فهرست مطالب

1- سپاسگذاري ... الف

2- كليد واژه . .. ج

3- فصل اول: شرح كلي سيستم FMS . 1

1-1 توضيحات كلي در رابطه با سيستم FMS .. . 3

1-2 نحوة تغذيه و فعاليت سيستم FMS . .. 8

1-3 اطلاعات ذخيره شده در FMC . . 9

4- فصل دوم: نحوة عملكرد سيستم FMS ... 14

2-1 بررسي عمليات مديريت پرواز.. 15

2-2 بررسي انجام عمليات ناوبري توسط FMS ..... 18

2-3 مدهاي مختلف ناوبري.. ... 24

2-4 نحوه انجام عمليات مديريت پرواز.. .. 28

2-5 بررسي مد راهنمايي (Guidance) ... 35

2-6 نحوه فراهم شدن اطلاعات بر روي نشان دهنده هاي EFIS .. ... 42

2-7 صفحات (CDU pages)CDU .. .. 48

2=8 پيغامهاي (CDU Message) CDU . .... 64

2-9 روشهاي تست كردن سيستم FMS . 72

5- فصل سوم: نتيجه گيري و پاورقي ها .... .. 77

3-1 خلاصه اي از عملكرد سيستم به صورت فلوچارت .. .. 78

3-2 توضيحي مختصر در مورد ARINC..................................................................................... 83

6- فهرست مراجع............................................................................................................................... 86

7- ضمايم........................................................................................................................................... 87

8- چكيده لاتين ................................................................................................................................ 88

 

فهرست شكلها

شكل 1-1 تصوير يك نمايشگر (CDU) مربوط به FMS ساخت كارخانه كالينز...... 4

شكل 1-2 تصوير يك DATA Loader............................................................ 7

شكل 1-3 نحوة ارتباط FMS با سيستم‌هاي ديگر............................................... 12

شكل 4-1 ارتباط بين ورودي و خروجي‌هاي FMS............................................ 13

شكل 2-1 نمودار مربوط به فازهاي مختلف يك پرواز ......................................... 17

شكل 2-2 نحوة محاسبه جهت و سرعت باد به وسيلة FMS............................... 19

شكل 2-3 نحوة محاسبه پارامترهاي مختلف ناوبري به وسيلة FMS..................... 20

شكل 2-4 نحوة محاسبه پارامترهاي مختلف سرعت به وسيلة FMS..................... 23

شكل 2-5 الگوريتم مربوط به اولويت انتخاب مدها به وسيلة FMS....................... 27

شكل 2-6 چگونگي استفاده از مراحل مختلف از مد كارآيي

(PERFORMANCE)در يك پرواز.................................................................. 31

شكل 2-7 الگوريتم مربوط به مد كارآيي (PERFORMANCE) ........................ 33

شكل 2-8 الگوريتم مربوط به مد كارآيي (PERFORMANCE).......................... 34

شكل 2-9 كنترل كننده‌هاي مربوط به AFCAS................................................ 37

شكل 2-10 بلوك دياگرام مربوط به نحوة توزيع اطلاعات به وسيلة FMC............. 40

شكل 2-11 چگونگي نمايش اطلاعات FMS بر روي EFIS در حالت‌هاي مختلف.. 43

شكل 2-12 ارتباط بين ‌ARINC LABLEها و SYMBOLهاي مربوط به آن ..... 46

شكل 2-13 كاربرد كليدهاي موجود بر روي CDU............................................ 50

شكل 2-14 تصوير مربوط به يك FMS FLIGHT PLAN................................. 52

شكل 2-15 الگوريتم مربوط به صفحة GO- AROUND................................... 56

شكل 2-16 الگوريتم مربوط به TACTICAL PAGE....................................... 60

شكل 2-17 نمايش خطاهاي FMS و FMC..................................................... 70

شكل 2-18 تست FMS از طريق FMC........................................................... 73

شكل 2-19 تستر مربوط به FMS و TAPA حاوي اطلاعات ............................... 76

شكل 3-1 نماي فرمت ARINC 429 ............................................................. 84

شكل 3-2 نمودار كدبندي ARINC 429 ........................................................ 85

جدول (1)SYMBOL SUMMARY.............................................................. 88

 

چكيده :

از زماني كه سيستم مديريت اتوماتيك پرواز در صنعت هواپيمايي به كار گرفته شد تحولاتي نظير توسعه قابل توجه ناوبري، كاهش كنترل فردي خلبان در مسيرهاي پر ترافيك و كنترل ميزان سوخت و كاهش هزينه‌هاي ناشي از آن را در پي داشت از اين رو تجهيز هر هواپيما به اين دستگاه از مزاياي رتبة اول آن محسوب مي شود. اين مهم را مديريت هاي هواپيمايي، خلبانان و كادر فني بدان اذعان دارند.

در اين بررسي سعي گرديده است موضوع، از ديدگاه فني – عملياتي مورد دقت نظر قرار گيرد و در طي سه فصل به بحث و بررسي بر روي قسمتهاي مختلف اين سيستم و كاربردهاي آن به لحاظ عملياتي و ناوبري و ارائه اطلاعات و راهنمائي هاي مناسب به گروه پروازي، پرداخته شود.

در فصل اول از نظر كلي، قسمتهاي مختلف سيستم تحت بررسي قرار خواهد گرفت و در فصل دوم سيستم FMS يكي از نمونه هواپيماهاي موجود در ايران (فوكر 100)تحت بررسي قرار گرفته و فصل سوم به ارائه يك نتيجه‌گيري كلي و مطالب حاشيه اي پرداخته است.

علي رغم اين تلاش چند ماهه‏، كمبودهايي از نظرات مختلف در اين نوشتار بنظر خواهد رسيد كه تذكر اساتيد فن موجب امتنان خواهد شد.

 

كليد واژه :

ناوبري : .....................................................................NAVIGATION

راندمان و كارآيي......................................................PERFORMANCE

راهنمايي .................................................................GUIDANCE

نقشه پروازي...........................................................FLIGHT PLAN

 

فصل اول:

شرح كلي سيستم

 

مقدمه:

در دنياي امروز دستگاه هاي ديجيتال الكترونيك با هدف كارآئي بهتر، پاسخ سريعتر، حجم كوچكتر، وزن كمتر، و نهايتاً با هزينه ساخت و تعمير كمتري نسبت به نمونه هاي آنالوگ ساخته شده اند.

بدين جهت در هواپيماهاي مدرن سعي در بكارگيري خلاصه تر از مدارات ديجيتال مي شود و هنر تكنولوژي در اين است كه با گذشت زمان مدارات مجتمع با تعداد كمتري در خدمت سيستم قرار دهد.

سيستم هاي ديجيتال زمان بين وقوع اشكال و متعاقب آن تعمير و اصلاح را كمتر مي كند. دستگاه تست (BITE) (Built-in) موجود در اكثر سيستم هاي ديجيتال، جداسازي سريع مورد اشكال را ارائه مي دهد.

مزيت ديگر مدارات ديجيتال قابل جابجايي بودن و قابل جداسازي آنها از سيستم الكتريك هواپيما است.

وجود High-Efficiency phosphors و فيلترهاي چشمي MultiBand-Pass به منظور مقايسه بهتر، تغيير نور و قابل خواندن در مواقع مختلف از مزاياي ديگر نشان دهنده هاي ديجيتال مي باشد.

از كاربردهاي مدارات ديجيتال، سيستم مديريت اتوماتيك پرواز (FMS) ميباشد كه در صنعت حمل و نقل هوائي تحول قابل ملاحظه اي را ايجاد كرده است.

هم اكنون در كشور ما يكي از انواع هواپيماهاي مجهز به سيستم FMS هواپيما فوكر 100 ساخت كارخانه فوكر هلند است. كه در اين پروژه مفصلاً توضيح داده خواهد شد.

 

 

1-1 توضيحات كلي در رابطه با سيستم FMS:

در هواپيماهاي فوكر 100 دو سيستم جدا از هم FMS وجود دارد كه هر سيستم از قسمتهاي زير تشكيل شده است:

(Controll display Unit (CDU))

1) سيستم نمايشگر همراه با صفحه كليد.

(Flight Management Computer (FMC))

2) كامپيوتر پردازشكر مركزي.

(Dato Loader)

3) دستگاه انتقال دهنده هاي اطلاعات به كامپيوتر مركزي.

توضيحاتي اجمالي در رابطه با هر يك از اجزاء معرفي شده:

(Controll Didplay Unit) (1

CDU در واقع رابط بين خلبان و كامپيوتر مركزي (FMC) مي باشد كه از طريق صفحة كليد همراه با آن خلبان مي تواند اطلاعات و پارامترهاي مورد نظر خود را به سيستم وارد كند.

همچنين مي تواند مُدهاي مختلف عملياتي را انتخاب كرده و بر روي صفحة نمايش اطلاعات ورودي، مسير پرواز و اطلاعات خروجي كه كامپيوتر مركزي به آن انتقال مي دهد را مشاهده و چك نمايد و در صورت تمايل مقادير وارد شده را تغيير دهد.

CDU شامل صفحات مختلف مي باشد. (CDU Pages) كه هر يك شامل اطلاعات طبقه بندي شده اي است كه به خلبان جهت هدايت هر چه بهتر هواپيما ارائه مي شود و خلبان مي تواند با انتخاب هاي درست نقش مؤثري در اين امر داشته باشد. صفحات مذكور در قسمتهاي بعدي به تفصيل بررسي و شرح داده خواهد شد.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

شكل 1-1 تصوير يك نمايشگر (CDU) مربوط به FMS ساخت كارخانه كالينز (Collins) را نشان مي دهد.

 

Flight Management Computer (FMC)(2

FMC مشتمل بر چهار ميليون بيت حافظه غير فرار است كه تمامي اطلاعات مشروحه در آن نگهداري شده و در طول پرواز به كرّات از آنها استفاده مي شود. FMC از طريق يك خط انتقال اطلاعات به نام (ARINC 429) [1] به قسمتهاي ديگر مرتبط مي شود.

كه قسمتها و يونيتهاي مرتبط با اين كامپيوتر عبارتند از:

1) كامپيوتر مربوط به اطلاعات هواي محيط) (Air Date Computer [2]

2) تبديل كننده اطلاعات موتور و اطلاعات مربوط به مصرف سوخت

(ENG Multiplexers (EMUX, Fuel Flows) [3]

3)گيرنده

4) گيرندة سيستم‌VOR

(VOR RX)

5) ساعت ديجيتالي، (Clock)

6) فرستنده و گيرندة سيستم:DME

(DME Tx & RX)

7) كامپيوتر پردازشگر اطلاعات مربوط به مصرف سوخت و ميزان موجودي سوخت درون ‏Tankها

(Combined Prossesor Totalizer (CPT))

8) كنترل كننده اطلاعات مربوط به ناوبري و ساير نشان دهنده ها

(Electronic FLT Instument Sys (EFIS) Cont PNL)

9) AFCAS [4]

(Automatic Flight Controll Agumantotion System.)

لازم به ذكر است كه FMC از سيستم هاي ذكر شده اطلاعات دريافت كرده و همچنين براي سيستم هاي زير خروجي نيز خواهد داشت. كه این خروجی ها عبارتند از:

1) VOR

2)DME

3) AFCAS

4) EFTS &

5) EDIS

همانطور كه قبلاً ذكر شد، در اين ميان CDU رابط بين خلبان و FMC مي باشد كه اطلاعات و فرامين مذكور بر روي نمايشگر به نمايش در خواهد آمد. نكتة مهم ديگر در رابطه با FMC وجود يك مخزن اطلاعاتي بنام Data base مي باشد كه در اين حافظه اطلاعات مربوط به تمام مسيرهاي پروازي (FLT Plan) شكل بال و بدنه هواپيما (Airodynamic Of Aircraft) نوع موتور هواپيما (ENG Type) در آن ذخيره سازي شده است كه هر 28 روز يكبار از طريق يك دستگاه خارجي به نام Data Loader كه از طريق Connection مخصوص به سيستم وصل مي شود، اطلاعات مذكور به روز مي شود. كه در اين رابطه در قسمتهاي بعدي توضيحات بيشتري خواهيم داد.

3) انتقال دهنده اطلاعات: Data Loader

دستگاه مذكور يك Box قابل حمل مي باشد كه يك ديسكت معمولي در آن قرار مي گيرد و از طريق سيم هاي مرتبط با آن به FMS وصل شده و در عرض چند دقيقه اطلاعات موجود در Flapy به FMC انتقال داده مي شود. قابل ذكر است كه اين دستگاه از طريق خود سيستم FMS تغذيه شده و نياز به هيچ منبع تغذيه خارجي ندارد. شكل 1-2 نشان دهنده يك دستگاه كامل مي باشد.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

شکل 1-2 : تصویر Data Loader

 

1-2 نحوة تغذيه و فعاليت سيستم FMS

ولتاژ تغذيه 115 , FMS ولت AC مي باشد به نحوي كه كامپيوتر مركزي (FMC)و CDU هر كدام داراي يك فيوز (Circuit Braker) جدا مي باشد كه فيوزها برق مورد نیاز خود را از Essential Bus دريافت مي كنند. به محض اينكه Power لازم فراهم شود، هر دو سيستم 1 و 2 شروع به كار مي كنند. در حالت كلي هر دو FMS يك و دو به صورت dual به موازات يكديگر فعاليت مي كنند كه در این FMS ای به عنوان Master خواهد بود كه يكي از شرايط زير را دارا باشد:

1) سيستمي كه زودتر Power را دريافت مي كند به شرطي كه اين اختلاف كمتر از نيم ثانيه باشد.

2) سيستمي كه Auto pilot متناظر با آن فعال باشد.

3) در صورتي كه هيچ يك از دو سيستم Auto Pilot درگير نباشد، سيستمي Master خواهد بود كه Flight Director متناظر با آن فعال باشد.

همانطور كه قبلاً گفته شد دو سيستم 1 و 2 به صورت dual با يكديگر كار مي كنند اما در بعضي از مواقع و در شرايط خاص اين دو به صورت مستقل از يكديگر در خواهند آمد. كه در اين صورت، بر روي CDU پيامي حاوي اين نكته به نمايش در خواهد آمد.

شرايط مذكور عبارتند از:

1) در صورتي كه

الف) حافظه ذخيره اطلاعاتData base

ب) برنامة نرم افزاري نصب شده بر روي كامپيوتر مركزي

ج) نوع موتورها

براي دو سيستم متفاوت باشد.

2) موقعيت جغرافيايي محاسبه شده توسط دو سيستم IRS داراي اختلافي بيشتر از (نايتكال مايل) 10nm باشد.

3) اختلاف بين دو ساعت ديجيتالي شمارة 1 و 2 بيشتر از دو دقيقه باشد.

4) بر روي دو سيستم، دو مسير پروازي (FLT Plan) متفاوت تنظيم شده باشد.

نكته لازم به ذكر اين است كه دو سيستم به حالت dual برخواهند گشت در صورتي كه يكي از سيستم هاي 1 يا 2 خاموش شده و به مدت حداقل يك دقيقه خاموش باقي بماند. البته مي بايست قبل از آن ايرادات بالا برطرف شده باشد.

1-3 اطلاعات ذخيره شده در (Data Storage FMC)

همانطور كه قبلاً گفته شد FMC داراي يك مخزن ذخيره اطلاعات به نام Data Base مي باشد. Data Base مذكور داراي بخشهاي جداگانه اي جهت ذخيره اطلاعات مربوط به:

1) ناوبري: (Navegation)

2) نوع شكل و بدنه هواپيما (Aircraft Airodynamic)

3) نوع موتورها (ENG Types)

مي باشد. دورة به روز كردن Update) كردن) اطلاعات مذكور با دورة اصلاح اطلاعات و نقشه هاي ناوبري از سوي مرجع تهيه و تنظيم اطلاعات متناسب است. به نحوي كه اين اطلاعات هر بيست و هشت روز يكبار به روز خواهند شد. FMC هميشه براي انجام محاسبات و تنظيمات دروني خود از سري اطلاعات فعال و قابل استفاده در آن زمان استفاده مي كند. مي توان اطلاعات جديد و به روز شده را از طريق دكمه هاي تنظيم موجود بر روي CDU جايگزين اطلاعات تاريخ گذشته نمود.

مركز تهيه و تنظيم و آماده سازي اين اطلاعات، تغييرات به وجود آمده در اطلاعات مذكور را از طريق Jeppesen جمع آوري كرده و بر روي يك ديسكت ذخيره كرده و به صورت منظم به شركت هاي هواپيمايي و استفاده كنندگان ارسال مي كند. نكته لازم به ذكر اين است كه ديسكت مذكور تنها حاوي اطلاعات مربوط به منطقه پروازي هواپيماهاي شركت درخواست كننده مي باشد. به عنوان مثال هواپيماي فوكر 100 كه در اختيار شركت هاي ايراني مي باشد چون تنها در منطقة‌ ايران و كشورهاي اطراف آن پرواز دارد، تنها اطلاعات مربوط به اين منطقه بر روي FMS اين هواپيماها Load مي شود. چرا كه وجود اطلاعات مربوط به ساير نقاط جهان در حافظة FMC ضرورتي ندارد و تنها قسمتي از حافظة موجود را اشغال مي كند.

همانطور كه قبلاً گفته شد، اطلاعات موجود بر روي ديسكت را مي توان از طريق Data Loader به صورت جداگانه به FMC شماره 1 و 2 انتقال داد. همچنين مي توان اين اطلاعات را به يكي از كامپيوترهاي پردازشگر مركزي انتقال داده و سپس با يك دستورالعمل (Procedure) خاص اطلاعات را از كامپيوتر اوليه به ثانويه منتقل كرد.

همانطور كه قبلاً ذكر شد Data base حاوي سه نوع اطلاعات خاص مي باشد كه در ذيل به تفصيل بررسي مي شود.

1-3-1 اطلاعات ناوبري (Navigation) كه شامل موارد زير است:

1) اطلاعاتي در رابطه با دستگاه هاي زميني (NAV AIDS) كه عبارتند از:

ILS , NDB , VOR/TAC , VOR/DME , DME , VOR كه اين اطلاعات حاوي نكات زير است:

- اطلاعات ارسالي از سوي ايستگاه هاي زميني جهت شناسايي هر ايستگاه كه به صورت كدهاي صفر و يك ارسال مي شود. (Identifiers)

- موقعيت جغرافيايي هر ايستگاه (Positon)

- ارتفاع ايستگاه زميني از سطح دريا (Station elevation)

- كلاس كاري و رده بندي سيستم نصب شده در ايستگاه

- (NAV AIDS Class)

- فركانس كار سيستم در قسمت هاي مختلف (Frequency)

جهت جغرافيايي باند فرود (Locolizer Center Line Bearing)

2) اطلاعاتي در رابطه با راه هاي هوايي چه در سطح بالا و چه در سطح پايين (Airways High & Low Level)

3) اطلاعات در رابطه با فرودگاه، راه هاي ورود و خروج هواپيما به باند، گيت هاي ورود و خروج از باند و محدوديت هاي تردد و انتقال هواپيما در قسمت هاي مختلف.

1-3-2 اطلاعات مربوط به Aircraft Airodynamic كه عبارتند از:

-نيروي پسا (Drag)

- نيروي بَرا (Lift)

- سرعت (Speed)

- وضعيت چرخها و فلاپها (Flaps & Landing geer)

- محدوديت ها (Limitation’s)

1-3-3- اطلاعات مربوط به موتورها كه عبارتند از:

- هواي دريافتي از موتور (Bleed air)

- نوع موتور (ENG Type)

- روابط بين [5]EPR و نيروي جلوبرنده (Thrust) و مصرف سوخت

شکل های 1-3 و 1-4 حاوي نكاتي در رابطه با اين سيستم و نحوه ارتباط آن با يونيت هاي ديگر مي باشد.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

شکل 1-3: نحوة ارتباط سیستم FMS با سیستم های دیگر

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

شکل 1-4: ارتباط بین ورودی و خروجی های سیستمFMS

 

 

 

فصل دوم:

نحوه عملكرد سيستم

2-1 بررسي عمليات مديريت پرواز:

FMS اطلاعات را از قسمتهاي مختلف (همانطور كه در فصل اول توضيح داده شد) دريافت مي كند و اين اطلاعات را درون خود پردازش مي كند كه پردازشهاي مذكور عبارتند از:

2-1-1 ناوبري (Navigation)

سيستم از روي اطلاعات ذخيره شده درون خود (Data basa) استفاده كرده و به صورت اتوماتيك فركانس مربوط به هر ايستگاه ( (… , VOR , OME) را تنظيم مي كند و با استفاده از اطلاعاتی نظير جهت، شتاب، سرعت هواپيما و زمان ، موقعيت جغرافيايي را در هر لحظه به دست مي آورد.

2-1-2 راندمان و كارايي (Performance)

FMSارتفاعي را براي ما محاسبه مي كند كه با توجه به شرايط موجود، كمترين زمان پرواز و كمترين مصرف سوخت را خواهيم داشت.

2-1-3 راهنمايي (Guidance)

در اين حالت موقعيت هواپيما در هر لحظه محاسبه شده و موقعيت محاسبه شده با برنامة FLT Plan مقايسه می شود كه در صورت وجود اختلاف بين دو مقدار، فرامين لازمه جهت تصحيح موقعيت به AFCAS داده مي شود.

از نظر FMS پرواز به سه مرحله تقسيم مي شود:

1) بر خاستن هواپيما (Take Off Phase)

2) پرواز در حالت يكنواخت و ارتفاع ثابت (Cruise Phase)

3) مرحلة نشستن و فرود (Descent phase)

FMS مرحلة Take Off را تا مرحلة ارتفاع ثابت در نظر مي گيرد كه خلبان Thrust موتور را تغيير داده و آنرا براي حالت Climb تنظيم مي كند. اين ارتفاع به صورت كلي حدود (FT)1500 پا است. براي مرحلة Take Off تنها بر روي صفحة نمايشگر ظاهر شده و تا زماني كه ارتفاع پرواز كمتر از 30 ft است نمي توان FMS را به AFCAS مرتبط ساخت. به محض اينكه ارتفاع هواپيما از 30 ft بيشتر شد خلبان مي تواند تنظيمات لازمه را انجام داده و اين دو Sys را به هم مرتبط سازد.

مطابق شكل صفحة بعد فازهاي پروازي به وضوح مشخص شده است. (aproach , descent , cruise , climb , takeoff) همچنين نكته قابل ذكر اينكه FMC در هنگام اپروچ نيز مي تواند اطلاعات لازمه را به AFCASبدهد و در اين فاز FMS از AFCAS جدا مي شود.

فازهاي مختلف پروازي در شكل 2-1 به وضوح دسته بندي شده و نشان داده شده اند.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

شکل 2-1 : نمودار مربوط به فازهای مختلف یک پرواز

2-2 بررسي انجام عمليات ناوبري توسط FMS

مي توان انجام محاسبات ناوبري را به دو دسته تقسيم كرد.

ناوبري براي حالت افقي (Lateral) و ناوبري براي حالت عمودي (Vertical)

2-2-1 ناوبري براي حالت افقي

در صورت امكان FMS مي تواند موقعيت جغرافيايي هواپيما را به لحاظ طول و عرض با استفاده از محاسبة فاصله هواپيما از دو ايستگاه DME محاسبه نمايد. FMS ايستگاه هاي زميني DME را با توجه به اطلاعات موجود Data base انتخاب كرده به نحوي كه زاويه حاصل از این دو ایستگاه و هواپیما بین 30 تا 150 درجه باشد. اما در بعضی از مواقع شاید نتوان دو ايستگاه DME در كنار يكديگر پيدا كرد. در اين وضعيت مي توان با استفاده از يك ايستگاه تركيب شده VOR/DME و با داشتن فاصلة DME و زاويه Bearing موقعيت لازمه را به دست آورد.

وقتي كه هواپيما در طول مسير تعيين شده (FLT Plan) حركت مي كند موقعيت جغرافيايي آن (Present Position) دائماً در حال تغيير است كه Prsent position FMS بدست آمده را در هر لحظه جهت تنظيم فركانس بر روي سيستم هاي مورد نظر به كار مي برد به نحوي كه ايستگاه زميني كه اطلاعات بهتري را در اختيار سيستم قرار مي دهد‏، فعال گردد.

در هنگام نشستن هواپيما و طي مراحل تقرب(During approach)، FMS اطلاعات(Deviation) رسيده از ايستگاه زميني Locolizer را جهت اصلاح مسير پرواز به كار مي برد. اين اطلاعات باعث جلوگيري از بروز اختلاف بين اطلاعات موجود بر روي EFIS و اطلاعات حاصله از ايستگاه زميني Locolizer مي شود. حال اگر در طول پرواز، ايستگاه زمينی قابل استفاده اي در دست نباشد FMS اطلاعات مربوط به Heading را از سيستم IRS،[6] اطلاعات مربوط به سرعت هواپيما (True Air Speed) را از (Air Data Computer) ADC و همچنين آخرين اطلاعات از سرعت وزش باد را، جهت انجام عمليات ناوبري به كار مي برد. شكل هاي 2-2 و 2-3 نشان دهنده نحوه انجام محاسبات مذكور است.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

شکل 2-2: نحوة محاسبة جهت و سرعت باد به وسیلة FMS

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

شکل 2-3 : نحوة محاسبة پارامترهای مختلف ناوبری به وسیلة FMS

سه راه مختلف براي تنظيم فركانس بر روي سيستم، DME , VOR وجود دارد.

1- تنظيم اتوماتيك (Automatic tuning)

اگر كه Selector روي پنل كنترل كننده EFIS در حالت Map يا Plan باشد. FMS فركانس مربوط به ايستگاه هاي موجود در طول مسير را به صورت خودكار بر روي سيستم هاي مربوطه تنظيم خواهد كرد. در صورتي كه Selector مذكور بر روي حالت ARC يا Rose تنظيم شده باشد تنها مي توان فركانس ILS/DME را داشت. البته بايد توجه داشت كه FMS نمي تواند فركانس ILS را تنظيم كند و فقط اين كار براي ايستگاه هاي زميني ILS/DME به صورت توأمان امكان پذير است.

FMS همزمان مي تواند چهار ايستگاه DME و يك ايستگاه VOR را جهت برآورد فاصله و موقعيت جغرافيايي در محاسبات خود لحاظ كند.

2) تنظيم دستي (Manual Tuning)

همچنين خلبان مي تواند فركانسهاي مربوط به ايستگاه هاي (VOR/DME) را به صورت دستي بر روي Panel مربوط تنظيم كند و اين در صورتي امكان پذير است كه Selector مربوطه به Panel كنترل كننده EFIS در حالت ARC يا ROSE باشد.

پس از تنظيم فركانس FMS فركانس تنظيم شده را جهت كاربردهاي ناوبري استفاده مي كند. اطلاعات به دست آمده از ايستگاه هاي مورد نظر بر روي CDU نشان داده مي شود.

 

3- تنظيم از طريق (Remote Tuning) CDU

مي توان از محتويات [7]Progress Page مربوط به CDU يكي از فرستنده هاي زميني را انتخاب كرده و اطلاعات به دست آمده از اين ايستگاه را بر روي[8]DDRMI مشاهده كرد. لازم به ذكر است كه FMS تنها در صورتي از اطلاعات ايستگاه مورد نظر جهت ناوبري استفاده خواهد كرد كه در موقعيت جغرافيايي مناسب واقع شده باشد. يكي ديگر از توانايي هاي FMS در زمينة ناوبري هواپيما اين است كه اين سيستم موقعيت جغرافيايي را از IRS به صورت لحظه به لحظه دريافت كرده و از اين طريق[9]Ground Speed و [10]Track را نيز محاسبه مي كند و با داشتن Ground Speed و Track و اطلاعات مربوط به Heading كه از IRS دريافت مي شود و اطلاعات مربوط بهTrue Air Speed كه از ADC گرفته ميشود، FMS سرعت وزش باد و جهت وزش آنرا نيز محاسبه خواهد كرد. شكل 2-4 به روشني بيانگر اين مطلب خواهد بود.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

شكل 2-4 نحوه محاسبه پارامترهاي مختلف سرعت توسط FMS

 

2-2-2 ناوبري براي حالت عمودي (Vertical Navigation)

FMS براي حالت Vetrical Nav دو پارامتر را مورد استفاده قرار مي دهد.

1- موقعيت عمودي هواپيما (Vertical Position)

2- زاويه مسير پرواز (Flight Path Angle)

Vertical Position به ارتفاعي گفته مي شود كه از ADCدریافت می شود كه اين ارتفاع با توجه به انتخاب[11] SID بر روي سيستم محاسبه مي شود. همچنين FMS با داشتن Vertical Speed كه از سيستم IRS دريافت مي كند و Ground Speed مي تواند FLT path angle را نيز به دست آورد.

2-3 مدهاي مختلف ناوبري (Navigation Modes)

FMS داراي دو مد اوليه و دو مد پيشنهادي جهت انجام عمليات ناوبري مي باشد و اين مدها به صورت اتوماتيك انتخاب خواهند شد به نحوي كه داراي كمترين خطاپذيري در مدت زمان استفاده باشند.

مدهاي اوليه ناوبري عبارتند از:

2-3-1 Rodio/IRS

در اين مد اطلاعات پايدار مربوط به ناوبري راديوئي Navigation)(Radio و اطلاعات زودگذر و ناپايدار مربوط به شتاب هواپيما (acceleration) مورد استفاده قرار مي گيرند.

به طور كلي سه نوع مد Radio/IRS وجود دارد:

1) DME/DME در اين مد اطلاعات مربوط به فاصله به دست آمده از دو ايستگاه DME، استفاده شده و موقعيت جغرافيايي هواپيما به دست مي آيد.

2) VOR/DME با داشتن فاصلة حاصله از يك ايستگاه VOR/DME و اطلاعات Bearing ناشي از آن موقعيت جغرافيايي به دست مي آيد. و اين مد در شرايطي مورد استفاده قرار مي گيرد كه شرايط استفاده از دو ايستگاه DME وجود نداشته باشد.

3) در طي مراحل اپروچ (تقرب) FMS اطلاعات Deviation به دست آمده از فرستندة Locolizer را جهت اصلاح موقعيت جغرافيايي محاسبه شده توسط FMS مورد استفاده قرار مي دهد.

هر گاه FMS اطلاعات راديوئي از هيچ يك از ايستگاه هاي زميني دريافت نكند. بنابراين مُد (IRS only) مورد استفاده قرار خواهد گرفت.

2-3-2 IRS Only در اين مُد FMS اطلاعات مربوط به شتاب و سرعت را كه از IRS دريافت مي كند مرجع قرار داده و Present Position لازمه را بر اساس همين اطلاعات به دست مي آورد.

لازم به ذكر است كه FMS تنها براي مدت پنج دقيقه در اين مُد فعاليت خواهد كرد و پس از آن به مُد Dead reckoning خواهد رفت.

در ادامه مدهاي پيشنهادي را خواهيم داشت، كه عبارتند از:

: Advisory Mode’s

الف ) Dead reckoning ModeI

در اين مُد FMS آخرين اطلاعات مربوط به Present Position را به وسيلة اطلاعات مربوط به Heading به دست آمده از IRS و اطلاعات مربوط به True Air Speed (به دست آمده از ADC) به روز خواهد كرد.

ب) Rodio Only

در اين مُد اطلاعات به دست آمده از ايستگاه زميني مورد استفاده قرار خواهد گرفت که براي يك بازة طولاني، دقيق اما براي بازه هاي كوتاه همراه با خطا خواهند بود. وقتي كه اطلاعات مورد نظر به حالت غيرقابل فعال دريافت شوند FMS وارد مُد Dead reckoning خواهد شد.

لازم به ذكر است كه دو مد آخر FMS (Advisory Mods) اطلاعاتي در اختيار AFCAS قرار نخواهد داد.

شكل 2-5 نحوة انتخاب و استفاده از مدهاي مختلف و رعايت اولويت ها را به صورت يك الگوريتم دسته بندي شده نشان مي دهد.

 

[1]- ARINC 429 در فصل سوم مفصلاً توضيح داده شده است.

[2]- Air Date Computer يك كامپيوتر در قسمت Avionic bay مي باشد كه پارامترهايي نظير فشار استاتيك – فشار كل- دما و زاويه حمله را اندازه گيري كرده و اين سیگنالها را به اطلاعات ديجيتال تبديل مي كند.

[3]- EMUX: تبديل كننده اطلاعات آنالوگي كه از قسمتهاي مختلف موتور دريافت مي شود به اطلاعات ديجيتال، به عنوان مثال، دماي روغن، فشار روغن، دماي سوخت، دماي Exhust.

[4]- AFCAS : به مجموعة سيستم خلبان خودكار (Auto Pilot) و سيستم تنظيم كننده قدرت موتور (Auto throttle ) گفته مي شود كه به صورت اتوماتيك كنترل كننده تمام فرامين هدايت هواپيما مي باشد.

[5]-(ENGINE PRESSURE Ratio) : EPR نسبت بين گازهاي ورودي به گازهاي خروجي از موتور. كه اين نسبت توسط يك يونيت مخصوص كه داراي سنسورهاي اندازه گيري در قسمت دهانة ورودي موتور و قسمت Exhust است، محاسبه مي شود.

 

[6]- Inertial Refrence System : IRS

[7]- Progress Page: در قسمت هاي بعدي به تفصيل توضيح داده خواهد شد.

[8]- Dual Distance Radio Magnetic Indicator : DDRMI نشان دهندة سيستم ADF در هواپيماي فوكر 100

[9]- Ground Speed: سرعت هواپيما نسبت به زمين

[10]- Track: مسير حركت

[11]- Standard Instrament Departure:SID

يك سري اطلاعات از قبيل سرعت وزش باد، جهت وزش، دماي محيط، فشار اتمسفري جهت باند و … از سوي برج مراقبت به صورت دائم و اتوماتيك اعلام مي گردد كه خلبان مي تواند با تنظيم يك فركانس خاص اطلاعات مذكور را از طريق سيستم VHF دريافت كند.