Aerometrický systém

ČESKÉ VYSOKÉ UČENÍ TECHNICKÉ
V PRAZE
Fakulta elektrotechnická
Katedra měření
BAKALÁŘSKÁ PRÁCE
Aerometrický systém pro malá letadla
Praha, červen 2006
Jan Nedvěd
Zadání (vložit)
Prohlášení
Prohlašuji, že jsem svou bakalářskou práci vypracoval samostatně a použil jsem podklady
uvedené v přiloženém seznamu.
Nemám závažný důvod proti užití tohoto školního díla ve smyslu § 60 Zákona č.121/2000
Sb., o právu autorském, o právech souvisejících s právem autorským a o změně některých
zákonů (autorský zákon).
V Praze dne …………………..
……………..……………………..
podpis
Anotace
Tato práce se zabývá návrhem a částečnou realizací aerometrického systému pro malá a
ultralehká letadla. Součástí je rozbor problematiky způsobu měření důležitých aerometrických
veličin a stanovení jejich rozsahů. Dále následuje výběr vhodných snímačů, návrh
elektronického zapojení měřicího obvodu, výběr vhodných součástek a realizace desky
plošných spojů. Všechny měřené údaje jsou v rozmezí povolených nejistot dle platné normy
CS23.
Annotation
This thesis deals with design and partly construction of aerometrics system for small and
ultra-light planes. Part of this is analysis problems of the way of measurement of the
important aerometrics values and definition their ranges. Followed by selection of suitable
sensors, design electronic wiring network, selection of useful component and realization
board areal connections. All measured value are at intervals admissible uncertainties
according to rule in operation CS23.
Obsah
1
ÚVOD ................................................................................................................................ 1
2
TEORETICKÝ ROZBOR .............................................................................................. 2
2.1
AEROMETRICKÝ SYSTÉM ............................................................................................. 2
2.2
MĚŘENÍ VÝŠKY LETU LETADLA ................................................................................... 3
2.2.1
Měření výšky letu letadla barometrickou metodou ............................................ 4
2.2.2
Dovolené tolerance barometrických výškoměrů ................................................ 9
2.2.3
Nastavení barometrických výškoměrů.............................................................. 10
2.3
MĚŘENÍ RYCHLOSTI LETU.......................................................................................... 11
2.3.1
Definice rychlosti letu letadla .......................................................................... 11
2.3.2
Měření vzdušné rychlosti.................................................................................. 14
2.3.3
Povolené tolerance měření vzdušné rychlosti .................................................. 21
3
NÁVRH HARDWARU.................................................................................................. 22
3.1
MĚŘENÍ DYNAMICKÉHO A STATICKÉHO TLAKU ......................................................... 22
3.1.1
Výběr vhodných senzorů................................................................................... 22
3.1.2
Analogové zpracování signálů z výstupů SP82 ................................................ 26
3.1.3
Ovládání topného rezistoru u SP82 ................................................................. 28
3.2
PŘEVOD ANALOGOVÉHO SIGNÁLU Z TLAKOVÝCH ČIDEL NA DIGITÁLNÍ ..................... 29
3.2.1
Volba vhodného A/D převodníku ..................................................................... 30
3.2.2
Připojení A/D převodníku do obvodu............................................................... 31
3.3
MĚŘENÍ TEPLOTY ...................................................................................................... 32
3.3.1
Volba vhodného teplotního senzoru ................................................................. 32
3.3.2
Zapojení teplotních senzorů do obvodu ........................................................... 33
3.4
MIKROPROCESOR ...................................................................................................... 33
3.4.1
Volba vhodného mikroprocesoru ..................................................................... 33
3.4.2
Zapojení mikroprocesoru do obvodu ............................................................... 33
3.5
ROZHRANÍ RS 232 .................................................................................................... 35
3.5.1
Parametry RS 232 ............................................................................................ 35
3.5.2
Zapojení RS 232 do obvodu ............................................................................. 35
3.6
SBĚRNICE CAN......................................................................................................... 37
3.6.1
Parametry CAN ................................................................................................ 37
3.6.2
Zapojení CAN do obvodu ................................................................................. 38
3.7
NAPÁJENÍ .................................................................................................................. 39
4
NÁVRH DESKY PLOŠNÝCH SPOJŮ........................................................................ 41
4.1
5
ROZMÍSTĚNÍ SOUČÁSTEK A REALIZACE DPS ............................................................. 41
ZÁVĚR............................................................................................................................ 43
Aerometrický systém pro malá letadla
Jan Nedvěd
1 Úvod
Tato práce má za úkol navrhnout aerometrický systém pro měření důležitých
aerometrických veličin a to především barometrické výšky, vzdušné rychlosti a teploty
vnějšího vzduchu pro malá a ultralehká letadla. Přesná znalost těchto veličin je pro pilota
životně důležitá. Na znalosti výšky letu závisejí bezpečné rozestupy mezi letovými hladinami
a při přiblížení na přistání je potřeba znát výšku nad přistávací plochou. Vzdušná rychlost,
tedy konkrétně kalibrovaná vzdušná rychlost je důležitá pro letové vlastnosti letadla. Definuje
obtékání letadla vzduchem a tím i vztlak pod křídli, který nesmí klesnout pod minimální
hranici danou pro každé letadlo. Jinak se letoun pro ztrátu vztlaku začne nekontrolovatelně
řítit k zemi.Výhodou této rychlosti je, že ve všech výškách je kritická tzv. pádová rychlost
stejná i při faktu, že se letadla ve vyšších výškách musejí pohybovat rychleji vůči zemskému
povrchu, protože s výškou klesá hustota vzduchu. Důležitost přesnosti měřených veličin navíc
podtrhuje možnost letu ve zhoršených viditelnostních podmínek.
Malá a ultralehká letadla jsou takové letouny, které mají dostup do výšky 5km a létají
nejvýše rychlostí 300km h-1. To znamená jisté zjednodušení při odvozování vztahů pro
výpočet aerometrických veličin z měřených tlaků a teploty, kterým se zabývá teoretický
rozbor.
Po vysvětlení všech důležitých pojmů a stanovení dovolených tolerancí měřených veličin
dle platných předpisů, následuje výběr vhodných snímačů s ohledem na jejich cenu a
dostupnost v ČR. Pro snímače je navržen elektronický obvod, který bude měronosné signály
vyhodnocovat a na svém výstupu bude poskytovat požadované aerometrické veličiny.
-1-
Aerometrický systém pro malá letadla
Jan Nedvěd
2 Teoretický rozbor
Nejprve vysvětlíme několik pojmů pro pochopení řešeného problému a odvodíme vztahy,
které budeme potřebovat pro realizaci systému.
Odvození vztahů přihlíží k faktu, že se jedná o malá a ultralehká letadla. Proto je jejich
platnost omezena na oblast troposféry, tj. do výšky 10km a pro podzvukové rychlosti.
2.1 Aerometrický systém
Aerometrický systém slouží ke snímání a komplexnímu zpracování aerometrických a
s nimi souvisejících veličin. Jeho výstup udává veškeré letové parametry odpovídající těmto
veličinám, které zobrazuje na palubních ukazatelích a také je poskytuje dalším letadlovým
systémům k dalšímu zpracování.
Funkce aerometrického systému je založena na převodu celkového tlaku vzduchu pc,
statického tlaku vzduchu ph a celkové teploty vnějšího vzduchu Tc na elektrické signály,
z nichž jsou v počítači vypočteny odpovídající aerometrické parametry. Blokové schéma
takového zjednodušeného systému je na Obr. 2.1-1.
Obr. 2.1-1: Aerometrický systém
-2-
Aerometrický systém pro malá letadla
Jan Nedvěd
2.2 Měření výšky letu letadla
Podle obecné definice je výška vzdálenost bodu, hladiny nebo nějakého předmětu
považovaného za bod od vztažné základní úrovně. Na základě této definice rozeznáváme
geometrickou výšku danou vztahem ( 2.2-1) a geopotencionální výšku danou vztahem ( 2.2-2)
H′
H ′ = ∫ dh
( 2.2-1)
0
H
H=
g (h )
∫ g (0)dh
( 2.2-2)
0
kde
h
je výška definována na siločáře zemského gravitačního pole [m],
g(h)
je gravitační zrychlení odpovídající výšce h [m s-2],
g(0)
je gravitační zrychlení odpovídající základní úrovni h = 0 [m s-2].
Protože se gravitační zrychlení g(h) s výškou h zmenšuje, je geopotencionální výška H
menší než geometrická výška H´. Pro rozsah výšek s kterými se v běžném letovém provozu
setkáváme, je tento rozdíl zanedbatelný.
Obr. 2.2-1: Rozdělení výšek
-3-
Aerometrický systém pro malá letadla
Jan Nedvěd
Podle definování základní úrovně h = 0, rozeznáváme v letectví následující výšky
•
Absolutní výška Ha – základní úrovní je hladina moře na 45° zeměpisné šířky, což
odpovídá nulové geopotencionální hladině.
•
Relativní výška Hr – základní úrovní může být libovolné místo na zemi, zpravidla to
bývá práh přistávací dráhy.
•
Skutečná výška Hs – je dána délkou svislice procházející letadlem a zemským
povrchem.
•
Výška letové hladiny Hl – základní úrovní je hladina odpovídající atmosférickému
tlaku 1013,25 mb.
2.2.1 Měření výšky letu letadla barometrickou metodou
Tato metoda má v současné době v letectví největší význam. Vychází ze známé závislosti
statického absolutního tlaku vzduchu na geopotencionální výšce. Touto metodou můžeme
podle počátečního nastavení měřit absolutní výšku Ha, relativní výšku Hr nebo výšku letové
hladiny Hl.
2.2.1.1 Zemská atmosféra
Základem barometrické metody je měření absolutního tlaku vzduchu, který tvoří zemskou
atmosféru. Ta je tvořena směsí plynů, které obklopují zeměkouli, ke které je vázána gravitační
silou a téměř shodně se s ní otáčí. Hlavními složkami atmosféry jsou dusík (78,1% relativního
objemu), kyslík (20,95% relativního objemu) a vzácné plyny. Mimo plynných prvků
atmosféra obsahuje také pevné částice a především v malých výškách vodu ve všech
skupenstvích.
Podle závislosti určitých meteorologických měření se zemská atmosféra rozděluje na
několik vrstev. Pro letectví je důležité rozdělení vrstev atmosféry z hlediska průběhu teploty.
•
troposféra – výška 0 – 11 km
•
tropopauza – je přechodová vrstva mezi troposférou a stratosférou
•
stratosféra – výška 11 – 50 km
•
stratopauza – je přechodová vrstva mezi stratosférou a mezosférou
•
mezosféra – výška 50 – 80 km
•
mezopauza – je přechodová vrstva mezi mezosférou a termosférou
•
termosféra – výška 80 – 800 km
•
termopauza – přechodová vrstva mezi termosférou a exosférou– výška nad 800 km
-4-
Aerometrický systém pro malá letadla
Jan Nedvěd
2.2.1.2 Mezinárodní standardní atmosféra MSA
Základem pro všechny výpočty aerometrických veličin je mezinárodní standardní
atmosféra, schválená Mezinárodní organizací pro civilní letectví (ICAO – Internacional Civil
Aviation Organization). Vychází z teorie plynů a výsledků meteorologických a fyzikálních
měření atmosféry. Výsledné vztahy mezi tlakem, teplotou, hustotou vzduchu a výškou, pak
odpovídají celoročnímu globálnímu průměru. Pomocí těchto vztahů je možno určit
indikovanou výšku, vzdušnou rychlost, vertikální rychlost a Machovo číslo. Pro tyto výpočty
je nutno stanovit některé parametry zemské atmosféry.
Parametry odpovídající nulové výšce shodné se střední hladinou moře na 45º zemské
šířky:
•
absolutní tlak vzduchu
p0 = 101,325 kPa
•
teplota vzduchu
T0 = 288,15 K
•
hustota vzduchu
ρ0 = 1,2255 kg m-3
•
měrná tíha vzduchu
γ0 = 12,013 kg m-2 s-2
•
koeficient viskozity
µ0 = 1,7894*105 kg m-1 s-1
•
kinematická viskozita
ν0 = 1,4607*105 m2 s-1
•
tíhové zrychlení
g0 = 9,80665 m s-2
•
rychlost zvuku
v0 = 340,3 m s-1
•
teplota mrznutí vody
t0 = 0°C = 273,15 K
Konstanty nezávislé na výšce:
•
Poissonova konstanta vzduchu
κ = 1.4
•
univerzální plynová konstanta
Rp = 8 314,32 J K-1 kmol-1
•
molekulová váha vzduchu
Mv = 28,9644 kg kmol-1
•
měrná plynová konstanta pro vzduch
Rm = Rp / Mv = 287,05287 J kg-1 K-1
Závislost teploty atmosféry T na výšce H je dána
T (h ) = T0 + τH
kde
T0
je teplota vzduchu v nulové výšce MSA (288,15 K) a
τ
je teplotní koeficient podle MSA, rozdílný pro určitá výšková rozmezí.
τ = -6,5*10-3 K m-1
pro výšky 0 – 11 km
τ=0
pro výšky 11 – 20 km
τ = +1*10-3 K m-1
pro výšky 20 – 32 km
-5-
( 2.2-3)
Aerometrický systém pro malá letadla
Jan Nedvěd
Odchylky od takto definovaného průběhu vzhledem k ročním obdobím jsou patrné na
Obr. 2.2-2.
25
Výška [km]
20
15
10
5
0
-60
-40
-20
0
20
40
Teplota [°C]
Léto
Zima
Standardní atmosféra
Obr. 2.2-2: Teplota v závislosti na výšce podle MSA
2.2.1.3 Závislost tlaku a hustoty vzduchu na výšce podle MSA
Závislost tlaku vzduchu na výšce je popsána barometrickou rovnicí, jejíž odvození
vychází z předpokladu, že pokud se sloupec vzduchu vertikálně nepohybuje, lze v jeho
objemu o ploše průřezu S a elementu výšky dH vyjádřit rovnováhu sil ve tvaru
dG + dP = 0
kde
dG
je síla odpovídající váze objemu o výšce dH a ploše S [N],
dP
je síla daná rozdílem tlaků [N].
( 2.2-4)
Obě působící síly můžeme vyjádřit ve tvaru
dG = SρgdH
( 2.2-5)
dP = Sdp
( 2.2-6)
a
kde
S
je plocha průřezu uvažovaného vzduchového sloupce [m2],
-6-
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
ρ
je hustota vzduchu [kg m-3],
g = g0 je gravitační konstanta v nulové výšce [ m s-2],
dH
je přírůstek výšky [m] a
dp
je přírůstek tlaku [Pa].
Dosazením ( 2.2-5) a ( 2.2-6) do ( 2.2-4) a drobné úpravě dostaneme rovnici pro
rovnováhu sil ve tvaru
ρgdH + dp = 0
( 2.2-7)
Měrná tíha vzduchu daná součinem ρ a g závisí na teplotě a tlaku vzduchu. Abychom
mohli tuto závislost odvodit, využijeme k tomu stavovou rovnici ideálního plynu,
pV = nR p T
kde
p
je tlak plynu [Pa],
V
je objem plynu [m3],
n
je počet molů v jednotce objemu V [mol],
Rp
je univerzální plynová konstanta [kmol-1] a
T
je teplota plynu [K].
( 2.2-8)
Abychom mohli stavovou rovnici použít pro obecné množství plynu, vyjádříme počet
molových jednotek n,
n=
kde
m
Mv
m
je hmotnost plynu [kg] a
Mv
je molová hmotnost [kg mol-1].
( 2.2-9)
Dosazením ( 2.2-9) do ( 2.2-8) a vyjádřením tlaku p, dostaneme
p=
R pT
m R pT
=ρ
V Mv
Mv
-7-
( 2.2-10)
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
Pro upravenou plynovou konstantu platí
R=
Rp
Mvg
( 2.2-11)
Dosazením hodnot podle MSA za Rp, Mv a g = g0, získáme hodnotu upravené plynové
konstanty pro vzduch R=29,271 m K-1.
Vyjádřením Rp z ( 2.2-11), dosazením do ( 2.2-10) a vyjádřením měrné tíhy vzduchu
získáme
ρg =
p
RT
( 2.2-12)
Tento vztah dosadíme do ( 2.2-7), vyjádříme funkční závislost T a p na výšce H a po
separaci proměnných získáme
dp
dH
=−
p (H )
RT (H )
( 2.2-13)
Dosadíme-li za T(H) závislost teploty vzduchu na výšce podle MSA, platnou pro rozsah
výšek 0 – 11 km, přejde ( 2.2-13) na tvar
dp
dH
=−
p (H )
R (T0 + τH )
( 2.2-14)
Nyní řešíme diferenciální rovnici,
p(H )
∫
p (0 )
H
1
dp
dH
=− ∫
p (H )
R 0 T0 + τH
( 2.2-15)
substitucí za T0 + τH, integrací a dosazením integračních mezí získáme
ln p(H ) − ln p (0 ) = −
1
[ln(T0 + τH ) − ln T0 ]
Rτ
-8-
( 2.2-16)
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
Řešením logaritmické rovníce dostaneme
1
 T0  Rτ
p(H ) = p (0 )

 T0 + τH 
( 2.2-17)
a po vyjádření výšky H získáme
Rτ

T0  p(0) 
 − 1
H = 
τ  p(H ) 

kde
( 2.2-18)
H
je výška měřená od vztažné úrovně p(0) [m],
p(0)
je tlak odpovídající vztažné úrovni [kPa],
p(H)
je tlak odpovídající výšce H [kPa],
T0
je absolutní teplota v nulové výšce MSA [K],
τ
je koeficient teplotní závislosti pro výšky 0 – 11 km podle MSA [K m-1] a
R
je upravená plynová konstanta pro vzduch podle MSA [m K-1]
Dosazením hodnot T0, τ a R do ( 2.2-18) dostaneme vztah pro absolutní výšku platný
v rozsahu 0 – 11 km
  p(H )  0,19026 

H = 44,33 ⋅ 10 1 − 

  p(0) 

3
( 2.2-19)
2.2.2 Dovolené tolerance barometrických výškoměrů
Údaje měřené barometrickým výškoměrem musejí odpovídat platným předpisům pro
letectví. Dříve to byly předpisy Spojených leteckých úřadů JAR, které používaly evropští
výrobci letecké techniky a ve zbytku světa se využívaly především předpisy FAR Federálních
leteckých úřadů USA. V dnešní době se tímto problémem zabývá norma CS23.
Povolené tolerance barometrických výškoměrů udává tabulka Tab. 2.2-1. Jak si zde
můžeme všimnout, povolené tolerance jsou poměrně vysoké, jestliže uvážíme přistávání
-9-
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
letadla, ale hlavním záměrem je nejspíše udržení bezpečných výškových rozestupů mezi
letadly během letu.
Tab. 2.2-1: Dovolené tolerance barometrických výškoměrů
H [m]
ph [kPa]
∆H [m]
∆ ph [Pa]
-1 000
105
6,10
75,39
0
101
6,10
73,23
500
100
6,10
72,16
1 000
98
6,10
71,11
1 500
96
7,62
87,58
2 000
94
9,14
103,56
3 000
91
9,14
100,52
4 000
88
10,67
113,81
6 000
81
12,19
122,42
8 000
75
18,29
172,68
10 000
70
24,38
216,31
12 000
64
27,43
228,42
14 000
60
30,48
238,01
16 000
55
33,53
245,27
18 000
51
36,57
250,41
20 000
47
39,62
253,62
22 000
43
42,67
255,07
25 000
38
47,24
254,33
30 000
30
54,86
246,59
35 000
24
62,48
232,61
40 000
19
70,10
214,28
Pozn. : Všechny uvedené tolerance jsou platné pro teplotu 20°C
2.2.3 Nastavení barometrických výškoměrů
Barometrické výškoměry umožňují podle svého nastavení měření absolutní výšky,
relativní výšky a výšky letové hladiny. Toto nastavení provedeme zadáním základní úrovně
tlaku p0. Podle mezinárodní letecké organizace ICAO (International Civil Aviation
Organisation) se nastavení základní úrovně provádí pomocí tzv. Q kódu. Jejich význam je
znázorněn na obrázku Obr. 2.2-3.
•
QFE – základní úroveň tlaku odpovídá výšce prahu přistávací dráhy, takže výškoměr
udává relativní výšku nad letištěm a při přistání výškoměr ukazuje nulu. Tento režim
nastavení se používal při letu v okrsku letiště a během přiblížení na přistání.
V současné době je nahrazován oblastním kódem letiště QNH.
•
QNH – základní úroveň tlaku odpovídá hodnotě tlaku hladiny moře na 45° zeměpisné
šířky. Tento kód se používá během letu v okrsku letiště a během přiblížení na přistíní.
- 10 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
prahu letiště a jeho korekci na průměrnou
Kód se stanový pomocí tlaku na
nadmořskou výšku oblasti. Letadlo tedy přistává na nadmořskou výšku letiště.
•
QNE – Základní úroveň tlaku je nastavena na nulovou letovou hladinu, jejíž tlak
odpovídá 101,32kPa. Toto nastavení se používá pro let po trati mimo okrsky letišť,
kde se z důvodu řízení letového provozu, pohybují letadla po letových hladinách.
Obr. 2.2-3: Nastavení výškoměrů podle Q kódu
2.3 Měření rychlosti letu
Rychlost letadla je důležitým parametrem pro navigaci a mechaniku letu. Rychloměry
jsou cejchovány v km/h nebo v knotech (1 knot = 1,8532 km/h).
2.3.1 Definice rychlosti letu letadla
V letectví rozeznáváme několik druhů rychlostí:
•
Vertikální rychlost (Vertical Speed) vVS - je dána časovou změnou výšky H (vVS =
dH/dt).
•
Zemní traťová rychlost letu (Groun Speed) vGS - je rychlost, kterou se letadlo
pohybuje vůči zemskému povrchu
- 11 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
•
Relativní vzdušná rychlost (Air Speed) vAS - rychlost, kterou se letadlo pohybuje
vůči okolnímu vzduchu.
•
Rychlost větru (Wind Speed) vWS
Pro přiblížení posledních tří pojmů poslouží obrázek Obr. 2.3-1.
Obr. 2.3-1: Vektory rychlosti větru, vzdušné rychlosti a traťové rychlosti
Pohyb letadla vůči zemskému povrchu je dán součtem vektoru vzdušné rychlosti vAS a
vektoru rychlosti větru vWS. Rychlost vzniklá vektorovým součtem je označována jako zemní
traťová rychlost vGS.
Zatímco zemní traťová rychlost je důležitá především pro určení polohy letadla, vzdušná
rychlost má význam mnohem důležitější. Je základním parametrem v mechanice letu a
především na ni záleží, jestli se letadlo udrží ve vzduchu a bude ovladatelné pomocí řídicích
ploch.
Při ustáleném letu můžeme vyjádřit vztlakovou sílu působící na letadlo FZ vztahem (
2.3-1),
- 12 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
FVZ =
kde
c F Sρv 2
2
FVZ
je vztlaková síla [N],
c
je koeficient vztlakové síly závislý na úhlu náběhu [-],
ρ
je hustota vzduchu [kg m-3],
S
je nosná plocha [m2] a
v
je vzdušná rychlost [m s-1].
( 2.3-1)
Pro udržení letadla v ustáleném letu musí platit ( 2.3-2),
FVZ = mg = G
( 2.3-2)
po dosazení ( 2.3-2) do ( 2.3-1) a drobné úpravě můžeme vyjádřit vzdušnou rychlost v jak
ukazuje ( 2.3-3).
v=
2G
cSρ
( 2.3-3)
Ze vztahu je patrné, že letadla ve vyšších výškách, kde je řidší vzduch, musejí létat
rychleji. Rychlost odpovídající minimální hodnotě vztlakové síly nutné k tomu, aby letadlo
bylo ještě ovladatelné pomocí řídicích ploch se nazývá pádová rychlost. Při poklesu rychlosti
pod tuto hodnotu dojde k porušení proudu vzduchu v místě nosných ploch a k jeho
odtrhávání. To se projeví nestabilitou letadla a při dalším poklesu rychlosti, dojde k jeho
nekontrolovatelnému pádu.
Obr. 2.3-2: Ustálený let
- 13 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
Přehled různých definic vzdušné rychlosti:
•
Přístrojová rychlost (Instrument Speed) – je údaj rychloměru , neopravený o chybu
přístroje.
•
Indikovaná vzdušná rychlost (Indicated Air Speed IAS) – je údaj rychloměru,
opravený o chybu přístroje.
•
Kalibrováná vzdušná rychlost (Calibrated Air Speed CAS) – je údaj rychloměru,
opravený o chybu přístroje a chybu snímače, za předpokladu uvažování stlačitelnosti
vzduchu.
•
Pravá vzdušná rychlost (True Air Speed TAS) – je rychlost letadla vzhledem
k okolnímu nerozrušenému vzduchu.
•
Ekvivalentní rychlost (Equivalent Air Speed EAS) – je rychlost, kterou by letělo
letadlo v nulové nadmořské výšce standardní atmosféry při stejném dynamickém
tlaku, jako při letu v nadmořské výšce H.
2.3.2 Měření vzdušné rychlosti
Základním prvkem pro měření rychlosti je Pitot – statická trubice znázorněna na Obr.
2.3-3. Tato trubice má osu rovnoběžnou s podélnou osou letadla a umisťuje se na takovém
místě, aby drak letadla co nejméně ovlivňoval měřené veličiny.
První veličinou je celkový tlak pc, který do trubice vniká čelním otvorem a je úměrný
pohybu letadla vzhledem k okolnímu vzduchu v příslušné nadmořské výšce.
Druhou veličinou je statický tlak ph, odpovídající nadmořské výšce H. Ten do trubice
vniká otvory umístěnými po stranách, vzdálenými od čela trubice tak, aby stlačení vzduchu na
ni, co nejméně ovlivňovalo měření.
Oba získané tlaky jsou vedeny do diferenční tlakoměrové krabice, kde odečtením
statického tlaku ph od celkového tlaku pc získáme tlak dynamický pd, který přímo odpovídá
rychlosti letu vzhledem k okolnímu vzduchu. S výhodou se pro měření používají diferenciální
snímače tlaku.
Obr. 2.3-3: Pitot – statická trubice
- 14 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
2.3.2.1 Měření bez uvažování stlačitelnosti vzduchu
Zanedbáme-li stlačitelnost vzduchu, získáme pomocí Bernoulliho rovnice vztah,
v2
ph + ρ h
= p cn = konst.
2
kde
pH
je statický tlak odpovídající nadmořské výšce [Pa],
ρH
je hustota vzduchu odpovídající výšce [kg m3],
v
je vzdušná rychlost [m s-1] a
pcn
je celkový tlak nestlačitelného prostředí [Pa].
( 2.3-4)
Z toho snadno získáme,
p cn − p h = ρ h
kde
pdn
v2
= p dn
2
( 2.3-5)
je dynamický tlak nestlačitelného prostředí.
Dosadíme-li parametry odpovídající nulové výšce standardní atmosféry, pak snadno
vyjádříme vzorec pro určení vzdušné rychlosti v0n, platnou pro nulovou výšku a nestlačitelné
prostředí.
2 p dn 0
v0 n =
( 2.3-6)
ρ0
Jestliže se letadlo pohybuje v jiné výšce standardní atmosféry, kde je hustota ρh vzduchu
jiná než v nulové výšce, pak takto cejchovaný rychloměr udává přístrojovou rychlost vp.
Jestliže platí,
ρ 0 v 2p
2
=
ρ h v hn2
( 2.3-7)
2
kde vhn je vzdušná rychlost odpovídající výšce H pro nestlačitelné prostředí a ρh je hustota
vzduchu odpovídající této výšce, pak v nestlačitelném prostředí pro vzdušnou rychlost vhn,
odpovídající výšce H, platí vztah
- 15 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
v hn = v p
ρ0
ρh
( 2.3-8)
Protože však není uvažován vliv stlačitelnosti vzduchu, měří takto ocejchovaný rychloměr
se zápornou absolutní chybou. Ta je pro rychlosti 250 km/h 1% a při rychlosti 800 km/h 10%.
Takto cejchováné rychloměry se používali na počátcích letectví, kdy letadla nedosahovala
takových rychlostí. V současné době, kdy se dopravní letadla pohybují rychlostmi okolo 800
km/h a vojenská několikanásobnou rychlostí zvuku, je tento způsob měření rychlosti
nevyhovují
2.3.2.2 Měření s uvažováním stlačitelnosti vzduchu
Následující odvození předpokládá, že se měření bude provádět pouze při podzvukových
rychlostech. Při překročení rychlosti zvuku se před Pitot – statickou sondou vytvoří tzv.
rázová vlna, na které se skokem mění celkový i statický tlak vzduchu. Bližšší informace o
měření rychlosti vyšší než je rychlost zvuku je možné nalézt v literatuře [1].
Při uvažování stlačitelnosti vzduchu se vychází z termodynamické rovnice, která popisuje
energetické poměry v ose Pitot – statické sondy, ve tvaru
c p T1 +
kde
v12
v2
= c p Th +
2
2
cp
je měrná tepelná kapacita vzduchu při stálém tlaku [J kg-1 K-1],
T1
je teplota zbržděného vzduchu na vstupu Pitot – statické sondy [K],
Th
je teplota nerozrušeného proudu vzduchu před trubicí [K] ,
v1
je rychlost proudu vzduchu na vstupu do trubice [m s-1] a
v
je rychlost proudu vzduchu před trubicí [m s-1].
( 2.3-9)
Po zabrždění vzduchu (v = 0 m s-1) v sondě, získáme z ( 2.3-9) výraz
c pT1 = c pTh +
v2
2
( 2.3-10)
a po několika málo úpravách vyjádříme teplotu zabržděného vzduchu na vstupu do Pitotovy
trubice T1.
- 16 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
T1 = Th +

v2
v2
= Th 1 +
 2c T
2c p
p h




( 2.3-11)
Ze znalosti definičního vztahu pro měrnou plynovou konstantu Rm,
Rm = c p − c v = c p
kde
κ −1
κ
Rm
je měrná plynová konstanta Rm= 287,05287 J kg-1 K-1,
cp
je měrná tepelná kapacita vzduchu při stálém tlaku [J kg-1 K-1],
cv
je měrná tepelná kapacita vzduchu při stálém objemu [J kg-1 K-1] a
κ
je Poissonova konstanta [-] (κ = cp/cv),
( 2.3-12)
snadno vyjádříme měrnou tepelnou kapacitu při stálém tlaku cp,
c p = Rm
κ
κ −1
( 2.3-13)
po jejím dosazení do ( 2.3-11), můžeme teplotu na vstupu do Pitotovy sondy vyjádřit ve tvaru

v2 κ − 1 
T1 = Th 1 +

 2Th Rm κ 
( 2.3-14)
V otvoru celkového tlaku Pitot – statické sondy dojde ke stlačení vzduchu. Celý děj je
tepelně izolován, takže se jedná o adiabatický děj pro který platí
pV κ = konst.
( 2.3-15)
Protože rovnicí adiabatického děje můžeme popsat i tepelnou bilanci vzduchu pro
libovolné místo na proudnici, platí
p1V1κ = phVhκ
a zároveň platí
- 17 -
( 2.3-16)
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
V=
1
( 2.3-17)
ρ
pH a p1 jsou tlaky vzduchu v místě před sondou a v místě na vstupu sondy a
kde
VH a V1 jsou měrné objemy na stejných místech jako tlaky vzduchu.
Vztah ( 2.3-16) je také možné vyjádřit jako
p1
κ
ρ1
=
ph
( 2.3-18)
ρ hκ
a jestliže platí
ρ1 =
ph
p1
, ρH =
RmT1
RmTh
( 2.3-19)
Můžeme ( 2.3-18) ještě upravit do tvaru
p1 Rmκ T1κ ph Rmκ Thκ
=
p1κ
phκ
( 2.3-20)
Jestliže budeme chtít vyjádřit teplotu na vstupu do Pitot – statické sondy T1, dostaneme
T1 = Th
p1
ph
κ
ph
p p 
=Th 1  1 
p1
ph  ph 
−
1
κ
1−
p 
= Th  1 
 ph 
1
κ
p 
= Th  1 
 ph 
κ −1
κ
( 2.3-21)
Takto vyjádřenou teplotu T1 můžeme dosadit do vztahu ( 2.3-14) a získáme rovnost
 p 
Th  1 
 ph 
κ −1
κ
 1 κ − 1 v2 
= Th  1 +

 2 κ RmTh 
( 2.3-22)
Označíme-li tlak na vstupu Pitot – statické sondy p1 jako celkový tlak pc, a tento tlak
vyjádříme, získáme
- 18 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
 1 κ −1 v2
p c = p h 1 +
 2 κ RmTm
κ
 κ −1


( 2.3-23)
Konečně můžeme vyjádřit vzdušnou rychlost ve tvaru
κ −1


  pc  κ

v =    − 1
  ph 



2 RmThκ
κ −1
( 2.3-24)
Vzdušná rychlost je úměrná dynamickému tlaku pd, pro který platí pd = pc – ph. Po
dosazení do ( 2.3-24) dostaneme po několika úpravách vyjádření vzdušné rychlosti
κ −1


  pd

 κ
+ 1 − 1
v = 

  ph



2 RmThκ
κ −1
( 2.3-25)
Teplotu Th můžeme na základě ( 2.3-19) vyjádřit ve tvaru
Th =
ph
ρ h Rm
( 2.3-26)
a po jeho dosazení do ( 2.3-25) můžeme tuto rovnici vyjádřit tvarem, kde namísto Rm a Th
budou obsaženy tlaky a hustoty vzduchu
κ −1


  pd

κ
v = 
+ 1 − 1

  ph



ph
ρh
2κ
κ −1
( 2.3-27)
2.3.2.2.1 Kalibrovaná vzdušná rychlost CAS
Jedná se o zdánlivou rychlost, která vyjadřuje aerodynamické obtékání letadla vzduchem
a její znalost je naprosto zásadní pro určení vztlakové síly působící na letadlo. Vztah, kterým
- 19 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
je dána, je velice důležitý a podle něho jsou cejchovány rychloměry letadel létajících
podzvukovou rychlostí.
Získáme ho ze vztahu ( 2.3-27) tak, že za parametry ph a ρh dosadíme hodnoty
odpovídající nulové výšce mezinárodní standardní atmosféry(ph = p0 = 101,325 kPa a ρh = ρ0
= 1,225 kg⋅m-3).
vCAS
κ −1


  pd

κ
= 
+ 1 − 1

  p0



p0
ρ0
2κ
κ −1
( 2.3-28)
2.3.2.2.2 Skutečná vzdušná rychlost TAS
Tato rychlost udává, jak rychle se letadlo pohybuje vzhledem k nerozrušenému okolnímu
vzduchu. Při úplném bezvětří by udávala rychlost, jakou se letadlo pohybuje vůči zemi.
Odpovídala by tak zemní traťové rychlosti vGS. Používá se především pro účely navigace, kdy
z času a této rychlosti určíme dráhu. V dnešní době však ztrácí na významu, protože pro
přesné určování polohy se používají systémy pro inerciální navigaci nebo souřadnice GPS.
Při přesném měření venkovní teploty vzduchu Th by jsme mohli tuto rychlost určit ze
vztahu ( 2.3-25), kde se Th mění v závislosti na výšce. V dnešní době se u většiny
konstruovaných rychloměrů závislost teploty vnějšího vzduchu s výškou převádí pomocí
barometrické rovnice na závislost statického tlaku ph. Pro oblast troposféry, které odpovídá
rozsahu výšek 0 – 11km platí vztah odvozený ze základní diferenciální rovnice pro závislost
tlaku vzduchu
p 
Th = T0  h 
 p0 
0,2
( 2.3-29)
Po dosazení ( 2.3-29) do ( 2.3-25) získáme rovnici pro skutečnou vzdušnou rychlost
platnou pro výšky 0 – 11km ve tvaru
- 20 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
vTAS
κ −1
0,2


κ


 ph  2κ
p


d
=  + 1 − 1 RmT0  
 p

 p0  κ − 1
 h 



( 2.3-30)
2.3.3 Povolené tolerance měření vzdušné rychlosti
Dovolené tolerance určování vzdušné rychlosti jsou stejně jako u barometrických
výškoměrů stanoveny normou. Dříve platné předpisy FAR resp. JAR nahradila norma CS23.
Předpisy stanovují tolerance měření kalibrované vzdušné rychlosti vCAS, protože její
znalost je naprosto zásadní pro bezpečný let letadla.
Pro skutečnou vzdušnou rychlost vTAS nejsou normou stanoveny žádné tolerance. Tato
rychlost má spíše orientační charakter, protože její údaj by odpovídal skutečnosti pouze za
předpokladu úplného bezvětří. Záleží na výrobci konkrétního rychloměru, jakou přesnost u
přístroje zaručí.
Tab. 2.3-1: Dovolené tolerance měření kalibrované vzdušné rychlosti
vCAS [km h-1]
40
60
80
100
120
140
160
200
300
350
400
450
500
600
700
800
900
1 000
pd [kPa]
∆ vCAS [km h-1]
0,074
8
0,159
8
0,301
8
0,474
8
0,684
6
0,938
6
1,205
5
1,903
5
4,317
5
5,909
10
7,765
10
9,898
10
12,316
10
18,059
10
25,113
15
33,616
15
43,735
15
55,675
15
- 21 -
∆ pd [Pa]
3,0
3,0
3,0
3,0
1,7
1,7
1,2
1,2
1,2
4,7
4,7
4,7
4,7
4,7
10,6
10,6
10,6
10,6
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
3 Návrh hardwaru
3.1 Měření dynamického a statického tlaku
Jak již víme s teoretického rozboru, pro určení výšky letu potřebujeme znát velikost
statického tlaku vzduchu ph a pro určení rychlostí letu potřebujeme znát velikost dynamického
tlaku vzduchu pd.
Pro měření statického tlaku vzduchu použijeme absolutní senzor tlaku s potřebným
vstupním rozsahem, určeným podle Tab. 2.2-1 a znalosti dostupu pro malá letadla, který je do
výšky 5km. Tak dostaneme tlakový rozsah 84 až 101kPa.
Pro měření dynamického tlaku vzduchu s výhodou použijeme diferenciální tlakový
snímač. Jestliže na jeden jeho vstup přivedeme statický tlak vzduchu ph a na jeho druhý vstup
celkový tlak vzduchu pc, jeho výstupní udaj bude přímo odpovídat dynamickému tlaku
vzduchu pd. Rozsah určíme podle Tab. 2.3-1 a podle omezené rychlosti malých letadel do
300km h-1. Dostaneme tak rozsah diferenciálního tlaku 0 až 4,5kPa.
Oba tlakové snímače musejí spolehlivě pracovat v teplotním pásmu 60 až –40°C.
3.1.1 Výběr vhodných senzorů
Při výběru vhodných senzorů byl velký problém s velkým teplotním rozsahem ve kterém
musejí snímače přesně pracovat. Vlivem změny teplot, se mění převodní charakteristika
senzoru a je potřeba tuto charakteristiku korigovat. Některé senzory mají tyto odchylky
popsány pro určité rozmezí teplot rovnicemi, jejíž pomocí by jsme byly schopni provádět
korekční přepočty. V jiném případě by jsme museli provést měření na konkrétním snímači a
teplotní závislost zjistit sami. Poté by jsme museli pro tuto závislost odvodit vztah nebo
korekce provádět pomocí tabulky, kterou jsme získaly z měřeních. Zvolený senzor SP82,
tento problém umožňuje řešit snadněji.
Obr. 3.1-1: Tlakový senzor SP82
- 22 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
SP82 je senzor vyráběný technologií mems. Hlavní měřicí část je tvořena tenzometrickou
membránou, uspořádanou do můstkového zapojení. Při napájení můstku 5V je na jeho
výstupu při maximálním vstupním tlaku, napětí 125mV. Další součástí senzoru je teplotně
citlivý rezistor, který slouží k snímání teploty uvnitř čidla a poslední částí je vyhřívací
rezistor.
Právě naposledy zmiňované rezistory umožňují udržovat teplotu senzoru na konstantní
hodnotě a zamezí tak nepříznivým posunům přechodové charakteristiky vlivem teplotní
změny. Snahou je vyhřát senzor na teplotu vyšší, něž s kterou by se během provozu mohl
setkat. Získáme tak stálou přechodovou charakteristiku na kterou již teplota měřené veličiny a
ani prostředí ve kterém je senzor umístěn, nemá vliv.
Převodní charakteristika je pak lineární s typickou chybou nelinearity 0,1% z celkového
rozsahu.
Převodní charkakteristika SP82
0,12
Diferenční napětí [V]
0,11
0,1
0,09
y = 0,0012x - 0,0069
R2 = 1
0,08
0,07
0,06
0,05
0,04
35
45
55
65
75
85
95
105
Tlak [kPa]
Obr. 3.1-2: Převodní charakteristika SP82 při teplotě 20°C
Výhodou také je, že se tyto senzory vyrábějí v diferenciálním i absolutním provedení, což
umožní jejich použití pro měření dynamického i statického tlaku vzduchu. Bude tak možno
řešit stejným způsobem zpracování signálů na jejich výstupech.
Nevýhodou je cena, která se blíží k 9 000Kč. Ta je však částečně kompenzována
uvedenými výhodami a faktem, že senzory jsou určeny přímo k použití v letadlech a firma je
držitelem řady certifikátů (http://www.memscap.com/awards.html).
- 23 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
V tabulce Tab. 3.1-1 jsou uvedeny parametry SP82. Jsou zde uvedeny i vstupní rozsahy
s jakými jsou senzory vyráběny. Pro měření vzdušné rychlosti byl zvolen diferenciální senzor
se vstupním rozsahem 50kPa a pro měření výšky byl vybrán senzor s rozsahem 100kPa.
V nulové výšce dle MSA je sice tlak 101kPa, ale senzor vydrží přetížení 150% z
celkového tlakového rozsahu. Další možností bylo zvolit senzor s rozsahem 200kPa, ale tak
by jsme snížily rozlišení o polovinu oproti senzoru s pásmem 100kPa.
Tab. 3.1-1: Parametry tlakového senzoru SP82
- 24 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
Na Obr. 3.1-3 jsou zobrazeny pouzdra senzoru v absolutním i v diferenciálním zapojení.
Vývody pouzder se v obou případech od sebe neliší a velikost je také stejná. Jen diferenciální
senzor má se shora navíc vstup na druhý tlak.
Na Obr. 3.1-4 je vidět vnitřní zapojení senzoru a význam jednotlivých vývodů pouzdra.
Odpor RT slouží k snímání teploty uvnitř čidla a odpor RE slouží k jeho vyhřívání.
Obr. 3.1-3: Pouzdro tlakového senzoru SP82 v absolutním a diferenciálním provedení
Obr. 3.1-4: Vnitřní uspořádání tlakového senzoru SP82
- 25 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
3.1.2 Analogové zpracování signálů z výstupů SP82
Tlakový senzor SP82 má dva výstupy, které potřebujeme měřit. První je výstup s měřícího
můstku, který odpovídá absolutnímu, popřípadě diferenciálnímu tlaku. Druhým výstupem
jsou svorky příslušející teplotně citlivému odporu RT. Ten slouží ke snímání teploty uvnitř
senzoru.
Měřící můstek je napájen stabilizovaným napětím 5V a jeho výstup při maximální
hodnotě tlaku bude125mV. Toto napětí potřebujeme zpracovat tak, aby vyhovovalo
vstupnímu rozsahu A/D převodníku. Pro zvolený převodník AD7738 činí tyto rozsahy
625mV, 1,25V a 2,5V. Zvolen byl rozsah 2,5V, což znamená, že výstupní rozdílové napětí
můstku musíme dvacetkrát zesílit. K tomu byl vybrán precizní přístrojový zesilovač AD620.
Zesílení se nastavuje odporem zapojeným mezi svorky RG1 a RG2, jehož hodnota se stanový
podle vztahu ( 3.1-1) daného výrobcem,
RG =
kde
G
je požadované zesílení a
RG
je velikost odporu [Ω].
49400
G −1
( 3.1-1)
Pro hodnotu G = 20 dostaneme RG = 2,6k Ω. Tento odpor tvoří sériová kombinace odporu R1
a trimru RP1, který slouží k přesnému nastavení hodnoty.
Měření vnitřní teploty senzoru pomocí rezistoru RT je realizováno měřením úbytku napětí
na tomto odporu při konstantním protékajícím proudu. Jako zdroj proudu slouží zapojení
s operačním zesilovačem OP07, kde je RT zapojen ve zpětné vazbě. Zapojení je napájeno
stabilizovaným napětím 5V. Velikost protékajícího proudu nastavíme sériovou kombinací
rezistoru R3 a trimru RP4. Hodnotu této kombinace stanovíme pomocí vztahu,
RI =
kde
U
I
RI
je velikost odporu kombinace [Ω],
U
je napájecí napětí [V] a
I
je požadovaný proud [A].
- 26 -
( 3.1-2)
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
Po dosazení U = 5V a zvolení I = 0,3mA dostaneme RI = 16,666k Ω. Proud I je zvolen tak
proto, abychom se vešli do vstupního rozsahu A/D převodníku (2,5V), při měření teploty do
100 °C (RT = 5,294k Ω) a použití přístrojového zesilovače AD620, který neumožňuje zesílení
nižší než 1. Tento zesilovač zde musíme použít, protože úbytek napětí na RT nelze měřit proti
zemi. Při stanoveném proudu I a teplotě 100 °C, bude úbytek napětí na RT, 1,58V. Zesílení
přístrojového zesilovače stanovíme tak, abychom se přiblížily maximální vstupní hodnotě
převodníku. Při zesílení G = 1,5 bude na vstupu převodníku při 100 °C, 2,37V. Velikost
rezistoru RG opět stanovíme podle ( 3.1-1) a získáme RG = 98,8kΩ. Tento rezistor je
realizován sériovým zapojením rezistoru R2 a trimru RP2. Trimr RP3 připojený k OP07
slouží k odstranění offsetu.
Zapojení uvedené na Obr. 3.1-5 je v aerometrickém systému použito dvakrát, protože
SP82 v provedení pro měření absolutního tlaku je využíván pro zjišťování výšky letu a
v diferenciálním provedení k zjištění dynamického tlaku a tím odpovídající rychlosti letu.
+15V
7
+5V
3
1
BR1
BR2
11
SUB
RE1
RT1
RE2
RT2
RG2
- 4
REF
V-
2
AD620
10
2
6
OUT1
5
-15V
8
9
+15V
SP82
+15V
+5V
7
3
+
V+
U3
7
6
OUT
2
OP07
-
4 1 8
V- N1N2
-15V
3
1
RP2
25K
1
R2
82K
3
2
8
2
+
RG1
AD620
RP3
25K
-15V
R3
15K
RP4
2K5
1
3
Obr. 3.1-5: Zapojení analogové měřící části k senzoru SP82
- 27 -
V+
U4
OUT
RG2
- 4
2
6
E1-
OUT
8
2
3
1
3
5
R1
2K2
2
E1+
E2+
RP1
500R
1
3
1
12
V+
U1
+
RG1
REF
V-
6
5
OUT2
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
4900
4800
4700
RT [Ω]
4600
y = 9,485x + 4345,6
R2 = 0,9792
4500
4400
4300
4200
4100
-20
-10
0
10
20
30
40
50
Teplota [°C]
Obr. 3.1-6: Závislost velikosti odporu RT snímače SP82 na teplotě
3.1.3 Ovládání topného rezistoru u SP82
Topný rezistor RE v senzoru SP82 slouží k udržování konstantní teploty uvnitř čidla při
změnách venkovní teploty. Tyto změny jsou v letectví poměrně velké. Letadlo, které čeká na
dráze na start, může být v létě na přímém slunci vyhřáto na 60 °C a po startu a vystoupání na
letovou hladinu, může teplota po několika minutách klesnout na -40 °C. To samozřejmě má
vliv na převodní charakteristiku senzoru, jak můžeme vidět na Obr. 3.1-7. Tuto nepříznivou
vlastnost odstraníme právě topným rezistorem a tak získáme stálý průběh převodní
charakteristiky. Výrobcem je doporučená teplota na které má být senzor udržován 90 °C. Tuto
teplotu snímáme, jak bylo výše řečeno, teplotně citlivým rezistorem RT. Teplotu vyhodnocuje
mikroprocesor, který při teplotě nižší než je doporučená, spíná obvod s RE.
Zapojení obvodu s topným rezistorem je patrné na Obr. 3.1-8. RE je připojen na napětí
15V a přes tranzistor BS108 je uzavírán obvod. Rezistor R1 je do obvodu zařazen na základě
doporučeného zapojení k omezení proudu tekoucího obvodem. Ten je při RT = 120Ω, 0,115A.
Rezistor R2 pouze uzemňuje řídící elektrodu tranzistoru, když na ni není přivedena žádná
úroveň.Tranzistor má parametry 200V 0,25A, což plně vyhovuje provozním podmínkám.
Jelikož se jedná o N-MOS tranzistor, v sepnutém stavu se bude nacházet, když na výstupu
procesoru bude stav logická 1.
- 28 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
0,13
Diferenční napětí [V]
0,12
0,11
0,10
0,09
0,08
0,07
0,06
0,05
0,04
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
7000
8000
Výška [m ]
23°C
–30°C
30°C
15°C
Obr. 3.1-7: Závislost výstupního napětí SP82 na výšce při změně teploty
1
12
E1+
E2+
BR1
BR2
3
+15V
6
11
R1
10R
E1-
SUB
RE1
RT1
RE2
RT2
5
10
2
8
9
SP82
Q1
BS108
PROCESOR
R2
4K7
Obr. 3.1-8: Zapojení ovládání topného rezistoru senzoru SP82
3.2 Převod analogového signálu z tlakových čidel na digitální
Analogové signály s obou tlakových senzorů potřebujeme převést do digitálního tvaru,
aby s nimi mohl pracovat mikroprocesor a provádět z nich výpočty aerometrických veličin.
- 29 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
3.2.1 Volba vhodného A/D převodníku
Nejdůležitějším parametrem pro výběr vhodného převodníku bylo jeho rozlišení. Víme, že
senzor SP82 má při plném vstupním rozsahu na svém výstupu napětí 125mV. To znamená
125mV na 100kPa, tj. 1,25mV na 1kPa, pro senzor statického tlaku.
Pro výpočet bylo zvoleno rozlišení 0,5m. Podle tabulky povolených chyb barometrických
výškoměrů Tab. 2.2-1 je tato hodnota ještě hodně pod povolenou tolerancí, která je pro výšky
do 300m, 6,1m. Podle vztahu ( 2.2-18) pro zvolenou přesnost v nulové nadmořské výšce
podle MSA potřebujeme rozlišit tlak 6Pa. Ve výšce 2000m pro stejnou přesnost už
potřebujeme rozlišit 4,93Pa. Proto byla jako výchozí tlak vybrána hodnota 5Pa. Tato hodnota
se do rozsahu 1kPa vejde 200krát. Napětí 1,25mV podělíme 200. Získáme tak napětí, které by
musel být převodník schopen rozlišit na výstupu senzoru a to je 6,25µV. Když tento signál
zesílíme tak, aby byl plně využit vstupní rozsah převodníku, potřebujeme dosáhnout
minimálně 20 000 možných digitálních stavů. Z toho plyne, že potřebujeme minimálně15-ti
bitový A/D převodník (215 = 32 768).
U snímače pro měření dynamického tlaku budeme postupovat obdobně. Celkový rozsah
senzoru je 50kPa, kterým odpovídá výstupní napětí 125mV, takže rozlišení je 2,5mV na 1kPa.
Podle tabulky Tab. 2.3-1 zjistíme, že nejnižší dovolená nepřesnost je pro rychlosti 160 –
300km h-1 a to ±5km h-1. Této odchylce odpovídá dynamický tlak 1,2Pa. Ten se nám do 1kPa
vejde 833,3krát. Napětí 2,5mV podělíme 833,3 a získáme 3µV, které by musel převodník
rozlišit přímo na výstupu snímače. Jestliže výstupní napětí opět zesílíme tak, aby byl plně
využit vstupní rozsah A/D převodníku, musíme rozlišit 41 666 stavů. To znamená, že
potřebujeme minimálně 16-ti bitový převodník (216 = 65 536).
Zvolen byl 8 kanálový sigma delta převodník AD7738. Sigma delta převodníky jsou
vhodné pro kontinuální zpracování signálů s vysokou rozlišitelností a proto jsou vhodné ke
zpracování signálů ze senzorů fyzikálních veličin. Vybraný typ se vyrábí s rozlišitelností 16
nebo se zvýšenou 24 bitů. Zvolena byla varianta s vyšším rozlišením, protože je snahou
dosáhnout co nejpřesnějšího výsledku měření i za cenu toho, že nebudou efektivně využity
všechny bity.
Jelikož máme na tomto převodníku dostatek volných vstupů, bude použit i pro digitalizaci
velikostí úbytků napětích na teplotně citlivých rezistorech obou tlakových snímačů. Zde však
nepotřebujeme tak vysoké rozlišení.
- 30 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
3.2.2 Připojení A/D převodníku do obvodu
A/D převodník převádí analogové signály z tlakových senzorů po jejich zesílení na signál
digitální, vhodný pro zpracování mikroprocesorem. Je tak součástkou, která odděluje
analogovou a digitální část obvodu. Proto je na jeho vstupní části připojena analogová zem (
čárkovaná značka GND) a výstupní část spolu s krystalem jsou spojeny s digitální zemí
(trojúhelníková značka GND). Stejně tak je odděleno i napájecí napětí. Svorka +5Vd označuje
digitální část napájení a svorka bez písmenka d analogové napájení. Způsob celkového
zapojení a hodnoty součástek vychází z doporučení výrobce.
Převodník pro svoji přesnou funkci vyžaduje navíc referenční zdroj napětí 0 a 2,5V (
REFIN- a REFIN+ ). Popis tohoto zdroje bude dále v podkapitole napájení.
Vstupní signály před vstupem do převodníku projdou pasivní dolní propustí, tvořenou
zapojením R1, C5 pro čtvrtý kanál a stejně je tomu i u ostatních vstupů se součástkami R5,
C12, R9, C21 a R13, C25. Tato propust odfiltruje od signálu rušivé vyšší harmonické složky.
Výstup převodníku je zapojen pro komunikaci s použitým procesorem Motorola.
C14
Y1
33p
C13
33p
REFIN(+)
AIN3
9
10
11
12
17
18
19
20
AIN2
AIN1
15
16
21
22
CS
SCLK
DOUT
DIN
RDY
RESET
4
1 SCK
25 MISO
26 MOSI
24 INT
5
AINCOM/P0
SYNC/P1
AIN0
C25
100n
AD7738
DVdd
DGND
+5Vd
7
8
27
28
R13
20R
C21
100n
AD7738
AVdd
AGND
R9
20R
C12
100n
AIN7
AIN6
AIN5
AIN4
AIN3
AIN2
AIN1
AIN0
6
23
R5
20R
C5
100n
MCLKIN
MCLKOUT
REFIN(+)
REFIN(-)
2
3
ADCIN(-)
ADCIN(+)
R1
20R
U8
MUXOUT(+)
MUXOUT(-)
6,144MHz
13
14
REFIN(-)
+5V
+5Vd
+
C15
10M/16V
C16
100n
C17
100n
Obr. 3.2-1: Zapojení A/D převodníku
- 31 -
+
C18
10M/16V
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
3.3 Měření teploty
Měření teploty je v tomto aerometrickém systému uskutečňováno na dvou místech. První
je na samotné měřicí desce a druhé je v prostoru před letadlem.
Na desce je teplota měřena proto, abychom měli údaj o tom, jestli jsou splněny provozní
podmínky všech obsažených součástek. Nedodržení teplotních pracovních pásem použitých
komponent by vedlo na chybu měření a je třeba s ní počítat.
V prostoru před letadlem je teplota měřena proto, že znalost teploty vnějšího vzduchu je
dalším nutným letovým parametrem. Přestože se jedná o důležitý parametr, v normě jsem
nenalezl dovolené tolerance jejího měření. Proto jsem vyhledal několik palubních modulů
určených pro měření venkovní teploty vzduchu a zjistil, že se tyto přístroje vyrábějí
s přesností 1% z celkového rozsahu. Uvažujeme-li teplotní rozsah od +60 do –40°C, měří tyto
přístroje s nepřesností ±1°C
3.3.1 Volba vhodného teplotního senzoru
Pro tuto aplikaci byl zvolen inteligentní křemíkový senzor SMT160-30-92, jehož cena se
pohybuje okolo 100Kč. Měří v rozsahu teplot –45 až +150°C s maximální chybou ±0,7°C a
nelinearitou 0,2°C. Napájen je napětím +5V. Jeho výstup je kompatibilní s TTL úrovní a
měřená teplota odpovídá střídě na jeho výstupu, která je v rozmezí frekvencí 1 až 4kHz. To
nám umožní připojení snímače rovnou na vstup mikroprocesoru. Teplota se vypočte ze střídy
podle vztahu ( 3.3-1).
DC = 0,32 + 0,0047t
kde
DC
je výstupní střída a
t
je teplota ve °C.
Obr. 3.3-1: Pouzdro TO92 a teplotní senzory řady SMT160-30
- 32 -
( 3.3-1)
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
3.3.2 Zapojení teplotních senzorů do obvodu
Senzor určený k měření teploty na měřícím modulu je zařazen přímo do desky plošných
spojů a k připojení externího senzoru teploty venkovního vzduchu slouží svorkovnice J3.
Způsob připojení senzorů je patrný z Obr. 3.3-2. Výstupní signály jsou vedeny na vstupy
procesoru, které umožňují měření signálu PWM.
J3
OUT
+V
GND
1
2
3
PWM1
1
2
3
+5Vd
PWM2
+5Vd
SMT-160-30-18
HEADER 3
Obr. 3.3-2: Připojení teplotních senzorů SMT160-30-92 do obvodu
3.4 Mikroprocesor
Jedná se o součástku, která bude zajišťovat chod celého měřicího modulu. Musí být
schopna komunikovat s A/D převodníkem, umožňovat měření střídy, mít dostatečnou
výpočetní kapacitu pro výpočet aerometrických veličin podle vztahů uvedených v teoretickém
rozboru a podporovat komunikaci po RS232 a CAN.
3.4.1 Volba vhodného mikroprocesoru
Procesor splňující výše uvedené parametry je MC9S12DG128 od firmy Motorola. Dalším
důvodem pro jeho volbu byl fakt, že se s tímto druhem procesorů chci seznámit, byl
k dispozici v laboratoři a PWM signály dokáže měřit téměř hardwarově.
3.4.2 Zapojení mikroprocesoru do obvodu
Vývody 1, 2, 3, 4 a 11, který je určen pro externí přerušení, jsou zapojeny tak, aby
umožňovaly komunikaci mikroprocesoru s A/D převodníkem. Vývody 11, 12 slouží jako
výstupní brána pro spínání tranzistorů, které ovládají topné rezistory v tlakových snímačích a
vývody 15, 16 slouží jako vstupní brána pro měření PWM signálu s teplotních čidel. BDM
svorkovnice J2 je zapojena tak, aby umožňovala programování mikroprocesoru přímo v desce
plošných spojů pomocí programátoru připojitelného k PC. Reset mikroprocesoru při zapnutí
napájecího napětí zajišťuje monostabilní klopný obvod MC34064. Vývody 89, 90, 102 a 103
slouží pro komunikaci prostřednictvím RS232 a vývody 100, 101 jsou určené pro sběrnici
CAN. Zapojení ostatních vývodů a hodnoty součástek vycházejí z odpovídající dokumentace.
- 33 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
+5Vd
SCK
MOSI
MISO
1
2
3
4
19
20
5
6
7
8
INT
TOP1
TOP2
PWM1
PWM2
+5Vd
21
22
R11
4K7
J2
1
2
3
4
5
6
23
24
25
26
27
28
29
30
31
RESET
+5Vd
HEADER 6
C24
220n
13
14
32
33
34
35
U14
GND
VCC
RESET
9
10
11
12
15
16
17
18
TEST
3
2
1
49
50
51
52
+5Vd
R15
4K7
MC34064
RESET
R19
3K3
36
37
38
39
C31
?
XFC
C32
?
53
54
55
56
C33
220n
VDDPLL
+5Vd
40
41
RESET 42
C30
22p
Y3
R18
16MHz 10M
VDDPLL43
45
XFC 44
46
47
C29
22p
TEST 48
SS1/PWM3/KWP3/PP3
SCK1/PWM2/KWP2/PP2
MOSI1/PWM1/KWP1/PP1
MISO1/PWM0/KWP0/PP0
PP4/KWP4/PWM4
PP5/KWP5/PWM5
PP6/KWP6/PWM6
PP7/KWP7/PWM7
XADDR19/PK5
XADDR18/PK4
XADDR17/PK3
XADDR16/PK2
XADDR15/PK1
XADDR14/PK0
PK7/ECS/ROMCTL
VDDX
VSSX
IOC0/PT0
IOC1/PT1
IOC2/PT2
IOC3/PT3
IOC4/PT4
IOC5/PT5
IOC6/PT6
IOC7/PT7
PJ6/KWJ6/RXCAN4/SDA/RXCAN0
PJ7/KWJ7/TXCAN4/SCL/TXCAN0
VREGEN
PS7/SS0
PS6/SCK0
PS5/MOSI0
PS4/MISO0
KWJ1/PJ1
KWJ0/PJ0
PS3/TXD1
PS2/RXD1
PS1/TXD0
PS0/RXD0
MODC/TAGHI/BKGD
ADDR0/DATA0/PB0
ADDR1/DATA1/PB1
PM0/RXCAN0/RXB
ADDR2/DATA2/PB2
PM1/TXCAN0/TXB
ADDR3/DATA3/PB3
ADDR4/DATA4/PB4
PM2/RX_BF/RXCAN1/RXCAN0/MISO0
ADDR5/DATA5/PB5
PM3/TX_BF/TXCAN1/TXCAN0/SS0
ADDR6/DATA6/PB6 PM4/BF_PSYN/RXCAN0/RXCAN4/MOSI0
ADDR7/DATA7/PB7 PM5/BF_PROK/TXCAN0/TXCAN4/SCK0
VDD1
VSS1
PM6/BF_PERR/RXCAN4
PM7/BF_PSLM/TXCAN4
KWH7/PH7
KWH6/PH6
KWH5/PH5
KWH4/PH4
VSSA
VDDA
VRL
VRH
SS1/KWH3/PH3
SCK1/KWH2/PH2
MOSI1/KWH1/PH1
MISO1/KWH0/PH0
PAD15/AN15/ETRIG1
PAD14/AN14
PAD13/AN13
PAD12/AN12
PAD11/AN11
PAD10/AN10
PAD09/AN09
PAD08/AN08
PAD07/AN07/ETRIG0
PAD06/AN06
PAD05/AN05
PAD04/AN04
PAD03/AN03
PAD02/AN02
PAD01/AN01
PAD00/AN00
XCLKS/NOACC/PE7
MODB/IPIPE1/PE6
MODA/IPIPE0/PE5
ECLK/PE4
LSTRB/TGLO/PE3
R/W/PE2
IRQ/PE1
XIRQ/PE0
VSSR
VDDR
RESET
VSS2
VDD2
VDDPLL
VSSPLL
PA7/ADDR15/DATA15
PA6/ADDR14/DATA14
PA5/ADDR13/DATA13
PA4/ADDR12/DATA12
PA3/ADDR11/DATA11
PA2/ADDR10/DATA10
PA1/ADDR9/DATA9
PA0/ADDR8/DATA8
XFC
EXTAL
XTAL
TEST
112
111
110
109
108
107
106
99
98
R8
3K3
97
+5Vd
96
95
94
93
92
91
90 TXD
89 RXD
105
104
103RTS
102CTS
101CRX
100CTX
88
87
86
83
+5Vd
85
84
82
80
78
76
74
72
70
68
81
79
77
75
73
71
69
67
66
65
64
63
62
61
60
59
58
57
MC9S12DG128CPV
Obr. 3.4-1: Připojení mikroprocesoru MC9S12DG128 do obvodu
- 34 -
+5Vd
C26
220n
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
3.5 Rozhraní RS 232
Tento typ rozhraní se začal využívat pro telekomunikační účely. Jeho velkému rozšíření
přispělo užívání v osobních počítačích. Proto se i přes jeho nedostatky (nízká přenosová
rychlost, spojení bod – bod, malá odolnost proti rušení) používá v řadě měřících aplikací. To
byl také důvod, proč je rozhraní použito v této práci.
3.5.1 Parametry RS 232
Při sériové komunikaci jsou data vysílána jako posloupnost jednotlivých bitů, přičemž
v jednom časovém okamžiku je přenášen vždy jediný bit. Přenášené bity nabývají logických
úrovní 0 a 1. Úrovni log. 1 odpovídá napěťová úroveň –3 až –15V a log. 0 odpovídá napěťová
úroveň +3 až +15V. Obvody rozhraní jsou nesymetrické a proto se uvedené úrovně vztahují
k potenciálu nulového signálového vodiče. Odpor zátěže se může pohybovat v rozmezí 3 až
7kΩ a kapacita zátěže nesmí být vyšší než 2,5nF.
Signály rozhraní jsou definovány standardem v kterém je obsaženo celkem 20 signálů.
Nejdůležitější z nich jsou obsaženy v tabulce Tab. 3.5-1. Typ konektorů není specifikován,
ale v praxi se nejvíce používají konektory Cannon s 25 nebo 9 kontakty.
Při asynchronním přenosu je nutné nastavit u obou komunikujících zařízení naprosto
shodné parametry. Nastavujeme přenosovou rychlost (1Bd = 1bit/s) a formát přenosu. Ten se
skládá z 1 start bitu, dále následuje 8 datových bitů postupně od nejnižšího LSB, poté 1
paritní bit, který může být vynechán a vše je zakončeno 1 nebo 2 stop bity.
3.5.2 Zapojení RS 232 do obvodu
Ve své práci jsem využil zapojení RS 232 s využitím pěti vodičů se signály (RxD, TxD,
RTS, CTS a GND) umožňujícími hardwarově řízený přenos. Tyto signály jsou generovány
mikroprocesorem na výstupech určených pro sériovou komunikaci. Jelikož tyto výstupy
nemají napěťový rozsah odpovídající standardu RS 232, je využit obvod ICL 232
konstruovaný pro tuto funkci. Jde o nábojovou pumpu upravující logické úrovně na
standardizovaný napěťový rozsah. Jeho zapojení odpovídá doporučení výrobce, včetně hodnot
použitých kondenzátorů. Připojení konektoru Cannon s 9 kontakty je v souladu s Tab. 3.5-1.
Obr. 3.5-1: Konektor Cannon s 9 kontakty
- 35 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
Tab. 3.5-1: Popis nejdůležitějších 9 signálů rozhraní RS 232
Číslo kontaktu konektoru
Funkce
25 kontaktů 9 kontaktů
Protective ground
1
ochranný zemní vodič
Transmitted
TxD
2
3
data vysílaná z DTE
Recieved Data
RxD
3
2
data přijímaná z DTE
signál vysílaný z DTE;
Request To Send
RTS
4
7
sděluje DCE, že DTE je
připraveno přijímat data
signál vysílaný z DCE;
sděluje DTE, že DCE je
Clear To Send
CTS
5
8
připraveno přijímat data od
DTE a vysílat je do
komunikačního kanálu
signál vysílaný z DCE;
sděluje DTE, že DCE je
Data Set Read
DSR
6
6
funkční a připraveno
komunikovat
signálový zemní vodič
Signal Ground
7
5
Ground
signál vysílaný z DCE;
sděluje DTE, že byl
Data Carrier
DCD
8
1
detekován signál vysílaný
Detected
modemem na opačném konci
komunikačního kanálu
signál vysílaný z DTE;
Data Terminal
DTR
20
4
sděluje DCE, že DTE je
Ready
funkční
signál vysílaný z DCE;
Ring Indicator
RI
2
9
indikuje „vyzváněcí“ signál
v komunikačním kanálu
Pozn.: DTE (Data Terminal Equipment) – koncové datové zařízení, např. terminál, počítač.
DCE (Data Communication Equipment) – komunikační datové zařízení, např. modem
Signál
Symbol
- 36 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
P1
1
6
2
7
3
8
4
9
5
CONNECTOR DB9
U9
C19 10M/16V
13
8
11
10
TXD
RTS
+
1
3
4
5
2
6
+
C20 10M/16V
R1IN
R2IN
T1IN
T2IN
C+
C1C2+
C2V+
V-
R1OUT
R2OUT
T1OUT
T2OUT
12
9
14
7
RXD
CTS
+5Vd
VCC
GND
16
15
ICL232
+
+
C22
10M/16V
C23
10M/16V
Obr. 3.5-2: Zapojení rozhraní RS 232
3.6 Sběrnice CAN
Tato sběrnice byla původně vyvinuta pro použití v automobilech, aby se zjednodušilo
síťové propojení senzorů a akčních členů. V posledních letech se stále čím dál více používá
v průmyslové automatizaci. Je to zejména díky otevřenosti systému a dostupnosti komponent
od různých výrobců. Další předností je jednoduchý komunikační protokol a velmi krátká
latentní doba pro prioritní zprávy, což umožňuje rychlé reakce a řízení v reálném čase. Právě
možnost řízení v reálném čase mě vedla k použití sběrnice v této práci. Díky tomu bude
možné napojení konstruovaného měřicího modulu na řídící systém letadla.
3.6.1 Parametry CAN
Standard CAN definuje dvě vzájemně komplementární hodnoty bitů na sběrnici,
dominantní a recesivní. Jedná se o jakýsi zobecnělý ekvivalent logických úrovní, které nejsou
pevně určeny a záleží na konkrétní realizaci přenosového média. Pravidla pro komunikaci
jsou jednoznačná. Vysílají-li všechny uzly recesivní hodnotu bitu, pak je na sběrnici recesivní
úroveň. Vysílá-li alespoň jeden uzel dominantní hodnotu bitu, je na sběrnici dominantní
úroveň.
- 37 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
Na sběrnici může být teoreticky připojeno neomezené množství uzlů, ale s ohledem na
zatížení sběrnice a zajištění správných statických a dynamických parametrů udává norma 30
připojených uzlů. Maximální délka sběrnice pro přenosovou rychlost 1Mbit/s je 40m. Pro
nižší přenosové rychlosti může být délka vyšší. Jako přenosové médium se používá nejčastěji
kroucený dvoudrát, který tvoří rozdílovou sběrnici. Vodiče sběrnice jsou označovány CAN H
a CAN L. Sběrnice je pro omezení odrazů na obou koncích přizpůsobena rezistory 120Ω.
Jednotlivé úrovně jsou na definovány rozdílovým napětím. Recesivní úrovni odpovídá Udif =
0V a dominantní úrovni Udif = 2V.
Tab. 3.6-1: Popis signálů CAN a jejich přiřazení na 9 kontaktový konektor Cannon
Signál
CAN L
CAN GND
CAN SHLD
GND
CAN H
CAN V+
Číslo kontaktu
1
2
3
4
5
6
7
8
9
Popis
Dominantní Low
Zem
Stínění (nepovinné)
Zem (nepovinné)
Dominantní Hight
Napájení (nepovinné)
3.6.2 Zapojení CAN do obvodu
Pro buzení sběrnice je použit obvod PCA82C250T. Na jeho vstup jsou vedeny signály
TxD a RxD (zde označeny CTX a CRX) s řadiče CAN, který je obsažen v použitém
procesoru a jeho výstup již odpovídá signálům CAN H a CAN L, které rozdílově budí
sběrnici. Tyto signály jsou vedeny na konektor Cannon s 9 kontakty. Zapojení je shodné
s tabulkou Tab. 3.6-1. Mezi vodiči sběrnice je přes jumper zařazen přizpůsobovací rezistor
R22.
Jelikož se jedná o průmyslovou sběrnici, jsou signály od procesoru odděleny optočleny
1N137 a napájení sběrnice je od napájení ostatních obvodů měřícího modulu odděleno
DC/DC měničem CDDSW1-0505S. Toto oddělení zajistí, že v případě poruchy a výskytu
vyššího napětí na sběrnici, než jsou použité součástky schopny vydržet, nedojde k jejich
zničení. Zapojení oddělovacích prvků vychází z dokumentace k obvodu PCA82C250T.
- 38 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
2
C30
100n
P2
JP1
JUMPER1
R21
390R
1
1
6
2
7
3
8
4
9
5
5
6
7
8
U17
5
6
7
8
R22
120R
CONNECTOR DB9
Vref
CANL
CANH
Rs
GND
VO
VE
VCC
NC2
+
NC
R20
390R
4
3
2
1
CTX
+5Vd
1N137
RxD
Ucc
GND
TxD
4
3
2
1
+5Vd
R23
390R
PCA82C250T
1
2
3
4
C33
100n
NC
+
NC2
VCC
VE
VO
GND
R24
390R
8
7
6
5
CRX
C34
100n
1N137
+5Vd
DC/DC1
4
+VOUT +VIN
2
C35 100n
3
-VOUT
-VIN
1
CDDSW1-0505S
Obr. 3.6-1: Zapojení rozhraní pro CAN
3.7 Napájení
Na napájení měřicí desky je potřeba symetrické napájení ±15V vůči společné zemi GND.
Tuto hodnotu jsem zvolil pro napájení použitých operačních a přístrojových zesilovačů.
Napětí +15V je také využito pro napájení výhřevného odporu u obou tlakových snímačů
SP82. Realizace tohoto napájecího zdroje není součástí této práce. Napětí se na měřící systém
přivede přes svorkovnici J1. Počítá se s tím, že napájecí zdroj bude dokonale odrušen a
stabilizován, aby nevnášel do měřícího obvodu žádné chyby.
Pro napájení všech integrovaných obvodů včetně mikroprocesoru a napájení
tenzometrického měřicího můstku u obou SP82 je využito napětí +5V. Pro tento účel je využit
obvod 78L05. Obvod ze vstupního napětí, které může být v rozsahu 7 až 20V dělá výstupních
stabilizovaných 5V. Na vstup a výstup obvodu jsou zapojeny blokovací kondenzátory 100nF.
Mezi analogovou a digitální část obvodu jsou zařazeny proudově kompenzované tlumivky
RSD42V. Tuto součástku tvoří společné jádro kolem něhož je několik závitů dvouvodičového
vedení. Stejnosměrný proud má v obou vodičích stejnou hodnotu, ale opačný smysl, proto má
magnetický obvod nulové stejnosměrné sycení. To samé však neplatí pro střídavý signál a
proto tato součástka působí jako filtr střídavé rušivé složky napájecího napětí.
Za tlumivkou je ještě připojen DC/DC měnič CDDSW1-0505S. Je zde zařazen pro
izolační oddělení analogové a digitální části obvodu.
- 39 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
J1
+15V
1
2
3
-15V
HEADER 3
+5V
IN
C1
100n
78L05
OUT
1
+5Vd
DC/DC2
C2 1
100n
2
L1*
L2*
L1
L2
2
3
COMMON
+15V
RSD42V
4
4
+VOUT +VIN
2
3
3
-VOUT
-VIN
1
CDDSW1-0505S
Obr. 3.7-1: Zapojení stabilizátoru 78L05 a oddělení analogové a digitální části obvodu
Jako zdroj referenčního napětí pro A/D převodník je využit obvod AD780. Zapojení a
hodnoty součástek vycházejí z dokumentace součástky a požadavku na zdroj referenčního
napětí 0 a 2,5V pro A/D převodník.
+5V
1
2
3
C6
1M
4
C3
100n
NC
2,5V/3,0V
+VIN
NC
TEMPT
VOUT
GND
TRIM
AD780
8
7
6
REFIN(+)
5
C4
1M
REFIN(-)
Obr. 3.7-2: Zapojení referenčního zdroje napětí AD780
- 40 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
4 Návrh desky plošných spojů
Pro návrh plošných spojů byl použit návrhový systém OrCAD 10. V prostředí Capture
bylo navrženo elektronické schéma, jehož části jsou popsány v předešlé kapitole a
v kompletní podobě je zobrazeno v Příloze A. Po dokončení zapojení a přiřazení pouzder
všem součástkám se pomocí vygenerovaného Netlistu přešlo k samotnému návrhu plošného
spoje v prostředí Layout. Dobrou pomůckou při seznamování s návrhovým systémem byla
literatura [6].
4.1 Rozmístění součástek a realizace DPS
Deska plošných spojů je realizována jako dvouvrstvá. Součástky jsou rozmístěny na horní
straně desky tak, aby bylo možné oddělit analogovou a digitální část obvodu, jak naznačuje
červená čára na Obr. 4.1-1. Pravá dolní část obrázku je analogová a levá horní část je
digitální. Podle této hranice je rozdělena i rozlévaná měď spodní strany desky, která tvoří
analogovou a digitální zem, jak je zobrazeno v Příloze C. Na hranici obou částí jsou umístěny
proudově kompenzované tlumivky (tlum) pro oddělení digitálního a analogového napájení.
Obr. 4.1-1: Rozmístění součástek na desce plošných spojů
- 41 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
Vstupy měřicího modulu jsou na spodní části obrázku, kde jsou zleva umístěny tlakové
senzory, svorkovnice pro přívod napájecího napětí, BDM svorkovnice umožňující
programování mikroprocesoru a svorkovnice pro připojení teplotního čidla na snímání
venkovní teploty vzduchu.
Výstupy měřícího modulu jsou umístěny na pravé straně obrázku. Odshora jsou to
konektory Cannon pro rozhraní RS232 a sběrnici CAN.
Všechny součástky jsou rozmístěny tak, aby bylo umožněno co nejkratší propojení.
- 42 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
5 Závěr
V této práci se podařil návrh aerometrického systému. Byl vybrán vhodný snímač
statického tlaku pro měření výšky letu pomocí barometrické metody, dále byl vybrán vhodný
diferenciální tlakový snímač pro měření dynamického tlaku připojením na Pitot – statickou
sondu, pomocí něhož můžeme určit kalibrovanou vzdušnou rychlost CAS a skutečnou
vzdušnou rychlost TAS a pro měření teploty vnějšího vzduchu byl vybrán vhodný teplotní
senzor. Všechny senzory vyhovují normám a požadavkům pro použití na malých a
ultralehkých letadlech.
Požadavek na nízkou cenu, nebyl zcela splněn u tlakových snímačů, ale při jejich použití
můžeme snadno rozšířit rozsah tohoto systému na rychlosti do 1 000km h-1 a při použití
odvozeného vztahu pro závislost statického tlaku vzduchu na výšce v oblasti troposféry, jsme
schopni měřit do výšky 10 km. Odvozením a použitím vztahů, vyjadřující závislost pro vyšší
části atmosféry, můžeme měřicí rozsah ještě dále zvětšit a rozšířit tak oblast využití tohoto
systému.
Pro zvolené senzory byly navrženy obvody pro zpracování jejich výstupních signálů a pro
převedení do tvaru vhodného pro zpracování mikroprocesorem. Na realizaci těchto obvodů
byly vybrány součástky vhodné pro přesné zpracování a byl zvolen mikroprocesor
s parametry umožňující další rozšíření této práce.
Pro spojení měřicího modulu s okolím slouží sériové rozhraní RS232 nebo sběrnice CAN
umožňující spojení s počítačem nebo zobrazovacím zařízením.
Na celý aerometrický systém byla navržena deska plošného spoje s oddělenou analogovou
a digitální zemí a snahou o co nejkratší vedení spojů mezi součástkami, z důvodu snížení
účinků případného rušení. Deska neobsahuje napájecí zdroj. Předpokládá se připojení
stabilizovaného napětí pomocí svorkovnice. Procesor je připojen tak, aby bylo možné jeho
programování přímo v desce pomocí svorkovnice, přes kterou připojíme programátor.
Prakticky zatím byla vyzkoušena jen analogová část určená pro zpracování signálu
z tlakového senzoru a ovládací část jeho topného rezistoru. Vyzkoušení proběhlo na
kontaktním poli a tlakový senzor byl nahrazen rezistory o hodnotách jemu odpovídajících.
V pokračování této práce bude nutné osadit a oživit desku plošných spojů a vytvořit
firmware pro mikroprocesor, který podle odvozených vztahů v teoretickém rozboru, bude
vypočítávat aerometrické veličiny a bude pomocí použitých rozhraních schopen komunikovat
s připojeným zařízením. Firmware by měl také umožňovat zadávání kalibračních konstant a
nastavování výškoměru pomocí Q kódů. Zároveň by měly být programově zajištěny potřebné
- 43 -
Jan Nedvěd
Aerometrický systém pro malá letadla
korekce výšky tak, aby systém měřil nejpřesněji při přibližování se k zadané výšce prahu
přistávací plochy. Konstrukce systému také umožňuje měřit, při znalosti potřebných vztahů,
např. Machovo číslo nebo vertikální rychlost, kterou by jsme stanovili se změny výšky v čase.
Dále by bylo vhodné navrhnout napájecí zdroj na základě napájecího napětí v konkrétním
letadle s výstupním napětím, které realizovaná měřicí deska vyžaduje.
- 44 -
Příloha A – náhled na kompletní schéma zapojení
Příloha B – náhled na horní vrstvu plošného spoje
Příloha C – náhled na spodní vrstvu plošného spoje
Seznam obrázků
Obr. 2.1-1: Aerometrický systém ............................................................................................... 2
Obr. 2.2-1: Rozdělení výšek....................................................................................................... 3
Obr. 2.2-2: Teplota v závislosti na výšce podle MSA ............................................................... 6
Obr. 2.2-3: Nastavení výškoměrů podle Q kódu...................................................................... 11
Obr. 2.3-1: Vektory rychlosti větru, vzdušné rychlosti a traťové rychlosti ............................. 12
Obr. 2.3-2: Ustálený let ............................................................................................................ 13
Obr. 2.3-3: Pitot – statická trubice ........................................................................................... 14
Obr. 3.1-1: Tlakový senzor SP82 ............................................................................................. 22
Obr. 3.1-2: Převodní charakteristika SP82 při teplotě 20°C .................................................... 23
Obr. 3.1-3: Pouzdro tlakového senzoru SP82 v absolutním a diferenciálním provedení ........ 25
Obr. 3.1-4: Vnitřní uspořádání tlakového senzoru SP82 ......................................................... 25
Obr. 3.1-5: Zapojení analogové měřící části k senzoru SP82 .................................................. 27
Obr. 3.1-6: Závislost velikosti odporu RT snímače SP82 na teplotě........................................ 28
Obr. 3.1-7: Závislost výstupního napětí SP82 na výšce při změně teploty.............................. 29
Obr. 3.1-8: Zapojení ovládání topného rezistoru senzoru SP82 .............................................. 29
Obr. 3.2-1: Zapojení A/D převodníku ...................................................................................... 31
Obr. 3.3-1: Pouzdro TO92 a teplotní senzory řady SMT160-30 .............................................. 32
Obr. 3.3-2: Připojení teplotních senzorů SMT160-30-92 do obvodu ....................................... 33
Obr. 3.4-1: Připojení mikroprocesoru MC9S12DG128 do obvodu ......................................... 34
Obr. 3.5-1: Konektor Cannon s 9 kontakty .............................................................................. 35
Obr. 3.5-2: Zapojení rozhraní RS 232...................................................................................... 37
Obr. 3.6-1: Zapojení rozhraní pro CAN................................................................................... 39
Obr. 3.7-1: Zapojení stabilizátoru 78L05 a oddělení analogové a digitální části obvodu........ 40
Obr. 3.7-2: Zapojení referenčního zdroje napětí AD780.......................................................... 40
Obr. 4.1-1: Rozmístění součástek na desce plošných spojů ..................................................... 41
Seznam tabulek
Tab. 2.2-1: Dovolené tolerance barometrických výškoměrů ................................................... 10
Tab. 2.3-1: Dovolené tolerance měření kalibrované vzdušné rychlosti ................................... 21
Tab. 3.1-1: Parametry tlakového senzoru SP82 ....................................................................... 24
Tab. 3.5-1: Popis nejdůležitějších 9 signálů rozhraní RS 232 ................................................. 36
Tab. 3.6-1: Popis signálů CAN a jejich přiřazení na 9 kontaktový konektor Cannon ............. 38
Soupis použité literatury
[1] Draxler, K.: Přístrojové systémy letadel 2. Skripta ČVUT, Praha 2002
[2] Vedral, J., Fisher, J.: Elektronické obvody pro měřící techniku. Monografie ČVUT, Praha
2004
[3] Haasz, V., Roztočil, J., Novák, J.: Číslicové měřicí systémy. Monografie ČVUT, Praha
2000
[4] Ripka, P., Ďaďo, S., Kreidl, M., Novák, J.: Senzory a převodníky. Skripta ČVUT, Praha
2005
[5] Kocourek, P., Novák, J.: Přenos informace. Skripta ČVUT, Praha 2004
[6] Záhlava, V.: OrCAD 10. Grada, Praha 2004
[7] Jakl, P.: Měření vzdušné rychlosti. Diplomová práce ČVUT FEL, Praha 2005
[8] Novák, M.: Použití levných senzorů pro měření výšky barometrickou metodou.
Diplomová práce ČVUT FEL. Praha 2006
[9] Katalogový list mikroprocesoru MC9S12DG128, firma Motorola
[10] Katalogový list OP07, firma Analog Devices
[11] Katalogový list AD620, firma Analog Devices
[12] Katalogový list AD780, firma Analog Devices
[13] Katalogový list AD7738, firma Analog Devices
[14] Katalogový list 78L05, firma Texas Instruments
[15] Katalogový list ICL 232, firma Intersil
[16] Katalogový list 6N137 , firma Agilent Technologies
[17] Katalogový list MC 34064, firma ON Semiconductor
[18] Katalogový list PCA82C250 , firma Philips
[19] Katalogový list SP82 , firma Memscap
[20] Katalogový list SMT160-30, firma Smartec
[21] Katalogový list MPX4115, firma Motorola
[22] Katalogový list 15-PSI-D-4V-MIL,firma Honeywell