PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA

ISSN 0509-6669 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA KWARTALNIK NAUKOWY 4/2010 (206) TRANSPORT I OCHRONA ŚRODOWISKA KONSTRUKCJE LOTNICZE WYTRZYMAŁOŚĆ STRUKTUR AWIONIKA, OSPRZĘT LOTNICZY APARATURA POMIAROWA Wydanie publikacji jest dofinansowane przez Ministerstwo Nauki i Szkolnictwa Wyższego

Kolegium Redakcyjne Instytutu Lotnictwa: Maciej Bossak, Zdobysław Goraj, Marian Jeż, Tadeusz Korsak (Sekretarz kolegium), Antoni Niepokólczycki, Wojciech Potkański, Kazimierz Szumański (Przewodniczący kolegium), Piotr Wolański, Zbigniew Wołejsza TRANSACTIONS OF THE INSTITUTE OF AVIATION SCIENTIFIC QUARTERLY 4/2010 (206) TRANSPORT AND ENVIRONMENT PROTECTION AIRCRAFT DESIGN STRENGTH OF STRUCTURES AVIONICS, AIRCRAFT EQUIPMENT MEASURING EQUIPMENT ТРУДЫ ИНСТИТУТА АВИАЦИИ НАУЧНОЙ ЖУРНАЛ (КВАРТАЛНИК) 4/2010 (206) ТРАНСПОРТ И ОКРУЖАЮЩАЯ СРЕДА КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА ПРОЧНОСТЬ СТРУКТУР АВИОНИКA, АВИАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЯ ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ ТЕХНИКА Wydawca: Instytut Lotnictwa Sekcja Wydawnictw Naukowych Al. Krakowska 110/114, 02-256 Warszawa, Polska tel.: (4822) 846 00 11 wew. 442, faks: (4822) 846 44 32 Edycja, redakcja, skład komputerowy: Michał Bąkowski Druk: ALKOR, 05-070 Sulejówek, ul. Krucza 4

SPIS TREŚCI P. Boguszewicz, P. Wodyński: ODPORNOŚĆ SZYB CZOŁOWYCH SZYBKICH POJAZDÓW SZYNOWYCH NA ZDERZENIA Z TZW. CIAŁAMI OBCYM... 5 W. Dąbrowski, S. Popowski: ESTYMACJA AZYMUTU Z WYKORZYSTANIEM POMIARÓW INERCJALNYCH... 13 A. Gałach: CYKL TWORZENIA OPROGRAMOWANIA NA PRZYKŁADZIE PROJEKTU SOFIA... 20 J. Graffstein, M. Krawczyk: SIEĆ TELEMETRYCZNA DO BADAŃ BEZDECHU... 29 J. Jachimowicz, J. Kaniowski, P. Kozłowski, G. Moneta, E. Szymczyk: ZJAWISKO FRETTINGU W KONSTRUKCJACH LOTNICZYCH... 36 M. Jeż: EKOLOGICZNE PROBLEMY PORTU LOTNICZEGO... 59 S. Kachel, A. Kozakiewicz: METODY PROGNOZOWANIA ROZWOJU OBIEKTU NA ETAPIE PROJEKTOWANIA STATKÓW POWIETRZNYCH... 72 M. Krawczyk, T. Rogalski: FUNKCJE REKONFIGURACJI LOTU PRÓBA POPRAWY BEZPIECZEŃSTWA LOTU W PRZYPADKU DZIAŁAŃ O CHARAKTERZE TERRORYSTYCZNYM... 84 M. Krawczyk, T. Rogalski: GŁÓWNE ZAŁOŻENIA ORAZ PRZEBIEG BADAŃ EKSPERYMENTALNEGO SYSTEMU STEROWANIA SAMOLOTEM I-23 MANAGER... 93 B. Naumienko, G. Rarata: AKTUALNE POTRZEBY I MOŻLIWOŚCI WYTWARZANIA PALIWA TYPU BIO-JET... 103 M. Parafiniak: ANALIZA STEROWANIA WIRNIKIEM ŚMIGŁOWCA BEZPILOTOWEGO... 112 Z. Pągowski, K. Snopkiewicz: COOPAIR-LA WYTYCZNE DLA WSPÓŁPRACY BADAWCZEJ MIĘDZY KRAJAMI UNII EUROPEJSKIEJ I AMERYKI ŁACIŃSKIEJ W LOTNICTWIE I TRANSPORCIE LOTNICZYM... 119 M. Pokorski: ZUŻYCIE ZASOBÓW W CYKLU ŻYCIA KONSTRUKCJI: SAMOLOT, SAMOCHÓD... 124 G. Rarata: INNOWACYJNA TECHNOLOGIA USUWANIA NOX Z GAZÓW ODLOTOWYCH ELEKTROWNI ORAZ ELEKTROCIEPŁOWNI SPALINOWYCH ZA POMOCĄ HTP... 136 W. Zdrojewski: BADANIA EKSPERYMENTALNE MODELU TURBINY WODNEJ TYPU MICHELL-BANKI... 141

ODPORNOŚĆ SZYB CZOŁOWYCH SZYBKICH POJAZDÓW SZYNOWYCH NA ZDERZENIA Z TZW. CIAŁAMI OBCYMI Paweł Boguszewicz, Piotr Wodyński Instytut Lotnictwa Streszczenie W pracy przedstawiono warunki powstawania zderzeń, wynikające z nich zagrożenia dla bezpieczeństwa kierujących pojazdami, pasażerów i współużytkowników dróg. Wskazano sposoby ograniczania obszarów uszkodzeń oraz konieczność prowadzenia odpowiednich badań eksperymentalnych. Opisano stanowisko badawcze i jego cechy. 1. WPROWADZENIE Pierwsze przypadki, w których zetknięto się ze skutkami zderzeń z ciałami obcymi, stwarzające zagrożenie w transporcie dla ludzi odnotowano najprawdopodobniej w lotnictwie. W połowie ubiegłego stulecia powstał masowy transport ludzi i towarów samolotami odrzutowymi. Silniki turbinowe ww. samolotów często ulegały awariom (a nawet całkowitemu zniszczeniu) spowodowanym zassaniem poprzez silnik ciał obcych takich jak: ptactwo, kawałki pokrycia płyt lotniskowych, żwir, kamyki, a nawet piasek. Przedmioty z nawierzchni lotniska są zasysane poprzez powstający spontanicznie wir wlotowy podczas pracy silnika na ziemi. W lotnictwie cywilnym, każdy nowopowstały silnik turbinowy musi przeżyć próbę wstrzelonego do jego wlotu, ciała ptaka, o określonej odpowiednimi normami, masie i prędkości. Do takich badań zbudowano w ILot odpowiednie działko pneumatyczne i przeprowadzono próby ptaka silników u siebie skonstruowanych. Stąd, gdy zaistniała potrzeba zbadania odporności na przebicie szyb czołowych pojazdów szynowych (zgodnie z obecnie obowiązującymi normami) ILot dysponował odpowiednim (wzorcowym) stanowiskiem i specjalistami. 2. UZASADNIENIE WYKONYWANIA TESTÓW Testy wytrzymałościowe szyb czołowych pojazdów szynowych są wykonywane w celu sprawdzenia możliwości przebicia przez ciała stałe takie jak: duże kawałki lodu, odłamki minerałów spadające z wagonów towarowych, ptaki, butelki lub inne przedmioty wyrzucane z mijających pociągów. Wykonanie testu pozwala stwierdzić czy ciało stałe (pocisk na rys. 1) w określonych przez normę warunkach przebija szybę oraz pozwala oszacować obrażenia poniesione przez maszynistę. ODPORNOść SZYB CZOŁOWYCH SZYBKICH POJAZDóW SZYNOWYCH... 5

3. NORMY OPISUJĄCE PRZEBIEG PRÓB Istnieje kilka norm według których mogą być wykonywane ww. testy: UIC 651, PN-EN 15152, BR 566 1986, NF F 15-818. Polskie przepisy wymagają, aby szyby czołowe nowych pojazdów szynowych spełniały wymagania Karty UIC-651 (International Union of Railways): Prędkość pocisku: obliczana wg wzoru Vp = Vmax + 160[km/h]; gdzie: Vp prędkość pocisku, Vmax prędkość maksymalna pojazdu szynowego. Rodzaj i kształt pocisku: aluminiowy walec z półkulistym czołem, drążony, średnica zewnętrzna 94mm, długość całkowita 97mm. Masa pocisku: 1kg. Kierunek strzału: prostopadle do szyby albo zgodnie z kierunkiem jazdy. Miejsce uderzenia: możliwie środek szyby. Temperatura szyby: 15-35 [ C]. 4. OPIS DZIAŁA PNEUMATYCZNEGO Rys. 1. Widok pocisku wykonanego zgodnie z karta UIC651 Działo pneumatyczne (przedstawione na rys. 2) jest przeznaczone do wykonywania prób odporności szyb czołowych na przebicie zgodnie z wymaganiami karty UIC 651. Działo składa się ze zbiornika powietrza, nad którym zamontowana jest lufa. Na zbiorniku zainstalowany jest manometr, a całość jest zamontowana na wózku, który umożliwia regulację odległości osi lufy od podłoża w zakresie od 1,5m do 2,5m oraz zmianę kąta pochylenia osi lufy w granicach -30 do +30. Rys. 2. Widok działa pneumatycznego, gdzie: 1 zbiornik; 2 lufa; 3 hamulec gilzy; 4 układ pomiaru prędkości pocisku; 5 wózek; 6 manometr;7 bolec blokując gilzę; 8 siłownik pneumatyczny; 9 elektrozawór 6 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 206

Pocisk umieszczony jest na początku lufy oraz blokowany w tym położeniu przez bolec przymocowany do dźwigni układu zwalniania. Na końcu lufy montowany jest hamulec gilzy. Pocisk jest zwalniany poprzez podniesienie dźwigni przez siłownik pneumatyczny sterowany elektrozaworem. Po zwolnieniu pocisku odpowiednie ciśnienie w zbiorniku przyspiesza go do żądanej prędkości wylotowej. Jej zależność od ciśnienia w zbiorniku przedstawiono na rys. 3. Gilza, zapewniająca szczelność między ściankami lufy i pociskiem, jest zatrzymywana przez hamulec, a pocisk przelatuje przez bramki układu pomiaru prędkości i uderza w testowaną szybę. Temperatura szyby mierzona jest cyfrowym wskaźnikiem temperatury firmy Sensirion z dokładnością ±1 C. Sprawdzanie wskaźnika temperatury przeprowadzane jest raz w roku metodą porównawczą w odniesieniu do wzorca państwowego. Rys. 3. Przebieg zmierzonych prędkości pocisku w funkcji ciśnienia w zbiorniku Pomiar prędkości odbywa się w odległości około 2m od testowanej szyby. Prędkość pocisku jest wyznaczana na podstawie pomiaru czasu przebycia przez pocisk drogi miedzy bramkami optycznymi, które są rozmieszczone w odległości jednego metra. Układ pomiarowy jest wyposażony w dwa identyczne tory pomiarowe, w celu zwiększenia kontroli poprawności pomiaru prędkości. Przed strzałem do testowanej szyby wykonuje się kilka strzałów testowych do kulochwytu w celu maksymalnego zbliżenia się do żądanej prędkości strzału. 5. HAMOWANIE GILZY Na rys. 4 przedstawiono schemat konstrukcji wyloty lufy umożliwiający hamowanie gilzy pocisku. Hamulec gilzy składa się z stalowego kołnierza (1), gum (2) (od 5 do 8), trzech śrub z nakrętkami klasy 12,9 (3), trzech sprężyn (4) oraz trzech tulejek oporowych (5). Całość zamontowano na kołnierzu lufy (6), który dodatkowo przymocowano do stojaka (7) w celu usztywnienia całości konstrukcji w momencie uderzenia gilzy (8) w hamulec. Gilza uderzając w hamulec ściska sprężyny, a następnie przecina gumy. Większość energii kinetycznej gilzy pochłaniana jest poprzez cięcie gumy. Sprężyny służą jedynie do zmniejszenia wartości maksymalnej siły. Po uderzeniu gilzy w hamulec, pocisk (9), który środkowany jest w gilzie poprzez wkładkę styropianowa (10), opuszcza lufę. ODPORNOść SZYB CZOŁOWYCH SZYBKICH POJAZDóW SZYNOWYCH... 7

Rys. 4. Schemat hamulca gilzy 6. MODEL MATEMATYCZNY ROZPĘDZANIA POCISKU Stworzono model matematyczny, w środowisku Mathcad, umożliwiający szacowanie prędkości wylotowej pocisku dla różnych ciśnień w zbiorniku. Algorytm uwzględnia spadek ciśnienia w zbiorniku zasilającym, sprężanie powietrza w lufie przez gilzę z pociskiem oraz tarcie gilzy o ściankę wewnętrzną lufy. Algorytm oparto na dwóch pętlach: zewnętrznej i wewnętrznej. W pętli zewnętrznej, o zadanym kroku ds, jest obliczana prędkość pocisku, a w pętli wewnętrznej szacowany jest opór powietrza sprężanego w lufie przed gilzą z pociskiem. Dane: P0 := 410 5 Pa Ciśnienie początkowe w zbiorniku V0 := 0.28m 3 Objętość początkowa Tot := 293K Temperatura otoczenie Patm := 100000Pa Ciśnienie otoczenia Dg := 124.5mm Średnica gilzy Lg :=192mm Długość gilzy Mg := 1.5kg Masa pocisku z gilzą Dl := 125mm Średnica lufy Ll := 2.100m Długość lufy μ := 0.2 Wsp. tarcia Uniwersalna stała gazowa dla powietrza κ := 1.4 Powierzchnia denka gilzy 8 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 206

ODPORNOść SZYB CZOŁOWYCH SZYBKICH POJAZDóW SZYNOWYCH... 9

Rys. 5. Przebieg prędkości pocisku oraz ciśnienia w zbiorniku w funkcji położenia w lufie pocisku dla nadciśnienia w zbiorniku 3 bar 7. WERYFIKACJA MODELU Rys. 6. Przebieg przyśpieszenia pocisku w lufie w funkcji położenia pocisku w lufie dla nadciśnienia w zbiorniku 3 bar Na rys. 7 przedstawiono porównanie wyników otrzymanych podczas wykonywania strzałów z działa pneumatycznego i otrzymanych z obliczeń za pomocą modelu. Wyniki obliczeń zawsze są większe od zmierzonych prędkości strzałów o około 10-12% (na wykresie del ). 10 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 206

Rys. 7. Porównanie prędkości zmierzonych oraz obliczonych według modelu inne zastosowania Tak jak wspomniano we wstępie podobne działa pneumatyczne są wykorzystywane do wykonywania tzw. prób ptaka na silnikach turbinowych. Silniki turbinowe, zwłaszcza w oddzielnych gondolach są narażone na zdarzenia bezpośrednie z ptactwem. Wewnętrzne silniki samolotów bojowych maja ukształtowane kanały antyradarowo i w tym przypadku zderzenia ptaków ze ścianami ochronią łopatki pierwszych stopni wentylatora przed zderzeniem z całym ptakiem. Prędkość przepływu w kanale wlotowym jest rzędu 200m/s. Ta prędkość jest przyjmowana do badań silników. Struktura konstrukcyjna stanowiska badawczego powinna umożliwić zderzenie obiektu badanego (silnika) z ptakiem lecącym w całości z prędkością 200m/s. Przyspieszenie podczas rozpędzania ciała ptaka nie może być większe niż naruszające strukturę kostną ptaka. BIBLIOGRAFIA [1] Ptaszyński M.: Badania urządzenia miotającego, Opracowanie wewnętrzne ILot, nr arch. K.15.9.23, grudzień 1990. [2] Balicki W.: Wybrane zagadnienia dotyczące prób turbinowych silników lotniczych w hamowniach stacjonarnych. Turbinowe silniki lotnicze w ujęciu problemowym pod red. Orkisza M., Polskie Wydawnictwo Naukowo-Techniczne, Towarzystwo Eksploatacyjne, Lublin, 2000. [3] Szczeciński S., Balicki W., Głowacki P.: Uszkodzenia silników turbinowych wywołane zderzeniami z ptakami, Przegląd Sił Powietrznych, nr 2/2009. ODPORNOść SZYB CZOŁOWYCH SZYBKICH POJAZDóW SZYNOWYCH... 11

Paweł Boguszewicz, Piotr Wodyński FAST RAIL vehicles WINDSHIELD RESISTANCE TO IMPACTS WITH ExTRANEOUS BODIES Abstract This paper presents conditions of occur impacts, the resulting threats drivers and passengers. It shows ways of reducing area of damage and points to the need for experimental research. The test stand and its characteristics are described. 12 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 206

ESTYMACJA AZYMUTU Z WYKORZYSTANIEM POMIARÓW INERCJALNYCH Witold Dąbrowski, Stanisław Popowski Instytut Lotnictwa Streszczenie W artykule przedstawiono metody wyznaczania kierunku północnego w oparciu o pomiary inercjalne. Opisano ideę girokompasu, przyrządu który zrewolucjonizował na początku XX wieku pomiar kursu na statkach i okrętach. Przedstawiono procedurę girokompasowania stosowaną od połowy XX wieku najpierw w układach kardanowych, a następnie w układach bezkardanowych orientacji przestrzennej. Pokazano modyfikacje tej metody pozwalające na zwiększenie dokładności pomiaru. Zaprezentowano również metodę inercjalną bezgiroskopową, która jest ciekawą propozycją rozwoju inercjalnych metod określenia kierunku północnego. 1. WStęP W 1852 r. uczony francuski Leon Foucault zademonstrował w Paryżu doświadczenia z giroskopem, które wskazały na możliwość pomiaru takich wielkości jak prędkość wirowania Ziemi, szerokość geograficzna miejsca przeprowadzania eksperymentu oraz kierunek w stosunku do południka, czyli kurs geograficzny. W 1907 r. firma Anschütz opracowała pierwszy model girokompasu morskiego, działanie którego oparto na właściwościach giroskopu [1]. Wcześniej stosowane kompasy morskie wykorzystywały właściwości ziemskiego pola magnetycznego. Kompasy te wykazywały liczne wady, które ujawniały się wraz z powszechnym stosowaniem konstrukcji stalowych w budowie okrętów. Wady te w postaci błędów dewiacji półokrężnej i ćwierćokrężnej wymagały specjalnych zabiegów w celu ich kompensacji. Również anomalie ziemskiego pola magnetycznego i duża podatność na zakłócenia sprawiły, że kompasy magnetyczne nie zapewniały dużej dokładności wskazań. W 1921 r. Max Schuler pracując w Clausthal-Zellerfeld Technical College unowocześnił konstrukcję girokompasu uzyskując w przeprowadzanych eksperymentach dokładność określenia kierunku w stosunku do północy geograficznej rzędu 20 sekund kątowych [1]. W roku 1953 odbył się w USA pierwszy lot samolotu z systemem nawigacji inercjalnej. System ten zapewniał w pełni autonomiczną nawigację i orientację podczas lotu jak również umożliwiał wstępną orientację przed startem (girokompasowanie). Był to system typu kardanowego. Do stabilizacji platformy pomiarowej zawierającej giroskopy i przyspieszeniomierze zastosowano ramy zawieszenia Cardana. Systemy tego typu osiągnęły swoją szczytową doskonałość w zastosowaniach na atomowych łodziach podwodnych mogących nieprzerwanie nawigować w okresie wielu miesięcy. ESTYMACJA AZYMUTU Z WYKORZYSTANIEM POMIARÓW INERCJALNYCH 13

W latach sześćdziesiątych powstały pierwsze systemy orientacji i nawigacji inercjalnej typu bezkardanowego (strapdown). Rozwijają się one do dnia dzisiejszego osiągając duże dokładności pomiaru, łatwość eksploatacji i umiarkowaną cenę, znajdując zastosowanie na obiektach morskich, lądowych i kosmicznych. 2. GirokomPaS Pierwszy girokompas zademonstrował Leon Foucault w 1852 roku podczas słynnych doświadczeń z giroskopem. Girokompas Foucault nadawał się tylko do pomiarów stacjonarnych. Do końca XIX w. powstawały różne konstrukcje umożliwiające za pomocą giroskopu określenie kierunku północny, ale dopiero w 1904 r. pojawiły się patenty Anschütza, a w 1907 powstała pierwsza konstrukcja morskiego girokompasu jednogiroskopowego. Jednak dopiero prace M. Schulera w latach 1910-1923 doprowadziły do powstania w pełni użytecznych przyrządów pomiarowych, które potrafiły wyznaczyć w warunkach stacjonarnych kierunek północy z dokładnością ok. 20 sekund kątowych, i które potrafiły działać w warunkach eksploatacyjnych na statkach i okrętach. Znaczny wzrost dokładności nastąpił po wprowadzeniu zmian w konstrukcji, które spowodowały, że okres wahania głównej osi giroskopu jest zgodny z okresem Schulera (84 min.). Wzór (1) określa okres wahań nietłumionych girokompasu. gdzie:, - kręt giroskopu, - parametr konstrukcyjny związany z niewyważeniem, - prędkość obrotowa Ziemi, - szerokość geograficzna miejsca pomiaru. (1) Wartość T = 84 min. jest najczęściej osiągana dla szerokości geograficznej Ф = 60 deg (nazywana szerokością konstrukcyjną). Drugim istotnym czynnikiem wpływającym na skrócenie czasu pomiaru jest wprowadzenie tłumienia (rys. 1). Rys. 1. Ruch osi giroskopu w przypadku wprowadzenia tłumienia i jego braku 14 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 206

Pomimo wielu znaczących udoskonaleń girokompasy z zasady nie są przewidziane do pracy na obiektach poruszających się z dużymi prędkościami. Na statkach i okrętach w związku z falowaniem oraz przyspieszeniami wynikającymi z manewrów mamy do czynienia z tak zwaną dewiacją inercyjną, która ogranicza dokładność girokompasów. Poza zastosowaniem girokompasów w sposób stacjonarny, np. w budownictwie, w przemyśle wydobywczym, górnictwie, girokompasy znalazły zastosowanie na obiektach wolno poruszających się (statkach i okrętach, łodziach podwodnych). Jeden z najmniejszych girokompasów powstał w 1943 r. w Niemczech do zastosowania na miniaturowej łodzi podwodnej. Dokładność tego przyrządu wynosiła ok. 1 deg. 3. metody Pomiaru azymutu W SyStemach typu StraPDoWn Do określenia kierunku południka (określania kierunku północy geograficznej) wykorzystuje się zjawisko ruchu obrotowego Ziemi oraz jej grawitację. Rys. 2. Proces girokompasowania - określenie kierunku północy Proces ten w systemach strapdown przebiega dwuetapowo. W pierwszym etapie system określa położenie płaszczyzny horyzontalnej w miejscu wykonania pomiaru. Do tego celu wykorzystuje się pomiar wektora przyspieszenia. Tylko składowe wektora przyspieszenia leżące w płaszczyźnie horyzontalnej mają wartości zerowe, a składowa pionowa przyjmuje wartość 1 g. Mając wyznaczone położenie tej płaszczyzny odniesienia (azymut obiektu określa się w płaszczyźnie horyzontu) przechodzi się do drugiego procesu, w trakcie którego wyznaczony zostaje azymut obiektu. Proces ten nazywa się girokompasowaniem. Na rys. 2 przedstawiono zasadę przeprowadzenia tego pomiaru. Rysunek 2a przedstawia Kulę Ziemską z zaznaczonym wektorem prędkości jej obrotu. W miejscu przeprowadzania girokompasowania o szerokości geograficznej istnieją dwie składowe tego wektora, pionowa i pozioma o wartościach: gdzie:, - prędkość obrotu kuli ziemskiej = 15.041 deg/h, - składowa pionowa, - składowa pozioma. (2) Na rys. 2b przedstawiono proces pomiaru azymutu podczas girokompasowania przedstawiony ESTYMACJA AZYMUTU Z WYKORZYSTANIEM POMIARÓW INERCJALNYCH 15

w płaszczyźnie horyzontalnej. Wprowadzono dwa układy współrzędnych prostokątnych. Jeden oznaczony 0X g Y g jest układem normalnym ziemskim, którego jedna oś skierowana jest na północ, a druga na wschód. Drugi układ 0X b Y b związany jest z obiektem i wyznacza kierunki jego głównych osi sprowadzonych do płaszczyzny horyzontu. W punkcie 0 zamocowane są czujniki pomiarowe zorientowane zgodnie z osiami obiektu. Mierzą one składowe horyzontalnej prędkości obrotu kuli ziemskiej: gdzie: - składowa horyzontalna mierzona wzdłuż osi X b obiektu,, (3) - składowa horyzontalna mierzona wzdłuż osi Y b obiektu, - azymut obiektu, - błędy giroskopów w osiach X b i Y b. Na podstawie rys. 2b można obliczyć wartość azymutu: gdzie: - jest wartością obliczoną azymutu, - jest wartością rzeczywistą azymutu. Przy założeniu, że ψ ma wartość małą to można przyjąć sinψ = ψ i cosψ = 1. Zakładając dodatkowo, że B X jest małe w stosunku do Ω H (co praktycznie zawsze jest spełnione) to wtedy na podstawie (4) można napisać:, (4). Różnica azymutów ψ obl - ψ jest błędem wyznaczenia azymutu i oznaczamy δ k, (5) (6). Na rys. 3 przedstawiono wartości błędu girokompasowania δ k, wyliczonych z (6), w funkcji błędów giroskopów oraz dla różnych szerokości geograficznych. Powyższe wyprowadzenie błędu wyznaczenia azymutu oparte jest na założeniu, że kąt ψ ma małą wartość. Można jednak udowodnić, że równanie to jest również prawdziwe dla całego zakresu zmian kierunku. Rys. 3. Błędy girokompasowania w zależności od dryfu giroskopu i szerokości geograficznej 16 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 206

Na podstawie równania (4) widać, że na kierunku wschód-zachód wartość azymutu będzie nieokreślona. Aby do tego nie dopuścić w pobliżu tego kierunku stosuje się następującą zależność [3]: (7). Poniżej przedstawiono dwie metody ograniczenia wpływu błędów giroskopów podczas girokompasowania stosowane w systemach strapdown. metoda dwukrotnego pomiaru W metodzie tej przeprowadza się girokompasowanie dwukrotnie. Pierwszy raz pomiar dokonywany jest zgodnie z rys. 2b. Następnie obraca się zespół czujników pomiarowych w płaszczyźnie horyzontu o 180 i pomiar powtarza. Pomiary uzyskane w pierwszym etapie i drugim określają wzory:,. Przy założeniu stałych błędów giroskopów azymut wyliczamy zgodnie z równaniem (9): (8) (9). W stosunku do równania (3) widać, że zostały wyeliminowane stałe dryfy giroskopów. W warunkach rzeczywistych dryfy są zmienne, jednakże w krótkim czasie przeprowadzania girokompasowania dla giroskopów o dużej stabilności współczynnika skali zmiany te są niewielkie i dzięki temu metoda jest wyjątkowo skuteczna. metoda wielokrotnego pomiaru [1] W metodzie wielokrotnego pomiaru wykonuje się N pomiarów. Proces pomiaru wyjaśniają równania (10): (10) gdzie: - liczba pomiarów, - bieżący azymut, - suma składowych mierzonych wzdłuż osi X obiektu, - suma składowych mierzonych wzdłuż osi Y obiektu. 4. inercjalne metody bezgiroskopowe określania Północy Ciekawą propozycję urządzenia bezgiroskopowego zamieszczono w pracach [6] i [7]. Koncepcja tych rozwiązań zakłada wykorzystanie siły Coriolisa będącej następstwem przyspieszenia powstałego podczas unoszenia z prędkością kątową (w tym przypadku z prędkością Ziemi Ω Z ) ciała poruszającego się z prędkością liniową v. ESTYMACJA AZYMUTU Z WYKORZYSTANIEM POMIARÓW INERCJALNYCH 17

Rys. 4. Z lewej, idea pomiaru kierunku bez giroskopów, z prawej, układ doświadczalny Prędkość liniową v uzyskuje się w wyniku zadania ruchu obrotowego tarczy obracającej się ze stałą prędkością obrotową ω o promieniu r (rys. 4 z lewej). W celu zwiększenia przejrzystości opisu rozwiązania rozpatrujemy położenie poziome tarczy na równiku, oś podłużna obiektu odchylona jest o poszukiwaną wartość kąta ψ. Wartość przyspieszenia Coriolisa mierzona jest przy pomocy przyspieszeniomierza o osi pomiarowej prostopadłej do powierzchni wirującej tarczy (rys. 4 z prawej). Przyspieszenie to jest proporcjonalna do iloczynu odpowiednich składowych prędkości Ω E i ω. Przy założeniu stałej (lub zmierzonej) wartości ω przyspieszenie Coriolisa mierzone przez przyspieszeniomierz jest funkcją kąta obrotu tarczy (względem osi podłużnej x b ) z przesunięciem fazowym o wartości ψ (czyli azymutu). Maksimum amplitudy sygnału przyspieszeniomierza osiągane jest dla kąta położenia wirującej tarczy równego ψ. W rzeczywistości amplituda sygnału jest funkcją pozostałych kątów orientacji. W tym przypadku proponuje się określić wartość kąta ψ poprzez wyszukanie zerowych wartości amplitud sygnału. Wartość zerowa sygnału jest osiągana gdy kąty położenia tarczy przyjmują wartości kątów (ψ - 90 deg) i (ψ + 90 deg). W celu wypoziomowania lub zmierzenia kątów pochylenia i przechylenia obiektu na wirującej tarczy montuje się przyspieszeniomierz (o osi pomiarowej leżącej w płaszczyźnie tarczy) mierzący składowe przyspieszenia ziemskiego w funkcji kąta obrotu tarczy. Według publikacji [7], w urządzeniu z tarczą wirującą z prędkością 25 obrotów na sekundę i o promieniu zabudowy przyspieszeniomierza równym 30 mm błąd azymutu w warunkach ustalonych był na poziomie 0.01 deg. 5. WnioSki Inercjalne metody określenia azymutu obiektów będących na powierzchni Ziemi lub w jego pobliżu (pod ziemią, pod wodą, na ziemi, na lądzie i wodzie, w bliskim kosmosie) są bardzo atrakcyjne z racji dużej niezawodności tych metod i dość dużej dokładności. Wysoka niezawodność tych pomiarów związana jest z niemożnością zakłócenia pola grawitacyjnego Ziemi oraz jej wektora prędkości obrotowej. Są to cechy szczególne Ziemi. Dzięki nim opisane metody są możliwe do przeprowadzenia. Aby jednak mogły być stosowane muszą być spełnione pewne warunki [2], [3]. Chyba najważniejszym warunkiem jest zachowanie podczas procesu girokompasowania niezakłóconej pracy w sensie mechanicznym. Prędkość obrotu Ziemi jest stosunkowo niewielka (15.04 deg/h) i każdy ruch układu może w istotny sposób zakłócać pomiar. Jest to szczególnie ważne w przypadku wykonywania procedury girokompasowania na obiekcie latającym, stojącym na ziemi, zaopatrzonym w duże powierzchnie nośne podatne na podmuchy wiatru. Innym zagadnieniem 18 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 206

jest eliminowanie wpływu szkodliwych przyspieszeń od manewrów oraz falowania na statkach i okrętach. W celu eliminacji tych niepożądanych zjawisk (dewiacja inercyjna) szeroko stosuje się filtracje, również kalmanowską. W tym celu wykorzystuje się też aproksymację falkową. Zakłócenia mechaniczne powodują wzrost czasu trwania procedury girokompasowania. W przypadku typowym wynosi on około 5 minut. W czasie wystąpienia zakłóceń wzrasta do 10 15 minut, a może skończyć się bez sukcesu. W przypadku pojazdów lądowych można próbować przeprowadzać proces girokompasowania podczas ruchu obiektu. Taką próbę opisano w pracach [4] i [5]. Metody podwójnego girokompasowania i wielokrotnego girokompasowania pozwalają na znaczące zwiększenie dokładności przy wykorzystaniu tych samych czujników. W praktyce metoda podwójnego girokompasowania pozwala na zmniejszenie błędu azymutu początkowego 3 4 razy dla giroskopów klasy 1 deg/h.wykonując girokompasowanie w Warszawie giroskopami o dryfie 1 deg/h możemy spodziewać się błędu azymutu na poziomie 6 deg (rys. 3), o tyle po podwójnym girokompasowaniu błąd wyniesie poniżej 2 deg. W przypadku giroskopów dokładniejszych zysk jest jeszcze większy. Wiąże się to ze wzrostem stabilności sygnału z giroskopu. bibliografia [1] H.A. Lamprecht, H. Tromp, M.A. Abbot: Base Motion Compensation for a Fiber-Optic North- Seeking Gyroskope, Symposium Gyro Technology, Stuttgart, 1996. [2] M. Kayton, W.R. Fried: Avionics Navigation Systems, John Wiley & Sons, 1997. [3] D.H.Titterton and J.L.Weston: Strapdown inertial navigation technology, Peter Peregrinus, 1997. [4] J. Szymanowski, J. Grzelak, S. Popowski: Static Initial Azimuth Update Method in Land Navigation Systems, Annual of Navigation nr 6, 2003. [5] J. Szymanowski, J. Grzelak, S. Popowski: Dynamic Initial Settings Update Method in Inertial Navigation Systems, Annual of Navigation nr 8, 2004. [6] T. Pöthig: Entwicklung und Erprobung eines Systems zurkreisellosen Nordrichtungsbestimmung auf Grundlage von Beschleunigungsmessungen, Regelungstechnisches Kolloquium in Boppard, vom 25.-27. Februar 2009. [7] I.Y. Bar-Itzhack, J. Reiner, M. Naroditsky: New Inertial Azimuth Finder Apparatus, Journal of Guidance, Control and Dynamics Vol. 24, No. 2, March April 2001. Witold Dąbrowski, Stanisław Popowski estimation of azimuth based on inertial measurements Abstract In the article north finding methods based on inertial measurements are presented. The idea of gyrocompass is described, as at the beginning of 20 th century this instrument revolutionised procedures of course angle measurement on ships. The gyrocompassing procedure is presented - it was used during first half of 20 th century, primarily in cardan and then in strapdown inertial attitude measuring systems. Modifications of this method, aimed at improving measurement accuracy, are discussed. The nongyroscopic inertial method is also considered, as an interesting proposition for the development of inertial north finding methods. ESTYMACJA AZYMUTU Z WYKORZYSTANIEM POMIARÓW INERCJALNYCH 19

Cykl tworzenia oprogramowania na przykładzie projektu SoFia Anna Gałach Instytut Lotnictwa Streszczenie Artykuł przedstawia fazy tworzenia oprogramowania w dużym projekcie lotniczym, realizowanym przez wiele współpracujących ze sobą firm europejskich. W pracy zostały poruszone kwestie procesu tworzenia planu projektu, jego realizacji sprzętowej i programowej oraz jego integracji i testowania na różnych platformach testowych. Omówiono sposób wyboru narzędzi i platform sprzętowych i programistycznych wykorzystywanych w projekcie, uzgodnienie protokołów komunikacyjnych i proces integrowania stworzonego systemu na docelowych urządzeniach w celu przetestowania. Proces realizacji projektu przedstawiono w oparciu o doświadczenia zdobyte podczas pracy przy projekcie FP6 SOFIA (Safe Automatic Flight Back and Landing of Aircraft), który był tworzony w latach 2006-2009. 1. Wstęp Tworzenie oprogramowania, szczególnie w wypadku dużych systemów informatycznych, w których bierze udział wiele firm nie mających doświadczeń we współpracy ze sobą, jest procesem skomplikowanym, który potrafi zmieniać się dynamicznie wraz z rozwojem projektu, często niezależnie od wstępnych ustaleń. W przypadku, gdy każda firma zajmuje się inną częścią oprogramowania, trudno jest znaleźć rozwiązania programistyczne zadowalające wszystkich uczestników projektu, ponieważ każda firma ma swoje preferencje i/lub ograniczenia sprzętowe i programowe. Stworzenie lotniczego systemu informatycznego narzuca dodatkowe wymagania na spójność i niezawodność oprogramowania, gdyż w grę wchodzi zagrożenie życia. Te i inne zagadnienie tworzenia oprogramowania zostały przedyskutowane w artykule w oparciu o doświadczenia zdobyte podczas pracy w projekcie europejskim SOFIA. 2. ZAłożeniA i cele projektu sofia Celem projektu SOFIA było opracowanie koncepcji i algorytmów pozwalających na automatyczny powrót samolotu na ziemię w przypadku pojawienia się niebezpieczeństwa ataku terrorystycznego na pokładzie. Głównym celem pracy było zaprojektowanie funkcji rekonfiguracji lotu FRF (Flight Reconfiguration Function) mających za zadanie: stworzenie bezpiecznego planu lotu do bezpiecznego lotniska, uzgodnienie dostępu do niego z władzami na ziemi oraz automatyczne doprowadzenie samolotu do wyznaczonego miejsca lądowania bez udziału załogi w celu uniemożliwienia porywaczom przejęcia kontroli nas samolotem. System FRF zapewniał zatem: 20 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 206