PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA

Transkrypt

1 ISSN PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Kwartalnik naukowy 7/2009 (202) PRAWO LOTNICZE PODUSZKOWCE, WIATRAKOWCE, ŚMIGŁOWCE AWIONIKA, OSPRZĘT LOTNICZY AERODYNAMIKA SILNIKI RAKIETOWE DYNAMIKA I WYTRZYMAŁOŚĆ STRUKTUR WYDANIE PUbLIKACjI DOfINANSOWANE PRZEZ MINISTERSTWO NAUKI I SZKOLNICTWA WYżSZEGO

2 Kolegium Redakcyjne Instytutu Lotnictwa: Maciej Bossak, Zdobysław Goraj, Marian Jeż, Wojciech Kania, Tadeusz Korsak (sekretarz kolegium), Antoni Niepokólczycki, Wojciech Potkański, Kazimierz Szumański (przewodniczący kolegium), Zbigniew Wołejsza TRANSACTIONS OF THE INSTITUTE OF AVIATION SCIENTIFIC QUARTERLY 7/2009 (202) ТРУДЫ ИНСТИТУТА АВИАЦИИ НАУЧНОЙ ЖУРНАЛ (КВАРТАЛНИК) 7/2009 (202) Wydawca: Wydawnictwa Naukowe Instytutu Lotnictwa Al. Krakowska 110/114, Warszawa, tel.: wew. 442, faks: Edycja, redakcja, skład komputerowy: Iwonna Olesińska Druk: ALKOR ul. Krucza 4, Sulejówek ISSN

3 SPIS TREŚCI Janina Dąbrowska: SPECYFIKA MAŁYCH ORGANIZACJI LOTNICZYCH CERTYFIKOWANYCH WEDŁUG RZEPISÓW EASA NA PRZYKŁADZIE ORGANIZACJI INSTYTUTU LOTNICTWA Janina Dąbrowska, Mirosław Ptaszyński: ASPEKTY ROZWOJU KONSTRUKCJI PODUSZKOWCÓW W RAMACH PROGRAMU REALIZOWANEGO W INSTYTUCIE LOTNICTWA W LATACH Mirosław Delega: GŁOWICA WIATRAKOWCA IL-28 UMOŻLIWIAJĄCA PIONOWY START Anna Gałach, Stanisław Popowski: AUTONOMICZNY, PRZENOŚNY UKŁAD POMIAROWO-REJESTRUJĄCY, PRZEZNACZONY DO OBSŁUGIWANIA PROCESU BADAŃ W LOCIE Zdzisław Gosiewski, Daniel Ołdziej, Maciej Słowik: IDENTYFIKACJA MODELU DYNAMICZNEGO NAPĘDU DLA ŚMIGŁOWCA CZTEROWIRNIKOWEGO Jerzy Graffstein: WPŁYW WYBRANYCH ZMIENNYCH STANU NA DOKŁADNOŚĆ TORU LOTU SAMOLOTU PODCZAS AUTOMATYCZNIE WYKONYWANEGO MANEWRU Jerzy Graffstein: WPŁYW PARAMETRYCZNEJ NIEPEWNOŚCI MODELU NA ZMIANY WSPÓŁCZYNNIKÓW WZMOCNIEŃ AUTOMATYCZNEJ STABILIZACJI SAMOLOTU Andrzej Krzysiak: EKSPERYMENTALNE BADANIA ZRZUTU PODWIESZEŃ W TUNELU AERODYNAMICZNYM N-3 INSTYTUTU LOTNICTWA Stanisław Popowski, Witold Dąbrowski: ESTYMACJA KĄTA PRZECHYLENIA NA OBIEKTACH RUCHOMYCH Grzegorz Rarata, Paweł Surmacz: WSPÓŁCZESNE STAŁE RAKIETOWE MATERIAŁY PĘDNE Grzegorz Rarata, Paweł Surmacz: NADTLENEK WODORU KLASY HTP JAKO UNIWERSALNE MEDIUM NAPĘDOWE ORAZ UTLENIACZ Andrzej Szot: ANALIZA WYTRZYMAŁOŚCI ELEMENTÓW TURBINY WODNEJ TYPU MICHELL-BANKI ZA POMOCĄ MES Witold Wiśniowski: WPŁYW LUZÓW NA WŁAŚCIWOŚCI DYNAMICZNE OBIEKTÓW LATAJĄCYCH Wiesław Zalewski: OPTYMALIZACJA KONSTRUKCJI I OSIĄGÓW TURBINY WODNEJ PRZY WYKORZYSTANIU METOD OBLICZENIOWEJ MECHANIKI PŁYNÓW CFD

4

5 SPECYFIKA MAŁYCH ORGANIZACJI LOTNICZYCH CERTYFIKOWANYCH WEDŁUG PRZEPISÓW EASA NA PRZYKŁADZIE ORGANIZACJI INSTYTUTU LOTNICTWA Janina Dąbrowska Instytut Lotnictwa Streszczenie Przedstawiono zasady i wymagania konieczne do spełnienia przez małe organizacje lotnicze zgodnie z aktualnymi przepisami EASA. Rzeczą powszechnie znaną jest fakt, że procesy zachodzące w dziedzinie lotnictwa w zakresie projektowania, produkcji, obsługi, zarządzania, kontroli ruchu lotniczego i innych związanych z lotnictwem podlegają różnym regulacjom prawnym. W miarę rozwoju znaczenia i wykorzystania cywilizacyjnego tej sfery działalności ludzkiej przepisy te są modyfikowane i w miarę możliwości ujednolicane dla różnych obszarów geograficzno-politycznych. Proces taki zachodzi także w naszym kraju, szczególnie od momentu wejścia Polski do struktur Unii Europejskiej. Warto może w tym miejscu w sposób możliwie ogólny przedstawić stan międzynarodowych przepisów lotniczych i istniejących uwarunkowań w Unii Europejskiej. W chwili obecnej, w obszarze naszego działania funkcjonuje zestaw przepisów regulowanych przez takie organizacje jak: ICAO JAA EASA. W 1944 roku na mocy Konwencji Chicagowskiej powstaje ICAO (International Civil Aviation Organization) Międzynarodowa Organizacja Lotnictwa Cywilnego, która określa zasady i zobowiązania zawarte w 18 aneksach. W 1955 roku Europejska Konferencja Lotnictwa Cywilnego (ECAC) tworzy zasady bezpiecznego transportu do i z Europy. W roku 1991 powstaje organizacja JAA (Joint Aviation Authorities) inspirowana głównie pracami w ramach programy budowy Concorda i Airbusa, zajmująca się ustalaniem i wdrażaniem wspólnych standardów i procedur w zakresie dopuszczania statków powietrznych do lotu, ich obsługi technicznej i eksploatacji w oparciu o wspólne przepisy lotnicze JAR. Nastąpiło to po Umowie Cypryjskiej (1990) zawartej między krajami członkowskimi EACA, która wprowadziła porozumienie o rozwoju i uznawaniu wspólnych przepisów zdatności do lotu jako wyłącznego źródła przepisów lotniczych w krajach EWG. W 2002 roku rozporządzeniem Komisji Europejskiej zostaje powołana do życia EASA (European Aviation Safety Agency) Europejska Agencja Bezpieczeństwa Lotniczego, a w 2008 roku wydane zostaje obowiązujące także w Polsce tzw. Rozporządzenie Podstawowe, które ustala podstawowe wymagania zdatności do lotu, stwarza i określa ramy prawne działania EASA w krajach członkowskich. SPECYFIKA MAŁYCH ORGANIZACJI LOTNICZYCH... 5

6 Zgodnie z regulacjami EASA standardy w lotnictwie ogólnym wyznaczają następujące przepisy: certyfikacja CS 23,25, 27, 29, itd., projektowanie Part 21, produkcja Part 21, personel poświadczający Part 66, szkolenie personelu Part 147, obsługa techniczna Part 145 i Part M (małe statki powietrzne), zarządzanie ciągłą zdatnością part M, operacje lotnicze JAR OPS 1/3 i JAR OPS 0/2/4, załogi/symulatory JAR FCL/JAR STD, opisywane w AMC (Acceptable Means of Compliance) Akceptowanych Sposobach Spełniania i w Materiałach Interpretacyjnych GM (Guidance Material). Całe ww. prawodawstwo zostało pomyślane i utworzone głownie z myślą o dużym lotnictwie cywilnym i działalności prowadzonej na dużą skalę, a więc wydawałoby się, że dotyczy głównie dużych producentów statków powietrznych, dużych przewoźników czy usługodawców transportu lotniczego. Procesy tam zachodzące, takie jak: projektowanie, produkcja, obsługa, certyfikacja, utrzymanie zdatności do lotu podlegają często skomplikowanym uwarunkowaniom wynikającym z pewnej globalizacji i złożoności zagadnień, a także tzw. czynnika ludzkiego, którego istotne znaczenie dostrzeżono już w okresie II wojny światowej, a poważnie zainteresowano się nim w latach 80. XX wieku. W chwili obecnej, gdy coraz intensywniej rozwija się tzw. małe lotnictwo, które od lat rządziło się trochę uproszczonymi zasadami działania zostało zmuszone niejako do wpisania się w obowiązujące prawne uregulowania z powodów konieczności zachowania bezpieczeństwa, co przekłada się w oczywisty sposób na komercyjność przedsięwzięć, gdyż społeczeństwo domaga się coraz wyższego poziomu bezpieczeństwa. Jednym słowem, wszyscy domagają się profesjonalizmu potwierdzonego stosownym certyfikatem wydanym przez uznane władze lotnicze, w Polsce przez Urząd Lotnictwa Cywilnego. W związku z tym nawet te niewielkie organizacje lotnicze: projektujące, produkujące lub świadczące obsługę lub inne usługi zmuszone są do wprowadzenia w system swego działania zasad określonych w odpowiednich przepisach lotniczych. Wymaga to odpowiedniej interpretacji tych przepisów, dokonania właściwego wyboru najistotniejszych zasad tak, aby określone procedury nie krępowały nadmiernie i nie przerastały potrzeb organizacji, a jednocześnie były zgodne z istotą wymagań. Instytut Lotnictwa, który od 85 lat działa na rzecz lotnictwa powinien być posiadaczem stosownych certyfikatów z racji świadczonych usług, a także dla potwierdzenia swego profesjonalizmu i wiarygodności na rynku branżowym. Do usług podlegającym takim wymogom można zaliczyć projektowanie statków powietrznych, podzespołów lotniczych i procesów technologicznych, obsługę podzespołów lotniczych, co może być połączone z ich wytwórstwem. Dlatego Instytut powinien posiadać certyfikaty: organizacji projektującej, obsługowej i produkującej w stosownym do potrzeb zakresie. W chwili obecnej (2010) Instytut Lotnictwa jest posiadaczem certyfikatu Organizacji Projektującej, Produkującej i jest w trakcie procesu zatwierdzenia Organizacji Obsługowej. We wszystkich ww. przypadkach, aby uzyskać właściwy certyfikat należało opracować dokument nazywany Charakterystyką lub Prezentacją organizacji, który zawiera informacje na temat zakresu prac wymagających zatwierdzenia oraz wskazujących na sposób w jaki organizacja zamierza zachować zgodność z właściwą częścią przepisów EASA. Dokument ten odnosi się do wszystkich aspektów działalności organizacji, takich jak: kadry kierowniczej, personelu poświadczającego i technicznego, zaplecza technicznego, wyposażenia w narzędzia i materiały, zapewnienia koniecznej bazy danych projektowych lub obsługowych, 6 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

7 procedur wykonywanych czynności i bardzo istotnej polityki jakości i bezpieczeństwa, na którą kładzie się mocny nacisk, nie tylko przez opracowanie systemu jakości, ale i przez niezależne monitorowanie tego systemu. Organizacja uzyskuje certyfikat na szczegółowo określony w dokumencie zakres i tylko w tym zakresie ma prawo świadczyć usługi. Przykładowo w przypadku Organizacji Obsługowej Instytutu Lotnictwa przedmiotem zatwierdzonego zakresu usług są elementy w ramach klasy: podzespoły (części składowe inne niż kompletne silniki lub pomocnicze zespoły silnikowe), ratingu klasy C, w zakresie: C5 układy elektryczne, C6 wyposażenie, C9 układy paliwowe płatowiec, C13 przyrządy pokładowe, po czym wymienia się z nazwy konkretne produkty, które będą przez organizacje obsługiwane. Takie postawienie sprawy związane jest z koniecznością spełnienia szeregu wymagań gwarantujących, ze organizacja będzie posiadała wszystkie możliwe aktualne dane, informacje i środki do realizacji konkretnego zadania, na zasadzie skupienia się na określonym celu. Rozszerzenie zakresu działalności jest możliwe po udokumentowaniu, że dla konkretnego, nowego produktu zostały dodatkowo spełnione wszystkie te wymagania. Przepisy EASA wielki nacisk kładą na politykę jakości i bezpieczeństwa w organizacjach lotniczych, która podobnie jak struktura zarządzania powinna być adekwatna do wielkości i zakresu działalności organizacji, ale jako minimum powinna zawierać deklarację, że: najważniejszym celem jest ciągłe zapewnienie bezpieczeństwa, uwzględniane są zagadnienia dotyczące czynników ludzkich, popierany jest system meldowania przez personel o błędach zaistniałych, dostrzeżonych w systemie, osiągnięta jest świadomość personelu o konieczności współpracy z auditorami jakości, uznanie zgodności z procedurami, standardami jakości, standardami bezpieczeństwa i przepisami za obowiązek całego personelu. W celu spełnienia tych warunków opracowane są stosowne procedury, które minimalizują ryzyko powielania błędów oraz umożliwiają wykrycie błędów systematycznych. Nie jest wskazane stworzenie bardzo szczegółowego i drobiazgowego zestawu procedur, ważne jest aby był to zestaw użyteczny i szczelny dla danej organizacji. Organizacja ustanawia system jakości obejmujący: niezależny system auditów i system sprawozdań zwrotnych dotyczących jakości przedstawianych najwyższemu kierownictwu i osobie zarządzającej, która zapewnia podjęcie właściwych działań naprawczych. Pod koniec lat 1980 w przepisach coraz większą wagę przykłada się do tzw. czynnika ludzkiego, gdyż dostrzeżono na podstawie analizy przyczyn największych wypadków lotniczych na świecie, iż przemysł lotniczy jest środowiskiem bardzo podatnym na popełnianie błędów. W 1986 roku Zgromadzenie ICAO przyjęło rezolucję dotyczącą bezpieczeństwa lotów i czynnika ludzkiego, określając m.in. zasady czynnika ludzkiego jako: Zasady mające zastosowanie w lotnictwie podczas projektowania, certyfikacji, szkolenia, eksploatacji i obsługi technicznej statku powietrznego, które zapewniają bezpieczne relacje między człowiekiem, a innymi elementami systemu, poprzez właściwe uwzględnienie wydolności ludzkiej. W związku z tym w każdej organizacji lotniczej musi być ten aspekt uwzględniony we wszystkich elementach jej działalności, gdyż o kulturze bezpieczeństwa w organizacji można mówić tylko wówczas, kiedy każdy pracownik niezależnie od stanowiska i funkcji, czuje się odpowiedzialny i pełni aktywną rolę w zapobieganiu błędom. Może to być spełnione poprzez: odpowiednie zaprojektowanie stanowiska pracy, analizę wykonywanych procesów (projektowych, obsługowych i in.), eksperymenty i analizy statystyczne, analizę czynników organizacyjnych i zmian w organizacji, SPECYFIKA MAŁYCH ORGANIZACJI LOTNICZYCH... 7

8 badanie błędów, szkolenia. Aczkolwiek we wszystkich dziedzinach biznesu zależnych od bezpieczeństwa decyzje podejmowane są porównując korzyści: zysku czy realizacji zadań, z ryzykiem wystąpienia wypadku, a organizacje lotnicze powstają po to, aby zarabiać pieniądze lub realizować misję, to działania związane z procesem ich zatwierdzenia wpływają na podniesienie ogólnego poziomu bezpieczeństwa, a tym samym kultury bezpieczeństwa, wiarygodności i prestiżu firmy. J. Dąbrowska The small aircraft organizations certified according To easa rules on base of ioa maintenance organization Abstract Rules and standards necessary to obtain for small aircraft organizations according to EASA standards. 8 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

9 ASPEKTY ROZWOJU KONSTRUKCJI PODUSZKOWCÓW W RAMACH PROGRAMU REALIZOWANEGO W INSTYTUCIE LOTNICTWA W LATACH Janina Dąbrowska, Mirosław Ptaszyński Instytut Lotnictwa Streszczenie Omówienie trendu rozwoju konstrukcji poduszkowców opracowanych w Instytucie Lotnictwa w latach na podstawie wyników badań przeprowadzonych na poduszkowcach z zastosowaniem zespołów o różnych rozwiązaniach konstrukcyjnych. W ramach programu budowy poduszkowców w Instytucie Lotnictwa trwającego w latach została zaprojektowana i wykonana seria poduszkowców ratowniczo-patrolowych. Poduszkowce typu PRP 560 uzyskały certyfikat Polskiego Rejestru Statków i jako produkt rynkowy zostały sprzedane kilku klientom, głównie jednostkom ratownictwa wodnego. Poduszkowce typu PRP 560 [1] były jednostkami przystosowanymi do przewozu 5 osób, z jednostką napędową w postaci silnika samochodowego GM Holden 2,0 l DOHC, masie własnej 1100 kg, ze sterami pionowymi i poziomymi i zdolnością pokonywania przeszkód o wysokości do 30 cm. Ten typ pojazdu został dobrze przebadany w ramach badań własnych producenta w trakcie wyjazdów zimowych na pokrywach lodowych i śnieżnych na dużych zbiornikach wodnych (Jezioro Śniardwy, Zalew Zegrzyński k/w-wy, Zalew Siemianówka), a także latem na wodzie i terenach mieszanych, bagiennych i innych. W wyniku uwag dostarczanych na bieżąco od użytkowników tych pojazdów w ich konstrukcji dokonywano stosownych poprawek i wprowadzano pewne modernizacje. Nie zmieniały jej one w sposób zasadniczy, a jedynie poprawiały osiągi, własności eksploatacyjne i żywotność urządzenia [2]. W 2005 roku w ramach projektu celowego zostały zakończone prace nad nowym typem poduszkowca PRC 600C, nazywanego Cichym, pod kierownictwem mgr. inż. Mirosława Ptaszyńskiego (głównego konstruktora). Wprowadzone zmiany konstrukcyjne polegały głównie na zastosowaniu niezależnego napędu strumieniowego (pędnika hydrodynamicznego), który miał zapewnić możliwość cichego pływania w warunkach portowych lub w akcjach specjalnych. Tego typu rozwiązanie w założeniach miało łączyć zalety poduszkowca z walorami tradycyjnej łodzi wypornościowej. ASPEKTY ROZWOJU KONSTRUKCJI PODUSZKOWCÓW... 9

10 Rys. 1. Pędnik w poduszkowcu PRC 600 (z lewej widok od spodu kadłuba, z prawej zabudowany od strony kabinowej) Prototyp poduszkowca PRC 600 został przebadany na wodzie, na Wiśle latem 2005 roku. Badania te wykazały prawidłowe działanie pędnika, natomiast okazało się, że w niewielkim stopniu poprawiał on manewrowość poduszkowca w stosunku do pracy urządzenia przy klasycznym roz wiązaniu i wentylatorze marszowym pracującym na niskich obrotach (rzędu obr/min). Spodziewany zysk na zmniejszeniu stopnia hałasu też był stosunkowo niewielki, gdyż wentylator i tak musiał działać w celu takiego wypełnienia fartucha, aby unieść go nad powierzchnię wody, aby uniknąć zakłócenia pracy pędnika. Z tego względu zaniechano dalszych prac w tym kierunku. Podjęto natomiast intensywniejsze prace nad rozwiązaniem zagadnienia opracowania systemu odwracania ciągu w poduszkowcu, który umożliwiłby jazdę wstecz. Ponieważ system ten jest przedmiotem zgłoszonego patentu więc zasada jego działania zostanie omówiona w sposób mocno uproszczony. Został on zastosowany na kolejnej wersji poduszkowca PRP C600 Sawia. 10 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

11 Rys. 2. Poduszkowiec PRP C600 Sawia w trakcie badań na Zalewie Zegrzyńskim System ten składał się z odpowiednio ukształtowanego otunelowania wentylatora marszowego, współpracujących z nim odchylanych sterów pionowych i płyt odwracacza ciągu. Ponad to poduszkowiec wyposażony był w trymery poziome, o powierzchni zwiększonej w stosunku do wersji poprzednich. Rys. 3. System odwracacza ciągu na poduszkowcu PRP C600 Sawia w trakcie badań O ile badań i informacji na temat poduszkowców PRP 560 jest wiele, co też zostało kilkakrotnie ujęte w postaci odpowiednich sprawozdań i publikacji [1], to poduszkowiec Cichy, był przetestowany w znacznie mniejszym stopniu, a poduszkowiec PRP C600 Sawia w sposób metodyczny, ze stosownymi pomiarami właściwie tylko raz w warunkach zimowych na zamarzniętym Zalewie Zegrzyńskim, a wyniki tych badań nie zostały dotąd upublicznione, a cały program zamknięty. Z tego względu wydaje się wskazane zebranie i omówienie tych wyników, co pozwoli na wyciągnięcie odpowiednich wniosków wskazujących w jakim kierunku warto i należałoby dalej rozwijać konstrukcje poduszkowców typu PRP (ratowniczo-patrolowych). Badania przeprowadzono w lutym 2006 roku na lodzie pokrytym zleżałym i zmrożonym śniegiem. Celem badań było głównie określenie skuteczności i jakości sterowania poduszkowcem z systemem odwracacza ciągu i jego wpływu na manewrowość poduszkowca. ASPEKTY ROZWOJU KONSTRUKCJI PODUSZKOWCÓW... 11

12 Badanie dynamiki poduszkowca przeprowadzili pracownicy Zakładu Awioniki i Elektrotechniki i Integracji Systemów Instytutu Lotnictwa według ustalonego programu [3]. ZAŁOŻENIA I WARUNKI PRZEPROWADZONYCH BADAŃ NA PODUSZKOWCU PRP C600 SAWIA Na pokładzie poduszkowca mierzono podstawowe parametry ruchu takie jak: prędkości kątowe, przyspieszenia liniowe, orientację kątową. Dokonywano też opisu stanu pracy silnika (obr/min) i położenie urządzeń sterowych, a także filmowano niektóre z wykonywanych manewrów. Pomiarów dokonywano za pomocą systemu pomiarowego, który został adoptowany z samolotu bezpilotowego CHR-CP i odbiornika Lassen LP GPS firmy Trimble. Rys. 4. Zdjęcie aparatury wewnątrz poduszkowca PRP C600 Sawia Podstawowy system pomiarowo-rejestrujący (schemat na rysunku poniżej) umożliwiał jednoczesny pomiar i rejestrację następujących parametrów: trzech ortogonalnych składowych prędkości kątowych w układzie obiektu (P, Q, R), trzech ortogonalnych składowych przyspieszeń liniowych (a x, a y, a z ), siły (F), kąta drogi (Y D ), prędkości podróżnej (V o ), współrzędnych geograficznych (x 1, y 1 ), wysokości bezwzględnej (H), kursu magnetycznego (Y m ), kątów pochylenia i przechylenia (Q s, F s ). 12 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

13 Rys. 5. Schemat podstawowego systemu pomiarowego Pomiar prędkości kątowych (P, Q, R) realizowany jest za pomocą trzech giroskopów wibracyjnych typu ENV 05 firmy Murata. Zakresy pomiarowe tych giroskopów wynoszą ±80. Dokładność pomiaru oszacowano na deg/s.pomiaru przyspieszeń liniowych dokonano za pomocą krzemowych czujników typu ADXL 05 firmy Analog Devices przy zakresie pomiarowym ±5 g i z dokładnością około 0,05g. Czujniki giroskopowe prędkości kątowej i czujniki przyspieszeń liniowych zabudowane są w jeden zespół w sposób zapewniający zachowanie wzajemnie prostopadłych osi pomiarowych. Zespół ten jest ponadto izolowany termicznie od otoczenia w celu zwiększenia stabilności termicznej oraz zamocowany jest na amortyzowanej podstawie ograniczającej wpływ wibracji na pracę układu. Taki zespół tworzy inercjalny układ pomiarowy zwany w literaturze IMU (Inertial Measurment Unit). Do pomiaru prędkości obiektu względem powietrza zaopatrzono układ w czujnik ciśnienia dynamicznego, a do pomiaru wysokości dodano czujnik ciśnienia statycznego. Powyżej wymienione czujniki pomiarowe (7 szt.) dołączono do karty 12-bitowych przetworników analogowo-cyfrowych przez filtry antyaliasingowe. Częstotliwość filtrów dla przyspieszeniomierzy i czujników ciśnienia ustalono na 5 Hz, a dla giroskopów na 20 Hz. Filtry wykonano jako filtry analogowe, aktywne. Częstotliwość próbkowania została ustalona na poziomie 50 Hz. Pomiary analogowe wymienione wyżej z przetwarzaniem na cyfrę stanowią jedno z trzech źródeł informacji, które są następnie przetwarzane i rejestrowane. Drugim źródłem jest odbiornik nawigacji satelitarnej GPS. W opisywanym systemie zastosowano moduł Lassen LP GPS firmy Trimble. Za pomocą łącza szeregowego RS 1 z odbiornika tego przekazywane są informacje do przelicznika o współrzędnych położenia (x 1, y 1, H), kącie drogi (Y D ) i prędkości podróżnej (V o ). Częstotliwość zbierania tych danych wynosi 1 Hz. ASPEKTY ROZWOJU KONSTRUKCJI PODUSZKOWCÓW... 13

14 Rys. 6. Układ giroskopów i przyśpieszeniomierzy, IMU (Inertial Measurment Unit) Trzecim źródłem informacji jest sonda magnetyczna, która mierzy kurs magnetyczny (Y m ) oraz za pomocą przetworników elektrolitycznych przybliżone wartości kątów pochylenia i przechylenia (Q s, F s ). Informacje z sondy również za pomocą łącza szeregowego RS 2 z częstotliwością 10 Hz są przesyłane do przelicznika. W roli przelicznika zastosowano modułowy komputer typu PC-104. W przeliczniku tym następuje złożenie wszystkich zmierzonych parametrów. Może być również uruchomiony program skalowania tych wielkości z uwzględnieniem oszacowanych błędów oraz program przetwarzania na potrzebne wielkości. Typowo wielkościami przetwarzanymi są kąty orientacji, parametry pilotażowe (kąt dryfu d) i dane nawigacyjne. Rys. 7. Pomiar kąta dryfu (d ), kąta drogi (Y D ), kąta kursu (Y m ) i wektora prędkości podróżnej (V 0 ) 14 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

15 Zarówno bezpośrednio zmierzone wielkości, jak i przetworzone są rejestrowane w pamięci przelicznika RAM, a po zakończonej próbie po kompresji przepisywane do pamięci FLASH, a następnie łączem szeregowym RS 3 zapisane dane mogą zostać przepisane do przenośnego komputera. Cały system zasilany jest napięciem 12 V. Powyżej przedstawiony system został specjalnie dostosowany do potrzeb pomiarowych na pokładzie poduszkowca (schemat poniżej). Najważniejsze zmiany w stosunku do systemu podstawowego (pracującego na bezzałogowym samolocie) to: rezygnacja z pomiaru ciśnienia dynamicznego, wprowadzenie toru pomiaru siły, zastosowanie dużych akumulatorów ołowiowych, o dużej pojemności praca bezpośrednio na twardym dysku, (rejestracja) wykorzystanie monitora (podgląd mierzonych wartości) jak i klawiatury w trakcie prowadzenia badań. Rys. 8. Schemat zmodyfikowanego systemu pomiarowego na poduszkowcu Pomiarów wartości siły (F) dokonuje się za pomocą potencjometrycznego czujnika siły o zakresie 800 N. Czujnik ten pozwala na rejestrowanie wartości siły zewnętrznej oddziaływującej na poduszkowiec i rejestrację pozostałymi czujnikami zachowania się poduszkowca. Takie pomiary pomocne są przy identyfikacji modelu poduszkowca, np. do określenia momentu bezwładności. ASPEKTY ROZWOJU KONSTRUKCJI PODUSZKOWCÓW... 15

16 Na rysunku 9 przedstawiono wykres trajektorii ruchu poduszkowca PRP C600 Sawia we współrzędnych geograficznych. Rys. 9. Trajektoria ruchu poduszkowca PRP C600 Sawia na powierzchni zamarzniętego jeziora (rejestracja z prób na Zalewie Zegrzyńskim ) Dla porównania na rysunku 10 przedstawiono wykres trajektorii ruchu poduszkowca typu PRP 560 we współrzędnych geograficznych wykonany w podobnych warunkach, w trakcie badań wykonanych na powierzchni zamarzniętego Jeziora Śniardwy. WNIOSKI Rys. 10. Trajektoria ruchu poduszkowca PRP 560 na powierzchni zamarzniętego Jeziora Śniardwy (rejestracja w dniu ) Badania poduszkowca PRP C600 Sawia wykazały bardzo dobrą skuteczność sterów pionowych, a działanie mechanizmu odwracania ciągu prawidłowe, dające ruch wsteczny przy średnich obrotach silnika (ok obr/min). Analiza wykresów w niezwykle spektakularny sposób wskazuje w jakim stopniu system odwracacza ciągu wpłynął na wzrost zdolności manewrowej poduszkowca Sawia w porównaniu do typu PRP PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

17 Jest to możliwe dzięki wykorzystaniu, działających niezależnie od siebie, płyt bocznych odwracacza. Ich przydatność uwidacznia się zwłaszcza przy manewrowaniu w trudnym terenie przy niewielkiej prędkości lub w miejscu. Próby skrętu i obrotu w miejscu przeprowadzono za pomocą tylko sterów pionowych wspomaganych otwartą płytą odwracacza. Jest to zdecydowanie bardziej skuteczne i umożliwia obrót praktycznie w miejscu nawet na bardzo śliskiej powierzchni, co dla poduszkowców jest niezwykle trudnym zadaniem do wykonania. Bardzo istotną zaletą jest też fakt, że użycie obu płyt odwracacza jednocześnie pozwala na bardzo skuteczne hamowanie poduszkowca w trakcie jazdy na wprost. Ułatwia to precyzyjne podejście do celu i znakomicie poprawia sterowność pojazdu. Przy obu otwartych płytach odwracacza możliwe jest także nieruchome stanie na poduszce powietrznej. Warto wspomnieć, ze w trakcie tych badań przeprowadzone były pomiary hałasu zew - nętrznego i w kabinie poduszkowca Sawia, które wykazały, że jest on porównywalny do emito - wanych przez poduszkowce innych produkcji w tej samej klasie. Bez względu na to czy Instytut Lotnictwa powróci jeszcze do tematu poduszkowców należy zaznaczyć, ze rozwiązania konstrukcyjne zastosowane w zakresie odwracaczy ciągu są godne kontynuowania i dalszego rozwijania. W artykule wykorzystano dane z badań przeprowadzonych przez dra inż. Stanisława Popowskiego i mgr. inż. Piotra Masłowskiego na poduszkowcu PRP C600 Sawia w 2006 r. LITERATURA [1] Poduszkowce Instytutu Lotnictwa. Praca zbiorowa pod redakcją J. Dąbrowskiej. Prace Instytutu Lotnictwa 2004, nr 1(176). [2] Szafran K., Kończak J.: Przegląd poduszkowców Instytutu Lotnictwa. [3] Identyfikacja podstawowych charakterystyk dynamicznych ruchu poduszkowca i analiza możliwości wyposażenia go w aktywny układ poprawy stabilności i sterowności kierunkowej. Sprawozdanie BO nr BO2/PK/03/52. J. Dąbrowska, M. Ptaszyński REGARDS OF HOVERCRAFT STRUCTURE PROGRESS WITHIN IOA PROJECT Abstract Overview of IoA hovercrafts design development according the project at , based on results of experiments over hovercrafts with different construction devices. ASPEKTY ROZWOJU KONSTRUKCJI PODUSZKOWCÓW... 17

18 GŁOWICA WIATRAKOWCA IL-28 UMOŻLIWIAJĄCA PIONOWY START Mirosław Delega Instytut Lotnictwa Streszczenie W artykule przedstawiono projekt głowicy do wiatrakowca projektowanego w Instytucie Lotnictwa, w ramach grantu współfinansowanego przez Unię Europejską. 1. CEL PUBLIKACJI Celem niniejszej publikacji jest przedstawienie konstrukcji głowicy wiatrakowca, projektowanego w ramach tematu Technologia wdrażania do praktyki gospodarczej nowego typu wiropłatowego statku powietrznego. Projekt współfinansowany jest przez Unię Europejską Europejski Fundusz Rozwoju Regionalnego, w ramach Projektu Operacyjnego Innowacyjna Gospodarka. W większości dotychczasowych światowych rozwiązań konstrukcyjnych wiatrakowców mają zastosowanie głowice umożliwiające wyłącznie start poziomy. Przedmiotowy projekt stanowi opracowanie odmiennego rozwiązania konstrukcyjnego głowicy, które zapewnia start pionowy wiatrakowca. 2. ELEMENTY UKŁADU GŁOWICY Element mocowania wirnika. Przekładnia do prejotacji. Hamulec głowicy. Tarcza sterująca. Wirnik nośny jest to zespół konstrukcyjny wiatrakowca, którego celem jest wytworzenie siły nośnej spełnia więc rolę skrzydła samolotu. Wirnik ma też możliwość pochylania się do przodu i do tyłu oraz na boki. Daje to możliwość pochylania się całego wiatrakowca do przodu, do tyłu oraz na boki. Wirnik nośny składa się z łopat metalowych, drewnianych bądź kompozytowych. W wiatrakowcu zastosowano wyciskane łopaty duralowe o profilu NACA-9H12 o średnicy 8800 mm i cięciwie 200 mm oraz elementy łączące. Łopaty wirnika będą wyważone oraz wytorowane. 3. ZAŁOŻENIA KONSTRUKCYJNE GŁOWICY WIATRAKOWCA IL-28 Projekt głowicy wiatrakowca powstaje według następujących założeń: 1. Głowica wiatrakowca powinna przechylać się do przodu i do tyłu o kąt 10 oraz na lewo i na prawo o kąt PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

19 2. Głowica wiatrakowca powinna posiadać tarczę sterującą, która zapewni ustalenie łopaty 1,5 do 8 w sposób płynny. Sterowanie skokiem łopaty realizowane jest za pomocą bowdenów. 3. Głowica wiatrakowca powinna posiadać elementy zapewniające jej możliwość prejotacji, to znaczy musi posiadać przekładnię (założono przekładnię zębatą) oraz napęd tej przekładni. Przekładnia jest napędzana z silnika wałem sztywnym, posiadającym dwa kardany. Jeden z kardanów ma możliwość ruchu wzdłużnego. 4. Głowica wiatrakowca posiada też hamulec, którego celem jest wytracenie obrotów po wylądowaniu. Konstrukcja nowego wiatrakowca musi spełniać wymagane kryteria bezpieczeństwa oraz niezawodności statków powietrznych. Ze względu, iż w Polsce nie ma określonych przepisów dotyczących wiatrakowców, analizę i obliczenia konstrukcyjne głowicy wiatrakowca oparto na przepisach amerykańskich ASTM International standard specification for design and performance of light sport gyroplane aircraft oraz przepisów CS-VLR. 4. WYMAGANIA STAWIANE UKŁADOWI GŁOWICY 4.1. Kryteria niezawodności głowicy 1. Spełnienie wymogu pracy płynnej i bezawaryjnej. 2. Siły przykładane przez pilota powinny uwzględniać dopuszczalne normy. 3. Niezawodność głowicy powinna być niezależna od ewentualnych usterek innych elementów. 4. Uniezależnienie reakcji sił aerodynamicznych na głowicy od prędkości i wysokości lotu wiatrakowca Wymagania dotyczące wirników 1. Wymagania aerodynamiczne duża sprawność w czasie pracy (pracuje cały czas w autorotacji), minimalne odkształcenia profilu łopaty podczas pracy, prędkość końcówki łopaty 0,75 Ma, poniżej prędkości krytycznej, małe momenty w przegubach głowicy. 2. Wymagania dotyczące sztywności i trwałości brak rezonansów i flatteru, odporność na uszkodzenia zmęczeniowe, brak odkształceń trwałych, odpowiednia sztywność łopat na zginanie i skręcanie, duży moment bezwładności (duża energia kinetyczna wirnika). 3. Wymagania produkcyjne i eksploatacyjne łatwość wyważenia, zamienność. 5. WARTOŚCI DOPUSZCZALNYCH OBCIĄŻEŃ URZĄDZEŃ STERUJĄCYCH Na podstawie przepisów CS-VLR certyfikowanych wiropłatów bardzo lekkich, wybrano następujące wielkości maksymalnych sił działających na sterownice do sterowania głowicą: maksymalna siła na sterownice drążkowe do tyłu i do przodu 445 [N], maksymalna siła na sterownice drążkowe w bok 298 [N], maksymalna siła na sterownice nożne 578 [N]. GŁOWICA WIATRAKOWCA IL

20 6. OPIS BUDOWY GŁOWICY KOMPLETNEJ (rys. 1, 2, 3) Głowica kompletna składa się z wirnika kompletnego. W skład wirnika wchodzą dwie wywa - żone łopaty, tak aby ich środek ciężkości znajdował się w odległości stanowiącej 25% cięciwy, licząc od krawędzi natarcia łopaty. Rys. 1. Ogólny widok głowicy Do łopaty przykręcone są dwie nakładki, między którymi znajdują się dwie kostki. W tych kostkach są zamocowane łożyska igiełkowe, oringi uszczelniające oraz kalamitki do smarowania łożysk. Całość nałożona jest na oś, która z kolei wciśnięta jest w kostkę. Kostka mocowana jest do dwóch blach wahliwie zamocowanych na ceowniku. Ceownik obraca się na łożysku zamocowanym na osi. Oś z kolei mocowana jest przegubowo na dźwigni, która poprzez przegub mocowana jest do struktury związanej z kadłubem wiatrakowca. Do łopat przymocowane są dźwignie, które napędzane popychaczami powodują zmianę kąta ustawienia łopat. Do ceownika, od góry, mocowana jest płytka, która spełnia także rolę zderzaka. Zderzak ten ogranicza obrót łopat od kąta 1,5 do kąta 8, oraz ogranicza wahania łopat do kąta ±10. Do ceownika, od dołu przymocowane jest koło zębate, które jest jednocześnie tarczą hamulcową. Powyższe części zamocowane są na osi i względnie niej mogą się obracać. Poniżej koła zębatego, na osi, znajduje się tuleja, na którą poprzez łożysko nanizana jest tarcza sterująca. Tarcza sterująca może przemieszczać się względem tulei. Jednocześnie przemieszcza się względem koła 20 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

21 zębatego i obraca się razem z nim. Do tarczy sterującej podpięte są popychacze. Na tulei znajduje się oś, na którą nakłada się dźwignię sterującą skokiem łopaty. Jedno ramię dźwigni związane jest z końcówką bowdena, a drugie ramię z popychaczem. Ciągnąc za bowden, powodujemy zmianę skoku łopat wirnika. Dla bezpieczeństwa zastosowano dwa bowdeny, tak aby pracowały tylko na rozciąganie. Na dźwigni przed osią obrotu znajduje się prowadnica, w której może przemieszczać się wspornik szczęki hamulca. Pomiędzy dźwignią a wspornikiem szczęki hamulca znajdują się sprężyny, zapewniające szczelinę w czasie normalnej pracy wirnika. Po wylądowaniu wirnik pochyla się do przodu i likwidując tę szczelinę następuje hamowanie wirnika. Na dźwigni za osią obrotu znajduje się wspornik, w którym na dwu łożyskach obraca się wał. Na wale tym znajduje się sprzęgło jednokierunkowe, które osadzone jest w małym kole zębatym. Po przeciwnej stronie koła znajduje się przegub Cardana z możliwością przesuwu wzdłużnego. Rys. 2. Widok na tarczę sterującą, dźwignię sterującą, hamulec GŁOWICA WIATRAKOWCA IL

22 Rys. 3. Widok na głowicę po ukryciu bocznych blach wirnika 7. OPIS DZIAŁANIA GŁOWICY KOMPLETNEJ Głowica przed startem posiada łopaty wirnika ustawione na kąt 1,5. Daje to zerową siłę nośną i najmniejsze opory aerodynamiczne, czyli potrzebna jest najmniejsza moc do rozpędzenia wirnika. Po rozpędzeniu wirnika do określonej prędkości możemy odłączyć napęd od silnika. W tym momencie zacznie działać sprzęgło jednokierunkowe i wał, który wcześniej napędzał wirnik, przestaje się kręcić. Obraca się duże i małe koło zębate. Gdy przestawimy łopaty pojawi się siła nośna na łopatach i spowoduje uniesienie się wiatrakowca. Jednocześnie, przy pracującym śmigle ciągnącym, wiatrakowiec zacznie przemieszczać się do przodu. Ze względu, że łopata wirnika posiada tylko jeden stopień swobody nie licząc obrotu wokół osi głowicy (brak przegubów poziomych i pionowych) w czasie rozpędzania występuje duży moment zginający, co znacząco wpływa na gabaryty, a tym samym i na masę głowicy. Głowica wiatrakowca o zmiennym skoku łopaty jest konstrukcyjnie prostsza od głowicy śmigłowcowej. Natomiast jej masa jest większa od masy typowej głowicy wiatrakowca, ponieważ musi odebrać bardzo duży moment gnący, który nie występuje w głowicy z przegubami. Z tego powodu konieczne jest zastosowanie dość dużych łożysk igiełkowych o dużej średnicy i o dużym rozstawie. 22 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

23 8. PODSUMOWANIE Głowica wiatrakowca jest nowatorskim rozwiązaniem, umożliwiającym start pionowy tego środka transportu. Przy starcie nie są wymagane długie pasy startowe ani nie są konieczne duże lotniska. Dzięki temu wiatrakowce mogą znaleźć szersze zastosowanie jako środek transportu wykorzystywany w celach rekreacyjnych przez prywatne osoby lub w celach gospodarczych, np. w turystyce, służbach ratowniczych itp. LITERATURA [1] Bratuchin J. P.: Projektowanie i konstrukcje śmigłowców. PWT [2] Witkowski R.: Budowa i pilotaż śmigłowców. WKiŁ Warszawa [3] Szabelski K., Jancelewicz B., Łucjanek W.: Wstęp do konstrukcji śmigłowców. WKiŁ [4] Ilustrowany Leksykon Lotniczy: Napędy. WKiŁ M. Delega ROTOR HEAD OF GYROPLANE WITH VWRTICAL TAKE OFF POSIBILITY Abstract Following publication shows the design of gyroplane head designing by Institute of Aviation under grant supported by European Community. GŁOWICA WIATRAKOWCA IL

24 AUTONOMICZNY, PRZENOŚNY UKŁAD POMIAROWO-REJESTRUJĄCY, PRZEZNACZONY DO OBSŁUGIWANIA PROCESU BADAŃ W LOCIE Anna Gałach, Stanisław Popowski Instytut Lotnictwa Streszczenie W artykule przedstawiono koncepcję i realizację techniczną autonomicznego, przenośnego układu pomiarowo-rejestrującego, przeznaczonego do obsługiwania procesu badań w locie. Badania w locie wykonywane aparaturą certyfikowaną są bardzo drogie i wymagają dobrego przygotowania. W wielu sytuacjach wykonanie badań aparaturą bez certyfikacji, o gorszych włas nościach metrologicznych, może radykalnie przyspieszyć i zmniejszyć koszty prac badawczych. Warunkiem jest zachowanie bezpieczeństwa wykonania badań oraz łatwość instalacji i obsługi aparatury. Szczególnie istotne jest aby układ pomiarowy był elastyczny pod kątem możliwych do zastosowania czujników pomiarowych oraz umożliwiał rejestrację wybranych fragmentów lotu tworząc dobrze opisane zbiory. Próbę wykonania takiego układu opisano w artykule. 1. WSTĘP ZAŁOŻENIA PROJEKTOWE Podczas prowadzenia badań na obiektach mobilnych, szczególnie podczas badań w locie, występuje problem doboru odpowiedniego narzędzia do badań [2], [3]. Z jednej strony można skorzystać z aparatury akredytowanego laboratorium specjalizującego się w badaniach w locie, z drugiej, pod warunkiem spełnienia pewnych wymagań, można pewne podstawowe charakterystyki z dostateczną dokładnością wyznaczyć za pomocą prostych przyrządów. W pierwszym przypadku należy liczyć się z dużymi kosztami, ale wiarygodność uzyskanych pomiarów jest bezdyskusyjna. W drugim przypadku koszty wykonania badań są bez porównania mniejsze, ale uzyskane w ten sposób wyniki można traktować tylko jako dane pomocnicze, które trzeba będzie potwierdzić certyfikowaną aparaturą. W przypadku wykonywania wstępnych badań, gdzie trzeba przeprowadzić dużą liczbę pomiarów, szczególnie porównawczych, druga metoda jest jednak wystarczająca i może znaleźć szerokie zastosowanie. Wymagania jakie muszą być spełnione w przypadku stosowania aparatury nieautoryzowanej dotyczą takich zagadnień, jak: bezpieczeństwo wykonania badań, możliwość prostej weryfikacji uzyskanych wyników, łatwość rejestracji pomiarów i przenoszenia wyników, łatwość montażu i demontażu aparatury na obiekcie. Poniżej przedstawiono autonomiczny, przenośny układ pomiarowo-rejestrujący, który przewidziano do badań w locie na różnych mobilnych obiektach, np. na śmigłowcu czy poduszkowcu. Najważniejszym założeniem projektu wynikającym z bezpieczeństwa wykonania badań w locie była całkowita autonomiczność układu pomiarowego, zarówno pod względem zasilania, jak 24 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

25 i samych czujników pomiarowych. Autonomiczność układu pozwoliła wykluczyć negatywny wpływ przewodzonych zakłóceń oraz wyeliminowała konieczność ingerencji w system zasilania na badanym obiekcie. System pomiarowo-rejestrujący wyposażony jest w komplet podstawowych czujników, które mierzą niezależnie te same parametry, co pokładowe przyrządy pomiarowe. Brak jest jakiegokolwiek połączenia elektrycznego z siecią pokładową. Całe urządzenie jest łatwe w montażu i demontażu i charakteryzuje się niewielkimi wymiarami i masą. Do jednostki pomiarowo-rejestrującej jest zapewniony łatwy dostęp (możliwość podłączenia z zewnątrz monitora, klawiatury, myszy). Istnieje możliwość zmiany oprogramowania oraz możliwość podłączenia nowych urządzeń. Mobilny system pomiaru parametrów lotu zapewnia: autonomiczne zasilanie przez okres co najmniej 1 h, rejestrację danych z czujników wchodzących w skład układu, możliwość tworzenia podczas jednego włączenia układu, wielu zbiorów danych o nazwach nadawanych automatycznie z podaniem czasu rejestracji, możliwość załączenia różnych czujników opcjonalnie w zależności od potrzeb, możliwość konfigurowania dodatkowych wejść analogowych, zgrywanie zarejestrowanych danych za zewnętrzny dysk USB. 2. OPIS BUDOWY URZĄDZENIA POMIAROWO-REJESTRUJĄCEGO Rys. 1. Schemat układu pomiarowego AUTONOMICZNY, PRZENOŚNY UKŁAD POMIAROWO-REJESTRUJĄCY... 25

26 W skład urządzenia pomiarowo-rejestrującego, które w omawianym projekcie zostało wykorzystane do monitorowania parametrów lotu śmigłowca, wchodzą (rys. 1): akumulatory zasilające z bezpiecznikiem separującym, moduł procesorowy PC-104, moduł zasilacza PC-104, moduł przetworników 12 bitowych PC-104, zestaw czujników inercyjnych (giroskopy i przyspieszeniomierze), czujniki ciśnienia statycznego i dynamicznego, fotoelektryczny czujnik prędkości obrotowej wirnika, magnetometr, odbiornik GPS, układ pomiarowy zestawu anemometrów, pamięć flash do rejestracji danych, dodatkowe wejścia analogowe (4 kanały). Podstawową jednostką urządzenia pomiarowo-rejestrującego jest komputer PC-104. PC-104 jest standardem komputerów wbudowanych, o niewielkim wymiarze pakietu 90,17 95,89 mm, wykorzystywanym często do akwizycji danych w trudnych warunkach środowiska pracy (wysokie lub niskie temperatury, narażenie na wstrząsy i drgania). W projekcie, jako karta procesorowa, został wykorzystany model PC-104 firmy Advantech PCM-3370 z procesorem Intel Celeron 400MHz i 256 MB RAM (rys. 2). Do karty procesorowej został dołączony moduł za - silający PCM-3910 i moduł 12-bitowych przetworników analogowo-cyfrowych PCM-3718, obydwa firmy Advantech. Rys. 2. Moduły komputera PC/104 Zestaw czujników wykorzystywanych do pomiaru parametrów ruchu zawiera inercjalną jednostkę pomiarową (IMU Inertial Measurment Unit) złożoną z trzech giroskopów i trzech przyspieszeniomierzy (rys. 3). W opisanym modelu zastosowano układ z redundancją zawierający sześć giroskopów firmy Analog Devices o zakresach pomiarowych ±150 i ±300 /s. Pomiaru przyspieszeń liniowych dokonano za pomocą krzemowych czujników również firmy Analog Devices w zakresie ±2 g i ±10 g (również z redundancją). Czujniki giroskopowe prędkości kątowej i czujniki przyspieszeń liniowych są zabudowane w jeden zespół w sposób zapewniający zachowanie wzajemnie prostopadłych osi pomiarowych, izolowany termicznie od otoczenia w celu zwiększenia stabilności termicznej [2]. Czujniki pomiarowe dołączono do 12-bitowych przetworników analogowo-cyfrowych komputera PC PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

27 Obok czujników inercjalnych zawsze występuje odbiornik nawigacji satelitarnej GPS. W prezentowanym układzie GPS zastał dołączony do komputera łączem szeregowym RS232. W projekcie został wykorzystany moduł Garmin GPS18-5Hz, możliwe jest jednak zastosowanie modułu Lassen LP GPS firmy Trimble. Odbiornik GPS dostarcza dane nawigacyjne (współrzędne geograficzne i wysokość), dane o prędkościach liniowych, kąt drogi oraz inne informacje pomocnicze. Częstotliwość zbierania danych wynosi 1 Hz dla modułu firmy Lassen oraz 5 Hz dla modułu firmy Garmin. Rys. 3. Inercjalna jednostka pomiarowa Pozostałe czujniki są dołączane opcjonalnie w zależności od potrzeb. W układzie przewidziano możliwość dołączenia: czujników ciśnienia (zarówno ciśnienia statycznego. jak i dynamicznego), magnetometru, bezdotykowego czujnika prędkości obrotowej wirnika, zestawu anemometrów [1] oraz czterech innych urządzeń o wyjściu analogowym (np. potencjometrów położenia). Dane z opisanych urządzeń zapisywane są do pamięci flash będącej częścią komputera PC-104. Całość urządzenia jest umieszczona w stelażu wykonanym z elementów duralowych, który został dopasowany do wnętrza walizki (rys. 4 i 5). Zewnętrzny panel, służący do kontrolowania pracy urządzenia i komunikacji z nim, znajduje się w jednym z boków walizki (rys. 4) i składa się z następujących części: dwóch portów szeregowych pierwszy z nich służy do komunikacji z układem anemometrów, drugi do połączenia z anteną GPS, dwóch portów USB jednym służącym jako źródło zasilania odbiornika GPS, drugim do podłączania przenośnego dysku w celu kopiowania danych pomiarowych z dysku urządzenia, wejścia analogowego (4 kanały), wejścia dla czujnika prędkości obrotowej, wejście dla dodatkowego napięcie zasilania 12 V, przycisku służącego do obsługi programu rejestrującego dane, trzech diod świecących (LED), które sygnalizują stan pracy urządzenia, włącznika urządzenia. AUTONOMICZNY, PRZENOŚNY UKŁAD POMIAROWO-REJESTRUJĄCY... 27

28 Rys. 4. Urządzenie z układem pomiarowo-rejestrującym: z lewej zewnętrzny widok walizki, z prawej zewnętrzny panel sterowania Rys. 5. Wewnętrzny panel urządzenia Wewnątrz walizki znajduje się drugi panel urządzenia, na który składają się (rys. 5): wejście służące do ładowania akumulatorów, dwa wejścia PS/2 do podłączenia klawiatury i myszki, wejście VGA do monitora. 3. DZIAŁANIE URZĄDZENIA POMIAROWO-REJESTRUJĄCEGO Program odpowiadający za akwizycją danych pomiarowych osadzony na urządzeniu pomiarowo-rejestrującym zaczyna swoje działanie po włączeniu urządzenia. O stanie w jakim znajduje się program informują trzy diody znajdujące się na panelu zewnętrznym urządzenia. Program może znajdować się w 5 stanach: rejestracja danych pomiarowych program rejestruje dane z urządzeń pomiarowych i zapisuje je do nowoutworzonego pliku, zapalone diody Y i G, zgaszona dioda R (_YG), 28 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

29 przerwa w rejestracji danych pomiarowych: program rejestruje dane ale nie zapisuje ich do pliku, dotychczasowo używany plik zostaje zamknięty, zapalona dioda G, zgaszone diody R i Y ( G), czekanie na zewnętrzny dysk USB: program przestaje rejestrować dane pomiarowe, używane pliki zostają zamknięte, program oczekuje na włożenie zewnętrznego dysku do portu USB, zapalone diody R i G, zgaszona dioda Y (R_G) nagrywanie danych na zewnętrzny dysk USB: program kopiuje pliki z zarejestrowanymi danymi z dysku urządzenia na zewnętrzny dysk USB, zapalone wszystkie diody (RYG), program zakończył działanie: wyłączone wszystkie diody ( ). Po rozpoczęciu działania, program przechodzi w stan rejestracji danych. Pierwszy stworzony na potrzeby rejestracji danych plik ma indeks 0. Kolejne pliki mają kolejne indeksy. Zbiory zawierające zarejestrowane dane mają następujący format: data[indeks pliku]_[data rejestracji].txt. Każde pojedyncze (krótkie) naciśnięcie przycisku znajdującego się na panelu zewnętrznym urządzenia powoduje zmianę stanu działania programu. Jeżeli program znajdował się w stanie rejestracji danych, przejdzie do stanu przerwy w rejestracji danych. Jeżeli program znajdował się w stanie przerwy w rejestracji, przejdzie do stanu nowej rejestracji. Przytrzymanie wciśniętego klawisza przez 3 sekundy spowoduje zakończenie rejestracji i przejście programu w stan oczekiwania na zewnętrzny dysk USB. Jeżeli zewnętrzny dysk zostanie umieszczony w porcie USB, program przechodzi w stan kopiowania danych i wszystkie pliki z zarejestro - wanymi danymi zostają skopiowane z dysku urządzenia na dysk USB. Oprócz plików z danymi na dysku USB zostanie umieszczony plik zawierający informacje o ewentualnych błędach działania programu i czasach działania poszczególnych elementów programu. Szczegółowy opis pozyskiwania danych z odbiornika GPS oraz sposób ich gromadzenia opisano w punkcie Dane wejściowe z odbiornika GPS W stanie obecnym dane z odbiornika GPS są gromadzone z częstotliwością 5 Hz. Są odbierane trzy depesze: RMC, GGA i RMV (standardowe sekwencje nagłówków opisane w standardzie NMEA-0183). Sekwencja GGA (Fix information) dostarcza informacji na temat aktualnego położenia: $GPGGA,123519, ,N, ,E,1,08,0.9,545.4,M,46.9,M,,*47 gdzie: GGA identyfikator nagłówka, moment czasowy 12:35:19 UTC, ,N szerokość geograficzna (latitude) ' N, ,E długość geograficzna (longitude) ' E, 1 jakość pomiaru (opisana dalej), 08 ilość śledzonych satelitów, 0.9 horyzontalna dokładność pozycji (HDOP) (opisana dalej), 545.4,M wysokość w metrach nad poziom morza, 46.9,M wysokość geoid (powyżej elipsoidy WGS84), (puste pole) czas od czasu ostatniego uaktualnienia DGPS, (puste pole) numer ID stacji DGPS, *47 suma kontrolna. AUTONOMICZNY, PRZENOŚNY UKŁAD POMIAROWO-REJESTRUJĄCY... 29

30 Sekwencja RMC (Recommended minimum of data) zawiera, określane przez standard NMEA, minimum danych, które musi wysyłać każdy odbiornik GPS. Interpretacja tych danych również pozwala określić pozycję GPS urządzenia: $GPRMC,123519,A, ,N, ,E,022.4,084.4,230394,003.1,W*6A gdzie: RMC nagłówek, moment czasowy 12:35:19 UTC, A status (A aktywny; V nieaktywny), ,N szerokość geograficzna (latitude) ' N, ,E długość geograficzna (longitude) ' E, prędkość obiektu (liczona w węzłach), kąt śledzenia/poruszania się obiektu (w stopniach) przydatny w celu określenia kierunku poruszania się obiektu, jeżeli urządzenie GPS nie jest wyposażone w kompas, data (23 marca 1994), 003.1,W odchylenie magnetyczne ziemi, *6A suma kontrolna. Sekwencja RMV (3D Velocity Information) zawiera, określane przez standard NMEA, trzy składowe prędkości liniowych względem ziemi. Interpretacja tych danych pozwala określić prędkość urządzenia. $PGRMV,1,2,3*HH gdzie: 1 rzeczywista prędkość w kierunku wschodnim w m/s, 2 rzeczywista prędkość w kierunku północnym w m/s, 3 rzeczywista prędkość w kierunku pionowym w m/s, HH suma kontrolna. Z opisanych depesz wybieranych jest 10 wartości interesujących dla projektu, według przykładu: $GPRMC, ,A, ,N, ,E,006.34,246.2,241007,004.2,E,A*32 $GPGGA, , ,N, ,E,2,06,2.0,109.8,M,36.3,M,,*5D $PGRMV,5.87,2.91,-0.03* czas X Y Z VE VN VZ V KD Ls hhmmss. s dddmm.mm mm ddmm.mmm m gdzie: X szerokość geograficzna, Y długość geograficzna, Z wysokość n.p.m., V E prędkość wschodnia, V N prędkość północna, Vz prędkość pionowa, V prędkość pozioma względem ziemi, KD kąt drogi, Ls liczba satelitów. m m/s m/s m/s m/s deg PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202