Vsi | Vertical Speed Indicator

Indikator berkecepatan yg mengatakan apakah pesawat terbang naik, turun, atau berada dalam indikasi Nol. Tingkat Pendakian atau Penurunan diindikasikan pada satuan Feet per Menit. Jika dikalibrasi dengan benar, Indikator akan mengambarkan Nol.

Juga dikenal Rate of Climb and Descent Indicator (RCDI) - Instrumen yg mengatakan tingkat pendakian atau penurunan pesawat terbang. Menggunakan sistem Pitot-Static untuk memilih berkecepatan vertikal serta menggambarkan jadinya pada instrumen skala jarum serta melingkar konvensional, atau pada pita di samping EFIS EADI.

Dua indikasi khas VSI digambarkan di bawah ini. Yang pertama ialah indikasi Konvensional sesertagkan pada instrumen kedua, berkecepatan vertikal ditunjukkan pada skala di kanan paling ekstrem instrumen - Electronic Attitude Direction Indicator (EADI)

VSI sederhana, kapsul barometrik terkandung dalam kotak tertutup. Kapsul diberi tekanan statis dari sistem pitot-static, sementara kasusnya pun terhubung ke sistem itu melalui nosel yg dikalibrasi. Nosel membatasi jalan udara sehingga ada penundaan waktu antara perubahan tekanan statis serta tekanan yg dialami.

Jika pesawat naik (atau turun), tekanan di dalam kapsul akan turun (meningkat) sesertagkan dalam masalah akan menurun (kenaikan) pada tingkat yg lebih rendah lantaran asertaya nosel. Gerakan kapsul diterjemahkan ke dalam gerakan jarum dengan sistem mekanis.

Jika tingkat penerbangan dilanjutkan, tekanan menyamakan kedudukan serta diafragma dalam waktu enam hingga sembilan detik serta penunjuk kembali ke tingkat nol pendakian. Indikator berkecepatan vertikal mempunyai kalibrasi 100-ft dengan angka setiap 500 kaki

Meskipun indikator berkecepatan vertikal beroperasi dari sumber tekanan statis, Adalah instrumen tekanan diferensial. Tekanan diferensial terbentuk antara tekanan statis seketika di diafragma serta tekanan statis yg terso.

PRINSIP KERJA

VSI disebut Vertical Velocity Indicator (VVI), mengatakan apakah pesawat terbang naik, turun, atau berada dalam tingkat penerbangan. Tingkat pendakian atau turunan ditunjukkan pada kaki per menit (fpm). Jika dikalibrasi dengan benar, VSI mengatakan nol pada tingkat penerbangan.

Perbedaan tekanan stabil pada Rasio pasti, jarum mengatakan tingkat perubahan ketinggian.
VSI menampilkan dua jenis warta yg berbeda:
—  Informasi Tren mengatakan indikasi langsung
       Kenaikan atau penurunan laju pendakian atau penurunan pesawat.
—  Informasi Tingkat mengatakan tingkat perubahan ketinggian yg stabil.

Informasi trennya ialah arah pergerakan jarum VSI. Misalnya,
—  Jika pesawat mempertahankan tingkat penerbangan serta pilot menarik pengontrol menyebabkan hidung pesawat NAIK, jarum VSI bergerak ke atas mengatakan pendakian.
—  Jika perilaku pitch tetap konstan, jarum akan stabil sehabis waktu yg singkat (6-9 detik) serta mengatakan tingkat pendakian di ratusan fpm.
Periode waktu dari perubahan awal laju pendakian, hingga VSI menampilkan indikasi akurat dari tingkat yg baru, disebut Lag.

Teknik kontrol yg garang serta turbulensi sanggup memperpanjang periode lag serta menyebabkan indikasi tingkat tidak menentu serta tidak stabil. Beberapa pesawat disokong dengan indikator berkecepatan vertikal sesaat (IVSI) / Instantaneous Vertical Speed Indicator (IVSI), yg menggabungkan Accelerometers untuk mengimbangi lag di VSI khas.

Kapsul aneroid dihubungkan secara mekanis dengan penunjuk di pecahan luar instrumen serta dikalibrasi dengan kaki / menit. Anda akan melihat VSI dari 0 hingga +/- 2000 fpm hingga 0 hingga +/- 6000 fpm untuk jenis pesawat yg lebih tinggi.

Kalibrasi Leak
Karena kebocoran yg dikalibrasi ini terso, lag sekitar enam detik sebelum instrumen bereaksi terhadap perubahan tekanan. Para vendor menghasilkan solusi untuk mempercepat indikasi serta menyebutnya IVSI atau Instant Soon Vertical Speed Indicator.

Preflight
Selama preflight jarum harus posisi horisontal serta mengarah ke nol serta ini mempunyai kegunaan bila indikasinya ialah +/- 200 fpm antara -20° C serta + 50° C.

KESALAHAN INSTRUMENT

Kesalahan Lag Atau Instrumen
Seperti disebutkan di atas, Kesalahan umum serta muncul pada setiap penerbangan serta ketinggian. Untuk mendapat indikasi berkecepatan vertikal yg diandalkan, pesawat harus menuntaskan perubahan (naik atau turun) serta sekitar enam hingga sembilan detik instrumennya Stabil.

Kesalahan Posisi
Jenis kesalahan yg sama dengan indikator berkecepatan udara serta ketinggian yg disebabkan oleh fluktuasi pada port statis atau garis. Memiliki dua port statis, satu di kedua sisi pesawat serta dihubungkan bersamaan dengan Tubing, akan menangani problem ini.

Tekanan kabin
Pesawat ultralight atau eksperimental tidak mempunyai Port Statis di baserta pesawat, mereka mengukur tekanan Statis di dalam kokpit. Akan asertaya kesalahan serta perubahan pada kokpit, ventilasi terbuka atau jendela, akan muncul pada instrumen sebagai perubahan berkecepatan vertikal sementara.

Kesalahan Kepadatan
Instrumen dikompensasi dengan kesalahan tekanan serta suhu sehingga berkecepatan vertikal yg benar ditunjukkan pada ketinggian kerapatan yg mungkin Anda hadapi.

Vertical Speed Indicator

Traffic Collison Avoisertace System

[  Instantneous Vertical Speed Indicators  (6) 
[  Vertical Speed Indicators  (2) - THOMMEN
[  Vertical Speed Indicators How it works  (1)
[  Electronic vertical speed indicator & TCAS  (2) - King Air

[  AVIONICS Knowledge  ]

Isis | Integrated Standby Instrument System

Instrumen pesawat terbang elektronik yg dimaksudkan untuk disokan casertagan jikalau terso kegagalan dalam sistem instrumen kokpit kaca, Oleh alasannya yakni itu didesain untuk beroperasi kondusif serta hebat dari sistem instrumen utama pesawat terbang, dengan ketentuan daya casertagan, serta sensor tersemat bila memungkinkan.

ISIS didesain untuk menggabungkan fungsi instrumen mekanis setara yg terpisah yg sebelumnya disertakan sebagai casertagan di kokpit. Termasuk Altimeter, Kecepatan udara serta indikator sikap. Sistem siaga terpadu yg lebih canggih meliputi fungsi tambahan.

DESKRIPSI

Bagian belakang ISIS disokong dengan dua konektor tekanan:
 ➤  Satu terhubung ke probe pitot siaga untuk perolehan tekanan total,
 ➤  yg lainnya terhubung ke probe statis siaga adonan untuk akuisisi tekanan statis.

Indikator ISIS berisi subassemblies berikut:
 ➤  satu modul Tekanan,
 ➤  satu modul Inersia,
 ➤  satu modul Perhitungan,
 ➤  satu modul Tampilan
 ➤  satu modul Antarmuka

Modul Tekanan dihubungkan ke konektor tekanan total serta statis. Setiap garis tekanan dihubungkan ke sensor tekanan pada modul tekanan.

Modul Inersia terdiri dari tiga Gyrometers (Gyrolaser) yg mengukur berkecepatan sudut serta dua accelerometers linier spesifik (Pitch + Roll).

Modul Perhitungan meliputi Central Processing Unit (CPU), yg menghitung parameter operasional (attitude, altitude serta berkecepatan udara), serta kartu vga, yg mendapatkan data dari CPU serta mengirimkannya ke modul display.

Modul Tampilan dipasang di wajah depan ISIS. Ini yakni jenis Liquid Crystal Display (LCD). Wajah depan pun disokong dengan beberapa tombol untuk keperluan operasi.

Modul Antarmuka terdiri dari:
➤  Unit Catu Daya DC 28V,
➤  Papan Penyaringan yg dihubungkan ke konektor listrik di bab belakang ISIS,
➤  Papan Antarmuka menghubungkan Modul Tekanan, Inersia, Perhitungan serta Tampilan.

OPERASI

ISIS diberi energi, penundaan 90 detik diharapkan untuk Inisialisasi. ISIS menghitung serta menampilkan parameter udara serta inersia sendiri. Bila data berkecepatan udara tidak valid, Informasi CAS disediakan sebagai back-up oleh Unit Referensi Data / Inersia Udara (ADIRU) 1 atau ADIRU 3 mengenai posisi saklar pemilih ATT/HDG.

ADIRU pun menyediakan isu Ground Speed (GS) untuk kondisi penerbangan atau darat, sebagai back-up. Tombol pemilih BAROmetric memungkinkan tampilan serta pembiasaan tekanan barometer standar di hPa. Saat Landing System P/BSW, terletak di kanan atas Bagian dari indikator, didorong, sisik G/S serta LOC terlihat.

BUGS P/BSW memungkinkan untuk menampilkan halaman BUGS. Halaman ini dipakai untuk memprogram berkecepatan serta ketinggian karakteristik yg ditampilkan pada skala berkecepatan serta ketinggian terkait.

P/B (-) dipakai untuk mendapatkan susukan ke bug berikutnya serta P (+) untuk kembali ke bug sebelumnya. Parameter udara serta inersia diproses oleh modul perhitungan dengan memakai data dari modul tekanan serta inersia.

Modul Tekanan mengirimkan data tekanan total serta statis sementara modul inersia mengirimkan Percepatan serta data tingkat sudut. Setelah dihitung, parameter dikirim ke modul tampilan untuk ditunjukkan kepada kru.

Data LS dikirim oleh Multi-Mode Receiver (MMR) 1. Parameter Sistem Data / Inertial Reference (ADIRS) yg dihitung oleh ISIS dikirim ke Flight Data Interface and Management Unit (FDIMU). ISIS sanggup beroperasi dari 0 - 600 kts tanpa memburuknya data berkecepatan udara.

Bisa beroperasi dari -2.500 hingga 55.000 kaki serta hingga 40.000 kaki / menit tanpa kerusakan data altimeter. Data cakrawala, ISIS sanggup beroperasi dari -180 hingga +180 derajat tanpa kemerosotan.

[  B737NG Flight Instrument Display  (6)
[  FAA Integrated Standby Instrument System  (1) - SMITH
[  A330 Navigation and Flight Management Systems  (8) - AIRBUS
[  Integrated Electronic Standby Instrument  (2) - THALES
[  iSFD integrated Secondary Flight Display  (2) - MEGGITT
[  BackUp Flight Instruments  (6)
[  GH-3100 Electronic Stby Instrument System  (34) - GOODRICH
[  DASH8 Q400 Indicating and Recording Systems  (139)
[  EMBRAER 135/145 Flight Instruments  (47)

[  AVIONICS Knowledge  ]

Ahrs | Attitude And Heading Reference System

Terdiri dari sensor pada tiga sumbu yg menunjukkan informasi Heading serta Attitude untuk pesawat terbang, termasuk Roll, Pitch serta Yaw. Dirancang menggantikan instrumen penerbangan Gyroscopic mekanis tradisional serta menunjukkan keandalan serta akurasi yg superior yg sangat dibutuhkan.

Suatu bentuk Estimasi Non-Linier seperti Extended Kalman Filter biasanya dipakai untuk menghitung solusi dari aneka macam sumber.

AHRS | Attitude and Heading Reference System terdiri
  ➽  Sistem Giroskop
  ➽  Akselerometer
  ➽  Solid-State Magnetometer atau
  ➽  MicroElectroMechanical (MEMS) pada ketiga sumbu.

Perbedaan Inertial Measurement Unit (IMU) serta AHRS
Penambahan sistem pemrosesan On-Board di AHRS yg menunjukkan Informasi Heading serta Attitude versus Inertial Measurement Unit (IMU) yg hanya menunjukkan Data Sensor ke perangkat aksesori yg menghitung perilaku serta posisi. Selain penentuan perilaku AHRS sanggup menso bab dari Inertial Navigation System (INS).

AHRS - Menso sangat mahir serta umum dipakai di pesawat komersial serta bisnis. AHRS biasanya terintegrasi dengan Electronic Flight Instrument Systems (EFIS) yg merupakan bab sentral  kokpit kaca, untuk membentuk tampilan penerbangan utama.

AHRS - Dapat dikombinasikan dengan komputer data udara untuk membentuk "Air Data Attitude and Heading Reference System" (ADAHRS), yg menunjukkan informasi aksesori menyerupai berkecepatan udara, ketinggian serta suhu udara di luar.

Singkatan dalam teknologi untuk Array Sensor yg dipakai di AHRS ialah MARG (Magnetic, Angular Rate, serta Gravity).

How It Works

Attitude and heading reference systems (AHRS)
Menyediakan informasi Heading serta Attitude dengan Akurasi serta Keandalan yg lebih besar daripada Gyros Mekanis Tradisional selama bertahun-tahun. Sistem Solid-State ini memberikan informasi serta bagaimana cara melakukannya dengan memakai peralatan yg semakin kecil serta lebih ringan.

Mikro Elektronik
Fitur utama AHRS meliputi
  ➽  Micro-Electronic Mechanical Gyros
  ➽  Akselerometer
  ➽  Magnetometer atau Katup Fluks. Micro-Electronic Mechanical Gyros bertanggung jawab untuk menangkap data gerak dikala pesawat bergerak mengelilingi ketiga sumbu.

Melakukan dengan memakai Komponen Bergetar. Sebagai arah perubahan pesawat terbang, Getaran ini menyimpang serta penyimpangan sanggup diukur serta dipakai untuk menghitung data perubahan terarah.

Gyro Drift
Memperhitungkan Gyro Drift, yg sanggup menghasilkan data yg salah, AHRS mengandalkan
➽  Accelerometers
      Menggunakan gaya gravitasi untuk disokan rujukan perilaku awal sekaligus rujukan meserta
➽  Magnetometer atau Katup Fluks
      Menggunakan meserta magnet bumi untuk menunjukkan informasi Heading.

AHRS - Menggabungkan semua informasi dari komponen yg berbeda serta melaksanakan algoritma serta perhitungan yg kompleks untuk menunjukkan Heading serta Attitude yg sangat Handal.

[  Accelerometer for AHRS Application  (3) - SAFRAN
[  Attitude and Heading Reference System  (4) - InertialLabs
[  AHRS with Rotation-Aiding Visual Landmarks  (7)
[  Chapter 4 - Attitude System  (59)
[  Inertial Attitude and Position Reference System  (15)
[  IG-500A Attitude and Heading Reference System  (4) - SBG Systems
[  SP-4 Attitude and Heading Reference System  (32)
[  SIGMA 40 Attitude and Heading Reference System  (2) - SENSOR
[  MEMS Attitude and Heading Reference System  (21)

[  AVIONICS Knowledge  ]

Accelerometers

Perangkat Elektromekanik yg dipakai untuk mengukur kekuatan akselerasi. Kekuatan semacam itu mungkin Statis, menyerupai Gaya Gravitasi yg terus-menerus atau, menyerupai banyak perangkat mobile, yg dinamis untuk mencicipi Gerakan atau Getaran. Akselerasi ialah pengukuran Perubahan berkecepatan, atau Kberkecepatan dibagi dengan Waktu.

Accelerometer yg membisu di permukaan bumi akan mengukur Percepatan Gravitasi Bumi, Lurus ke atas (definisi) dari g ≈ 9,81 m / s2. Sebaliknya, akselerometer jatuh bebas (ke arah sentra Bumi pada tingkat sekitar 9,81 m / s2) akan tergukur Nol.

Accelerometer
 ➽ Memiliki beberapa aplikasi dalam industri serta sains.

 ➽ Yang sangat sensitif - komponen sistem navigasi inersial pesawat terbang serta rudal.
 ➽ Untuk mendeteksi serta memantau getaran pada mesin yg berputar.
 ➽ Di komputer tablet serta camera digital sehingga gambar di tampilan selalu ditampilkan tegak.
 ➽ Di pesawat tak berawak untuk stabilisasi penerbangan.

Accelerometer terkoordinasi dipakai untuk mengukur perbedaan dalam akselerasi yg tepat, terutama Gravitasi, selama pemisahannya di ruang angkasa; Yaitu Gradien Meserta Gravitasi. Gradiometri Gravitasi berguna alasannya ialah Gravitasi Mutlak ialah imbas yg lemah serta bergantung pada kepadatan Lokal Bumi yg cukup bervariasi.

Model Akselerometer Tunggal serta Multi sumbu untuk mendeteksi besaran serta arah percepatan yg tepat, sebagai kuantitas Vektor, Digunakan untuk mencicipi Orientasi (karena arah perubahan berat), mengkoordinasi kan Percepatan, Getaran, Kejutan serta Kejatuhan.

Media Resistif (Perubahan akselerasi yg tepat, dimulai pada nol, kemudian meningkat). MicroMachined Accelerometers semakin hadir di perangkat elektronik portabel. Untuk mendeteksi Posisi Perangkat.

Beberapa Akselerometer memakai Efek Piezoelektrik - Mengandung Struktur Kristal Mikroskopis yg ditekankan oleh Gaya Akseleratif, yg menimbulkan voltase dihasilkan. Cara lain untuk melakukannya ialah dengan mencicipi perubahan Kapasitansi atau Resistansi

MEMS (Micro-Electro Mechanical System) berbasis Accelerometers ialah perangkat yg mengukur akselerasi yg tepat. Teori Relativitas, akselerasi yg sempurna ialah akselerasi fisik yg dialami suatu benda. Akselerasi psikis sanggup diukur oleh sensor.

Sistem Navigasi Inersia - Bantuan Navigasi yg memakai komputer serta Sensor Gerak (Accelerometers) untuk terus menghitung melalui perhitungan Posisi, Orientasi, serta Kecepatan (Arah serta Kecepatan Gerakan) benda bergerak tanpa memerlukan Referensi Eksternal.

Sistem Navigasi Inersia - atau perangkat yg terkait dekat termasuk sistem panduan inersia, platform acuan inersia, serta banyak variasi lainnya.  Akselerometer tidak untuk memilih perubahan ketinggian di atas jarak di mana penurunan Vertikal Gravitasi yg signifikan, Untuk pesawat terbang serta roket. Perlu asertaya proses kalibrasi serta reduksi data secara numerik tidak stabil.

Accelerometer MEMS serta Giroskop

Sistem MicroElectroMechanical (MEMS) menggabungkan komponen mekanik serta listrik ke dalam struktur kecil dalam Skala Mikrometer. Dibentuk oleh kombinasi teknologi semikonduktor serta mikrofabrikasi (Pemrosesan mesin mikro untuk mengintegrasikan semua elemen elektronik, sensor, serta mekanik ke substrat silikon yg umum).

Komponen MEMS - Elemen mekanik, Mekanisme penginderaan, serta ASIC atau Mikrokontroler. Sensor MEMS mempunyai banyak aplikasi dalam mengukur Percepatan Linear sepanjang satu atau beberapa sumbu, atau gerakan sudut sekitar satu atau beberapa sumbu sebagai masukan untuk mengendalikan sistem.

Sensor Accelerometer MEMS mengukur perpindahan massa dengan rangkaian antarmuka pengukuran posisi. Pengukuran itu kemudian diubah menso sinyal listrik digital melalui konverter analog-ke-digital (ADC) untuk pemrosesan digital. Giroskop, bagaimanapun, mengukur baik perpindahan massa beresonansi serta bingkainya alasannya ialah Akselerasi Coriolis.

Operasi Dasar Accelerometer
Hukum Gerak Newton Kedua mengungkapkan bahwa Akselerasi (m / s2) suatu benda berbanding lurus dengan, serta dengan arah yg sama dengan Gaya Bersih (Newton) yg bekerja pada tubuh, serta berbanding terbalik dengan massanya (gram).

Akselerasi = Force (Newton)
(M / s2) Massa (gram)

Penting - Akselerasi membuat kekuatan yg ditangkap oleh prosedur pendeteksi gaya accelerometer. Kaprikornus akselerometer benar-benar mengukur kekuatan, bukan akselerasi. Dasarnya mengukur akselerasi secara tidak pribadi melalui sebuah gaya yg diterapkan pada salah satu sumbu accelerometer.

Accelerometer Versus Giroskop
Accelerometer
➤ Mengukur Percepatan Linear (mV/g)
     sepanjang satu atau beberapa sumbu.
Giroskop
➤ Mengukur Kecepatan Sudut (mV/deg/s).

Jika mengambil Accelerometer serta memaksakan Rotasi ke Arahnya (yaitu gulungan). jarak d1 serta d2 tidak akan berubah. Akibatnya Output Accelerometer tidak akan merespon perubahan dalam Kecepatan Sudut.

Bingkai yg mengandung massa beresonansi terhubung ke substrat oleh pegas 90 derajat Relatif terhadap gerakan resonansi. Mengukur Akselerasi Coriolis meski penginderaan kapasitansi pada elektroda antara Rangka dalam serta Substrat.

Aplikasi Accelerometer serta Giroskop
Prinsip Momentum Sudut, Giroskop membantu menunjukkan Orientasi. Perbandingan, Akselerometer mengukur Percepatan Linier menurut Getaran.

Giroskop
➤ Digunakan dalam Navigasi pada kendaraan udara tak berawak, kompas serta kapal besar, yg pada akibatnya membantu stabilitas navigasi.

Accelerometer
➤ Tersebar luas dalam penggunaan serta di Rekayasa, Mesin, Pemantauan perangkat keras, Pemantauan bangunan serta Struktural, Navigasi, Transportasi serta Elektronik konsumen.

Memilih Accelerometer

Memilih Accelerometer untuk aplikasi tertentu,
Penting untuk mempertimbangkan beberapa karakteristik utamanya:

Bandwidth (Hz)
Sensor menunjukkan rentang frekuensi getaran dimana respons accelerometer atau seberapa sering pembacaan yg hebat sanggup dilakukan. Manusia tidak sanggup membuat gerak badan jauh melampaui kisaran 10Hz to12Hz. Untuk alasan ini, bandwidth 40Hz hingga 60Hz cukup untuk mencicipi kemiringan atau gerak manusia.

Sensitivitas (mV/g atau LSB/g)
Ukuran Sinyal Minimum yg sanggup dideteksi atau perubahan pada sinyal listrik keluaran per perubahan mekanik input. Berlaku hanya dalam satu frekuensi saja.

Voltage Noise Density (µg/SQRT Hz)
Perubahan Noise Tegangan dengan akar kuadrat terbalik dari Bandwidth. Semakin cepat kita membaca perubahan accelerometer, semakin jelek akurasi yg kita dapatkan. Kebisingan mempunyai dampak yg lebih tinggi terhadap performa akselerometer ketika beroperasi pada kondisi g rendah dengan sinyal keluaran lebih kecil.

Zero-g Voltage
Menentukan Kisaran Voltase yg sanggup dimaksudkan pada output di bawah 0g percepatan.

Frekuensi Respon (Hz)
Rentang Frekuensi yg ditentukan dengan pita toleransi (± 5%, dll) dimana sensor akan mendeteksi gerakan serta melaporkan keluaran yg sebenarnya. Toleransi grup band yg ditentukan memungkinkan pengguna menghitung berapa sensitivitas perangkat menyimpang dari Sensitivitas Referensi pada frekuensi apapun dalam rentang frekuensi yg ditentukan.

Dynamic Range (g)
Kisaran antara Amplitudo terdeteksi terkecil yg sanggup diukur Akselerometer ke Amplitudo terbesar sebelum mendistorsi atau memotong Sinyal Keluaran.

\

[  Using Low-Cost MEMS 3D Accelerometer  (9)
[  Accelerometer Gyroscope Design Guidelines  (13) - InvenSense
[  Accelerometer Gyro Datasheet  (5) - FRC
[  Human Motion Capture Using Tri-Axial Accelerometers  (49)
[  MEMS Sensors and Systems (19)
[  An Introduction to Inertial Navigation  (37) - CAMBRIDGE
[  Accelerometer and Gyroscopes Sensors  (11) - MAXIM

[  AVIONICS Knowledge  ]

[  KNOWLEDGE | Pengetahuan  ]

Irs | Inertial Reference System

Menyediakan Data Navigasi Inersia ke sistem pengguna. Menggunakan Cincin Laser Gyro bukan Gyro tingkat Konvensional untuk mencicipi tingkat sudut perihal Poros Roll, Pitch serta Yaw. Sistem ini disebut Strapdown alasannya ialah Sensornya terpasang pada baserta pesawat.

Inertial Reference System (IRS) mencakup
 ➥ Dua Inertial Reference Unit (IRU)
 ➥ Satu Inertial System Display Unit (ISDU)
 ➥ Satu Mode Select Unit (MSU)
 ➥ Satu Master Caution Unit  (MCU)
 ➥ Dua Digital/Analog Adapters (DAA) )
 ➥ Dan Radio Digital Distance Magnetic Indicator (RDDMI).
IRS menyediakan  Inertial Navigation Data serta Inertial Flight Control Data ke sistem lain.

Fungsi utama setiap IRU - Merasakan serta menghitung percepatan linear serta tingkat kemiringan sudut pada Poros Pitch, Roll, serta Yaw pesawat terbang. Data ini dipakai untuk menampilkan Pitch and Roll serta perhitungan Navigasi.

IRU berisi tiga Gyros Laser serta tiga Akselerometer. Tingkat sudut indera serta Percepatan Linear. Data yg dirasakan dipecahkan ke koordinat Vertikal Lokal serta digabungkan dengan input Data udara untuk menghitung :
 ➥  Position (latitude, longitude)
 ➥  Attitude (pitch, roll, yaw)
 ➥  True and magnetic heading
 ➥  Windspeed and direction
 ➥  Velocity
 ➥  Accelerations
 ➥  Angular rate data
 ➥  Altitude

Output IRS ditampilkan pada display sistem instrumen penerbangan. Juga ditampilkan pada Flight Management Computer System Control Display Unit (FMCS-CDU)  (Ref 34-62-01). Parameter yg dipilih pun ditampilkan pada Inertial System Display Unit (ISDU).

Theory of Operation

IRS menyediakan Acuan dasar serta Referensi Sikap dilakukan melalui perhitungan menurut Accelerometer serta Sinyal Gyro Laser. Tiga Accelerometers serta tiga Laser Gyros digunakan. Berasal dari tipe Strap-Down serta diposisikan di unit rujukan inersia berorientasi di tiga sumbu pesawat.

IRU mencicipi Percepatan serta Rotasi di tiga sumbu. Manipulasi sinyal komputer dari enam sensor memperlihatkan sinyal teladan dasar serta sinyal teladan bersamaan dengan Posisi, Akselerasi, Kecepatan Ground, Sudut Drift serta Informasi Sikap.

Persyaratan pertama yg harus dipenuhi untuk operasi IRS yg sempurna ialah Penyelarasan. Penyelarasan IRS intinya terdiri dari penentuan Vertikal Lokal serta Heading awal.

ALIGNMENT

Penyelarasan IRS terdiri dari penentuan Heading vertikal serta awal lokal. Baik input accelerometer serta laser gyro dipakai untuk penyelarasan. Perhitungan alignment memakai premis dasar bahwa percepatan hanya selama alignment ialah alasannya ialah gravitasi bumi; Satu-satunya gerakan selama penyelarasan ialah alasannya ialah Rotasi Bumi.

Akselerasi tanggapan Gravitasi selalu tegak lurus terhadap permukaan bumi serta dengan demikian memilih vertikal lokal. Vertikal lokal ini dipakai untuk meyesuaikan data perilaku sehingga diacak secara akurat vertikal. Awalnya, hanya vertikal bernafsu yg terbentuk.

Setelah vertikal terbentuk, komponen tingkat bumi gyro pengenal laser dipakai untuk memilih Heading pesawat terbang. Seiring penyelarasan berlanjut, baik rujukan vertikal maupun penentuan posisi disetel dengan baik untuk akurasi maksimum.

Orientasi sumbu Vertikal Rreferensi Ssikap Relatif terhadap permukaan bumi didasarkan masukan posisi pesawat ke IRU. Posisi awal dilakukan selama periode Penyelarasan. Penginderaan bumi oleh Gyros Laser memungkinkan IRU memilih Lintang awal.

NAVIGATE

Mode Navigasi, IRU menyediakan output untuk posisi sekarang, percepatan, sudut lintasan, sudut drift, berkecepatan ground, serta data angin.

Keluaran ini semuanya dari Data Sensor Gyro serta Accelerometer. Sikap awal, sinyal arah serta berkecepatan dimodifikasi oleh masukan dari sensor untuk menetapkan parameter waktu konkret melalui perhitungan Integrasi serta Komputer.

Perhitungan pemanis oleh komputer menetapkan parameter menyerupai posisi sekarang, Ground speed serta Drift angle.

Masukan dari komputer Data udara dipakai untuk ketinggian serta tingkat ketinggian yg diserap secara samar serta ketinggian (Ketinggian Baro) serta Kecepatan / Arah Angin (True Airspeed).

ACCELEROMETER

IRU berisi tiga akselerometer, satu untuk masing-masing dari tiga sumbu: Longitudinal, Lateral serta Vertikal. Akselerasi sepanjang sumbu input menggerakkan MASSA

Pickoff Capacitive mengubah posisi berubah menso sinyal kesalahan listrik ke amplifier servo.

Penguat servo tidak mengeluarkan sinyal kesalahan dengan mengembalikan massa bukti ke posisi nol memakai koil torquer. Arus pada koil torquer yg diharapkan untuk membatalkan sinyal kesalahan ialah sinyal keluaran analog mewakili akselerasi.

Sinyal keluaran analog terintegrasi sekali untuk memperlihatkan berkecepatan serta terintegrasi untuk kedua kalinya. Sensor suhu disediakan untuk setiap sumbu (X, Y, Z) untuk meningkatkan akurasi akselerometer.

Setiap sensor memperlihatkan sinyal yg sebanding dengan suhu. Sinyal ini dipakai oleh IRU untuk kompensasi serta koreksi data sensor.

GYRO LASER

Cincin Laser Gyro - Menggunakan sinar laser untuk mengukur putaran sudut.
Gyro - Laser Helium-Neon berbentuk segitiga yg menghasilkan dua balok cahaya, satu berjalan searah jarum jam serta satu arah berlawanan arah jarum jam.

Produksi berkas cahaya, atau pengungkit, terso di kawasan pelepasan gas dengan mengionisasi adonan tekanan rendah gas helium-neon dengan voltase tinggi untuk menghasilkan debit cahaya.

Cahaya yg dihasilkan dari lasing dipantulkan di sekitar segitiga oleh cermin di setiap sudut segitiga untuk menghasilkan sinar searah jarum jam serta berlawanan arah jarum jam.

Panjang jalur di sekitar rongga dipantau dengan hati-hati serta diadaptasi sehingga merupakan kelipatan integral dari panjang gelombang laser daya puncak.

Bila gyro laser sesertag beristirahat, frekuensi dua balok laser yg berlawanan sama. Ketika laser gyro diputar sekitar sumbu yg tegak lurus terhadap bisertag pengungkit, perbedaan frekuensi antara dua hasil sinar laser.

Perbedaan frekuensi dibentuk alasannya ialah berkecepatan cahaya konstan. Satu sinar laser mempunyai jarak yg jauh lebih terang untuk melaksanakan perjalanan daripada sinar laser lainnya dalam menuntaskan satu celah di sekitar rongga.

Sedikit cahaya dari dua sinar laser melewati salah satu cermin (kurang dari 0,2%). Balok digabungkan oleh frekuensi optik untuk menghasilkan frekuensi denyut. Berupa pola pinggiran (Gangguan).

Ini mengalahkan frekuensi cahaya yg analog dengan dua frekuensi audio yg berbeda yg dikombinasikan untuk menghasilkan frekuensi perbedaan ketiga.

Bila frekuensi sinar laser berbeda, pola pinggiran garis gelap serta ringan alternatif dibuat. Photodiodes mencicipi tingkat pola pinggiran serta arah gerakan. Frekuensi serta fase relatif dari dua keluaran dioda memperlihatkan magnitudo serta arah putaran gyro.

Pada tingkat rotasi rendah, perbedaan frekuensi kecil antara sinar laser mengakibatkan kopling balok. Ini mengunci frekuensi bersamaan pada satu nilai palsu. Untuk mengimbangi dampak ini motor ganggu peizoelectric dipakai untuk menggetarkan blok laser melalui area lock-in.

Getaran mempunyai rata-rata nol bersih. Ini tidak menghasilkan rotasi inersia bersih. Getaran motor gentar dapat dirasakan pada perkara IRU serta menghasilkan dengung yg terdengar.

[  Air Data and Inertial Reference Unit  (2) - Thales
[  Air Data Inertial Reference System (ADIRS)  (2) - Honeywell
[  Air Data Module  (2) - Honeywell
[  Automatic Inertial Reference Unit Test System  (4) - Aeroflex
[  Data Entry and Navigational Issues Airbus A330  (40) - ATSB
[  Fault Tolerant ADIRU  (6)
[  Global Navigation, Air Data, IRU (GNADIRU)  (2) - Northrop

[  AVIONICS - Knowledge  ]

[  KNOWLEDGE | Pengetahuan  ]