MOGUNOST ISPITIVANJA PERFORMANSI POLETANJA I SLETANJA AVIONA UPOTREBOM DGPS SISTEMA

Nikola Hini, ore Jankuloski, Vazduhoplovni opitni centar, Batajnica

Sadraj - U radu je prikazan postupak provere pouzdanosti i merne nesigurnosti merenja poloaja aviona u prostoru upotrebom diferencijalnog GPS sistema pri ispitivanju performansi poletanja i sletanja aviona. Provera je izvrena tako to je kretanje aviona u prostoru snimano uporedo sa GPS sistemom i konvencionalnim teodolitskim sistemom.Pri tome su podaci dobijeni snimanjem sa teodolitskim sistemom smatrani referentnim. Kljune rei - vazduhoplov, ispitivanje, performanse, GPS 1. Uvod

U procesu ispitivanja vazduhoplova i vazduhoplovne opreme i naoruanja jedan od osnovnih zahteva je precizno definisanje poloaja (putanje) vazduhoplova u prethodno definisanom koordinatnom sistemu. Kvalitet ispitivanja i vali-dnost dobijenih rezultata direktno zavise od kvaliteta merenja putanje aviona. Prihvatljiva merna nesigurnost, pri tome, zavisi od predmeta i vrste ispitivanja. Za veinu ispitivanja prihvatljiva je relativna greka manja od 3 %.

Standardni postupak ispitivanja performansi poletanja i sletanja zahteva utvrivanje vremena trajanja i duina pojedinih faza poletanja i sletanja i to: - u poletanju: faza zaleta od polaska aviona do odvajanja od piste i faza uzleta od odvajanja do visine od 15 m. - u sletanju: faza prilaza od visine 15 m do dodira piste i faza protravanja od dodira do zaustavljanja aviona.

Uobiajeni savremeni sistem za snimanje putanje vazduhoplova je optoteodolitski sistem. Sistem se sastoji od dve teodolitske stanice postavljene na precizno definisane

lokacije (slika 1). U sklopu jedne teodolitske stanice se nalazi glavna upravljaka stanica preko koje se vri celokupna hardversko-softverska integracija sistema. Izmereni elementi koordinata zapisuju se na filmske trake brzih kamera, magnetnu traku ili disk raunara. U toku snimanja putanje oba teodolita prate objekat. Obradom snimljenog materijala dobija se precizna putanja snimanog objekta u koordinatnom sistemu. Usvojeni koordinatni sistem ima svoj poetak na mestu teodolita br. 1, osa X je usmerena u pravcu istoka, osa

Z normalno na povrinu zemlje sa smerom od centra zemlje, osa Y sa prethodne dve ose ini desni koordinatni sistem.

Teodolitski sistem, u uslovima dobre vidljivosti, ima domet od 20 km. Apsolutna greka merenja zavisi od daljine snimanog objekta, tanosti postavljanja i orijentacije teodoli-ta, subjektivne greke operatera pri naknadnoj obradi, uslova atmosfere itd. Merna nesigurnost optoteodolitskog sistema nije eksplicitno definisana. Na osnovu viegodinjeg iskustva i obavljenog velikog broja merenja u razliitim uslovima, apsolutna greka merenja, za odstojanja objekta manja od 5.000 m, se moe definisati kao manja od 20 cm.

Praktina merna nesigurnost optoteodolitskog sistema u potpunosti zadovoljava zahteve merenja pri ispitivanju vazduhoplova, vazduhoplovne opreme i naoruanja. Nedostatci ovog sistema su: - potrebno znaajno vreme za prethodnu pripremu sistema (naroito u sluaju neophodnosti promene lokacije), - potreba za vielanom posadom pri obavljanju ispitivanja, - veliko vreme naknadne obrade podataka, - visoki amortizacioni trokovi obzirom na veoma visoku cenu sistema i njegovog odravanja.

Zbog navedenih nedostataka upotrebe optoteodolit-skog sistema ukazala se potreba za zamenom metode merenja poloaja objekat u vazdunom prostoru sa nekom jeftinijom i produktivnijom metodom.

Satelitski navigacioni sistem GPS (Global Positioning System) sa svojim deklarisanim karakteristikama nagovetava mogunost upotrebe i za precizno merenje poloaja objekata u letu. Stoga smo pristupili proveri mogunosti i merne nesi-gurnosti ovog sistema metodom uporednog merenja poloaja aviona pri ispitivanju performansi poletanja i sletanja sa optoteodolitskim sistemom i GPS sistemom.

2. GPS sistem

GPS satelitski navigacioni sistem ine: - svemirski deo - 24 aktivna satelita - zemaljski deo: kontrolno upravljaki sistem za kontrolu i korekciju rada satelita - korisniki segment - GPS prijemnici

Sateliti emituju dve vrste signala oznaene sa "P" (Precision code) i "C/A" (Course/Aquisition code). "P" signal obezbeuje preciznije merenje ali moe biti kodiran i nedostupan irokom sloju korisnika. Svi zemaljski prijemnici nisu sposobni za prijem i obradu ovog signala. "C/A" signal je iroko dostupan ali obezbeuje manju tanost merenja.

Korisniki segment sainjavaju GPS prijemnici. Na osnovu podataka izdvojenih iz satelitskih radio signala GPS prijemnici izraunavaju koordinate svog poloaja u global-nom geodetskom sistemu WGS 84 ili u nekom od nekoliko desetina drugih koordinatnih sistema koji se koriste u svetu.

Slika 1. Principijelna ema rada optoteodolitskog sistema

Pri osnovnoj obradi podataka najee se izraunava poloaj GPS prijemnika u globalnom geodetskom sistemu WGS 84 koji je definisan Vojnim standardom 2401 ameri-kog Ministarstva odbrane (World Geodetic System 1984). Ovim standardom, koordinatni sistem je definisan na sledei nain (Slika 2): koordinatni poetak se nalazi u centru mase Zemlje Z-osa je paralelna sa osom rotacije Zemlje koja prolazi

kroz konvencionalni Zemljin pol X-osa se nalazi u preseku ravni ekvatora i ravni koja

pro-lazi kroz Z-osu, a paralelna je sa ravni nultog meridijana

Y-osa je tako odabrana da sa X i Z osama ini desni ortogonalni koordinatni sistem.

Po definiciji, ovaj koordinatni sistem rotira oko Z-ose kon-stantnom ugaonom brzinom koja je jednaka srednjoj brzini rotacije Zemlje oko konvencionalnog pola.

Dobijeni poloaj izmerenih taaka se moe preraunati u proizvoljni koordinatni sistem iji koordinatni poetak moe biti definisan preko poloaja izabrane take u geodetskom sistemu WGS84 ili preko longitude, latitude i visine izabrane take u odnosu na zemljin geoid (vrednost vrlo bliska nadmorskoj visini izabrane take).

Pr ispitivanju performansi poletanja i sletanja podaci dobijeni sa optoteodolitskog sistema i GPS sistema su svedeni na koordinatni sistem iji je koordinatni poetak na istonom pragu piste, X-osa orijentisana du ose piste u smeru istok-zapad, Z-osa normalna na X-osu i orijentisana na gore a Y-osa sa prethodne dve ini desni koordinatni sistem.

Merna nesigurnost GPS sistema bez primene

korekcija je poznata i definisana je grekama merenja poloaja prije-mnika koje iznose: Pri upotrebi "P" signala, za 95 % vremena, rms greka odreivanja: - horizontalnog poloaja je 22 m - vertikalnog poloaja je 27.7 m Uz upotrebu "C/A" signala, za 95 % vremena, rms greka odreivanja: - horizontalnog poloaja je 100 m - vertikalnog poloaja je 156 m Uzroci greaka su poznati i na primenjenom tehnolokom nivou sistema ne mogu biti izbegnuti;

- Nepovoljan raspored satelita (DOP). U takama u kojima se sfere frontova radio talasa seku pod uglovima koji se pribliavaju pravom uglu, greka je manja nego u takama gde su ovi uglovi mali. Raspored satelita se definie sa DOP faktorom koji moe imati vrednosti od 0 do 10 i moe se utvrditi za odreeno vreme pre obavljanja merenja. Preporu-ljivo je da se merenje obavlja pri DOP faktoru manjem od 3 a ako je vei od 7 ne preporuuje se obavljanje merenja.

- Promenljiva duina putanje signala kroz jonosferu. Va-riranje ove putanje moe izazvati greku (40-60) m u toku dana i (6-12) m u toku noi, za 95 % vremena. Ova greka je manja kod prijemnika koji primaju i "C/A" i "P" signal.

- Promenljiva putanja signala kroz troposferu. Variranje ove putanje moe izazvati greku do 6 m, za 95 % vremena.

- Razlika izmeu stvarne pozicije satelita i one sadrane u navigacionim podacima. Ova razlika iznosi do 8.2 m, za 95 % vremena.

- Razlika izmeu stvarnog vremena i vremena koje poka-zuju asovnici na satelitima. Ova razlika unosi greku koja je manja od 6,5 m, za 95 % vremena.

- Prijem radio talasa reflektovanih od povrine u blizini GPS prijemnika. Ovakvi talasi u prijemniku interferiraju sa direktnim talasom ili ga zamenjuju. Procenjuje se da ova greka iznosi oko 0,5 m.

Deklarisane greke merenja su neprihvatljivo velike za primenjena merenja pri ispitivanju vazduhoplova u letu te je neophodno izvriti korekcije rezultata merenja.

Diferencijalno merenje

Diferencijalni GPS (DGPS) je razvijen sa ciljem da se uticaj pomenutih inilaca, osim uticaja reflektovanih talasa i DOP, umanji i time pobolja preciznost sistema. Za dve take na povrini Zemlje koje nisu udaljene vie od 250 km jedna od druge, uslovi prostiranja signala kroz jonosferu i tropo-sferu priblino su isti, pa je i veliina greke priblino ista, osim za greke nastale usled refleksije radio talasa. Zbog toga se u jednu taku, ije su koordinate unapred precizno utvr-ene postavlja "referentni" GPS prijemnik (bazna stanica). Ovaj prijemnik izraunava greku merenja kao razliku izme-u izraunatih i stvarnih koordinata. Podatak o greci moe se memorisati u raunaru samog referentnog prijemnika za kasnije korienje ili odmah emitovati, obino na jednom od kanala u VHF opsegu. U naoj zemlji postoje dravne bazne stanice a distributer ispitivanog GPS sistema ima sopstvenu. Podaci za diferencijalnu popravku se korisnicima stavljaju na raspolaganje putem interneta. 3. Predmet ispitivanja Ispitivan je GPS prijemnik model GX1230 firme LEICA sa sledeim osnovnim karakteristikama: - Broj kanala: 12 L1 ("C/A" signal) i 12 L2 ("P" signal) uz mogunost nezavisnog rada svih kanala. - Maksimalna greka merenja sa standardnom antenom; a) u statikom modu horizontalna 5 mm + 0,5ppm b) u kinematskom modu 10 mm + 0,5ppm. - Mogunost rada u realnom vremenu sa RTK vezom sa maksimalnim grekama merenja; a) u statikom modu horizontalna 10 mm + 0,5ppm b) u kinematskom modu 20 mm + 0,5ppm.

Slika 2. Geodetske koordinate u WGS84 take A: longituda (), latituda () i visina (duina A-A1)

- Trajanje pojedinih misija snimanja u kinematskom modu 0,05 s (20 Hz) do 60 s. - Snimanje podataka pri radu u realnom vremenu ili za nakna- dnu obradu u proirenom ASCII kodu u internu memoriju prijemnika 32MB do 256MB, na CompactFlash karticu 32MB do 256MB ili na prenosni personalni raunar do ka- paciteta memorijskog medijuma raunara. 4. Uslovi ispitivanja

Ispitivanje je vreno na aerodromu u Batajnici kinematskom metodom sa frekvencijom merenja od 20 Hz 16.12.2004. u vremenskom intervalu od 12h do 13h. Pri ispitivanju u letu podaci su snimani na prenosni personalni raunar za naknadnu obradu podataka. Elevacioni ugao prijema antene je podeen na 15o.

U vreme ispitivanja prijemnik je ostvario vezu sa 6 satelita (Slika 3) sa DOP faktorom manjim od 2 (Slika 4).

5. Postupak i rezultati ispitivanja

GPS prijemnik i prenosni personalni raunar su sme-teni u drugu kabinu aviona G-2. Standardna prijemna antena je montirana ispod poklopca druge kabine aviona od pleksi stakla koja ne izaziva znatnije slabljenje radio signala sa sate-lita. Snimanje pozicije aviona je vreno uporedo sa optoteo-dolitskim sistemom i GPS sistemom u fazama poletanja i sletanja aviona.

U naknadnoj obradi je izvrena diferencijalna korekci-ja podataka snimljenih sa GPS sistemom na osnovu podataka sa bazne stanice u reonu Inije. Dobijeni podaci su konver-tovani u lokalni koordinatni sistem.

Na slikama 5 i 6 su date putanje aviona u horizon-talnoj i vertikalnoj ravni snimljene sa optoteodolitskim siste-mom (SKY-TRACK) i sa GPS sistemom u poletanju sletanju.

U tabelama 1 i 2 su dati rezultati ispitivanja, odnosno

duine pojedinih faza poletanja i sletanja i odstupanje rezultata dobijenih merenjem sa diferencijalnim GPS-om u odnosu na one dobijene merenjem sa optoteodolitskim sistemom.

Pri obradi je referentna visina od 15 m usvojena u odnosu na visinu polazne take (svedena na "0") izmerenu sa istim merni sistemom (slike 7 i 8).

U tabeli 3 su date vrednosti apsolutne greke merenja GPS-sistema po odgovarajuim osama u odnosu na referentne vrednosti dobijene merenjem sa optoteodolitskim sistemom.

Tabela 1. Poletanje

Sredstvo Zalet (m) Uzlet (m) Optoteodolit 578 400,9

GPS 579 409 Greka GPS +1 +8,1

Greka GPS (%) 0,17 2,02

Slika 3. Broj satelita na vezi

Slika 4. DOP faktor

Slika 5. Poletanje

Avion: G-2 ev.br. 23252Poletanje, z=f(x)

0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

20

1200 1400 1600 1800 2000 2200 X (m)

Z (m

) teodolit

GPS

Avion: G-2 ev.br. 23252Poletanje, y=f(x)

0

1

2

3

4

5

6

7

8

1200 1400 1600 1800 2000 2200X (m)

y (m

) teodolit

GPS

Slika 7. Poletanje (svedeno na 0 m)

Slika 7b. Sletanje (svedeno na 0 m)

Tabela 2. Sletanje

Tabela 3. Apsolutne greke merenja

6. Zakljuak

Postupkom uporednog merenja poloaja aviona u prostoru sa optoteodolitskim sistemom i DGPS sistemom pri ispitivanju performansi poletanja i sletanja utvreno je da je greka merenja zemaljskog dela putanja (zalet i protravanje) veoma mala. Greka merenja vazdunog dela putanja (uzlet i prilaz) je znatno vea. Ova greka je posledica greke mere-nja visine te zbog toga nepreciznog odreivanja referentne visine (15 m) to zbog malog ugla putanje uzleta i prilaza konkretnog aviona (oko 2) daje veu greku duina vazdu-nog dela putanja. Meutim dobijena relativna vrednost greke merenja performansi poletanja i sletanja je prihvatljiva za praksu ispitivanja.

Merna nesigurnost DGPS sistema (sa diferencijalnom popravkom) omoguava upotrebu ovog sistema pri ispitiva-njima performansi poletanja i sletanja vazduhoplova. Literatura [1] Keneth Paul Germann, Flight test evolutions of a Difere- ncial Global Positioning system sensor in runway perfor- mance testing, Mississippi State University, 1997. [2] Wayne M. Olson, Aircraft Performance Flight Testing,

Airforce Flight Test Center, Edwards Air Force Base, California, 2000. [3] Prof. dr Vladimir Miloevi, Ispitivanje aviona u letu,

Beograd, 2002. Abstract - This article represents one attempt to check validity of measuring airplane position in space using Differential GPS system during testing airplane performan-ces - takeoff and landing. Examination was done buy simultaneously measurement flight profile by optotheodolites and DGPS system with post processing data reduction.

POSSIBILITIES OF TESTING AIRPLANE PERFORMANCES - TAKEOFF AND LANDING

USING DIFFERENTIAL GPS SYSTEM

Nikola Hini ore Jankuloski

Sredstvo Prilaz (m) Protravanje (m) Optoteodolit 560,9 341,1

GPS 553 341 Greka GPS -7,9 -0,1

Greka GPS (%) 1,41 0,03

Osa x (m) y (m) z (m)

Greka 0,3 0,6 1

Avion: G-2 ev.br. 23252Sletanje, z=f(x)

0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

20

1700 1900 2100 2300 2500 2700x (m)

z (m

) GPS

Teodolit

Avion: G-2 ev.br. 23252Sletanje, y=f(x)

-5

-4

-3

-2

-1

0

1

2

3

4

5

1700 1900 2100 2300 2500 2700 x (m)

y (m

)

GPS

Teodlit

Slika 6. Sletanje

Avion: G-2 ev.br. 23252Sletanje, z=f(x)

0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

20

1700 1900 2100 2300 2500 2700x (m)

z (m

) GPS

Teodolit

DODIR

Z=15 m

Avion: G-2 ev.br. 23252Poletanje, z=f(x)

0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

20

1200 1400 1600 1800 2000 2200 X (m)

Z (m

) teodolit

GPS

UZLET

Z=15 m