhraní (viz obr. č. 2-10) integrované do jiţ existujícího systému databáze letů na adrese Datový soubor je moţné také zobrazit v programu Google Earth (viz obr. č. 2-11). Při programování webového rozhraní bylo vyuţito technologií HTML, JavaScript, PHP a mysql. Byl vytvořen přihlašovací formulář pro registraci zařízení. Tento formulář je nutné před letem vyplnit a odeslat pro správnou inicializaci všech částí systému. 108

109 Obr. 2-10: Stránka zobrazující polohu kluzáku realizovaná vyuţitím Google Maps API Obr. 2-11: 3D vizualizace letu pomocí programu GOOGLE EARTH 109

110 3 Závěr Cílem této práce bylo navrhnout a realizovat systém pro sledování výšky a polohy kluzáků během plachtařských závodů a následná distribuce těchto informací veřejnosti prostřednictvím internetu v reálném čase. Součástí realizace bylo propojení systému se systémem CPS online [4], který slouţí k monitorování výkonů létající plachtařské společnosti. V této práci byl proveden rozbor technologií pro určení polohy kluzáku a bezdrátový přenos dat z letounu na pozemní stanici. Pro návrh byly vybrány technologie GPS a radiový datový přenos v bezlicenčním pásmu. Výběr byl proveden na základě rozborů moţností trhu s ohledem na výkonnostní poţadavky kladené na přenosový systém. Systém byl úspěšně odzkoušen v laboratorních podmínkách a následně byly realizovány 3 kusy vysílacích modulů a jeden přijímací modul. Tyto moduly byly otestovány a jejich vlastnosti odpovídají poţadovaným předpokladům. Výhodou nově vyvinutého systému je jeho nízká cena, malá velikost a také moţnost uloţení do kluzáku bez zásahu do jeho konstrukce. Přijímací modul společně s anténou byl nainstalován na letišti LKMB v Mladé Boleslavi. Výsledné řešení uvedené v této práci pouţívá jak vlastní, nově vyvinuté HW a SW části, tak i integruje jiţ existující technologie pro dosaţení poţadovaného cíle. Jedná se například o databázovou aplikaci, vyuţití systému CPS online [4], existujících radiových modulů, sytému pro vyhodnocení pořadí závodníků, program SeeYou a zobrazovacího enginu Google Earth. Realizovaný systém je přínosem k současnému stavu z několika hledisek. Prvním z nich je popularizace plachtařského sportu. Bez tohoto systému byl plachtařský sport divácky málo atraktivní. Závodníci odletí na několik hodin a během této doby nemají diváci informace o průběţném pořadí jednotlivých závodníků. Systém přináší veřejnosti moţnost sledovat závod tzv. online. Uţivatel systému můţe dokonce závod sledovat z pohledu tak, jak ho právě vidí soutěţící z jejich kokpitu. Dalším neméně důleţitým přínosem je zvýšení bezpečnosti soutěţících. V případě havárie lze díky tomuto systému velmi rychle lokalizovat místo neštěstí, předat GPS souřadnice záchranné sluţbě a tím urychlit celou záchrannou operaci. Uţitečný přínos bude mít systém i během výcviku pilotních ţáků, kteří jiţ létají samostatně, ale je ještě vyţadován dohled instruktora. Instruktor můţe prostřednictvím systému sledovat svého ţáka a v případě chybování dříve zakročit. V kaţdém případě je realizovaný systém předurčen jednoznačně pro vyuţití ve sportovním letectví. V dopravním letectví by vznikal problém s vyuţíváním bezlicenčních radiových pásem pro komerční účely a také s homologací zařízení pro provoz na palubě takových letadel. V případě zakoupení nebo vymezení komunikačního kanálu je moţné uţití navrţeného systému pro sběr informací o letadlech v okolí určitého bodu např. letiště. Systém by bylo moţné pouţívat jako levnou náhradu k běţně pouţívanému leteckému odpovídači pro monitorování letadel kategorie ULL. Jedinou nevýhodou systému je jeho omezený dosah ve srovnání se satelitním přenosem. Protoţe jedním z poţadavků byly minimální provozní náklady, byla pro realizaci vybrána technologie radiového pozemního přenosu. V případě nutnosti zvýšit dosah zařízení lze pouţít směrových antén typu YAGI na straně přijímače. 110

111 Poděkování Práce na projektu a jeho prezentace byla podpořena výzkumným záměrem číslo MSM "Research of Methods and Systems for Measurement of Physical Quantities and Measured Data Processing " při ČVUT v Praze, který je podporován Ministerstvem školství, tělovýchovy a sportu České Republiky. Literatura [1] MLEJNEK, J.: Realizace online systému sledování letadel v průběhu plachtařských závodů. Praha, Diplomová práce, 2009, 67. [2] ČTÚ všeobecné oprávnění č. VO-R/16/ [online], [cit. 17.května 2009] Dostupný z WWW: < [3] Naviter d.o.o. : SeeYou [online], [cit. 17.května 2009] Dostupný z WWW: < [4] CPS online: Celostátní Plachtařská Soutěţ [online], [cit. 17.května 2009] Dostupný z WWW: < 111

112 Záznam hlasové komunikace digitálního interkomu VICM 200 Resumé: Ing. Martin Moštěk, Ph.D., Ing. Petr Kuneta Mesit přístroje spol. s r.o., Uherské Hradiště, m.mostek@msp.mesit.cz, tel.: p.kuneta@msp.mesit.cz, tel.: Tato práce pojednává o problematice záznamu hlasové komunikace vojenského digitálního interkomu VICM 200. Konkrétně je popisována část zpracování a ukládání dat na záznamové médium, zabezpečení proti zneužití a přehrávání uložených záznamů. 1 Úvod V roce 2008 byl ve společnosti Mesit přístroje vyvinut digitální interkom VICM 200, který je primárně určen k hlasovému dorozumívání osádky bojových vozidel. S postupně se zvyšujícími poţadavky v oblasti vojenské techniky, vyvstal problém záznamu a archivace řečové komunikace během provozu digitálního interkomu. Z těchto důvodů byl vyvinut a realizován systém záznamu hlasové komunikace. 2 Návrh systému záznamu zvuku Digitální interkom VICM 200 je hlasový a datový komunikační systém pro maximálně osm účastníků a dvě aţ čtyři radiostanice, který zpracování řečových signálů realizuje na bázi digitalizace [1]. Celý systém interkomu VICM 200 je zapojen do hvězdy v níţ jednotlivé účastnické skříňky zpracovávají řečový signál v audio kodecích, které zasílají takto získaná data do digitálního signálního procesoru, v němţ dochází ke zpracování signálu. Účastnické skříňky zpracovávají audio data pro jednotlivé účastníky a zasílají je do centrální skříňky, kde je digitalizovaný řečový signál upravován, normalizován a mixován. Dále je zde takto upravený signál rozdělen do dvou samostatných kanálů okruh interkomu a okruh radiostanic. Oba kanály jsou následně zasílány do všech účastnických skříněk interkomu přes komunikační sběrnici. Jelikoţ datová komunikace mezi všemi účastnickými skříňkami interkomu probíhá v digitální podobě, jsou audio data z důvodu velikosti přenášených dat kódována kompresním algoritmem u-law. Jak je z celé koncepce interkomu VICM 200 patrno, pro záznam komunikace lze s výhodou vyuţít hvězdicové struktury interkomu, jelikoţ do centrální skříňky přicházejí všechna data od všech účastnických skříněk, která jsou zde zpracovávána. Pro záznam a archivaci řečového signálu všech účastníků interkomu bylo tedy pouze nutné centrální skříňku vybavit rozšiřujícím modulem, který by obstarával samotný záznam na paměťové médium. Celý ideový návrh systému záznamu zvuku je znázorněn na následujícím obrázku (obr. 2-1). 112

113 Obr. 2-1: Ideový návrh systému záznamu zvuku 2.1 HW realizace modulu záznamu zvuku Pro návrh rozšiřujícího modulu záznamu zvuku byl důleţitý fakt, ţe digitální audio data jsou vysílaná z centrální skříňky rychlostí 650 kbitů/s, tudíţ uvaţovaný mikroprocesor musí být schopen dostatečně rychle přijímat vysílaná data, buffrovat je, upravovat je a ukládat je na paměťové médium. Dalším důleţitým předpokladem pro výběr procesoru bylo vnější komunikační rozhraní, navíc velmi rychlé, pomocí nějţ by bylo moţné přistupovat k uloţeným záznamům na paměťovém médiu. Jelikoţ v dnešní době je jiţ standardní rozhraní RS232 nahrazováno USB, měl by mít uvaţovaný procesor i tuto komunikační sběrnici. Všechny výše uvedené předpoklady splňovaly procesory standardu ARM, konkrétně ATMEL AT91SAM7XC256. Jeho RISC architektura a rychlost do 55 MHz spolu s rychlým UARTem velkou pamětí RAM a ROM, rozhraním USB a dalšími periferiemi [2], byly pro tento úkol víc neţ dostačující. Při výběru typu paměťového média byla rozhodující velikost záznamové kapacity média, dostupnost a jeho rozšířenost. Dále pak velmi důleţitým parametrem byl rozsah pracovních teplot a rychlost čtení a zápisu na dané médium. Jako nejvhodnější typ datového média se jevily SD/MMC karty, jejichţ neustále se zvyšující rychlosti čtení a zápisu, včetně kapacit záznamu zvyšují jejich rozšířenost [3]. Jelikoţ modul záznamu zvuku zaznamenává řečový signál v reálném čase, je nutné systém doplnit o obvod reálného času, jenţ by ukládané záznamy doplnil o časové razítko, které by umoţnilo pozdější identifikaci záznamu v čase. Kompletní blokové schéma modulu záznamu zvuku je na dalším obrázku (obr. 2-2). 113

114 Obr. 2-2: Blokové schéma modulu záznamu zvuku 2.2 SW realizace modulu záznamu zvuku Při návrhu řídicího software pro záznam zvuku se vycházelo z vlastností přenosu řeči digitálního interkomu VICM 200. Audio data jsou v něm přenášena ve dvou audio kanálech (tzv. stereo audio data), kdy kaţdé 4 milisekundy je přenesen paket 64 Byte audio dat v němţ je vţdy po 32 Byte pro okruh interkomu a 32 Byte pro okruh radiostanic. Data jsou formátována v paketu tak, ţe po dvou Bytech dat interkomu následují 2 Byte dat radiostanic atd. aţ do celkové délky paketu 64 Byte. Z důvodu ochrany proti zneuţití třetích stran a bezpečnosti osobních informací bylo nutné zabezpečit zaznamenávaná audio data šifrováním. K tomuto účelu se v průběhu řešení jako nejlepší jevilo pouţití Advanced Encryption Standard (AES) šifrování, jeţ je respektovaným standardem šifrování dle American Federal Information Processing Standard (AFIPS Publication 197 specification) [2], který je integrován na hardwarové úrovni přímo v pouţitém procesoru ATMEL AT91SAM7XC256. Úroveň zabezpečení je nastavena na 128 bitové šifrovací slovo, které je uţivatelsky nastavitelné z nadřazené aplikace pro obsluhu a konfiguraci modulu záznamu zvuku. Jelikoţ audio data jsou přenášena cyklicky po malých paketech ve vysokých rychlostech, bylo nutné systém uzpůsobit tak, aby dokázal data zároveň ukládat do větších celků a zároveň nepřetrţitě přijímat nově příchozí data. Tomuto poţadavku nejlépe vyhovuje rozdělení přijímací části do dvou bufferů, kde jeden buffer je vţdy určený k příjmu a buffrování dat a z druhého jsou jiţ nabuffrovaná data ukládána na paměťové médium. Pro paměťová média 114

115 typu SD karet je velikost paměťového bloku rovna 512 Byte [3]. Proto byla velikost přijímacích bufferů nastavena na tuto velikost 512 Byte. Pro ukládání audio dat na paměťové médium se jako nejvýhodnější jevilo pouţití souborového systému. Pouţití souborového systému na SD kartách je sice z programátorského hlediska náročnější na implementaci, nicméně tato nevýhoda je plně vyváţena moţností vyuţití podpory standardu USB mass storage device class pro média opatřené souborovým systémem. Jedním z nejvíce rozšířeným a pouţívaným souborovým systémem je FAT16/32 (File Allocation Table) od společnosti Microsoft, který je bez licenčních poplatků za pouţívání (royalty free) [4]. Pro účely a pouţití modulu záznamu zvuku byl plně dostačující starší souborový systém FAT16, který je omezen ve velikosti disku na cca. 2GB na diskovou oblast [4], proto byla velikost paměťového média zvolena s ohledem na tuto maximální velikost na 2 Gbyte. Po pouţití souborového systému FAT16, bylo tedy moţné implementovat standard USB mass storage device class, kdy po připojení USB host k osobnímu počítači lze z nadřazené aplikace vyčítat uloţené audio záznamy z externího USB disku (USB Mass Storage). Aby se vyčítání záznamů co nejvíce urychlilo a usnadnila se orientace v ukládaných záznamech, jsou jednotlivé zvukové stopy uloţeny do souborů ve formátu WAV (Waveform audio format). Tento zvukový formát vytvořily firmy IBM a Microsoft pro ukládání zvuku na PC [5]. Dále byly jednotlivé audio záznamy rozděleny do souborů o celkové velikosti 256 Kbyte a opatřeny datumem a časem jejich uloţení pro jejich snadné seřazení. Celý princip záznamu zvuku, jeho zpracování a uloţení na paměťové médium je přehledně znázorněn na následujícím obrázku (obr. 2-3). Obr. 2-3: Princip segmentování a ukládání záznamu zvuku 115

116 2.3 Práce se záznamy v nadřazené aplikaci Pro práci s uloţenými audio záznamy byla vytvořena jednoduchá aplikace pro operační systémy Windows, která umoţňuje dešifrovat uloţené audio záznamy, kopírovat je na pevný disk osobního počítače, přehrávat je a vyhledávat mezi konkrétní poţadované data. Náhled na tuto aplikaci je na dalším obrázku (obr. 2-4). Obr. 2-4: Náhled na nadřazenou aplikaci 3 Závěr Moderní digitální komunikační systémy, které v současnosti stále častěji nahrazují analogové, mohou díky digitálnímu zpracování přenášených audio dat velmi snadno ukládat a archivovat digitalizovaná signály. Uloţené audio signály, mohou v mírových podmínkách slouţit k výcviku a analýzám bojových simulací a v bojových podmínkách mohou prokazovat sporné rozhodnutí osádek bojových vozidel. Realizovaný zásuvný modul záznamu zvuku v koncepci, jak byla popsána v tomto příspěvku, je obecně aplikovatelná na jakýkoliv systém záznamu zvuku a můţe se stát návodem pro realizaci takovýchto řešení. Pouţitím modul záznamu zvuku v digitálním interkomu VICM 200 vrostla nejenom uţitná hodnota tohoto komunikačního systému, ale i komfort vojenského výcviku osádek bojových vozidel. 116

117 Literatura [1] Mesit přístroje : Návod k obsluze VICM Uherské Hradiště, 2009, 32. [2] Atmel Corporation : AT91SAM7XC512/256/128 Preliminary. San Jose (USA), Atmel Corporation, 2006, 682. [3] SD Card Association : Webové stránky asociace. [4] Microsoft : Webové stránky společnosti. [5] Wikipedie.org : Webové stránky internetové encyklopedie. 117

118 Resumé: Určování parametrů pohybu objektu v obraze s vyuţitím prostředí Matlab kpt. Ing. Martin Polášek Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, martin.polasek@unob.cz, tel.: Článek se zabývá využitím prostředí Matlab pro řešení problémů spojených s detekcí a měřením parametrů objektů v obraze. Popisuje vybrané funkce a na příkladě měření polohy a vektoru úhlové rychlosti objektu demonstruje jejich použití. 1 Úvod V současné době probíhá velký rozvoj aplikací, které vyuţívají metody zpracování obrazu a především pak funkce detekce a rozpoznávání objektů v obraze pro svou funkci. Jako příklad uveďme např. rozpoznávání výrobků při třídění, kdy mechanické rameno, které vybírá z určitého prostoru pouze výrobky daného tvaru, dokáţe odebrat předmět s danými prostorovými vlastnostmi. Jako příklad z poněkud odlišného oboru nám poslouţí funkce detekce obličeje a na něj navázána funkce detekce úsměvu některých současných digitálních fotoaparátů, kdy fotoaparát automaticky zaostří na nejbliţší obličej a poté spustí závěrku v momentě detekce úsměvu na obličeji (smile shutter). V armádní oblasti se pak detekce a rozpoznávání obrazu uplatňuje především v naváděcích systémech soudobých řízených střel s infračerveným (IR) navedením. To pak umoţňuje, za určitých podmínek, zvyšovat odolnost těchto střel vůči rušení ať uţ přirozenému či umělému. Vyuţití metod zpracování obrazu je vyuţitelné i v systémech vlastní ochrany letadel, kdy se pomocí čidel (například CCD kamery) snímá okolí letadla a v případě zachycení podezřelého objektu (například řízené střely) se začnou měřit parametry pohybu toho objektu, které slouţí systému vlastní ochrany například k přesnému nasměrování laserového svazku, který má za úkol zničit podezřelý objekt v případě ohroţení. V tomto příspěvku je popsán způsob vyuţití prostředí Matlab při řešení úlohy detekce objektu v obraze a měření parametrů jeho pohybu. 2 Řešení problému v prostředí Matlab 2.1 Úprava obrazu a detekce objektů Předtím, neţ můţeme v obraze detekovat objekty, je nutné provést některé úpravy, které záleţí na vlastnostech vstupních snímků. Vstupní snímky mohou mít podobu buď barevných obrázků, nebo častěji obrázků ve stupních šedi. Pokud je k dispozici barevný obraz, je nutné jej nejdřív převést na stupně šedé, kdy stupnice šedé bývá nejčastěji rozdělena na 256 úrovní. V Matlabu pro převod barevného obrazu na obraz ve stupních šedi slouţí funkce rgb2gray. Tato funkce pracuje na vstupu pouze s truecolor obrazy, coţ jsou obrazy, které mají výslednou barvu tvořenou poměrem tří základních barev, červené, zelené a modré (Red, Green, Blue). Na (obr. 2-1a) je obraz cíle (tmavý kruhový objekt) tak, jak je zachycen kamerou. Na (obr. 2-1b) je tentýţ obraz převedený na stupně šedé pomocí výše zmíněné funkce. Často je nutné upravit u výsledného obrazu kontrast a to cestou roztaţení histogramu obrazu. Roztaţení histogramu v podstatě znamená změnu hodnot jednotlivých pixelů tak, aby byly v obrázku rozloţeny rovnoměrně. 118

119 V Matlabu se pro tento účel pouţívá funkce imadjust. Výstup této funkce je vidět na (obr. 2-1c). Na (obr. 2-2) je histogram obrazu před úpravou a po úpravě. a) Původní obraz b) Obraz ve stupních šedi c) Zvýraznění kontrastu Obr. 2-1: Etapy zpracování obrazu a) Histogram neupraveného obrazu b) Histogram po úpravě funkcí imadjust Obr. 2-2: Úprava histogramu obrazu K detekci objektů v obraze cestou detekce hran, nebo detekce uzavřených oblastí, je nutné mít k dispozici obraz binární. Binární obraz je takový, kdy hodnota jednotlivých pixelů nabývá buď hodnoty nula nebo jedna. Hranice objektů pak představuje rozhraní dvou pixelů s rozdílnými hodnotami. Základním problémem při převodu obrazu ve stupních šedi na binární obraz je určení hraniční hodnoty pixelu (treshold), která určuje zda ve výstupním obrazu bude pixel nabývat hodnoty 1 nebo 0. Vychází se z předpokladu, ţe pixely, které patří pozadí budou soustředěny v jedné části histogramu a pixely objektu budou v části opačné. V nejednodušším případě se hodnota tresholdu nastaví jako polovina celkového rozsahu hodnot pixelu, případně se vyhledají v histogramu dvě největší maxima a treshold se stanoví v polovině mezi těmito maximy. V Matlabu se pro výpočet optimální hodnoty tresholdu pouţívá funkce graytresh, která vyuţívá Otsuovu metodu. U této metody se předpokládá, ţe obraz obsahuje dvě třídy pixelů (pixely pozadí a objektu) a optimální hodnotu tresholdu určuje rozdělením těchto dvou tříd tak, aby jejich kombinovaný rozptyl byl minimální, viz [1]. Pro převod obrazu ve stupních šedi na binární obraz podle zadané hodnoty tresholdu slouţí funkce im2bw. 119

120 K detekci objektů v binárním obraze slouţí v prostředí Matlab funkce bwboundaries, která na svém výstupu poskytuje informace o počtu detekovaných objektů včetně jejich poloh v obraze. Tato funkce dokáţe detekovat i díry v objektech nebo objekty uvnitř objektů. U této funkce je moţno nastavit, ţe se budou detekovat pouze objekty a díry budou ignorovány. Dále je moţno upřesnit zda vzdálenost dvou bodů (pixelů) bude řešena metodou 4-sousedství nebo 8-sousedství. Více viz [2]. Všechny zmíněné funkce jsou součástí toolboxu Image Processing Toolbox. 2.2 Výpočet parametrů pohybu S výstupy z funkce bwboundaries pak jiţ není problém určit základní parametry pohybu objektu v obraze. Souřadnice objektu jsou přímo známé z výstupu funkce. Kdyţ také známe polohu objektu, na dalším snímku, spolu s dalšími parametry, jako jsou snímková frekvence (framerate), rozlišení obrazu a zorné pole snímacího zařízení, můţe určit úhlovou rychlost a směr (jednotkový vektor) pohybu objektu podle následujících vzorců. U px = CZP x RD x px ;,px CZP x U px (2-1) RDx kde U px úhlové rozlišení 1 pixelu v ose x [ /px], CZP x celkové zorné pole v ose x [ ], RD x rozlišení detektoru v ose x [px]. x = SOU x SOU x 1 px;px,px Δ x SOUx SOUx 1 (2-2) kde x změna polohy středu objektu v ose x oproti předchozímu snímku [px], SOU x poloha objektu v ose x na současném snímku [px], SOU x-1 poloha objektu v ose x na předchozím snímku [px]. UR x = x U px FR s ; px, px,s -1 URx Δx Upx FR (2-3) kde UR x úhlová rychlost objektu v ose x [ /s], FR snímková frekvence [s -1 ]. Obdobné vztahy jako (2-1) aţ (2-3) platí i pro osu y. Výsledná úhlová rychlost objektu a směr vektoru pohybu jsou dány vztahy (2-4). a (2-5). UR v = UR x 2 + UR y 2 s ; s, s UR v UR UR (2-4) 2 x 2 y kde UR v výsledná velikost úhlové rychlosti objektu [ /s] UR y úhlová rychlost objektu v ose y [ /s] UVR v = tan 1 UR y UR x ; s, s kde UVR v úhel výsledného vektoru rychlosti [ ]. UVR v UR 1 y tan (2-5) URx 120

121 2.3 Praktická aplikace uvedených funkcí Program, pro demonstraci výše uvedených vzorců, umoţňuje načtení zdrojového video souboru, který obsahuje záznam pohybujícího se objektu (černý bod) vůči pozadí. Dále po spuštění přehrávání tohoto videa označí objekt rámečkem a vyhodnotí jeho souřadnice vůči středu obrazu a určí velikost a směr vektoru úhlové rychlosti. Okno programu je na (obr. 3). V levé části obrázku je informace o video souboru a pole pro zadávání velikosti zorného pole detektoru (CCD kamery). Dále jsou zde tlačítka pro nahrání souboru a spuštění přehrávání video souboru. V pravé části nahoře jsou dvě okna, kdy v tom prvním se přehrává originální video soubor a ve druhém okně je výstupní video soubor doplněný rámečkem okolo objektu a kříţem vyznačujícím střed obrazu. Pod těmito okny je graficky znázorněn směr vektoru pohybu objektu pomocí červené čáry, která je doplněna informacemi o velikosti úhlové rychlosti a aktuálních souřadnicích objektu vůči středu obrazu. Obr. 2-3: Okno programu pro určení parametrů pohybu Jak hodnoty směru a velikosti vektoru úhlové rychlosti, tak i souřadnice cíle se průběţně aktualizují podle chování objektu na videu. 3 Závěr V článku bylo popsáno několik vybraných funkcí, pomocí kterých lze řešit problematiku detekce objektů v obraze. Byly představeny funkce pro úpravu vstupního obrazu do takové podoby, aby byl pouţitelný k funkci detekce objektu. Samozřejmě knihovna Image Processing Toolbox obsahuje daleko větší mnoţství funkcí, ale jejich výčet a popis nebyl hlavním záměrem článku. Tím hlavním záměrem bylo ukázat, ţe návrh řešení problémů tohoto typu je díky vestavěným funkcím jednoduchý a přehledný a moţnosti Matlabu v této problematice jsou velice bohaté. 121

122 Literatura [1] Wikipedia.org. Otsu's method [online]. [cit ]. URL:< [2] Technická univerzita v Liberci. E-learning [online]. [cit ] URL:< 1119&stranka=publ_tema&akce=polozka_vstup>. [3] Hanselman, D. Littlefield, B.: Mastering Matlab 7. Upper Saddle River (New Jersey): Pearson Education, xi, 852 s. ISBN Dedikace Článek vznikl za podpory udělené v rámci projektu obranného výzkumu OVUOFVT FÚZE - Inovace technologií zpracování dat ze senzorů umístněných na moderní letecké technice a fůze dat z těchto senzorů v prostředí NEC, Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Fakulty Vojenských technologií, Univerzity Obrany, Brno. 122

123 Relevantné získavanie údajov pre matematické modelovanie Resumé: Ing. Miloš SOTÁK, PhD. - doc. Ing. Pavel NEČAS, PhD. Akadémia ozbrojených síl gen. M. R. Štefánika, Liptovský Mikuláš, milos.sotak@gmail.com, pavol.necas@aos.sk doc. Ing. František ADAMČÍK, CSc. - Ing. Róbert BRÉDA, PhD. Letecká fakulta Technickej univerzity v Košiciach, Katedra avioniky frantisek.adamcik@tuke.sk, robert.breda@tuke.sk Pri matematickom modelovaní sa často stretávame s problémom dosadzovania relevantných údajov do vytvorených modelov. Niekedy sa opierame o hodnoty z katalógov od výrobcov a niekedy o vlastne skúsenosti resp. svojpomocne namerané alebo vypočítané údaje. Tento článok popisuje v súčasnosti preferovanú metódu získavania parametrov pre matematické modelovanie inerciálnych senzorov. 1 Úvod V súčasnosti je v navigácii trendom rôznorodá integrácia navigačných systémoch za účelom dosiahnutia, čo najpresnejšej navigačnej informácie. Za najznámejší prístup v integrácii navigačných systémov môţeme povaţovať integráciu inerciálneho navigačného systému (INS) a globálneho polohového systému (GPS). INS sa hlavne pouţíva z dôvodu jeho autonómnosti a poskytovania navigačných informácií o polohe a uhlovej polohe v trojrozmernom priestore s vysokou opakovacou frekvenciou [2], [4]. Jeho hlavnou nevýhodou je únik chyby v polohe a uhlovej polohe v dôsledku dvojitej resp. jednej integrácie údajov o zrýchlení z akcelerometrov a uhlovej rýchlosti z gyroskopov. Z tohto dôvodu sa pri integrácii vyuţíva systém GPS, ktorý sprostredkováva informácie o polohe a rýchlosti v trojrozmernom priestore pričom chyby v týchto informácií sú ohraničené. Najčastejším prostriedkom pre integráciu navigačných systémov je rozšírený Kalmanov filter (EKF). Pre správnu činnosť EKF je okrem definovania správneho matematického modelu dynamiky systému (v tomto prípade sa hovorí o modeli dynamiky chýb INS) a modelu merania, tieţ potrebné poznať matematické modely jednotlivých senzorov, ktoré výrazne ovplyvňujú kvalitu výstupných navigačných informácií. Tento článok sa zaoberá získavaním relevantných údajov, ktoré predstavujú parametre senzorov. Na základe zjednodušeného matematického modelu senzorov (gyroskopu a akcelerometra) uvedeného v [7] môţeme povaţovať za parametre senzorov potrebných pre matematické modelovanie biely šum senzora, bias, biasovú nestablilitu a parametre popisujúce prvý rád Markovho procesu tj. časovú konštantu a biely šum, ktorý spôsobuje bias-dift. Tento článok sa zameriava na získavanie relevantných údajov o bielom šume senzora a biasovej nestabilite. Na získanie uvedených parametrov sa podľa [6] vyuţíva Allanová variancia, ktorá bola objavená Davidom Allan a prvotne bola určená na charakteristiku fázovej a frekvenčnej nestability presných oscilátorov. Z dôvodu blízkych analógií s inerciálnymi senzormi sa uvedená metóda vyuţíva aj pre inerciálne senzory. Určovanie ďalších parametrov je popísané v [5]. 123

124 2 Popis metódy bx Majme n nameraných dát z inerciálneho senzora (napr. z gyroskopu ib z inerciálnej meracej bx[1] bx[2] bx[ n] jednotky) so vzorkovacou frekvenciou f s,. Označme ich ib, ib,, ib a vyberme m vzoriek z nameraných dát. Túto sadu vzoriek nazveme klaster a označíme ho k. Počet všetkých klastrov K=n/m. Matematicky to môţeme napísať nasledovne [1],,,,,,,,, bx[1] bx[2] bx[ m] bx[ m 1] bx[2 m] bx[ nm] bx[ n] ib ib ib ib ib ib ib. (1) k1 k2 kk Ďalej vypočítame strednú hodnotu kaţdého klastra bx [ k 1 ] m bx [( k 1) m i ] ib m ib m i 1 kde k=1,2,...k (2) a tak vypočítame Allan varianciu z klastrových priemerov K 1 bx k bx k m m 2 [ 1] [ ] A m ib ib 2 1 [ 1] [ ] 2 K kde k=1,2,...k (3) bx k bx k ib m ib m k 1 kde označujú súborový priemer a m m f je korelačný čas pre ktorý bola počítaná s Allanová variancia tzn. ţe ak m=1 tak m sa rovná perióde vzorkovania. Poznamenajme, ţe vyjadrenie pre Allanovú varianciu vychádza z faktu [1], ţe ľubovoľné dva [1] [2] známe klastrové priemery ako sú,, je dvojbodový odhad variancie daný [2] [1] kde 2 AVG AVG 2 [1] 2 [2] [1] [2] AVG 2 je dvoj vzorkový priemer. Presnosť odhadu Allanovej deviácie (tj. odmocniny z Allanovej variancie) rastie so zvyšovaním počtu klastrových priemerov K. Presnosť výpočtu Allanovej deviácie (jedna ) pre K klastrových priemerov je daná vzťahom chyba % K 1 (4) (5) 124

125 Allan deviácia ( /s) 9. mezinárodní vědecká konference Měření, diagnostika, spolehlivost palubních soustav letadel 3 Experiment Na overenie metódy bol zvolený jeden gyroskop senzora ADIS16355 od firmy Analog Devices, ktorý s trojzloţkovým gyroskopom a trojzloţkovým akcelerometrom predstavuje inerciálnu meraciu jednotku. Senzor bol v staticky uloţený a zber dát trval 12 hodín pri laboratórnej teplote 25 ºC. ADIS (2-tap filter) gyroskopy akcelerometre Rozsah ±300.s -1 ±10 g šum (rms) 0,6.s mg šumová hustota (rms) 0,05.s -1.Hz -1/2 1,85 mg.hz -1/2 biasová nestabilita (1σ) 0,015.s -1 0,7 mg náhodná prechádzka (25 C) 4,2.h -1/2 0,2 m.s -1.h -1/2 Tab. 1-1: Špecifikácia ADIS [3] Na obr. 1-1 je zrejme, ţe pre krátke priemerované časy dominuje biely šum. Metodika určovania hodnôt bieleho šumu je rozobratá v [6]. Hodnotu bieleho šumu získame odčítaním priesečníka dotyčnice k krivke Allanovej deviácie so sklonom -0,5 a hodnoty korelačného bx času 1. Pre gyroskop ib je to hodnota 0,08º/s. Druhý parameter tj. biasová nestabilita sa získa odčítaním najmenšej hodnoty vo vodorovnej časti krivky Allanovej deviácie a podelením hodnotou 0,664. Pre gyroskop je to hodnota 0,018º/s. bx ib 10 0 gyroskop ib bx 10-1 X: 1 Y: TAU (sec) X: Y: bx Obr. 1-1: Allanova variancia pre gyroskop ib senzora ADIS

126 4 Záver Porovnaním katalógových parametrov a parametrov získaných metódou Allanovej variancie je zrejme, ţe hodnota bieleho šumu a biasovej nestabily získaných Allanovou varianciou sú trocha väčšie neţ uvádza výrobca. Uvedené koeficienty sú veľmi podstatné pri zostavovaní rovníc modelu senzora a výrazne ovplyvňujú presnosť výstupných navigačných informácií z integrovaného navigačného systému. Jednoznačne to potvrdzuje skutočnosť, ţe pri zostavovaní rovníc Kalmanovho filtra sú hodnoty bielych šumov senzorov priamo dosadzované do kovariančnej matice procesného šumu. Táto práca bola podporená projektom č. ŠPP 852_08-RO02_RU Integrované navigačné systémy. Literatúra [1] Lawrence C. N., DarryII J. P.: Characterization of Ring Laser Gyro Performance Using the Allan Variance Method, Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 20, No. 1: Engineering Notes, p January-February, [2] Soták, M.; Sopata, M.; Bréda, R.; Roháč, J.; Váci, L.: Integrácia navigačných systémov. monografia: 1. vyd., Košice, 2006, 344 s., ISBN [3] ADIS16355 Tri Axis Inertial Sensor - Datasheet, [4] Čiţmár, J.; Škvarek, J.; Jalovecký, R.: An Inertial Reference Unit - Development And Testing, 2st International Scientific Conference, Bratislava, 29th April 2008, ISBN: [5] IEEE Standard Specification Format Guide and Test Procedure for Single-Axis Interferometric Fiber Optic Gyros. IEEE Std [6] Soták, M.: Determining stochastic parameters using an unified method. In: ACTA ELECTROTECHNICA ET INFORMATICA. - ISSN Vol. 9, No. 2 (2009), p [7] Soták, M.: The parameters evaluation for inertial sensors models, In: Journal of Science ACTA AVIONICA 17, volume XI, 2009, ELFA s.r.o, 2009, p , ISSN

127 Abstract: Some aspects of ATM/Surveillance systems Colonel Jaroslav Sušeň, Ph.D. MAA CZE, Prague, tel.: The world of surveillance is changing. New technologies, offering major operational and financial benefits, are being adopted by leading ANSPs. The next generation technologies of MLAT and ADS-B hold the promise of providing innovate ATM solutions. With the combination of cost pressures and projected long-term growth of air traffic, ANSPs face enormous challenges as they strive to take a profit from the existing traditional surveillance methods as long as possible and on the other hand to deploy new-generation surveillance infrastructures. 1 ATM environment and Military Requirements The steady traffic growth in European airspace indicates that the number of flights per year will double in 2020 in comparison to This compels the ATM planners to take measures to overcome the capacity constraints imposed by the current sector-based air traffic control concept whilst improving or at least ensuring the required safety levels. Consequently, significant ATM operational improvements will have to be introduced to the supporting infrastructure to enable the implementation of new operational concepts. In a more automated environment a wide range of different airspace users will have to co exist and will be impacted by ATM operational improvements. With the future predominance of strategic ATM capabilities, reduction of tactical actions and consequent automation of the associated information flows, the military platforms might face serious difficulties to freely access the airspace designated to GAT operations if lacking the required levels of connectivity with the underlying ATM system. Military GAT operations based on exemption policies will then be hardly acceptable. Military aviation is one of the most prominent airspace users with around airframes operating within European airspace. The lack of interoperability between the ATM infrastructure and many military tactical aircraft avionics is usually caused by one or more of the following reasons: lengthy military procurement cycles, public budget constraints, lack of space in the cockpit for extra avionics, absence of supporting military requirement, lack of recognized certification processes, security and institutional aspects, difficulties with monitoring of civil CNS/ATM developments. Significant ATM operational improvements will be introduced to the supporting infrastructure to enable the implementation of new operational concepts involving: intensive sharing of real-time information, higher integration of air and ground system, collaborative decision-making, dynamic use of airspace resources. 127

128 This situation entails the urgent need to identify valid solutions for interoperability between civil and military CNS/ATM systems and to define a migration path towards long-term avionics convergence and integration. To provide a harmonized and integrated common framework that will allow the evolution of European civil-military CNS/ATM systems the Civil-Military CNS/ATM Interoperability Roadmap has been developed by CNS FG under Eurocontrol umbrella. CNS developments are driven not only by ATM needs but also by other requirements including safety and security. In the case of military ATM and Air Defence, CNS systems must also meet very stringent military operational requirements. These requirements have an impact on the design and development of CNS components, their test methods, validation and certification procedures. The role of the Communications, Navigation and Surveillance infrastructure is to support and enable the practical operation of ATM/ATC. Past experience has revealed deficiencies in the harmonization and interoperability of civil-military CNS systems. CNS/ATM systems, including avionics, need as far as possible to be globally interoperable for both civil and military aviation. Great efforts have been made within the Eurocontrol Domains and Programmes, as well as at ICAO and industry levels, to improve CNS infrastructure. Surveillance systems are an essential element of integrated ATM operations serving both civil and military users. Future systems will be capable of extracting air-derived parameters that will enhance ATM performance and enable new forms of control, such as the delegation of separation assurance. Therefore the continuous development of safe, effective interoperable and efficient surveillance that will support the evolution of future European ATM systems is essential. The military requirement for surveillance calls for the retention of PSR for the detection and tracking of non-cooperative aircraft as well as the use of SSR for cooperative aircraft in order to fulfill identification and separation criteria in mixed environments. These capabilities are the fundamentals to produce the recognized air picture. PSR and SSR are currently able to fulfill military surveillance-related requirements for long-term enhanced surveillance and will, following the adoption and implementation of future concepts being supported by techniques such as Mode S and ADS-B, become a major front end enabler of ATM operational improvements. Surveillance environment is illustrated in Figure Multi-Static Primary Surveillance Radar The benefit of MSPSR arrangement could potentially offer to primary surveillance include reduced cost (not only installation but lifetime), reduction in electromagnetic smog, improved safety and integrity, reduced susceptibility to deliberate disruption, flexibility of deployment and coverage, reduced effects of interference (wind turbines), expandability and better performance compared with traditional radars. Traditional (mono-static) radars have the transmitter and receiver collocated. A bi-static radar is one where the transmitter and receiver antennas are physically separated. Basic principle is illustrated in Figure 2-1. Multi-static radar comprises a collection of bi-static radars as illustrated in Figure 2-2 and come in two basic forms, known as passive and active. A passive system, as the name implies, simply listens to received signals; an active system, however, transmits a signal to be reflected off the target to the receivers. From that point of view, active radar could be more expensive than a passive one, due to the need to have a transmitter. 128

129 SATCOM GNSS ADS-C ADS-B PSR voice position report ADS-B TIS-B MLAT SSR Fig. 1-1: Surveillance Evolving Environment However, the benefit of active multi-static radar can be seen in the three areas: transmit signal waveform can be selected to be optimum for intended application, time synchronization is simpler and potentially much more accurate, transmitter is totally within the control of the operator. reflected wave path Rx directive wave path Tx Fig. 2-1: Bi-static radar MSPSR is a distributed system, which means that it will be more robust than traditional single-site mono-static radar. In additional, in a mono-static system the loss of one transmitter 129

130 or receiver will result in the complete loss of coverage for the area covered by that radar. Vice-versa, in a multi-static radar system, with multiple transmitters and receivers, the loss of a single transmitter or receiver will only result in degraded performance. Tx 3 Tx 2 Rx Tx 1 Fig. 2-2: Multi-static radar A notional deployment of multi-static radar has similarities to a cellular phone network. Each receiver may pick up echo returns from the same target originating from different transmitters. Adjacent transmitters would operate on separate frequencies to aid the resolution of the source transmitter and reduce interference effect. However it is not practical to rely wholly on frequency separation and additional discrimination can be derived from use of different PRN sequences. The process of comparing the received and transmitted PRN is called auto-correlation. The chosen PRN sequence is long enough not to repeat for at least the maximum expected range to ensure that correlation yields an unambiguous range measurement. PRNs are successfully used in variety of applications such as GPS and cellular phone networks. Conventional PSRs have a mono-static arrangement where a single antenna is used for both transmitting and receiving. This typically requires that the receiver is disconnected while the radar is transmitting, to avoid swamping the receiver with energy. The radar transmits a highpower electromagnetic pulse that is reflected back from the target. The propagation time delay between the transmitted and received pulses provides a simple means of estimating target range. In a pulsed radar system the receiver only gets one chance to see the target for each pulse, and the system spends the majority of its time listening but for target at a particular range the echo will only be present for a small proportion of this listening time. This means that the transmit signal has to be very high power for the returned signal to be big enough to be picked up by receiver. The receiver also has to be a relatively wide bandwidth to adequately receive the short pulse of energy echoed from the target. 130

131 If the transmit and receive antennas are physically separated, as in a bi-static or multi-static arrangement, then the receiver is provided with some protection from the higher power transmit signal by virtue of the natural signal attenuation resulting from their separation. Given adequate separation then the radar can transmit constantly without overloading the receiver. This means that the receiver can continuously collect energy from a target. Hence the transmit power can be significantly reduced while still maintaining the same average energy return from the target. This offers great potential cost benefit as well as reducing of electromagnetic emission. 3 Alternative sources of information The world of surveillance is changing. New technologies, offering major operational and financial benefits, are being adopted by leading ANSPs. The next generation technologies of MLAT and ADS-B hold the promise of providing innovate ATM solutions to aid ANSPs in their quest for safer and more efficient air traffic and are being selected gradually for surveillance instead of traditional secondary radar. 3.1 ADS-B arrangement ADS-B is scheduled to become a key element of future ATM systems. Unlike current groundbased secondary radars that produce an interrogation and receive replies from aircraft transponders, ADS-B equipped aircraft use a global network of satellites to broadcast their position to other ADS-B equipped aircraft, as well as dedicated ground receivers that then transmit the information directly to ATCOs. It means that under ADS-B, an aircraft periodically broadcasts its own state vector and other information without knowing what the other aircraft or entities might be receiving it, and without expectation of an acknowledgment or reply. ADS-B is automatic in the sense that no pilot or ATCO action is required for the information to be issued. It is dependent surveillance in the sense that the surveillance-type information so obtained depends on the suitable navigation and broadcast capability in the source aircraft. Basic ADS-B/C principle is illustrated in Figure 3-1. GNSS SATCOM ADS-C ADS-B ADS-B ground user Fig. 3-1: ADS-B/C illustration 131

132 ADS-B differs from ADS-C in that ADS-C is based on a negotiated one-to-one peer relationship between an aircraft providing ADS information and a ground facility requiring receipt of ADS messages using ACARS as the communication protocol. During flight over areas without radar coverage (e.g. oceanic and polar), reports are periodically sent by an aircraft to the controlling air traffic region. 3.2 Multilateration MLAT uses a number of strategically placed ground stations to listen for replies to interrogation signals transmitted from local SSR or from an interrogator at a multilateration station. As each ground station is a different distance from an individual aircraft there is a fractional TDOA for aircraft s reply to each station. Using advanced computer processing techniques, these individual time differences enable an aircraft s position to be precisely calculated at least once per second. MLAT is unique in that it requires no additional avionics equipment to be installed in an aircraft, as it can decode replies from MODE A, C and S transponders, as well as ADS-B. MLAT systems provide superb accuracy within the area inside the array of ground stations. Outside that area, however, the accuracy starts to degrade due to an effect known as DOP. If the timing accuracy of system is good, it is generally possible to maintain an acceptable level of accuracy for surveillance purposes over an area outside the boundary of the sites. Nonetheless the further away from the sites or in location where the geometry of the sites is poor, acceptable accuracy cannot always be achieved. Basic MLAT configuration is illustrated in Figure 3-2. Fig. 3-2 MLAT configuration Because these so-called next-generation technologies are actually very mature, they also present entirely new opportunities for innovations that enable ANSPs surveillance infrastructures to be more accurate, less costly and safer, with improved system redundancy. Such advancement is for instance an adaptive interrogation. Adaptive interrogation is a revolutionary technology that provides surveillance redundancy without increasing the presence of FRUIT or garble (overlapping replies). In the other words, adaptive interrogation 132

133 is a new and improved form of ATC secondary surveillance redundancy. As a safety standard, ANSPs are required to have different levels of surveillance redundancy in case a principal surveillance source requires maintenance or malfunctions. One of the drawbacks of having two or more SSRs for redundancy is that increases FRUIT and garble. With adaptive interrogation the interrogator is fed a control signal from the existing secondary radar while the radar is in normal operation. When this control signal is present the interrogator remains off and multilateration system remains completely passive, relying on the transponder replies to the secondary radar and other interrogators. Thus there is no added FRUIT or garble to affect the existing secondary radar system. However as soon as the interrogator stops receiving the control signal from radar it will turn itself on, and the multilateration system will become completely active, ensuring uninterrupted secondary surveillance. Interrogations from the multilateration system are only initiated when they are required to initiated or maintain the target track, or to downlink specific parameters that are required by the surveillance system. 4 Conclusion With the combination of cost pressures and projected long-term growth of air traffic, ANSPs face enormous challenges as they strive to deploy new-generation surveillance infrastructures. There are a number of similarities between a MLAT/WAM system and a multi-static radar system, in addition to the requirements for time synchronization, such as both having multiple receiver sites and intra-site communication links. The requirements for site location are also similar, and for an ATM application a common deployment has considerable benefits such as shared infrastructure and hence reduced cost. It is likely that in the future distributed system such as MLAT, ADS-B and MSPSR will be used for secondary and primary surveillance respectively and indeed that common infrastructure and equipment will provide both a primary and a secondary surveillance capability in some areas. The ADS-B data link agreement between Europe and the US, whereby both adopted Mode S SSR 1090 extended squitter as the basis for interoperability, will result in this becoming the "de facto" standard throughout ECAC. It is important to recognize the new possibilities enabled by advancements in next-generation technologies, which can help ANSPs achieve efficiencies and improved surveillance while building tomorrow s infrastructure. Abbreviations ACARS AD ADS-B ANSP ATCO ATM CNS DOP ECAC Eurocontrol FG FMS FRUIT GAT Aircraft Communication Addressing and Reporting System Air Defence Automatic Depend Surveillance Broadcast Air Navigation Services Provider Air Traffic Controller Air Traffic Management Communication Navigation Surveillance Dilution of Precision European Civil Aviation Conference European Organization for the Safety of Air Navigation Force Group Flight Management System False Replies Unsynchronized In Time General Air Traffic 133

134 GNSS GPS ICAO MLAT MSPSR MTCA PRN PSR Rx SSR STCA TCAS TDOA TIS-B Tx WAM Global Navigation Satellite System Global Position System International Civil Aviation Organization Multilateration Multi Static PSR Medium Term Conflict Alert Pseudo Random Noise Primary Surveillance Radar Receiver Secondary Surveillance Radar Short Term Conflict Alert Traffic Collision Avoidance System Time Difference of Arrival Traffic Information Service Broadcast Transceiver Wide Area MLAT References [1] HULMSTROM, R., QUILTER, T.: Opportunities for innovation, Air Traffic Technology International, UK, 2009, p [2] ATKINSON, S., HILL, D.: Crystal Ball, Air Traffic Technology International, UK, 2009, p [3] Eurocontrol: Civil-Military CNS/ATM Interoperability Roadmap, Ed.1.0, Brussels, [4] Eurocontrol: Surveillance Strategy, Ed. 2.2, Brussels, [5] Eurocontrol : SESAR [online] [cit ]. Dostupný z WWW: < [6] Roke Manor Research Limited: Vigilance [online] [cit ]. Dostupný z WWW: < [7] SRA International: ERA [online] [cit ]. Dostupný z WWW: < [8] SUR-RAD Training documentation, Luxembourg, IANS Eurocontrol, June

135 Resumé: KONTROLA POLOHY BEZPILOTNÍCH PROSTŘEDKŮ VE VZDUŠNÉM PROSTORU Ing. Milan VAŠEK, Ph.D. Katedra leteckých elektrotechnických systémů, Univerzita obrany, Brno, tel.: V článku jsou popsány požadavky na kontrolu polohy bezpilotních prostředků ve vzdušném prostoru. Jsou zde uvedeny současné i perspektivní metody určování polohy malých a středních UAV a vysvětleno jejich typické palubní vybavení. 1 Úvod Kontinuální přehled o poloze sportovních, civilních dopravních a vojenských létajících prostředků ve všech výškových hladinách vzdušného prostoru řízené oblasti je základním faktorem pro zajištění bezpečnosti všech uţivatelů vzdušného prostoru. Poloha letadel jakoţ i přehled o poloze ostatních letadel ve vzdušném prostoru musí být známá, jak osádkám letadel, tak řídícím orgánům na stanovištích řízení letového provozu. Provoz letadel za letu nebo na pohybové ploše letiště musí být v souladu s všeobecnými pravidly o létání, a pokud jde o provoz za letu ve vzdušném prostoru, i v souladu se všeobecnými a mezinárodními pravidly létání, tj. s pravidly letu jak za viditelnosti VFR (Visual Flight Rules), tak s pravidly letu podle přístrojů IFR (Instrument Flight Rules). U výše uvedených létajících prostředků je na palubě letadla pilot s platným průkazem způsobilosti. Zcela jiná situace je u bezpilotních prostředků UAV (Unmanned Air Vehicle) vyuţívajících pro svůj let řízený i neřízený vzdušný prostor. U těchto UAV nelze většinou zajistit vizuální kontakt mezi pozemním pilotem a prostředkem, takţe jejich let probíhá buď autonomně, tj. v programem řízeném reţimu nebo je dálkově řízen pozemním pilotem z pozemního stanoviště GCS (Ground Control Station). UAV pro svůj let mohou vyuţívat všechny třídy vzdušného prostoru a platí pro ně pravidla (poţadavky) stanovená pro létání v dané třídě vzdušného prostoru. V mírových podmínkách, kromě dodrţování výše uvedených pravidel, nesmí UAV na zemi ohroţovat lidí a majetek a jejich konstrukce i provoz musí být v souladu s poţadavky na ochranu ţivotního prostředí. Odlišnost UAV od pilotovaných letadel spočívá téţ v tom, ţe jejich uţitečná letová nosnost je relativně malá. Jen velké vojenské UAV konstruované pro let ve střední nebo ve velké výšce (nad 5000 m) s dlouhou letovou vytrvalostí mohou být vybaveny systémem sekundární radiolokace, tj. odpovídačem Módu A, C nebo S, případně i systémem IFF. V tomto případě je jejich poloha ve vzdušném prostoru monitorována sekundárním radarem a zobrazena na monitorech řídících letového provozu. Zjištění a následné sledování polohy malých UAV primárním přehledovým radarem PSR je nesnadné, nakolik jejich efektivní odrazná plocha se pohybuje řádově od jednotek centimetrů čtverečních do desítek decimetrů čtverečních. Taková to nízká odrazná plocha je výhodná jen pro lety UAV nad územím protivníka disponujícím radarovou ochranou. V současnosti pro zajištění kontinuální kontroly polohy UAV ve vzdušném prostoru mimo oblast přímé viditelnosti se vyuţívají standardní prostředky automatického závislého přehledu o poloze ADS (Autamatic Dependent Surveveillance). Zdrojem polohových dat pro UAV jsou druţicové systémy rádiového určení polohy. Polohová data, po vyhodnocení přijímačem 135

136 druţicového systému, jsou přenášena rádiovým kanálem na řídící a vyhodnocovací stanoviště GCS a zobrazena na monitoru pozemního pilota. Další moţností je pouţití systému nezávislého sledování a kontroly polohy UAV ve vzdušném prostoru na bázi hyperbolického pasivního sledovacího systému (metoda je teoreticky rozpracována na Katedře leteckých elektrotechnických systémů Univerzity obrany). Výše uvedené poţadavky týkající se nepostradatelnosti kontroly polohy UAV ve vzdušném prostoru a jejich elektronického vybavení vedou k nutnosti řešení následujících úloh: 1. Vymezit působnost UAV v jednotlivých třídách vzdušného prostoru a z nich stanovit poţadavky na provoz ve vzdušném prostoru. 2. Definovat UAV s malým a středním doletem. 3. Analyzovat metody a prostředky závislého sledování polohy UAV ve vzdušném prostoru a stanovit jejich pouţitelnost a přesnost. 4. Navrhnout radiotechnické vybavení paluby UAV pro závislé vyhodnocení a sledování polohy ve vzdušném prostoru. 5. Analyzovat metody a prostředky nezávislého sledování polohy UAV ve vzdušném prostoru a jejich přesnost. 6. Vybrat a prakticky ověřit nejvýhodnější teoretické varianty kontroly polohy UAV ve vzdušném prostoru. Přesné vyhodnocení polohy UAV ve vzdušném prostoru, následné rozpoznání cílů na zemském povrchu, určení jejich charakteru, výpočet souřadnic cílů a jejich zobrazení na mapě můţe posunout vyuţití UAV ve vojenské sféře značně dopředu. I kdyţ určení souřadnic polohy UAV ve vzdušném prostoru a následné určení polohových souřadnic cílů s poţadovanou přesností má nejvyšší prioritu (zničení cíle letectvem, dělostřelectvem, raketovým vojskem nebo minomety je moţné jen při znalosti jeho souřadnic určených s poţadovanou přesností) ve vojenských operacích, o této problematice se objevují v dostupné literatuře jen velmi sporadické informace. Problém určení polohových souřadnic UAV ve vzdušném prostoru a následně i cíle na zemském povrchu v pásmu bojových operací s poţadovanou přesností vyţaduje sloţitou systémovou i programovou podporu. Návrh programové podpory bez teoretické analýzy a metodické sounáleţitosti je takřka nemoţný. 2 Požadavky na kontrolu polohy BPP s malým a středním dosahem Přestoţe intenzívní vývoj a vyuţívání bezpilotních prostředků sahá do sedmdesátých let minulého století, lze konstatovat, ţe v jejich kategorizaci není doposud jednotnost. Civilní sféra se přiklání ke kategorizaci UAV podle vzletové hmotnosti, délky draku a rozpětí křídel, tj. podle velikosti. Vojenská sféra třídí UAV podle následujících letových parametrů: traťová rychlost, dolet, výškový dostup, doba letu (UAV s velmi krátkým doletem, krátkým doletem, středním doletem, středním doletem s krátkou výdrţi ve vzdušném prostoru, letem ve střední výšce s dlouhou výdrţi ve vzdušném prostoru a dostupem a letem ve velké výšce s dlouhou výdrţi ve vzdušném prostoru). Letové parametry vojenských UAV určených pro taktický průzkum ukazují, ţe jejich dostup je maximálně do 6000 m. Operační výška nad prostorem průzkumu se pohybuje v rozmezí od 100 m do 3000 m. Pro UAV SOJKA České armády je optimální operační výška 600 m. Z výše uvedených dostupů a operačních výšek bezpilotních prostředků vyplývá, ţe jejich let probíhá jak v neřízeném, tak v řízeném vzdušném prostoru, viz obr

137 Y 6000m Řízený vzdušný prostor 300m Z H Stoupání Vstoupání po vzletu A Maximální dostup UAV Výška UAV pro snímání bojiště Úsek příletu do místa operace GCS Místo vzletu UAV Způsob vzletu: RWY, RATO, Katapult Krouţení nad zájmovým prostorem P (x,y,z) Prostor průzkumu Snímání povrchu terénu bojiště Komunikační kanály řízení a přenosu video informace při neautonomním řízení letu UAV Úsek návratu z místa operace Obr. 2-1: Výškový profil letu UAV ve vzdušném prostoru Přiblíţení na přistání B X Dolet [km] Vytrvalost [hod] Přistání UAV: V místě A nebo B Způsob přistání: RWY, Síť, Padák Pro bezpilotní prostředky s malým a středním doletem, tj. pro malé a střední UAV, s uţitečným zatíţením do 35 kg (uţitečné zatíţení = navigační prostředky + průzkumné prostředky + komunikační prostředky) pro navigaci i určení polohy ve vzdušném prostoru připadá do úvahy pouţití prostředků druţicového rádiového určení polohy GPS (v budoucnosti evropského druţicového systému GALILEO). V současnosti zdrojem polohových informací pro UAV je GPS/NAVSTAR. Přijímač signálů GPS spolu s vyhodnocovacím zařízení polohy dnes patří do standardního palubního vybavení UAV. Přijímač signálů GPS můţe být jak samostatné zařízení poskytující jen polohové informace, tak integrovaný do systému automatického řízení UAV Autopilota. Zařízení tohoto typy lze nazvat systémem závislého přehledu a sledování polohy PDSTS (Position Dependence Surveillance and Tracking System), nakolik příjem signálů pro určení polohy UAV závisí na funkčnosti satelitního a řídícího segmentu druţicového systému určení polohy GPS. Přijímač signálů GPS poskytuje 3D polohové souřadnice UAV ve vzdušném prostoru. Kromě polohových dat přijímač GPS vypočítává i hodnotu traťové rychlosti UAV. Aplikace závislého určení polohy UAV ve vzdušném prostoru mohou být následující: a) vyhodnocení polohy UAV na palubě a přenos polohových dat na GCS rádiovým komunikačním systémem (nebo zpracování polohových dat do souboru a jejich následné uloţení do paměti palubního zapisovače společně s časovými údaji), b) vyuţití mobilní navigace na bázi GPS/GSM/GPRS sítě na platformě přenosu dat na GCS po síti Internet, c) přenos přijímačem GPS zpracovaných polohových dat ve Squitteru módu S. Další doposud nepublikovanou moţností určení polohy, je pouţít metodu pasivního přehledového systému PSS (Passive Surveillance System). Zdrojem polohových údajů není druţicový systém, ale signál vyprodukovaný vysílačem na palubě UAV. Protoţe poloha UAV v 2D nebo 3D souřadnicové soustavě je vyhodnocována aţ v GCS mluvíme o nezávislém přehledu a sledování polohy PISTS (Position Independence Surveillance and Tracking System). Určení přesnosti a návrh aplikovatelnosti metod PDSTS a PISTS k určení polohy UAV ve vzdušném prostoru není předmětem obsahu tohoto článku a budou publikovány samostatně. 137

138 3 Palubní avionické vybavení UAV Základním prostředkem pro zabezpečení stabilního pohybu bezpilotního prostředku ve vzdušném prostoru po předepsané trajektorii letu je pilotáţní systém. Pilotáţní systém můţe pracovat v autonomním nebo neautonomním reţimu. UAV v autonomním reţimu je řízen po předepsané trajektorii pomocí předem nadefinovaného programu v palubním počítači - autopilotem. V neautonomním reţimu pilotování je UAV řízen pilotem - operátorem z pozemního stanoviště řízení letu. Autopilot vykonává funkci stabilizátoru UAV v systému regulace pohybu a letu. Regulační systém udrţující stabilitu pohybu UAV ve vzdušném prostoru musí být schopen eliminovat poruchy a změny ovzduší působící na bezpilotní letoun za letu. UAV konstruované pro vojenské účely musí mít schopnost přejít z autonomního do neautonomního reţimu a opačně. Zároveň při ztrátě spojení s řídícím stanovištěm musí uskutečnit automatický návrat do místa startu nebo do místa jehoţ souřadnice jsou uloţeny v paměti počítače. Stabilizace letu UAV se zabezpečuje porovnáním skutečných aerodynamických parametrů letu s předepsanými (naprogramovanými) parametry v porovnávacích obvodech autopilota, kde se určí rozdíl (amplituda i polarita) mezi skutečnou hodnotou a naprogramovanou hodnotou. Výsledný rozdílový signál je veden na servosystém, který ovládá řízení jednotlivých pohyblivých ploch a nastaví poţadovaný rovnováţný stav UAV a předepsaný navigační reţim (obr. 3-1). GPS NAVSTAR nebo GALILEO Barometrický výškoměr Palubní vybavení UAV Autopilot - počítač Procesor navigace Mission Processor Datové spoje Vysílač P GPS(x,y,z) Přijímač nav. dat Monitor mapa Tx/Rx RS 232 Pitot měříč vzdušné rychlosti Akcelerometry X a Y Magnetometr X,Y, Z Gyrovertikála Procesor řízení letu Flight Processor Servo Procesor Přijímač řídících povelů Vysílač informací z čidel Přijímač povelů řízení čidel Vysílač povelů Pult řízení Tx/Rx Gyrokompas Inerciální měřící jednotka Systémy průzkumu Monitor průzkum. informací GCS Obr. 3-1: Blokové schéma palubního elektronického - avionického vybavení UAV Základní rozdíl mezi autopilotem letounu a autopilotem bezpilotního prostředku spočívá v přímém ovládáním letounu (řízený pilotem) a dálkovým RC zadáváním dat (operátorempilotem z GCS) pro řízení letu. Dále v potřebě zobrazení polohy UAV ve vzdušném prostoru na monitoru pilota-operátora na GCS, tj. zabezpečení přehledu o poloze UAV v prostoru. 138