DOI 10.2478/jok-2019-0010 Henryk SZKUDLARZ, Przemysław MĄDRZYCKI, Dariusz KARCZMARZ, Joanna GORCZYCA, Paweł SUŁKOWSKI, Wojciech PUCHALSKI
Air Force Institute of Technology (Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych)
ANALYSIS OF SELECTED PARAMETERS OF THE GPS
RECEIVER
USING THE SONEX LL AIRCRAFT
Badanie wybranych parametrów odbiornika GPS
z wykorzystaniem samolotu Sonex LL
Abstract: This article presents the preparation and performance of tests of a GPS receiver
in terms of confirming the selected technical parameters. Due to impossibility to carry out the tests with the use of classic ground methods, an unconventional method that uses a Sonex LL air platform was developed.
Keywords: flight tests, GPS receiver, overload
Streszczenie: Niniejszy artykuł przedstawia przygotowania oraz realizację badań
odbiornika GPS w zakresie potwierdzenia wybranych parametrów technicznych. Ze względu na brak możliwości przeprowadzenia badań klasycznymi metodami naziemnymi opracowano niekonwencjonalną metodę wykorzystującą platformę powietrzną Sonex LL. Słowa kluczowe: badania w locie, odbiornik GPS, przeciążenia
Sonex LL is an aircraft specially adapted to conduct tests during the flight. The aircraft construction was modified in a way that allows to mount various, tested equipment both inside the fuselage and on external stores. The structural changes adapting a standard aircraft version to the needs of the role of a research platform involved the development of an additional power supply system of the tested equipment, mounting of a flight parameter recorder, a data transmission system, as well as designation and preparation of places for mounting the tested equipment. In this configuration, the aircraft was certified by the Civil Aviation Office in the category “SPECIAL”.
1. Potential places of the tested equipment mounting
In the aircraft construction, several places for potential mounting of the tested equipment were provided for. Depending on sizes of the equipment, its purpose and power supply method, mounting can be implemented:
On wing mount units (container variant)
Fig. 1. Model of the experimental container under the wing beam
The variant provides for mounting of devices with a low weight, powered autonomously or from the on-board network, in the container. The maximum weight of the container with the tested equipment is 35 kg. A test flight must be performed with two containers (flow and weight symmetry) [1, 10].
Inside the cockpit
In place of the second pilot’s seat, it is possible to mount a special rack, on which the tested equipment is placed. This mounting variant is used while testing the equipment provided for internal mounting and powered from the aircraft on-board network. The maximum weight of the tested equipment with a rack – 60 kg.
Fig. 2. Test equipment mounted in the aircraft cockpit
If internal mounting requires the orientation of devices towards the area under the aircraft – in the fuselage, an opening panel allowing for, e.g. vertical orientation of sensors, was foreseen. In order to fasten the sensors, it is possible to use a rectangular, reinforced frame presented in the picture below. This frame can be used interchangeably with a plate for the observation head assembly and it is mounted under the right seat [7].
Mounting under the fuselage
The tested external devices (sensors, observation heads, antennae, etc.) can be mounted under the front right part of the fuselage. The device is attached to the reinforced floor structure under the right seat. The maximum weight of the tested equipment – 30 kg. The maximum height of the tested equipment, in the light of the permissible clearance allowing for safe take-off and landing, is 35 cm.
Fig. 4. Equipment mounting under the fuselage
In order to minimise the impact of the engine exhaust gases on the tested devices – an exhaust system was reconstructed, and exhaust gases are discharged only to the left fuselage side [8].
Mounting at the wing tips
This mounting variant is applied to test light antennae with small sizes. The maximum weight of the antenna is 2 kg. Test flights must be performed with two antennae. A method for mounting the tested equipment is presented in fig. 5.
Fig. 5. Equipment mounting at the wing tips
In the previously performed work, the aircraft, as a research platform, was used for tests during the flight:
• observation heads, • practice bombs,
• equipment for test flights of a missile homing station,
• spectrophotometer, which after tests on Earth, was to be used for space exploration,
• aerial sensors of imaging recognition in terms of using in the system in order to assess the possibility of forcing the channel of large rivers by military vehicles [9].
2. Research problem
In 2018, the Institute was asked the question on the possibility of studying the selected technical parameters of a new GPS receiver. The key parameter, which had to be confirmed, was:
The possibility of proper operation of the device during overloads with the value of nZ ≥ +2g, for at least 3 seconds and at the speed of ≥180 km/h (50m/s, 97.2 kts)
The operation correctness was understood as maintaining the continuity of signal reception and provision of information on the speed, as well as maintenance of the continuity of determining the receiver position with the above-mentioned exposures.
The analysis of research capabilities carried out by the Manufacturer of the receiver showed that the task is virtually impossible to implement with the use of ground methods. While the formation of each of critical parameters separately (speed, overloading for at least 3 seconds) is feasible, the creation of them together while maintaining the “visibility” of the constellation of the GPS system’s satellites by the antenna would require the construction of special and expensive equipment.
3. Analysis of research implementation capabilities
The analysis of the possibilities of implementing the necessary research consisted in finding answers to the following questions:
• Is it possible to mount the tested equipment and its power supply during testing?
• What manoeuvres should be used in order to generate the required exposures?
• What flight parameters should be used for performing the manoeuvre in order to obtain the necessary overload and speed in the required time period?
• How to record and synchronise data in order to obtain clarity of the required parameters?
All conducted analyses had to take into account the aircraft construction limitations resulting from the planned mounting place (weight and dimensions) and acceptable flight parameters of the Sonex LL aircraft specified in the Aeroplane Flight Manual. A very important aspect of mounting and operating the tested equipment was also the safety of a pilot in during the flight performance.
In accordance with the procedures applicable in Civil Aviation after performed mounting, it is necessary to obtain the Airworthiness Certificate CRS (Certificate Release to Service) confirming the possibility of safe performance of the flight operation.
3.1. Equipment mounting concept
The equipment, which should be tested, included the following elements: • HGPST4 receiver, • Antenna, • Antenna cable, • USB cable, • Dell 5114 laptop, • Power cable.
The conducted analysis of the weight, dimensions and method for supplying the devices confirmed the possibility of mounting the equipment on the right seat.
In order to ensure secure mounting of individual units, a special mounting base with an antenna arm was designed and made. The application of the arm allowed to mount the antenna at the highest point of the cockpit, just under the cover. Owing to such a solution, the effect of “covering” the satellites by the aircraft construction elements was eliminated. By taking into account the necessity of preforming the manoeuvre in order to generate the required exposures and provide the antenna vertical position during the manoeuvre – a special mounting base of the antenna was designed and made. Its construction allows to manually correct the position of the antenna in relation to variable tilting of the aircraft in the manoeuvre. The necessity to execute an adjustable base for the antenna resulted from the fact that the tested system was supposed to be ultimately used by ground systems, maintaining the antenna position close to the horizontal one by principle.
The diagram of the mounting base with an arm is presented in fig. 6.
The test equipment mounted on the base is presented in fig. 7.
Fig. 7. Tested GPS receiver mounted in the cockpit
The diagram of the moveable antenna base is presented in fig. 8.
The antenna mounted on the movable base is presented in fig. 9.
Fig. 9. GPS antenna mounted on the movable base
3.2. Manoeuvre selection
It is possible to obtain the required overload during the vertical (half-loop) or horizontal manoeuvre (turn). In case of a half-loop, the overload time period would be limited to approx. 5 seconds, and the speed and altitude of the flight would be subject to dynamic changes. In case of the Sonex LL aircraft, the speed in such a manoeuvre varies from 220 km/h to approx. 80 km/h, and a difference in the height of starting and ending the manoeuvre is about 300 m. The half-loop manoeuvre additionally complicates the implementation of tests due to a quick-change position of the GPS receiver antenna in relation to the horizontal plane during the manoeuvre. This phenomenon could result in the loss of the ability to “see” the constellation of satellites of the navigation system, and in the interruption of data recording in the tested system.
For this reason, the research team focused on the capabilities of generating the required exposures atturning.
According to preliminary assumptions of the research team, the turn performance with appropriate parameters and the ability to rearrange the GPS
antenna in order to maintain the horizontal position, should allow to generate the desired exposures while maintaining the “visibility” of the constellation of satellites. The diagram of the assumed manoeuvre and method for the antenna orientation in the manoeuvre is presented in fig. 11.
Fig. 10. Antenna position in the horizontal flight
3.3. Manoeuvre parameters
In order to determine the parameters of the manoeuvre, in which the required exposures will be generated, it was necessary to perform the calculations of the flight parameters taking into account the permissible flight parameters and the SONEX LL aircraft tilting angles:
• Turning radius R, • Full turning time t360,
• Overloads obtained atturning nZ.
In order to calculate the flight conditions, the navigation formulas were generally applied:
R[m] = V2/g * tgβ (1)
where:
V – speed provided in m/s
β – tilt angle atturning provided in degrees or
R[ft] = V2/11,26*tgβ (2)
where:
V – speed in knots
β – tilt angle atturning provided in degrees
t360 = 2πR/VR (3)
or t360 = 2πVR/g*tgβ, (where VR w m/s, β – tilt angle atturning provided in degrees)
nZ = 1/cos β (4)
where:
β – tilt angle atturning provided in degrees
Table 1
Manoeuvre parameters for various flight speeds
It results from the performed calculations that in order to obtain the required exposures, it is necessary to implement the turn with tilting of at least 60ºand the flight speed of at least 180 km/h. The precisely performed manoeuvre should allow to obtain the required overloads in 18.5 seconds with the required 3 seconds [3].
3.4. Data recording
In order to obtain the confirmation of correct operation of the receiver subjected to the required exposures, it was necessary to continuously record the parameters, the analysis of which will allow for unambiguous confirmation of fulfilment of the following requirements:
• GPS time,
• geographical coordinates, • speed,
• overload nz,
• angles of the aircraft spatial position.
The Sonex LL aircraft is equipped with an accurate Garmin GNS 530W navigation system cooperating with an FDU T4 on-board data recorder. Both devices were certified by the Civil Aviation Office during certification tests of the aircraft. Owing to them, it is possible to record all parameters necessary in the course of tests.
However, due to the necessity of parallel recording of coordinates determined by the tested GPS receiver – a laptop with a built-in application reading and
archiving the parameters specified by the tested receiver was additionally used. Owing to such a solution, two independent measurement systems were obtained.
Due to the fact that both systems record the same GPS time, it was assumed that just the time will be the parameter that enables the synchronisation of two independent recordings. On its basis, it is possible to correlate the data recorded by the on-board recorder and GPRMC (speed) and GPGGA (overload) messages recorded by the application of the tested GPS receiver.
4. Test course and results
The tests were carried out at Bydgoszcz Ignacy Jan Paderewski Airport (EPBY) on 21-22 August 2018.
After obtaining the CRS certificate for the implemented mounting of the tested equipment, two test flights were performed. The first (calibration) one allowed to confirm the correctness of the concept of implementing the tests and to develop optimal parameters of the manoeuvre performance by the pilot. The second test flight allowed to record the parameters necessary to confirm the operation correctness of the tested receiver subjected to specific exposures.
During both flights, several manoeuvres (of at least 3 seconds) were performed, during which all criteria determining the confirmation of the tested receiver operation correctness were satisfied:
• signal reception continuity, • issuing of speed information,
• continuity of determining the receiver positions at exposures: – flight speed ≥ 180 km/h
– overload nZ ≥ + 2g
The data from the selected flight section recorded by the on-board data recorder are presented in the Table below.
On the basis of the obtained data, the overload nz and speed diagrams of the
selected flight section (flight time: 13:29:35 - 13:29:40) were implemented. The required minimum values of exposures were marked in red.
Table 2
Data from the flight recorder
date time latitude longitude speed [kts] nx [g] ny [g] nz [g]
22-08-18 13:29:35 N 53,9.52 E 17,40.07 113 0.4 0.1 2.2 22-08-18 13:29:35 N 53,9.52 E 17,40.07 113 0.5 0.2 2.5 22-08-18 13:29:35 N 53,9.51 E 17,40.04 113 0.5 0.1 2.4 22-08-18 13:29:35 N 53,9.51 E 17,40.03 113 0.4 0.1 2.3 22-08-18 13:29:36 N 53,9.51 E 17,40.02 113 0.4 0.0 2.2 22-08-18 13:29:36 N 53,9.51 E 17,40.02 113 0.4 0.1 2.3 22-08-18 13:29:36 N 53,9.50 E 17,40.00 113 0.4 0.1 2.4 22-08-18 13:29:36 N 53,9.49 E 17,39.98 113 0.4 0.2 2.1 22-08-18 13:29:37 N 53,9.49 E 17,39.98 113 0.4 0.1 2.1 22-08-18 13:29:37 N 53,9.49 E 17,39.98 113 0.4 0.2 2.2 22-08-18 13:29:37 N 53,9.47 E 17,39.96 114 0.4 0.2 2.3 22-08-18 13:29:37 N 53,9.46 E 17,39.95 114 0.4 0.2 2.1 22-08-18 13:29:38 N 53,9.46 E 17,39.95 114 0.4 0.1 2.2 22-08-18 13:29:38 N 53,9.46 E 17,39.95 114 0.4 0.1 2.2 22-08-18 13:29:38 N 53,9.44 E 17,39.94 114 0.4 0.1 2.4 22-08-18 13:29:38 N 53,9.43 E 17,39.94 114 0.4 0.2 2.5 22-08-18 13:29:39 N 53,9.43 E 17,39.94 114 0.4 0.2 2.4 22-08-18 13:29:39 N 53,9.43 E 17,39.94 114 0.4 0.1 2.0 22-08-18 13:29:39 N 53,9.40 E 17,39.93 114 0.3 0.1 2.0 22-08-18 13:29:39 N 53,9.40 E 17,39.93 114 0.4 0.1 2.4 22-08-18 13:29:40 N 53,9.39 E 17,39.93 114 0.4 0.1 2.4 22-08-18 13:29:40 N 53,9.38 E 17,39.94 114 0.4 0.1 2.3 22-08-18 13:29:40 N 53,9.37 E 17,39.94 114 0.4 0.2 2.3
Fig. 12. Flight speed diagram. The desired minimum speed value was marked in red
5. Conclusions
1. The tested object was a new GPS receiver intended for ground applications. The receiver was supposed to be resistant to a number of exposures, the total combination of which in laboratory conditions was extremely hindered or (due to costs) even impossible.
2. In order to confirm the receiver resistance to the required exposures, the Sonex LL aircraft and the specially designed mounting platform were used.
3. The Methodology of In-flight Tests taking into account the calculations related to parameters of the manoeuvre, in which it was possible to generate the desired exposures, was developed.
4. Two independent data recording systems were applied, the records of which were synchronised with the use of the GPS time.
5. During two test flights, a series of manoeuvres with the expected flight parameters, in which the desired or larger exposures were generated, was performed.
6. The analysis of the recorded data is synchronised with the use of the GPS time allowed for unambiguous confirmation of the device resistance and meeting the requirements by it.
7. The Sonex LL aircraft confirmed its usefulness again as a Flying Laboratory that allows for the implementation of unusual research tasks.
6. References
1. Analiza wyboru rozwiązań technicznych podwieszanego zasobnika uwarunkowanych parametrami nosiciela i zasobnika [Analysis of the selection of technical solutions of the mounted containerconditioned by the carrier and containerparameters], Collective work, AFIT 2013.
2. Cognitive Airborne multisEnsor System for Aerial Reconnaissance Intelligence and Surveillance. Collective work, the AFIT 2013.
3. Description of Flying Laboratory. Certification plan AFIT ver. 01 – Raport Projektu CAESARIS [CAESARIS Project Report]. Warsaw 2014.
4. Instrukcji użytkowania w locie samolotu Sonex LL SP-YWL [Aeroplane Flight Manual of the Sonex LL SP-YWL aircraft].
5. Opracowanie systemu do oceny możliwości forsowania koryta dużych rzek – etap I [Developing a system to evaluate the possibilities of forcing the channels of large rivers – stage I], Collective work, recorded in the AFIT library No. 8837/50.
6. Opracowanie systemu do oceny możliwości forsowania koryta dużych rzek – etap II [Developing a system to evaluate the possibilities of forcing the channels of large rivers – stage II], Collective work, recorded in the AFIT library No. 10217/50.
7. Program badań aparatury specjalnej na samolocie Sonex LL - Badanie spektralno-obrazującego systemu do zdalnych pomiarów z wykorzystaniem statku powietrznego – SPECTROP – L. Program opracowany dla badań realizowanych przy współudziale Centrum Badań Kosmicznych PAN [Research programme of the special equipment on the Sonex LL aircraft – Test of the spectral-imaging system for remote measurements with the use of the aircraft – SPECTROP – L. The programme developed for research conducted in cooperation with the Space Research Centre of the Polish Academy of Sciences], Collective work, AFIT 2013.
8. Program badań aparatury specjalnej na samolocie Sonex LL – Badanie w locie systemów głowicy optoelektronicznej [Research programme of the special equipment on the Sonex LL aircraft – Flight test of the optoelectronic head systems], Collective work, the AFIT 2013.
9. Szkudlarz H., Karczmarz D., Mądrzycki P., Perz-Osowska M.: The Flying Laboratory; multipurpose surveillance and observation platform, 34th EARSeL Symposium: European remote sensing - new opportunities for science and practice, University of Warsaw, Faculty of Geography and Regional Studies, Warsaw, 16-20 June 2014. 10. Uniwersalne stanowisko montażowe dla aparatury badawczej do zastosowania na
podwieszeniach samolotu Sonex LL (Latające Laboratorium) [Universal mounting station for the test equipment for using on the Sonex LL aircraft stores (Flying Laboratory)], Collective work, the AFFIT library No. 8020/50.
BADANIE WYBRANYCH PARAMETRÓW
ODBIORNIKA GPS
Z WYKORZYSTANIEM SAMOLOTU SONEX LL
Sonex LL jest samolotem specjalnie przystosowanym do prowadzenia badań w locie. Jego konstrukcja została zmodyfikowana w sposób umożliwiający zabudowę różnej badanej aparatury zarówno wewnątrz kadłuba, jak i na podwieszeniach zewnętrznych. Zmiany konstrukcyjne dostosowujące standardową wersję samolotu do potrzeb roli platformy badawczej polegały na opracowaniu dodatkowej instalacji zasilania badanej aparatury, zabudowie rejestratora parametrów lotu, systemu transmisji danych oraz wydzieleniu i przygotowaniu miejsc zabudowy badanej aparatury. W takiej konfiguracji samolot został certyfikowany przez Urząd Lotnictwa Cywilnego w kategorii „SPECIAL”.
1. Potencjalne miejsca zabudowy aparatury badanej
W konstrukcji samolotu przewidziano kilka miejsc potencjalnej zabudowy badanej aparatury. W zależności od rozmiarów aparatury, jej przeznaczenia i sposobu zasilania zabudowa może być zrealizowana:
Na węzłach podwieszeń skrzydłowych (wariant zasobnikowy)
Wariant przewiduje zabudowę w zasobniku urządzeń o niewielkim ciężarze zasilanych autonomicznie lub z sieci pokładowej. Maksymalny ciężar zasobnika z badanym wyposażeniem wynosi 35 kg. Lot badawczy musi być wykonywany z dwoma zasobnikami (symetria opływu i mas) [1, 10].
Wewnątrz kokpitu
W miejscu fotela drugiego pilota można zabudować specjalny stelaż, na którym znajduje się badana aparatura. Ten wariant zabudowy jest wykorzystywany w trakcie badań urządzeń przewidzianych do zabudowy wewnętrznej zasilanych z sieci pokładowej samolotu. Maksymalny ciężar badanego wyposażenia wraz ze stelażem – 60 kg.
Rys. 2. Aparatura badawcza zabudowana w kokpicie samolotu
Jeżeli zabudowa wewnętrzna wymaga zorientowania urządzeń na teren pod samolotem – w kadłubie przewidziano otwierany luk umożliwiający np. pionowe zorientowanie sensorów. Do mocowania sensorów można wykorzystać prostokątną, wzmocnioną ramę przedstawioną na rys. 3. Rama może być stosowana zamiennie z płytą do montażu głowicy obserwacyjnej i jest zabudowana pod prawym fotelem [7].
Rys. 3. Widok z góry na luk pod fotelem drugiego pilota
Zabudowa pod kadłubem
Badane urządzenia zewnętrzne (sensory, głowice obserwacyjne, anteny, etc.) mogą być zabudowane pod przednią prawą częścią kadłuba. Urządzenie jest mocowane do wzmocnionej struktury podłogi pod prawym fotelem. Maksymalny ciężar badanego wyposażenia to 30 kg. Maksymalna wysokość badanego wyposażenia, z uwagi na dopuszczalny prześwit zapewniający bezpieczny start i lądowanie, wynosi 35 cm.
W celu zminimalizowania wpływu spalin silnika na badane urządzenia - układ wydechowy został przekonstruowany i spaliny są odprowadzane jedynie na lewą burtę kadłuba [8].
Zabudowa na końcówkach skrzydeł
Ten wariant zabudowy jest wykorzystywany do badania lekkich anten o niewielkich rozmiarach. Maksymalny ciężar anteny to 2 kg. Loty badawcze muszą być realizowane z dwiema antenami. Sposób zabudowy badanego wyposażenia przedstawia rys. 5.
Rys. 5. Zabudowa aparatury na końcówkach skrzydeł
W dotychczas zrealizowanych pracach samolot, jako platforma badawcza, był wykorzystywany do badań w locie:
• głowic obserwacyjnych, • bomb ćwiczebnych,
• aparatury do oblotów technicznych stacji naprowadzania rakiet,
• spektrofotometru, który po testach na Ziemi miał być wykorzystywany do badań przestrzeni kosmicznej,
• lotniczych sensorów rozpoznania obrazowego pod kątem zastosowania w systemie do oceny możliwości forsowania koryta dużych rzek po dnie przez pojazdy wojskowe [9].
2. Problem badawczy
W 2018 roku do Instytutu zwrócono się z pytaniem dotyczącym możliwości zbadania wybranych parametrów technicznych nowego odbiornika GPS. Kluczowym parametrem, który należało potwierdzić była:
Możliwość poprawnej pracy urządzenia podczas przeciążeń o wartości nZ ≥ + 2g, przez czas co najmniej 3 sekund i przy prędkości ≥180 km/h (50m/s, 97,2 kts)
Poprawność pracy rozumiana była jako zachowanie ciągłości odbioru sygnału, wydawania informacji o prędkości oraz zachowania ciągłości wyznaczania pozycji odbiornika przy ww. narażeniach.
Analiza możliwości badawczych prowadzona przez Producenta odbiornika wykazała, że zadanie jest praktycznie niemożliwe do zrealizowania metodami naziemnymi. O ile wytworzenie każdego z parametrów krytycznych oddzielnie (prędkość, przeciążenie przez co najmniej 3 sekundy) jest wykonalne, o tyle wytworzenie ich razem przy zachowaniu „widzialności” konstelacji satelit systemu GPS przez antenę wymagałoby budowy specjalnej i kosztownej aparatury.
3. Analiza możliwości realizacji badań
Analiza możliwości wykonania niezbędnych badań polegała na znalezieniu odpowiedzi na poniższe pytania:
• Czy istnieje możliwość zabudowy badanej aparatury i jej zasilania w trakcie badań?
• Jakie manewry należy zastosować aby wytworzyć wymagane narażenia? • Z jakimi parametrami lotu należy wykonać manewr aby uzyskać niezbędne
przeciążenie i prędkość w wymaganym okresie czasu?
• W jaki sposób rejestrować i synchronizować dane aby uzyskać jedno-znaczność uzyskanych pomiarów?
Wszystkie prowadzone analizy musiały uwzględniać ograniczenia konstrukcji samolotu wynikające z planowanego miejsca zabudowy (ciężar i rozmiary) oraz dopuszczalne parametry lotu samolotu SONEX LL określone w Instrukcji
Użytkowania w Locie. Bardzo istotnym aspektem zabudowy i obsługi badanej aparatury było ponadto bezpieczeństwo pilota w trakcie realizacji lotu.
Zgodnie z procedurami obowiązującymi w Lotnictwie Cywilnym po wykonanej zabudowie niezbędne jest bowiem uzyskanie Certyfikatu Zdatności do Lotu CRS (Certificate Release to Service), potwierdzającego możliwość bezpiecznego wykonania operacji lotniczej.
3.1. Koncepcja zabudowy aparatury
W skład aparatury którą należało zbadać wchodziły poniższe elementy: • Odbiornik HGPST4, • Antena, • Kabel antenowy, • Kabel USB, • Laptop Dell 5114, • Kabel zasilający.
Przeprowadzona analiza ciężaru, wymiarów oraz sposobu zasilania urządzeń potwierdziła możliwość zabudowy aparatury na prawym fotelu.
W celu zapewnienia pewnego mocowania poszczególnych bloków zaprojektowano i wykonano specjalną podstawę montażową z wysięgnikiem anteny. Zastosowanie wysięgnika umożliwiło zabudowę anteny w najwyższym punkcie kokpitu, tuż pod osłoną. Dzięki takiemu rozwiązaniu wyeliminowano efekt „przysłaniania” satelit przez elementy konstrukcji samolotu. Biorąc pod uwagę konieczność wykonania manewru w celu wytworzenia wymaganych narażeń oraz zapewnienie w trakcie manewru poziomego położenia anteny – zaprojektowano i wykonano specjalną podstawę montażową anteny. Jej konstrukcja umożliwia ręczne korygowanie położenia anteny w stosunku do zmiennego przechylenia samolotu w manewrze. Konieczność wykonania przestawianej podstawy dla anteny wynikała z faktu, że badany system miał być docelowo użytkowany przez systemy naziemne zachowujące z zasady położenie anteny zbliżone do poziomego.
Rys. 6. Podstawa montażowa badanego odbiornika GPS
Aparatura badawcza zabudowana na podstawie przedstawiona jest na rys. 7.
Schemat ruchomej podstawy anteny przedstawiono na rys. 8.
Rys. 8. Ruchoma podstawa anteny GPS
Antenę zabudowaną na ruchomej podstawie przedstawia rys. 9.
3.2. Wybór manewru
Uzyskanie wymaganego przeciążenia możliwe jest w trakcie manewru pionowego (półpętla) lub poziomego (zakręt). W przypadku półpętli czas trwania przeciążenia byłby ograniczony do ok. 5 sekund a prędkość i wysokość lotu podlegałyby dynamicznym zmianom. W przypadku samolotu Sonex LL prędkość w takim manewrze zmienia się w zakresie od 220 km/h do ok. 80 km/h, a różnica wysokości rozpoczęcia i zakończenia manewru wynosi ok. 300 m. Manewr półpętli dodatkowo komplikuje realizację badań ze względu na szybkozmienne położenie anteny odbiornika GPS względem płaszczyzny poziomej podczas manewru. Zjawisko to mogłoby skutkować utratą zdolności „widzenia” konstelacji satelitów systemu nawigacyjnego i przerwanie rejestracji danych w badanym systemie.
Z tego też względu zespół badawczy skoncentrował się na możliwościach wytworzenia wymaganych narażeń w zakręcie.
Według wstępnych założeń wykonanie zakrętu z odpowiednimi parametrami oraz możliwością przestawienia anteny GPS w celu zachowania położenia poziomego powinno umożliwić wytworzenie pożądanych narażeń przy zachowaniu „widzialności” konstelacji satelit.
Schemat zakładanego manewru oraz sposób zorientowania anteny w manewrze przedstawia rysunek poniżej.
Rys. 11. Położenie anteny w zakręcie
3.3. Parametry manewru
W celu określenia parametrów manewru, w którym zostaną wytworzone wymagane narażenia, konieczne było przeprowadzenia obliczeń parametrów lotu uwzględniających dopuszczalne prędkości lotu i kąty przechylenia samolotu Sonex LL:
• Promienia zakrętu R, • Czasu pełnego zakrętu t360,
• Przeciążenia uzyskanego w zakręcie nZ,
Do obliczeń warunków lotu zastosowano ogólnie wzory nawigacyjne:
R[m] = V2/g * tgβ (1)
gdzie:
V – prędkość w m/s
β – kąt przechylenia w zakręcie w stopniach lub
gdzie:
V – prędkość w węzłach
β – kąt przechylenia w zakręcie w stopniach
t360 = 2πR/VR (3)
lub t360 = 2πVR/g*tgβ, (gdzie VR w m/s, β - kąt przechylenia w zakręcie
w stopniach)
nZ = 1/cos β (4)
gdzie
β - kąt przechylenia w zakręcie w stopniach
Wyniki przeprowadzonych obliczeń przedstawia tabela 1.
Tabela 1
Parametry manewru dla różnych prędkości lotu
Z wykonanych obliczeń wynika, że w celu uzyskania wymaganych narażeń konieczne jest wykonanie zakrętu z przechyleniem minimum 60° i prędkością lotu minimum 180 km/h. Precyzyjnie wykonany manewr powinien pozwolić na uzyskanie wymaganych przeciążeń w czasie 18,5 sekundy przy wymaganych 3 sekundach [3].
3.4. Rejestracja danych
W celu uzyskania potwierdzenia prawidłowości działania odbiornika poddanego wymaganym narażeniom konieczne było ciągłe rejestrowanie parametrów, których analiza pozwoli na jednoznaczne potwierdzenie spełnienia wymagań:
• czasu GPS,
• współrzędnych geograficznych, • prędkości,
• przeciążenia nz,
• kątów położenia przestrzennego samolotu.
Samolot Sonex LL jest wyposażony w dokładny system nawigacyjny Garmin GNS 530W, współpracujący z pokładowym rejestratorem danych FDU T4. Oba urządzenia zostały certyfikowane przez Urząd Lotnictwa Cywilnego w trakcie badań certyfikacyjnych samolotu. Dzięki nim możliwe jest rejestrowanie wszystkich niezbędnych w trakcie badań – parametrów.
Ze względu jednak na konieczność równoległego rejestrowania współrzędnych określanych przez badany odbiornik GPS – dodatkowo zastosowano laptop z wbudowaną aplikacją odczytującą i archiwizującą parametry określane przez badany odbiornik. Dzięki takiemu rozwiązaniu uzyskano dwa niezależne układy pomiarowe.
Ze względu na fakt, że oba układy rejestrują ten sam czas GPS, przyjęto, iż właśnie czas będzie parametrem umożliwiającym synchronizowanie dwóch niezależnych rejestracji. Na jego podstawie możliwa jest korelacja danych rejestrowanych przez rejestrator pokładowy i depesz GPRMC (prędkość) GPGGA (przeciążenie) zarejestrowanych przez aplikację badanego odbiornika GPS.
4. Przebieg i wyniki badań
Badania zrealizowano na lotnisku Bydgoszcz Szwederowo (EPBY) w dniach 21-22.08.2018.
Po uzyskaniu certyfikatu CRS na wykonaną zabudowę badanej aparatury wykonano dwa loty badawcze. Pierwszy (kalibracyjny) pozwolił na potwierdzenie poprawności koncepcji realizacji badań oraz wypracowanie przez pilota optymalnych parametrów wykonania manewru. Drugi lot badawczy umożliwił zarejestrowanie parametrów niezbędnych do potwierdzenia poprawności działania badanego odbiornika poddanego określonym narażeniom.
W trakcie obu lotów wykonano kilkanaście manewrów (o długotrwałości co najmniej 3 sekund), w trakcie których zostały spełnione wszystkie kryteria warunkujące potwierdzenie poprawności działania badanego odbiornika:
• ciągłości odbioru sygnału,
• wydawanie informacji o prędkości,
• ciągłości wyznaczania pozycji odbiornika przy narażeniach: – prędkość lotu ≥180 km/h
– przeciążenie nZ ≥+ 2g
Dane z wybranego odcinka lotu zarejestrowane przez pokładowy rejestrator danych przedstawia tabela poniżej.
Na podstawie uzyskanych danych wykonano wykresy przeciążenia nz oraz
prędkości dla wybranego odcinka lotu (czas lotu: 13:29:35 – 13:29:40). Na wykresach kolorem czerwonym zaznaczono wymagane wartości minimalne narażeń.
Tabela 2
Dane z rejestratora lotu
date time latitude longitude speed [kts] nx [g] ny [g] nz [g]
22-08-18 13:29:35 N 53,9.52 E 17,40.07 113 0.4 0.1 2.2 22-08-18 13:29:35 N 53,9.52 E 17,40.07 113 0.5 0.2 2.5 22-08-18 13:29:35 N 53,9.51 E 17,40.04 113 0.5 0.1 2.4 22-08-18 13:29:35 N 53,9.51 E 17,40.03 113 0.4 0.1 2.3 22-08-18 13:29:36 N 53,9.51 E 17,40.02 113 0.4 0.0 2.2 22-08-18 13:29:36 N 53,9.51 E 17,40.02 113 0.4 0.1 2.3 22-08-18 13:29:36 N 53,9.50 E 17,40.00 113 0.4 0.1 2.4 22-08-18 13:29:36 N 53,9.49 E 17,39.98 113 0.4 0.2 2.1 22-08-18 13:29:37 N 53,9.49 E 17,39.98 113 0.4 0.1 2.1 22-08-18 13:29:37 N 53,9.49 E 17,39.98 113 0.4 0.2 2.2 22-08-18 13:29:37 N 53,9.47 E 17,39.96 114 0.4 0.2 2.3 22-08-18 13:29:37 N 53,9.46 E 17,39.95 114 0.4 0.2 2.1 22-08-18 13:29:38 N 53,9.46 E 17,39.95 114 0.4 0.1 2.2
cd. tabela 2 22-08-18 13:29:38 N 53,9.46 E 17,39.95 114 0.4 0.1 2.2 22-08-18 13:29:38 N 53,9.44 E 17,39.94 114 0.4 0.1 2.4 22-08-18 13:29:38 N 53,9.43 E 17,39.94 114 0.4 0.2 2.5 22-08-18 13:29:39 N 53,9.43 E 17,39.94 114 0.4 0.2 2.4 22-08-18 13:29:39 N 53,9.43 E 17,39.94 114 0.4 0.1 2.0 22-08-18 13:29:39 N 53,9.40 E 17,39.93 114 0.3 0.1 2.0 22-08-18 13:29:39 N 53,9.40 E 17,39.93 114 0.4 0.1 2.4 22-08-18 13:29:40 N 53,9.39 E 17,39.93 114 0.4 0.1 2.4 22-08-18 13:29:40 N 53,9.38 E 17,39.94 114 0.4 0.1 2.3 22-08-18 13:29:40 N 53,9.37 E 17,39.94 114 0.4 0.2 2.3
Rys. 12. Wykres prędkości lotu. Kolorem czerwonym zaznaczono pożądaną minimalną wartość prędkości
Rys. 13. Wykres przeciążenia nz. Kolorem czerwonym zaznaczono pożądaną minimalną
wartość przeciążenia
5. Wnioski
1. Badanym obiektem był nowy odbiornik GPS przeznaczony do zastosowań naziemnych. Odbiornik miał być odporny na szereg narażeń, których łączne wytworzenie w warunkach laboratoryjnych było niezwykle utrudnione lub (ze względu na koszty) wręcz niemożliwe.
2. W celu potwierdzenia odporności odbiornika na wymagane narażenia wykorzystano samolot Sonex LL oraz specjalnie zaprojektowaną platformę montażową.
3. Opracowano Metodykę Prób w Locie uwzględniającą obliczenia parametrów manewru, w którym możliwe było wytworzenie pożądanych narażeń. 4. Wykorzystano dwa niezależne systemy rejestracji danych z których zapisy
zsynchronizowano z wykorzystaniem czasu GPS.
5. W trakcie dwu lotów badawczych wykonano szereg manewrów z zakładanymi parametrami lotu w których wytworzono pożądane lub większe narażenia.
6. Analiza zarejestrowanych danych synchronizowanych z wykorzystaniem czasu GPS pozwoliła na jednoznaczne potwierdzenie odporności urządzenia i spełnianie przez niego wymagań.
7. Samolot Sonex LL po raz kolejny potwierdził swoją przydatność jako Latające Laboratorium – umożliwiające realizację nietypowych zadań badawczych.
6. Literatura
1. Analiza wyboru rozwiązań technicznych podwieszanego zasobnika uwarunkowanych parametrami nosiciela i zasobnika, Opracowanie zbiorowe, ITWL 2013.
2. Cognitive Airborne multisEnsor System for Aerial Reconnaissance Intelligence and Surveillance, Opracowanie zbiorowe, ITWL 2013.
3. Description of Flying Laboratory. Certification plan AFIT ver. 01 - Raport Projektu CAESARIS, Warszawa 2014.
4. Instrukcji użytkowania w locie samolotu Sonex LL SP-YWL.
5. Opracowanie systemu do oceny możliwości forsowania koryta dużych rzek - etap I, Opracowanie zbiorowe, zarejestrowano w bibliotece ITWL Nr 8837/50.
6. Opracowanie systemu do oceny możliwości forsowania koryta dużych rzek - etap II, Opracowanie zbiorowe, zarejestrowano w bibliotece ITWL Nr 10217/50.
7. Program badań aparatury specjalnej na samolocie Sonex LL - Badanie spektralno-obrazującego systemu do zdalnych pomiarów z wykorzystaniem statku powietrznego - SPECTROP – L. Program opracowany dla badań realizowanych przy współudziale Centrum Badań Kosmicznych PAN, Opracowanie zbiorowe, ITWL 2013.
8. Program badań aparatury specjalnej na samolocie Sonex LL – Badanie w locie systemów głowicy optoelektronicznej, Opracowanie zbiorowe, ITWL 2013.
9. Szkudlarz H., Karczmarz D., Mądrzycki P., Perz-Osowska M.: The Flying Laboratory; multipurpose surveillance and observation platform, 34th EARSeL Symposium: European remote sensing - new opportunities for science and practice, University of Warsaw, Faculty of Geography and Regional Studies, Warsaw, 16-20 June 2014. 10. Uniwersalne stanowisko montażowe dla aparatury badawczej do zastosowania na
podwieszeniach samolotu Sonex LL (Latające Laboratorium), Opracowanie zbiorowe, biblioteka ITWL Nr 8020/50.
