BÖLÜM 1 AIR DATA SYSTEM (HAVA VERĠ SĠSTEMĠ) ADS (Air Data System; Hava Veri Sistemi ), helikopter, uçak gibi atmosferin değişik
yüksekliklerine ulaşabilen hava araçlarında konum bulmaya yarayan seyrüsefer sistemidir. Konum bulma yöntemi DR (Dead-Reckoning) prensibine dayanır. Bu yöntemde hava aracının ilk konumu kesin olarak bilinmektedir. Uçuş halindeki konumlar anlık hava basınçlarının ölçülmesi ile elde edilir. Hava basınçları ölçülerek,
hava aracının yere göre hızı ve rüzgâr hızı hesaplanmaktadır. Basınç ölçümü pitot-tube denen, kabuk yüzeyine yerleştirilmiş bir sensörle yapılmaktadır. Pitot -tube’ dan elde edilen analog veriler ADC (Air Data Computer)'da dijitale dönüştürülür ve formüllerle Unit)'ine iletilerek hava hızı , ve yer hızı hesaplanıp hava aracının CDU (Control Display Unit)'ine
pilotun kullanımına sunulur sunulur [1].
1.1. PĠTOT STATĠK SĠSTEMĠ Pitot statik sistemleri ve tüpleri, uçağın kendisine bağlı olarak çalışan alet ve cihazlara
statik hava basıncını sağlayarak, uçağın yükseklik, mach sayısı ve düşey hızı gibi verilerini tespit etmekte kullanılır. Pitot-Statik aletler (Sürat saati, altimetre ve varyometre), sürat ve irtifayı ölçmek için
hava basıncındaki değişiklikleri kullanır. Pitot basıncı (dinamik basınç olarak da adlandırılır) sadece sürat saatine irtibatlı iken statik basınç her üç alete de irtibatlıdır. Şekil 1.1’ de basit bir pitot statik sistemi görülmektedir.
2
Şekil 1.1 Basit bir pitot statik sistemi Sistem, burun üst tarafına yerleştirilmiş 3 tane Pitot tüpü ve vertica l stabilizer üzerindeki 1 tane pitot tüpü, 10 tane statik port, 2 tane t ane statik selektör valfından meydana gelmiştir. Pitot tüpleri ve statik portlar her uçağa göre değişir. Yolcu uçaklarında adet olarak daha çok, savaş uçaklarında tek olarak bulunur. Yolcu uçaklarında kaptan veya first officer olarak sağlı sollu olarak bulunur. Bunlar, uçakların tasarımlarına göre en az hava karışıklığının olduğu bir bölgede uçuş yönünde yani burun kısmına doğru bakar.
Genelde uçakların hücum kenarlarında dikey stabilizenin yanında kanatların önünde olabilir. Hava olaylarından, nemden, yağmurdan ya da sudan korunmaları için de drain hatları vardır. Tıpalar açılarak drain işlemi yapılır. Buzlanmaya karşı önlem olarak da ısıtıcı devreleri vardır ve ısıtılırlar. Uçaklar indikten sonra kontrolleri yapılırken dikkat edilmelidir. Çalışma sistemleri basit olarak şöyle gerçekleşir: Uçak hareket hali nde iken pitot tüpüne giren hava akımı, burada burada bir basınç oluşturur. Tüpten alınan basınç basınç ile uçak gövdesinin yan yüzeylerinde bulunan statik basınç portlarından giren hava hesap ederek sistemlerin çalışması için gerekli kaynağı sağlar. Cihazlara doğru ve sağlam bilgilerin sağlanabilmesi için, statik portların deliklerinin daima açık ve temiz olması gerekir. Aksi takdirde hatalı basınç bilgisi geleceğinden uçağın seyrine etki edecek, pilotları
3
yanıltacaktır. Çünkü gelen bilgiler ışığında hareket edileceğinden, istenmeyen sonuçlar açığa çıkacaktır. Bu yüzden önemle dikkat edilmesi gereken nokta; özellikle bakım sırasında, statik port deliklerinin üzerlerinin bant ya da yapışkan türü ya da benzeri malzeme ile kapatılması çok sakıncalıdır. Bakım çıkışı sökülen yapışkan türü kapatıcılar geride delikler üzerinde yapışkan maddeleri bıraktığı için, havada uçuşan toz, toprak ya da benzerleri portların üzerine yapışacağından delikleri tıkayıp zamanla oluşan hava basınç değerini daha az göstermeye başlayacak, başlayacak, bu da kokpitte, örneğin, süratin daha az olduğunu gösterecek, mach sayısını gibi parametreleri etkileyecektir [2], Pitot tüplerini ve statik portları buzlanmaya karşı koruyan ısıtıcıların kontrolleri overhead (baş üstü ) panelde yer alır.
Şekil 1.2 Isıtıcı kontrol paneli Pitot statik sistemi pitot tüpü, statik basınç delikleri ( static ports veya static vent holes ), hava hızı göstergesi, altimetre (yükseklik göstergesi) ve “Varyometre” denen dikey hı z
göstergesinden göstergesinden oluş ur. Şekil 1.3’ te pitot pit ot statik sisteminin bileşenleri görülmektedir.
4
Şekil 1.3 Pitot statik sisteminin bileşenleri
1.1.1. PĠTOT TÜPÜ Pitot tüpü, gaz ve sıvı gibi akışkanların akma hızlarını ölçen bir aygıttır. Aygıta bu ad, 1732'de su akışını ölçen aygıtlar konusunda araştırma yapan Henry Pitot’un anısına verilmiştir. İlke olarak, açık bir tüp bir akışkan içine yerleştirilirse, akışkanın hızı arttıkça, tüp içinde bir basınç yükselmesi oluşur. Dolayısıyla, tüpün öteki ucuna takılacak bir basınçölçer, akışkanın hızını gösterebilir [3]. Tüpün akışkana açık olan bölümd e akışkan hızını saptayabilmek için, çevredeki statik basınç ile toplam basınç arasındaki fark ölçülmelidir. Bu fark, statik ağızlarla algılanır. Yalın sistemlerde ağız delikleri, dış tüpün yan kenarları üstüne açılır. Ama büyük sistemlerde, sözgelimi uçaklarda, hava akışı karmaşık olduğundan, statik ağızlar çok değişik konumlara yerleştirilir ve ölçme sırasında bunların basınç ortalaması alınır [3]. Toplam basınç, doğrudan doğruya akışkanın yoğunluğuna bağlıdır. Yoğunluk da, gene doğrudan, mutlak sıcaklıkla, ilgilidir (mutlak sıfır noktası 273° Kelvin'dir). Hız ölçümünde (hava içinde) sıcaklık değişikliklerinin neden olduğu yanılgı miktarı, her santigrat derecesi için % 0,2 düzeyindedir. Uçaklardaki hız ölçme sistemlerinde, yanılgı önem taşımadığı için, genellikle sıcaklık düzeltmesi kullanılmaz. Akışkan hareketinin düzgün olduğu bir ortamda (türbülansın olmadığı bir ortamda), L biçimli pitot tüpü yeterli olur. Akışkanın akma doğrultusunda ± 10°' lik bir sapma
5
olursa, ölçmelerde önemli yanılgılar ortaya çıkar. Giriş deliği uygun biçimde düzenlenirse, ± 60° kadar olan sapmalar bile sorun yaratmaz. Genel amaçlı bir pitot tüpünün çapı 8 mm, yüzeyi de çok düzgündür. Ucuna, akışkanı en az bozacak biçim verilir. Özel amaçlar için, daha büyük ya da daha küçük boyutlarda pitot tüpleri yapılabilir. Bunların içine genellikle, sıcaklık algılayan öğeler yerleştirilir. Ses üstü koşulları içinse, bütünüyle özel düzenlemeler gerekir. Çok sayıda tüpten oluşan pitot grupları, akışkandaki türbülansı ya da akışkanın geliş açısını ölçebilecek biçimde düzenlenir. Buzlanma söz konusu olursa, elektrik ısıtıcıları eklenir [3]. Ana tüp genellikle, ya paslanmaz çelikten ya da demir olmayan bir metalden yapılı r. Çevre öğeler plastikten ya da lifli malzemelerdendir. Herhangi bir zedelenme olasılığı varsa, tüp, koruyucu kılıf içine alınır. Ama kılıfın, akışı engellemeyecek biçimde olması gerekir. Ayrıca, zamanla biçiminin bozulmaması için, aygıtın burun bölümü öz el olarak sertleştirilir [3]. Ses hızının altındaki hızlarda, pitot statik sistemin algıladığı basınç farkı, akışkan hızının karesiyle orantılıdır. Başka bir deyişle, akışkanın gerçek hızı iki katına çıktığında, basınç farkı dört kata ulaşacaktır. Akışkan hızı ses hızına yaklaştıkça, ses üstü koşullara erişilinceye kadar şok dalgaları oluşmaya başlar. Ses üstü koşullarda, bazen hız artsa bile, basınç düşmesi gözlenir. Bu hızlarda, özel biçimli tüpler kullanmak gerekir [3].
Düşük hızlı hava akışlarında basınçlar çok küçüktür. Sözgelimi, 1 m/saniyelik bir hız için yalnızca 0,001 bar'lık bir basınç, 100 m/saniyelik bir hız için de 0,1 bar'lık bir basınç oluşur. Bu nedenle, uçak gibi hızlı hareket eden araçlarda, hız ölçümü pitot tüpleriyle yapılır. Bununla birlikte, yüksekliğe ve sıcaklığa bağlı olarak hava yoğunluğunun değişmesi, çeşitli güçlükler yaratır. Uçak göstergesinde okunan hız, gerçek hava hızına eşit değildir. 1000 metrede gerçek hava hızı, yaklaşık olarak gösterge hızının iki katı kadardır [3]. Şekil 1.4’ te pitot tüpü görülmektedir.
6
Şekil 1.4 Pitot tüpü Pitot tüpleri 3 tane olup, burun üst tarafına dıştan monte edilmiştir. Kokpit’ten bakıldığında, sol pitot tüpü kaptan, sağ pitot tüpü first officer, ortadaki ise yardımcıdır. Sol pitot tüpü CAPT. Mach-airspeed indicator’ı, sağ pitot tüpü F/O Mach -Airspeed indicator’u, maksimum airspeed warning sensörü, ortada bulunan auxiliary pitot tüpü de air data computer’ı besler. 1.1.2. STATĠK SĠSTEM
Statik basınç mutlak ortam basıncıdır. Bu basınç uçağın göv desinde bulunan statik portlar tarafından hissedilir. Statik portlar sağda 5 tane, solda 5 tane olmak üzere toplam 10 tanedir. Gövde ile aynı düzlemde çıkıntısız olarak yerleştirilmişlerdir. Uçağın yaw (sağa-sola sapmak) hareketinden dolayı meydana gelecek basınç hatalarını düzeltmek için sağ ve soldaki ilgili statik portlar birbirleriyle bağlanıp, tek bir hat ile sistemi beslemektedir. Bu durumda her iki porttaki basıncın ortalama değeri alınmış olur. Sağ ve sol taraftaki statik portlardan captain, first officer, cabin pressure ve auxiliary olanlar
bir grup olarak daire içerisine alınarak dizayn edilmiştir. Alternate statik portu ise uçağın burnuna doğru daha yakın kısımda daire içine alınmıştır [4].
7
1.1.2.1. KAPTAN STATĠK PORTLARI
CAPT Mach-airspeed in dicator ve vertical speed indicator’ ü besler. 1.1. 2.2. YARDIMCI KAPTAN STATĠK PORTLARI
F/O Mach-airspeed indicator, vertical speed indicator, altimetre ve overspeed warning
sensörü besler. 1.1. 2.3. AXUILARY (YARDIMCI) STATĠK PORTLARI
Air data bilgisayar’ı cabin pressure statik portlar; cabin altimetre-differetial pressure indicator’ca cabin pressure kontrol’ü için veri sağlar. 1.1.2.4. ALTERNATE ( ALTERNATĠF) STATĠK PORTLAR
Flight recorder’ı besler.
Şekil 1.5 Air Data Sistemi Blok Şeması
8
Şekil 1.6 Uçaklarda Pitot Probu Ve Statik Port Yerleşimi
1.1.3. ALTĠMETRE Uçakların deniz seviyesine göre yüksekliğini feet cinsinden gösteren göstergelere altimetre denilir. Statik basınç ile çalışır. Statik basınç deliklerinden alı nan hava basıncına göre yüksekliği ölçer. Altimetrelerin hassas elemanı aneroit olup içinde standart day (standart bir gün) basıncı (14,7 PSI, 29,93 inch/ hg, 1013,2 MB)
hapsedilmiştir [5].
9
Şekil 1.7 Altimetrenin Yapısı Uçak deniz seviyesinde ise aneroidin içindeki basınç ile statik basınç eşit olacağından ibreler 0 feeti gösterecektir. Eğer uçak irtifa aldığında ise statik basıncın düşmesi sonucunda aneroid genişleyecek ve altimetre ibreleri saat istikametinde olmak kaydıyla yüksekliğin artışını gösterecektir [5]. Altimetre görünüş olarak saate benzer. Akrep yelkovan gibi boyca birbirinden farklı üç ayrı gösterge kolu vardır. En uzun olan 100 feet aralığı, orta uzunluktaki kol ise 1000 feet aralığı, en kısa kol ise 10000 feet aralığı gösterir. Kadranın içinde açılmış bir pencereden de bir düğme ile ayarlanabilir baro metrik basınç görülür. Kalkış yapılan veya inilecek yerin barometrik basıncı ayarlanarak doğru yükseklik değerlerinin elde edilmesi sağlanır. Bazı hava alanlarında orasının denizden yüksekliği kont rol kulesinde büyükçe yazılı r ya da hava trafik kontrol bu bilgiyi radyo ile verir. Uçuş sırasında ise pilotun altimetreyi değişen dış basınca göre ayarlaması gerekir [5]. Altimetrelerin okunması; ilk önce 10.000 feet’leri gösteren ters üçgen uçlu ibre okunur. Sonra 1000 feetleri gösteren ortadaki kısa ve kalın olan ibre okunur. Son olarak 100 feetleri gösteren üstte bulunan uzun ibre okunur. Altimetreler üzerinde bulunan Barber
10
işareti (Barber pole) alçak irtifa sembolü olup 10.000 feetin altında görülen 10.000 feetin üstünde görünmeyen uyarıcı bir ikaz sembolüdür [5].
Şekil 1.8 Altimetre Meydandaki hava yoğunluğu her zaman standart atmosfer değerinde olmadığı için o andaki meydan basıncı girilerek doğru yükseklik değeri elde edebilmek için aletin içine bir kalibrasyon sistemi yerleştirilmiştir. Bu barometrik pencereler genellikle 28,1 -31,00 inch/hg veya 950- 1050 milibar arasında taksimatlandırılmıştır. Meydan basıncının
ayarlanabilmesi için altimetrelerin sol alt köşelerinde barometrik ayar düğmesi vardır. Altimetre ayarlarında referans olarak deniz seviyesinde ısı 15 °C (59 °F) barometrik basınçta 29,92 inch/hg standart bir gün kabul edilmiştir. İyi ayarlanmış bir altimetre deniz seviyesinde standart bir günde 0 feet i göstermesi gerekir. Fakat bar ometrik basınçtaki değişiklikler ile havanın ısıdaki değişikler altimetrenin 0 feetten daha fazla ya da az göstermesine neden olur. Mesela deniz seviyesinde bir uçağın altimetresi 25 °C ’lik sıcaklık ve 29.92 inch/hg bir barometrik basınç altında 0 feet i göstermesine rağmen hava soğur ve o yöreye bir alçak basınç gelir ise altimetre 0 feetten daha fazla (100 -200 feet gibi) değerler gösterir. Hava ısınır ve o yöreye bir yüksek basınç gelirse altimetre 0 feetin altında (-100 - 200 feet gibi) değerler gösteri r [5].
11
1.1.3.1. KABĠN ALTĠMETRESĠ Basınçlandırılmış tüm uçaklarda bulunur ve kabin basıncını feet olarak yükseklik cinsinden gösterir. Pilot bu göstergeye bakarak kabin basıncının limitler içinde olup olmadığını kontrol eder.
1.1.3.2. RADYO ALTĠMETRE 2500 feet yüksekliğin altında çalışmaya başlar. Uçaktan yere radyo sinyali gönderir ve
gidip gelme süresini hesaplayıp uçakla yer arasındaki gerçek mesafeyi/ yüksekliği bulur ve gösterir.
1.1.4. HAVA HIZ GÖSTERGESĠ Hava aracını kaplayan havayı referans alarak, süratini deniz mili (knots) cinsinden gösterir. Hava aracı dışına yerleştirilmiş pitot tüpü üzerinde oluşan basınç miktarının ölçülmesi prensibine göre çalışır. Sürat saatinde görülen değer (indicated airspeed), hava aracının gerçek sürat değerini (true airspeed) göstermez. Saatte görülen değerin, o an içinde bulunulan havanın yoğunluğuna göre düzeltilmesi gereklidir. Benzer şekilde, gerçek yer süratinin (ground speed) hesaplanmasında da rüzgârın hava aracı üzerindeki etkileri dikkate alınmalıdır [6]. Hız göstergelerinin düzgün çalışabilmesi için dinamik hava hattı ile statik hava hattında pislik, toz ve su birikintisi bulunmamalıdır. Uçaklarda dinamik hava uçağın ön bölümünde sağ ve sol dış tarafında bulunan hız pitotlarından temin edilir. Statik hav a ise uçağın sağ ve sol dış tarafında bulunan statik hava girişlerinden alınır [7].
Şekil 1.9 Hava Hız Göstergesi
12
Hız saati aşağıdaki işlemleri yerine getirir;
Kalkış için normal sürate ulaştığını bildirir.
Uçağı stall süratinin üzerinde tutmaya yardımcı olur.
Uçak süratinin emniyet limitleri dışına çıkması durumunu ikaz eder.
En uygun uçuş sürati için gaz ayarına yardımcı olur.
En iyi tırmanış ve süzülüş açıları hesabına esas teşkil eder.
Dalışta sürat artışı, tırmanışta sürat azalması nedeni ile düz uçuş yapılıp yapılmayacağı kontrolünü sağlar.
Gelişmiş uçaklarda pitot -statik bilgileri Air Data Computer (ADC) bölümüne gider. Bu bilgisayar değerlendirme yaparak verileri LCD ekrana yansıtır. Ayrıca hız göstergesinde, üzerinde kırmızı beyaz çizgiler olan Barber Pole ibresi o anki yükseklik, basınç ve sıcaklığa göre maksimum hız sınırını gösterir [7].
Şekil 1.10 Hava Hız Göstergesinin Yapısı Hava hız göstergesi, 60’dan 400 knot’a kadar skala sahası üzerinde hareketli bir ibre tarafından gösterilir. Maksimum müsaade edilebilen airspeed skalası üzerinde 350 knot’taki bir berber işareti ile gösterilmektedir. Mach limiti mach skalasında 0.84’deki berber işareti ile gösterilmektedir.
13
1.1.5. DĠKEY HIZ GÖSTERGESĠ ( VARYOMETRE) Varyometre feet/dakika olarak uçağı n t ırmanış ve alçalış hareketini gösterir. Pito t statik sistemin statik basınç tüpüne bağ lı üç uçuş aletinden biridir. Pilot, alet uçuş u ve e ğitim
uçuşunda varyometreyi uçağı n yunuslama durumunu kontrolde kullan ılır [8]. Aletin üst kısmında yükselme miktarı nı alt k ısmında alçalma miktarı nı gösterir. Kadrandaki işaretler feet/dakika olarak işaretlenmiştir. Aletin sol alt ındaki vida ibreyi sıf ırlamada kullanılır. Aletin hassas eleman ı diyaframdır. Yükseklik değiştikçe atmosferik basınç değişir. Alet mekanizması difizör valf denen ölçülendirilmiş bir delik
düzeni, bir basınç hassas elamanı , diyaframın hareketini ibreye aktaran lüzumlu mekanik bağlantılardan meydana gelmi ştir. Bu mekanizma hava geçirmez bir kasa
içindedir. Bu kasa pito t statik sistemin statik hatt ına bağlıdır. Uçak yükselirken veya alçalırken diyafram dışındaki hava bas ıncı diyafram içindekinden farklı dır. Difizör valfı kasa içindeki bası ncın aynı değişmesini geciktirerek basınç farkını sağlar. Gecikmeden dolayı basınç farkı alçalı rken diyaframın genişlemesine; yükselirken daralmasına sebep olur. Diyaframın bu hareketi ileri geri hareket eden milin di şlilerinin hareketini sağlar. Bunların dönüleri gösterge ibresini hareket ettirir. Uçak yerde ve düz uçuştayken hassas
diyafram içindeki ve dışı ndaki basınç aynı olduğundan ibre 0’ da durur [8].
Şekil 1.11 Varyometre
14
Tırmanış esnasında ise diyafram içindeki hava boş alacağından diyafram basıncı azalır. Diyaframın basıncının azalması ibrenin yükseliş k ısmını hareket ettirir. Süzülüş te alet
içindeki basınç düş ecek diyafram şişeceğinden ibrede 0'ın altında bir değer görürürüz. Varyometreler termoslu tip, odun kömürlü tip, difizör valfi tip ve enstantane tip varyometreler olarak çeş itlendirilmiştir [8].
1.1.5.1. KABĠN VARYOMETRESĠ Basınçlandırılmış yolcu uçakları nda bulunur ve kabin bas ıncıyla çalışır. Çalışma sistemi aynıdır. Kabin basıncındaki değişme hızını gösterir. Uluslar arası sivil havacılık kurallarına göre uçaklardaki kabin bası ncı kalk ışta veya ini şte belli bir oran ın üzerinde artıp / azalmamal ıdır. Bu yolcuların rahatsız olmaması için koyulmuş bir kuraldır [8].
Şekil 1.12 Varyometrenin İçyapısı.
BÖLÜM 2 AIR DATA COMPUTER
(HAVA VERĠ BĠLGĠSAYARI) Air data bilgisi(Altitude, airspeed, vb.) ilk yolculuklardan beri pilotlar için çok önemli bir bilgidir. İlk uçuşlar uçuş aletleri olmadan daha zor gerçekleştirilirdi. Pilot sadece gördüğü mesafeyi, onu yerden yüksekliğini ve hızının stall hızına göre durum bilgilerini sağlayan sesleri hissederek kendi duyularına güvenebilirdi. Bir müddet nispeten yükseklik bilgisi için gözleri mükemmeldi. Yüzündeki rüzgârın kuvvetine güvenebilirdi. Uçak yapısı üzerindeki havanın çıkardığı sesten hızı tahmin edebilirdi. Bütün bunlara rağmen uçmak görüş mesafesinin kısıtlandığı arazilerde ve uygun olmayan hava koşullarında çok zord u [9]. Havacılık teknolojisi geliştikçe havacılık uzmanları olumsuz koşullar oluştuğu zaman uçağın kontrolü için gerekli sistemlere ihtiyaç duyulduğunun açıkça farkına vardılar. Bu farkına varış air data aletlerinin gelişimini başlatmış oldu. Sperry şirket inin sahibi ve kurucusu olan Elmer Sperry uçak aletlerinin gelişimine öncülük yapmıştır. O uçak aletlerini yararlı şekilde gelişimini yaptı ve öncelikle dönüş yatış göstergesi, yapay yatış aletleri ve gyro compass için gyro’yu kullanarak gelişimlere başladı [9]. İlk airspeed göstergesi basit bir anemometredir (rüzgâr ölçeği). Sonra, yay gücü bağlantısı pervane arkasındaki monte edildi ve değişken rüzgâr güçlerini kalibreli gösterge kolunu harekete geçirmesine güvenilmiş oldu. Bu gösterge rüzgârla direkt temasta olacak şekilde monte edildi ve pilot değeri okumak için kokpitten dışarı
bakması gerekiyordu. Daha sonra, pnomatik kokpit airspeed göstergesi geliştirildi Bu alet pitot havası ile statik hava diyaframlarının basınç farklarına bağlıdır. Diyaframda ki hareket basınç farklarından dolayı kokpite yerleştirilmiş olan airspeed göstergesinin
skalasını harekette kullanılır [9].
16
İlk altimetre binlerce feet okuyacak şekilde kalibre edilmiş basit bir aneroid barometredir. Bu aletler kokpitteki göstergenin skalasının hareketini diyaframlardaki farklı basınçlara bağlı olarak sağlarlar. Bu durumda diyafram içindeki değişmez hava ile içten mühürlenmiş bir odacık gibidir. Bu yüzden bu içsel küre basıncı tam vakuma çok yakın olabilir. Diyaframın içindeki havayı temsil eden hava statik basınçtır. Böylece altimetrenin ölçtüğü tam basınca barometrik(statik) basınç denir [9]. Pnomatik air data göstergelerindeki gelişim vertical speed göstergesi ve mach göstergelerindeki gelişim ile devam etmiştir. Böylece yıllarca pnomatik göstergelerine birçok düzenleme uygulanmıştır. Bu düzenlemeler sıcaklık hataları, titreşimin etkilerini yok etmek ve pozisyon hataları için doğruluk ve kompanzasyon gelişimlerini içermektedir. Bu pnomatik göstergeler günümüzde halen küçük uçaklar için birin cil ekipman ve en son askeri ve ticari uçak tipleri için ise ikincil ekipman olarak kullanılmaktadır [9]. 1940 –1950 yılları arasındaki 10 yıl boyunca birçok uzun menzilli ve yüksek irtifalı
taşıma ve bombalama uçakları geliştirilmiştir. Bu uçakların gelişleri ile otomatik pilot ve uçakların artma sistemi (Stability Augmentation System -SAS) için ihtiyaçlar orta ya çıktı. Bu gelişmeler pilotun uzun saatli uçuşlarda yorgunluktan kurtulmasına yardımcı oldu. Bu yeni aviyonik sistemler otomatik pilot kazanç çizelgesi, uçuş modlarında altitude ve airspeed tutmak, servo kontrolü için geri besleme değeri ve daha birçok durum için air data bilgilerine ihtiyaç duydu. Her yeni gereksinim genellikle uçak
üzerindeki tesisat, ağırlık ve kullanılan alan bakımından yeni air data dönüştürücü lerinin gelişimiyle sonuçlanır [9].
2.1. AIR DATA COMPUTER ( HAVA VERĠ BĠLGĠSYARI) NEDĠR? Air data computer (ADC) sistemi, hava bas ıncı ve sıcaklıkla ilgili veriler yardımıyla; altitude, altitude rate, airspeed ve outside air temperature (d ış hava sıcaklığı) gibi bilgilerin hesaplanmasını sağlar. Air data computer, pitot ve statik bas ınç sistemleri ve
total air temperature’dan gelen giriş leri, primary flight display (PFD), navigasyon (seyrüsefer) ve altitude (yükseklik) bilgisi için air data parametrelerini içerir. ADC, pitot-statik birleşik problarından, pitot ve statik hava bas ıncını alır [10].
17
Altitude ve altitude oran ını hesaplamak için statik ve pitot bası ncı arasındaki fark ı kullanır. Bu değerleri daha sonra mach number (mach say ısı) hesaplamak için kullanı r [10].
Sistemin elektriki çık ışları, di ğer uçak sistemlerine ve gerekli hava verilerini göstermek üzere uçuş cihazlarına gönderilir. Ünitenin önünde, iki pnomatik bağ lantı, current status (durum ak ışı) başlatmak veya geçmiş tarih verileri için bir toggle switch ve test
sonuçlarını göstermek için bir led display penceresi vardı r [10].
Şekil 2.1 Air Data Computer Blok Şeması
ADC’ nin arkasındaki bir yuvada bulunan dual connector (çiftli bağ lantı),uçağın bağlantılarıyla dahili elektrik bağlantısı sağlar. ADC, gerekli air data bilgilerini üretmek
için pitot ve statik basınç ve toplam hava sıcaklığını işleyen dijital bir mikro i şlemci kullanır. ADC sıralanmış verileri göstermeyi sağ lar. Bu veriler: Altitude(irtifa), altitude rate (irtifa oranı) ,baro corrected altitude (do ğrulanmış yükseklik bası ncı), computed air speed (hesaplanm ış hava hızı), mach, true airspeed, total air temperature ve statik hava basınçlarıdır. Bunları indikatörler ve sistemler için sağ lar [10].
18
Air data sinyalleri, ARINC 429 busları vasıtasıyla ve analog biçimde diğ er sistemlere
gönderilir. Air data computer ünitesinin önünde iki pnomatik bağ lantı, durum ak ışı başlatmak veya geçmiş tarih verileri için gerekli toggle switch, test sonuçları nı
göstermek için bir led display penceresi vardı r. Ayrıca ADC’ nin arkası ndaki bir yuvada bulunan çiftli bağlantı, uçağın bağ lantıları ile dahili elektrik ba ğlantısını sağlar. ADC, gerekli data bilgilerini üretmek için pitot ve statik basınç ve toplam hava sı caklığını işleyen bir mikro işlemci kullanır [10].
2.2. AIR DATA COMPUTER’ IN YAPISI ADC, Pitot tüpünden dinamik basınç ve statik port’tan statik basınç değerlerini alıp içerisindeki elektronik devrelerle değerlendirip CAPT elektrik altimetresine oto pilot’a (yüksek ve vertical speed), Flight directora (Altitude hold için yükseklik) bilgi verir [11].
Şekil 2.2. Air Data Computer’ in Yapısı
19
ADC yer/açık durumu farklı girişleri içermektedir:
Fonksiyonel ADC testi için test anahtarı
2 LAOA çözüm girişlerinden kullanılacağı belirleyen tek bir AOA programı
Statik kaynak hata doğrulamasını (SSEC) özel uçak konfigürasyonları için seçilen spesifik algoritma doğrulamasını etkinleştirir.
Doğrulanmış barometrik girişi kullanılan kaptan ve yardımcı pilot doğrulanmış barometrik girişleri hesaplanmış yüksekliği ayrı ayrı bildirilir.
Haberleşme için ARINC kod tanıtıcı sistemi kullanılır.
Farklı yer/hava iniş takımı anahtarlardan meydana gelir ve havada ki ve yerdeki uçaklarda gösterir.
ADC’ nin kurulumunun yanında kimlik tanıtıcı iki kaynak ayrı tanıtılır.
ADC’ nin ısıtıcı sensörlerinin on veya of durumlarının bilgi girişi.
ALPHA sensör testi bakım boyunca ayrı bir girişe sahiptir.
2.3. AIR DATA COMPUTER’ IN ÇALIġMASI ADC gerekli air data bilgilerini üretmek için pitot ve statik basınç ve toplam hava sıcaklığını işleyen dijital bir mikroişlemci kullanır. Bu mikroişlemciye gelen basınç ve sıcaklık bilgileri işlenerek gerçek hava hızı, mach sayısı, yükseklik gibi parametreler hesaplanır ve gerekli göstergelere gönderilerek uçuş ekibine bilgi sağlar. Bir ADC sisteminde arıza olduğunda tüm sistemler ve IRS manüel bir anahtarla diğer ADC
den beslenir.
Normal durumların
altında
ADC1 kaptan tarafındaki
altimetre(ALT), vertical speed indicator(VSI), ve Electronic Flight Instrument System
içinde birleşmiş Primary Flight Display (PFD) gibi ekipmanlara çıkış bilgisi sağlar. Normal koşullar altında ADC2 yardımcı pilot tarafındaki altimetre(ALT), vertical speed indicator(VSI), ve Electronic Flight Instrument System içinde birleşmiş Primary Flight Display (PFD) gibi ekipmanlara çıkış bilgisi sağlar.
20
Şekil 2.3. Air Data Computer.
21
2.4. AIR DATA
COMPUTER (ADC) SĠSTEM KOMPONENT YERLEġĠMĠ
2.4.1. CIRCUIT BREAKER ( DEVREKESĠCĠ=SĠGORTA) Devre kesiciler ADC 1 için P18 panel üzerine, ADC 2 İÇİN P6 panel üzerine yerleştirilmiştir [12] 2.4.2. AIR DATA COMPUTER (ADC)
Air data computerler, elektronik cihaz raf ı E1-1 üzerine yerleş tirilmiştir [12] 2.4.3. AUTOTRANSFORMERLAR
Burun iniş tak ımının sağ yan taraf ı üzerindeki J4 paneli üzerine yerleş tirilmişti [12] 2.4.4. INDICATORLER (GÖSTERGELER)
Bir elektriki altimetre, mach cinsinden h ız göstergesi ve (elektronic attitude director)
(EADI) elektronik durum göstergesi her bir pilot paneli (P1 ve P3) üzerine yerleştirilmiştir. Total Air Temperature (TAT) (toplam hava s ıcaklığı), Center instrument panel (merkezi cihaz paneli) P2 üzerindeki Secondary Engine/ Hydraulc Display (SED) (ikinci motor / hidrolik ekranı üzerinde) üzerinde gösterilir [12] 2.4.5. TAT PROB (TOTAL AIR TEMPERATURE)
TAT (Toplam hava s ıcakl ığı) probu, 260 istasyonunda, uçağı n sol yan ı üzerine monte edilmiştir [12] 2.4.6. MACH/AI RSPEEDWARNĠNG
CLACKER’S (MACH HAVA HIZ UYARI
KORNALARI)
Mach/airspeed ikaz kornalar ı, aural warning device(ses ikaz cihaz ı) ünitesinin içine yerleştirilmiştir. Ses ikaz cihazlar ının ünitesi, kontrol panelinin (pedestal) sağ ön taraf ına monte edilmiştir [12]. 2.4.7. MACH/AI RSPEEDWARNĠNG
TEST SWĠTCHES (MACH/ HAVA H IZI
UYARI TEST BUTONLARI)
Bu butonlar, her bir sistem için bir adet, aft overhead (arka baş üstü) P5 paneli üzerinde yerleştirilmiştir [12].
22
Şekil 2.4 Air Data Computer (ADC) Sistem Komponent Yerleşimi. 2.5. AI R DATA (HAVA
VERĠ) BĠLGĠLERĠNĠ BELĠRLEYEN ETKENLER
2.5.1. PS: AMBI ENT STATIC PRESSURE (ORTAM STATĠK BASINCI)
Uçağın çevresindeki durgun hava bası ncıdır [13]. 2.5.2. PT: TOTAL PRESSURE (TOPLAM BASI NÇ)
Toplam basınçtır. Bir pitot statik tüpünden dinamik basınç gelirken hareketsiz basınçta gelir [13]. 2.5.3. QC: DYNAMIC PRESSURE
(DĠNAMĠK BASINÇ)
Uçaktan geçen hava akış hızına göre bası ncı ölçer [13].
23
Pt=Toplam basınç; Ps=Statik basınç; Q c= Impact basınç Pt = Ps + ½.q.V
2
(2.1)
Pt = Ps + Qc
(2.2)
Qc = Pt – Ps
(2.3)
2.5.4. ALTITUDE (ĠRTĠFA)
Altitude, standart basınç durumları mevcut olduğu zaman deniz seviyesinin üstündeki
uzaklıktır [13]. 2.5.5. ALTITUDE RATE (YÜKSEKLĠK ORAN I)
Uçağın dikey hızıdır [13]. 2.5.6. IAS ( INDICATED AIR SPEED) (GÖRÜNEN HIZ)
Airspeed, pitot ve statik bas ınçların oranlarına orantılıdır. Tanzim edilemez [13]. 2.5.7. MACH NUMBER (MACH SAYISI)
Gerçek hava hı zının, sesin yer hızına oranıdır. Mach number ayn ı zamanda Qc/Ps oranıdır [13]. 2.5.8. CAS COMPUTED AIRSPEED (HESAPLANM Iġ HAVA HIZI)
Statik kaynak hatalarına karşı tanzim edilmiştir [13]. 2.5.9. TAT TOTAL AIR TEMPERATURE (TOPLAM HAVA SICAKL IĞI)
Statik hava s ıcakl ığı, akan havan ın sürtünmesi ve ı sınması dolayısıyla, temperature
prob’un ısısının artmasına neden olur [13]. 2.5.10. SAT STATIC AIR TEMPERATURE (STATĠK HAVA S ICAKLIĞI)
Uçağın çevresindeki durgun hava sı caklığıdır [13]. 2.5.11. TAS TRUE AIR SPEED (GERÇEK HAVA HIZI)
Havanın sık ıştırılabildiği ve yoğunluğundaki değişimlere karşı, hesaplanmış hava hızıdır [13].
BÖLÜM 3 DIGITAL AIR DATA COMPUTER
(DĠJĠTAL HAVA VERĠ BĠLGĠSAYARI) DADC dijital bilgisayarın paket halinde modüle edilmiş MCU’ lu bir yarı iletken teknolojisidir. DADC uçak sistemleri tarafından kullanılması için air data parametrelerini hesaplayan yazılımsal ve donanımsal elementler içermektedir. DADC’ ın donanımsal kısmı 2 tane hava basınç sensörü modülü, 4 tane takılıp sökülebilen devre kart çeviricisi, güç kaynağı ve şase bağlantı kasası içermektedir. Kasanın ön paneli pitot ve statik hava basınç giriş konektörlerini DADC ve sensör hata displayını, DADC hata uyarı aygıtı ve fonksiyon test anahtarını içerir. Elektriksel bağlantı 3 parçadan oluşur. J1A test ekipmanları ara yüz bağlantısını sağlar. J1B sinyal giriş ve çıkış ara yüzünü sağlar. J1C güç bağlantılarını sağlar [14]. DADC LRU’ lar ARINC 706 ve ARINC 429 standartlarını kullanır. Ağırlığı 13 pound civarındadır. Boyutları 7.6 inches*4.9 inches*14.5 inches. Çalışma gücü 115 volt 400 Hz tek fazdır.
Şekil 3.1 DADC Bağlantı Portları
25
4 Çevirici devre kartlarının (CCA) her birinin ağırlığı 1 pound civarında ve boyutları ise 6.8*9.3*0.5 inches civarlarındadır. Her biri J1 ve J2 denilen iki bağlantı tarafından diğer donanımlarla ara yüz oluşturulur. Her bir CCA çalışmaların makul endişe sağladığı hatalı yüklemeler karşı korumalıdır [14] Basınç çevirircilerinin ağırlığı 1 pound civarında ve boyutları 3.1*4.2*2.5 inches civarlarındadır. Diğer DADC elementlerinin elektriksel bağlantıları korunmuş kablolardan geçer. Uçağın pitot sistemindeki pnomatik bağlantılar basınç diyaframlarını sağla [14]. Güç kaynağı modülünün ağırlığı ise 2.5 pound civarında ve boyutları 6.8*2.0*6.8 inches civarındadır. Diğer DADC elementleriyle elektriksel bağlantıları ise iki adet şaseleşmiş kablo takımı içerisinden geçmektedir [14].
Şekil 3.2. Digital Air Data Computer.
26
3.1.
UÇAK TANIMLAMASI VE DADC PROGRAM DEĞERLERĠ
DADC hafızası sürekli olarak statik kaynak doğrulama, maksimum hız çizelgesi ve doğrulanmış hücum açısı için katsayıları gibi değerleri 32 ayrı uçak için saklar. Bu değerler DADC’a yüklenen özel uçak tipleri için air data bilgilerini hesaplayan program tarafından kullanılır. Uçağın elektriksel bağlantısındaki 6 adet pin uçağın kimlik bilgilerinin programlanmasında kullanılır. Bu pinler kullanılarak yerde uçağın dizaynına uygun olan değerde bir kimlik programı yükle nir [14].
3.2. DADC’ IN ÇALIġMASI Pitot ve statik hava basıncı (Ps/Pt) uçağın pitot sisteminden direkt olarak DADC’a uygulanır. Toplam hava sıcaklığı (TAT) sensöründeki direncin ölçümüne eşdeğer olarak girer. Hücum Açısı (AOA) sensöründen çözümlenmiş bir şekilde girer. Doğrulanmış barometrik basınç uçağın altimetresinden dijital ya da çözümlenmiş bir şekilde giriş yapabilir. Girişin tipi altimetrenin tipine bağlıdır. Dijital giriş ARINC 429 formatındadır. TAT, AOA ve doğrulanmış barometrik girişler bir kay naktan daha fazla olabilir. Multi-DADC kurulumu çapraz besleme girişlerine sahiptir. Farklı voltaj
girişleri harici prob ve sensör durumları ve mode bilgilerini sağlar [14]. DADC basınç hissetme fonksiyonu olan pitot ve statik hava basıncını frekansa çevir en iki özdeş basınç sensörü kullanır. Frekans’ı dijitale çeviren çevirici frekans periyotlarını merkezi işlemci ünitesinin (CPU) kullanabileceği şekilde tipik dijital çıkışlara çevirir. Bu data air data parametrelerinin program hesabında kullanılır. F/D kartı ayrı seviye sinyali çevirici devre girişleri içermektedir. Kartta ki dijital çıkışlar işlevsel program tarafından çoklayıcı kontrol den geçirilerek CPU’ya işlenir [14]. Analog-dijital kartı (A/D) peş peşe yaklaşım altprogramları ve dijitalden analoğa
çevirici devreler (DAC) kullanarak analog giriş sinyalini dijital çıkış olarak çevirir. Analog girişlerin dijital olarak gösterilmesi air data parametrelerinin hesaplanmasında kullanılır. Girişler 32 kanal dijital çoklayıcı tarafından çoklanır [14] CPU kartı DADC’ın işlemlerini kontrol eder. CPU DADC girişlerini ve uçağın aviyonik
sistemlerindeki ARINC 429 data istasyonlarından geçen çıkış formatlarını kullanarak air data hesaplamalarını gerçekleştirir. CPU 16 bit lik mikroişlemci, eklenmiş hafıza devresi ve dijital devre desteği içerir [14]
27
Arızalar uçuşta BIT (Build In Test) tarafından ya da ön panelde ki fonksiyonel test tarafından algılanır. BIT OPPG çevrimleri süresince bölümleri yürüten test parçalarıdır. Fonksiyonel test ön panelde ki anahtar veya uzaktan anahtarla aktif yapılır [14]
Şekil 3.3. DADC’ ün çalışma mantığı
28
Bütün testler DADC donanımını çalıştırır ve giriş sensör hatalarını algılar. Ön panele sensör arızaları fonksiyonel test tarafından algılandığı zaman gösterilmek üzere LED göstergesi eklenmiştir. Hata küresi program DADC’ dan hata sinyali aldığında veya CPU zamanlayıcısı çıkış sinyali hatası yaptığında başlangıç zamanlaması için 4 saniyelik zamanlayıcı devreler tarafından ayarlanır. Uyarı aygıtı her yeni uçuşta uçak 100 knot hıza ulaştığı zaman ve devam eden hatalar halen ayarlıysa kendini resetler. Uyarı aygıtı hatalar devam etmediğinde ve fonksiyonel testi başarıyla tamamladığında reseti on yapar [14].
Şekil 3.4. DADC Voltaj Girişleri DADC’ların 115V, 400Hz tek faz giriş gücü güç kaynağı modülü tarafından düzeltilir, filtrelenir ve düşürülür. Güç kaynağı DADC devrelerine +5, +15, -15 ve +28 voltlarda DC güç sağlar [14].
BÖLÜM 4 CENTRAL AIR DATA COMPUTER
(MERKEZĠ HAVA VERĠ BĠLGĠSAYARI) İki adet CADC (Central Air -Data Computer) otomatik ve elle yapılan uçuşlara bilgi sağlamak amacıyla kullanılır. CADC’ ler pitot-statik sistemden pnomatik girişleri ve irtifayı, hava h ızını ve sıcaklık bilgisini ölçmek için toplam hava sıcaklığı problarından (TAT_Total Air Temperature) elektriksel bilgiyi alırlar. Bu bilgiler daha sonra CADC bile şenlerini ya da
kaydedicilerini, otomatik uçuş kontrol sistemleri, durgunluk düzeltme sistemi (Stability Augmentation system), mach h ızı ayar ve düzeltme sistemleri vb. destekler [14].
İki CADC’ nin birleşmesi elektriksel olarak cihazların birbirini desteklemesine izin verir. Bunun içinde birincil uçuş elemanları, uçuş veri kaydedicileri (Flight data recorders), gerçek hava hızı indikatörü (TAS) ve statik hava sıcaklığı indikatörleri bulunur [14]. Elektriksel beslemeli cihazların bu şekilde kullanılması hava hızı indikatörü ya da altimetre gibi cihazların arka girişlerine kadar boru tesisat ı döşeyip boru kalabal ığının artması önlenir. Ayrıca bu şekilde, kullanılan cihazların (Mach ve yüksek hı z uyarı
ışıkları gibi…) birlikte çalışması mümkün kı lındığı gibi normal ve alternatif CADC sistemlerinin de çalış malarını düzenler. Yani bu sorunlu pitot -statik sistemi ayırıcı anahtarların gereğini ortadan kaldırır [14].
Kapalı çevrim servo sistem dizaynları otomatik pilot sistemini gelişimi boyunca aviyonik mühendisleri ve havacılıkla ilgilenenler tarafından çok yüksek avantaj
30
sağlamıştır. Kombinasyonlu servolar tarafından altitude fonksiyonları , airspeed fonksiyonları, mach fonksiyonları vb. için ve aviyonik sistemlerin kullandığı çeşitli elektrik besleme sinyalleri tarafından ise meydana gelen ekipmanlar Central Air Data Computer (CADC) olarak bilinir. Şekilde tipik bir CADC için sistem diyagramı
görünmektedir [14].
Şekil 4.1. Temel CADC Sistemi Bu elektromekanik CADC kesinlikle önceki dağıtılmış sistemin üzerine çok geniş bir gelişme olmuştur. Ağırlık yaklaşık % 50 azalmıştır, tesisat kompleksliği büyük oranda azalmıştır, air data fonksiyon çıkışlarının doğruluğu gelişmiştir ve her bir pitot/statik basınç hatlarına eklenerek oluşan toplam hacim büyük oranda azalmıştır. Sonra bu azalmalar pitot/statik hatlardaki büyük hacim tarafından oluşan büyük pnomatik zamanları küçülmüştür ve sonuçta otomatik pilotun performansı artmıştır [14]. Elektromekanik olan CADC’ daki bu gelişmeler askeri ve ticari sektörlerin ikisinde
birden 1960’lar boyunca devam etmiştir. CADC’ daki her yeni gelişme daha kompleks olmuştur. Çünkü air data fonksiyonlarına gittikçe talep artmıştır. Bu eklemeler; true
31
airspeed, statik ve total air temperature, hesaplanmış airspeed, hava yoğunluğu ve bu şekilde liste uzamaktadır. CADC genelde her eklenen air data fonksiyonu için yeni bir servoya gerek duymaktadır ve her fonksiyon için birçok farklı çıkış formları oluşturmaktadır. Sadece altitude için tipik bir CADC aşağıdaki elektrik çıkış içeriklerini ister;
Singleturn 3- hat sinkro
Multiturn 3- hat sinkro
Lineer 2- hat sinkro
Çoklu tutulmuş sinkro çıkışları
Çoklu ve değişken lineer dc potansiyometre
Çoklu ve lineer olmayan değişken dc potansiyometre
Digitized altitude raporu
Çoklu altitude anahtarı
Bu çoklu üreme çıkışları her fonksiyonel servo için tekrarlanır(Airspeed, Mach, vb.). Bu yüzden, CADC çok kompleks bir analog bilgisayar olmuştur. Mühendisler air data computer’in güç tüketimini, ağırlığını ve boyutlarını düşürmenin yollarını bulmaya tekrardan başlamışlar. Analog CADC 50 ile 500 saatler arasında gerçekleşen Mean Time Between Failure (MTBF) ile tam bir kâbus olmuştur. Birleşik operasyonel duyarlı yükseltme devrelerin gelişi mühendislerin yarı iletken analog air data computerların dizaynına izin vermiştir. Aviyonik mühendisler servo mekanik CADC ile dişlilerin, millerin motor takometrelerin, sinkroların ve potansiyometrelerin çıkmasından oldukça mutlu oldular. Hızla yarı iletken analog air data computerleri küçülterek hybrid ADC’ ye doğru çevirdiler [14]. HADC 1970’ler boyunca en önemli air data computer ilerlemesiydi. HADC’ da analog ve dijital giriş ve çıkışları bulunan bir microcomputer kullanılır. Sperry’lerin başarılı imalat başlangıçları ilk olarak F -15’ler için üretildi. Bunu biraz daha gelişmiş modeliyle bir sonraki uçak olan F -16’lara takıldı. Bu HADC’ lar yaklaşık olarak % 50 daha küçük
32
ve elektromekaniklere göre daha hafiftiler. Şimdilik F -15 ve F-16’ların 4000 ile 6000 saat MTBF deneyimleri vardır [14]. F-15 ve F-16 uçaklarındaki HADC’ ların başarısının devamından dolayı yenilenmiş teknolojinin F-18 uçaklarında da kullanılmaya karar verilmiştir.
Dijital Air Data Computer(DADC) taleplerden dolayı 1980’lerde geliştirildi. DADC hava taşımacılık endüstrisi tarafından ARINC 706 ve ARINC 429 formatlarında belirlenmiş ölçüt olarak dizayn edildi. DADC’lar microcomputer’leri kullanır ve air data hesaplamalarını gerçekleştiren yarı iletken hafızaya sahiptir. DADC analog işleme,
dijital çıkışlar sağlandığı zaman dijital giriş verme yeteneklerine sahiptir. Tipik bir ARINC 706 DADC ağırlığı 13 pound ve 15000 MTFB saatine sahiptir. Çünkü bu ARINC 429 yapısında içermektedir. DADC’ın 1980’lerden sonra gelişen bilgisayar teknolojisi ile birlikte iyice gelişip boyut ve ağırlığının daha da düşmesi ve performansının daha da yükselmesi umuluyor [14].
BÖLÜM 5 SONUÇLAR İlk hava aracı denemelerinin yapıldığı zamandan çok gelişmiş hava araçlarının bulunduğu günümüze kadar anlık konum, yükseklik ve hız gibi parametrelerin bilinmesi her zaman önemli olmuştur. Günümüz hava araçlarında bu parametreler radyo sinyalleriyle veya uydular aracılığıyla sağlansa da atmosferdeki hava tabakasının özelliklerinden yararlanarak bu gibi parametrelerin okunması hala devam etmektedir. Özellikle yeryüzünden yukarı doğru çıkıldıkça havanın basıncında ve sıcaklığında meydana gelen değişmeler air data sisteminin bilgi kaynağıdır. Atmosferdeki pitot ve statik hava basınçlarından yararlanılarak hız, yükseklik ve dış hava sıcaklığı gibi değerler anlık ve doğru okunabilmektedir. Altimetre, hava hız göstergesi, dikey hız göstergesi gibi kokpit göstergeleri pnomatik sistem içinde çalışmaktadır. Ancak bu sistem içinde bu göstergelerden tam ve doğru
bilgiler okumak için bazı tablolar aracılığıyla hesaplar yapmak gerekir ve bu da uzun bir zaman alacaktır. Air data sistemi bu hesaplamaları ve zaman kaybını ortadan kaldıran ve uçuş ekibine anlık doğru bilgiler iletilmesini sağlayan önemli bir sistemdir. Air data sistemi gibi sistemler otopilot gibi gelişmiş sistemlerin ortaya çıkmasının yanı sıra hava aracına gereksiz yük getiren bir çok sisteminde ortadan kalkmasını sağlamıştır. Bu sayede hem hafiflik sağlanmış hem de karışık kablo sistemlerinden vazgeçilmiştir. Air data sisteminde her sistemin bir yedeği vardır. Bu da hata payının oldukça düşük olmasını sağlamaktadır. Hava veri bilgisayarları ise yazılım tabanlı çalıştığından hata toleransları çok düşük olmaktadır. Dijital ve merkezi hava bilgisayarları çok gelişmiş hava veri bilgisayarları olup dış basınç ve sıcaklık gibi değerleri çok yüksek hızda dijital bilgiye çevirerek
doğru ve hızlı bilgi alınmasını sağlamaktadır. Böylece güvenli ve konforlu bir hava yolculuğu mümkün olmaktadır.
34
KAYNAKLAR 1. http://tr.wikipedia.org/wiki/Hava_Veri_Sistemi 2. http://www.ucakciyiz.biz/index.php?topic=5504.0 3.http://www.nuveforum.net/1104-genel-araclar/63332-pitot-tupu-duzenlemeozellikleri-aerodinamik-ozellikler
4. Air data sistem ve air data computer, Bitirme ödevi, Ednan KIZILTAŞ, s 2 5. Megep uçuş göstergeleri ve aviyonik sistemler s 3 -8 6.http://www.siwep.net/haber/990-egitim-amp-dokuman-ucus-gostergeleri-flight instruments.html 7. Megep uçuş göstergeleri ve aviyonik sistemler s 9 -10 8. http://megep.meb.gov.tr/mte_program_modul/modul_pdf/525MT0060.pdf
9. Kayseri Fasbat Kütüphanesi. 10. Megep, Alet sistemleri s 23-24 11. Air data sistem ve air data computer, Bitirme ödevi, Ednan KIZILTAŞ s 23 -24
12. Uçak Teknik Temel Aviyonik. 13. Megep, Alet sistemleri s 27-29
14. Merkezi Hava Veri Bilgisayarı Ve Dijital Hava Veri Bilgisayarı, Fasbat Kütüphanesi, Kayseri.
