Verfahren und Vorrichtung zum selbsttätigen Trimmen von auf einer gemeinsamen
Grundfläche angeordneten Gyroskopen in einem Inertialnavigationssystem
Inertialnavigationssysteme enthalten gewöhnlich eine Inertialgrundfläche, auf der eine Anzahl von Gyroskopen angeordnet sind und die eine Fixlage im Raum einnimmt oder derart geregelt wird, dass sie die Vertikale andeutet (Schuler-Abstimmung), z. B. gemäss dem Prinzip des künstlichen Trägheitsmo- mentes.
Die grösste Fehlerquelle in einem solchen System ist die Kreiselabweichung, d. h. eine langsame Änderung der Bezugsrichtung des Gyroskops die durch unerwünschte Drehmomente hervorgerufen wird, welche auf den Gyrorotor oder dessen Träger einwirken. Die Grosse der Kreiselabweichung ändert sich jeden Augenblick, so dass jeweils eine erneute Einstellung der Gyroskope bei Inbetriebnahme des Systems durch das Anlegen eines Drehmomentes notwendig ist, das der Kreiselabweichung entgegenwirkt. Diese Einstellung wurde bisher im Stillstand durchgeführt, bevor das mit dem Inertialnavigationssystem versehene Fahrzeug in Bewegung gesetzt wurde, indem die Grundfläche in bestimmten Lagen verriegelt und jedes Gyroskop gesondert eingestellt wurde.
Die Erfindung bezweckt, eine Möglichkeit zu schaffen, alle Gyroskope selbsttätig und gleichzeitig auf der Grundfläche des Inertialnavigationssystems einzustellen.
Weiter bezweckt die Erfindung, eine solche Einstellung während der Fortbewegung des Fahrzeuges und während des Stillstandes zu ermöglichen.
Gemäss dem erfindungsgemässen Verfahren wird dies dadurch erzielt, dass die Fehler der Ausgangsinformation des Inertialnavigationssystems, gemessen und von diesen Fehlern abgeleitete Signale an Mittel zum Erzeugen eines Drehmomentes in dem betreffenden Gyroskop zugeführt werden, in der Weise, dass die Kreiselabweichung nahezu behoben wird.
Die Beziehung zwischen den Positionsfehlern und den Azimutindikationen des Inertialnavigationssystems und der Kreiselabweichung ist bekannt und lässt sich im allgemeinen wie folgt ausdrücken : % = f, (U U U,, t) e=f,(UUy,Ut)(l) ez = 3 (Ux, UyS Uz, t) wobei eB, eL die Positionsfehler in der Breite bzw. der Länge darstellen, ez die Kursabweichung oder den Azimutfehler U", Uy, Uz die Kreiselabweichung der gesonderten Gyroskope mit ihren Eingangsachsen in der x-, y-und z-Richtung und tldie Zeit bezeichnen.
Aus den Gleichungen (1) kann die Kreiselabwei chung Ux, Uy) Uz als Funfktion dler erwähnten Fehler oder Abweichungen gefunden werden. Wenn die Fehler eB, eL und ez gemessen werden, kann auf Grund dieser Beziehungen die Kreiselabweichung jedes Gyroskops errechnet werden, sofern die gemessenen Fehler lediglich durch die Kreiselabweichung hervorgerufen werden. Wenn die Grosse und die Richtung der Kreiselabweichung bekannt sind, ist es möglich, ein entsprechendes Gegenmoment zu erzeugen, d. h. das betreffende Gyroskop derart einzustellen, dass die Kreiselabweichung nahezu behoben wird.
Da während der selbsttätigen Einstellung die Positionsfehler und Azimutfehler innerhalb einer kurzen Zeit gefunden und auf Null herabgesetzt werden, können die Beziehungen zwischen den fehlerhaften Anzeigen des Inertialnavigationssystems und der Kreisetabweichung durch Differentiation und d Linearisation der Gleichungen (1) vereinfacht wer den.
Dann ergeben sich die nachfolgenden Gleichungen ; es = KUX + KUy + Kt3Uz eL = K2lUx + K22Uy + KU,(2) ez = K3tUX + K32Uy + K33Uz eB, sind die zeitlichen Abgeleiteten der Posi tions-undAzimutfehler und Kll-Ks3 sindKonstanten.
Bei einem Länge-Breitensystem z. B. bei einer Breite von 60 und bei den Fehlern e in Abstandsminuten kann die Kreiselabweichung U in Winkel/Mi nuten/Stunde und die Zeit in Stunden, die nachMolgen- den einfachen Beziehungen liefern : =O. U,-l, OUy+O. U, =2, OU, +O. Uy+O. U, (3) e, =-l, 7U, +O.
Uy-l, OU, Die letzte Gleichung von (3) kann wie folgt geschrie- ben werden :
1 7 +--=-1,OU,
Der Breitefehler eB ist während einer verhältnismässig kurzen Zeit lediglich von der Kreiselabweichung Uy abhängig und auch der Längefehler eL ist während einer verhältnismässig kurzen Zeit lediglich von der Kreiselabweichung Ux abhängig, während der Kurs- oder Azimutfehler ez sowolh von Ux als auch von U, abhängt.
Die Kreiselabweichungswerte Ux und Uy können daher durch lediglich von dem Längefehler bzw. lediglich von dem Breitefehler abgeleitete Einstellsignale behoben werden, während die Kreiselabweichung Uz mittels eines Signals behoben werden kann, das sowohl von dem Längenfehler eL als auch von dem Azimutfehler ez (nach Gleichung 3 a) abgeleitet wird.
Sogar wenn die Konstanten in einem anderen Falle weniger einfach als in dem angegebenen Beispiel sind, kann man dennoch unter allen Umständen auf Grund der Gleichungen (3) bequem errechnen, auch welche Wxease die EillstellsignjaRe senen Positions- und Azimutfehlern abgeleitet werden müssen, um die Kreiselabweichung jedes Gyroskops zu beheben.
Wenn gemäss dem Vorstehenden die Gyroskope mittels Signalen eingestellt werden, die proportional sind mit oder eine lineare Beziehung zu den Fehlersignalen haben, welche an sich proportional mit den gemessenen Positions-und Azimutfehlern sind, besteht nach wie vor ein Positions-und Azimutfehler.
Um sowohl die Kreiselabweichung als auch die Positions-und Azimutfehler auf Null herabzusetzen, ist es notwendig, die erwähnten Fehlersignale vor dem Zurückführen an das betreffende Gyroskop einmal zu integrieren.
Zum Ermöglichen der Einstellung des Gyroskops während der Fortbewegung des Fahrzeuges, dessen Position bestimmt werden soll, kann die Ausgangsinformation des Inertialnavigationssystems vorzugsweise mit der entsprechenden Ausgangsinformation eines Hilfsnavigationssystems z. B. eines Funknavigationssystems verglichen werden, so dass Signale erhalten werden, die proportional sind mit dem Unterschied zwischen diesen Ausgangsinformationen.
Ein Funknavigationssystem hat in kurzen Abständen eine zufriedenstellende Genaugkeit und lässt sich daher besonders gut mit einem Inertialnavigationssystem kombinieren, das in langen Abständen verhält- nismässig genau wirksam ist, sofern die Gyroskope genau eingestellt sind.
Wenn die Einstellung während der Fortbewegung durchgeführt wird muss das Hilfssystem abgeschaltet und die Einstellkreise in einem solchen Augenblick unterbrochen werden, dass der resultierende Positionsfehler minimal ist. Da die Fehlerbeziehungen (Positionsfehler als Funktion der Zeit) sowohl für das Hilfssystem als auch für das Inertialnavigationssystem nicht in einer einfachen mathematischen Formel ausgedrückt werden können, ist es zweckdienlich, die beste Abschaltzeit durch Versuche festzustellen.
Die nachfolgende Beschreibung erörtert beispielsweise bevorzugte Ausführungsformen des Erfindungsgegenstandes auch anhand der Zeichnung.
Fig. 1 zeigt ein Blockdiagramm einer Trimmvorrichtung.
Fig. la zeigt schematisch ein in Zusammenhang mit der beschriebenen Trimmvorrichtung verwende- tes Einachsengyroskop.
Fig. 2 zeigt den Positionsfehler als Funktion des Abstandes von dem Anfangspunkt (oder Zeit nach dem Anlass) für ein Funktionsnavigationssystem.
Fig. 3a zeijgt diie Kreiselabweichiung eines Gyroskops mit einer einzigen Achse als. Funktion der Einstellzeit.
Fig. 3b zeigt die Winkelabweichung des gleichen Gyroskops gegenüber einer gewünschten Bezugsrichtung für einige verschiedene Einstellzeiten und
Fig. 4 zeigt den Positionsfehler als Funktion des Abstandes von einem Anfangspunkt für die Kombination eines Funk-und eines Inertialnavigationssystems nach der Erfindung.
Die in Fig. 1 dargestellte Vorrichtung enthält ein Funknavigationssystem 1 und ein Inertialnavigationssystem 2, welche mit verschiedenen Eingän- gen einer Vergleichsvorrichtung 3 verbunden sind.
Die Vergleichsvorrichtung 3 ist über eine Schaltvorrichtung 4 mit einer Rechenmaschine 5 verbunden, welche mit Mitteln verbunden ist, durch welche Drehmomente in den Gyroskopen Gx, Gy und G., erzeugt werden, die auf der gemeinsamen Grundflä- che angeordnet sind. Die Rechenmaschine 5 enthält drei Integratoren, einen für jeden Einstellkreis, welche Integratoren eine Zeitkonstante von 5 bis 10 Minuten haben, was annähernd der Zeit entspricht, die zum Bestimmen der Kreiselabweichung notwendig ist. Diese Integratoren sind derart geschaltet, dass die Signale der Rechenmaschine in den Drehmomentgeneratoren der Gyroskope ein Drehmoment erzeugen, das der Kreiselabweichung des betreffen den Gyroskops entgegenwirkt.
Um Schwingungen in dem geschlossenen System von Kreisen zu verhüten, muss irgendeine Dämpfung vorgesehen werden, z. B. eine einfache Parallelschaltung der Integratoren der Rechenmaschine 5. Weiter sind Mittel vorhanden, durch welche das Funknavigationssystem abgeschaltet werden kann.
In Fig. la ist beispielsweise ein Gyroscop dargestellt, das in das Trägheitsnavigationssystem, in welchem die beschriebene Trimmethode verwendet wird, eingegliedert werden kann. Es ist ein Einachsengyroskop mit einem Rotor R, der mit hoher Winkelgeschwindigkeit um eine Rotationsachse SA rotiert und dessen Anordnung einen Freiheitsgrad, nämlich Winkelabweichungen um eine Ausgangsachse OA bei Winkelbewegungen um eine Eingangsachse IA, aufweist.
Das Gyroskop ist mit einem Signalgenerator SG versehen, das die Abweichungen um die Ausgangsachse OA erfasst, weist ferner einen um die gleiche Achse OA wirkenden Drehmomentgenerator TG auf und ist in einer Halterung P montiert, die auf einer Grundfläche B um eine zur Eingangsachse IA parallelen Drehachse P drehbar und vermittels eines Motors M in bezug auf dieselbe Grundfläche um die gleiche Achse P drehbetätigbar angeordnet ist. Der Motor M ist in Funktion des Ausgangssignals des Signalgenerators SG im Sinne einer Nullregelung des erwähnten'Signals durch n & gative Rückkoppelung gesteuert.
Wie die Bezeichnung Einachsengyroskop andeutet, wird die Halterung P der vorb, e, schriebenen Gyro skopanordnung ihre vorbesümmte Raumwinkellage unabhängig von den Winkelbewegungen der Grundfläche B um die Eingangsachse IA bewahren. Jedem Trägheitsnavigationssystem liegt eine solche Halterungsanordnung zugrunde.
Allerdings wird die Raumwinkellage der Halterung P für Navigationszwecke nicht unveränderlich gehalten, sondern die Halterung P im Rahmen der sog. Schulter-Abstimmung derart gesteuert, dass sie in bezug auf die jeweilige momentane lokale Vertikale eine bestimmte Winkellage einhält. Die Schuler Abstimmung kannj u. a. z. B. im Rahmen der Anordnung nach Fig. la dadurch herbeigeführt werden, dass die Halterung P als Pendel ausgebildet, d. h. ihr Schwerpunkt T ausserhalb deren Drehachse P ange ordnet und eins einen Integrator 11 umfassende negative Rückkoppelung zwischen dem Signalgenerator SG und dem Drehmomentengenerator TG des Gyroskops erstellt wird.
Ein diese Art von Rückkop- pelung aufweisendes Gyroskop wird als Beschleunigungschaltungsgyroskop bezeichnet, da das ausgehende Signalgeneratorsignal zur Winkelbeschleunigung um die Eingangsachse IA proportional ist.
Wenn nun das Gesamtsystem sich auf der Erdoberfläche horizontal in Richtung der Gyroskoprotationsachse SA bewegt, wirkt auf die Halterung P ein Drehmoment ein, das von Beschleunigungskräften herrührt und der Halterung P eine Drehtendenz um deren Achse P erteilt, der jedoch das Drehmoment des Motors M entgegenwirkt. Bei geeigneter Wahl der Parameter ist es möglich, ein Drehen der pendel- artigen Halterung um ihre Achse P von gleicher Winkelgeschwindigkeit wie diejenige der Richtungsände- rung der momentan lokalen Erdvertikalen bei Bewe gung des die gesamte Anordnung tragenden Fahrzeuges auf der Erdoberfläche zu erzielen und somit die Schuler-Abstimmung zu realisieren.
Dadurch wird die das linearbeschleunigungsfreie Einhängen des
Pendels P verursachende Kraft unabhängig von dem
Ortswechsel ständig in Richtung des Erdzentrums gerichtet und einzig die bei Linearbeschleunigung S an der Erdoberfläche entstehenden Beachteunigungs- kräfte werden, normalerweisesonst noch auf den Pendel wirken. Dlas Au, sgangslsign, al Ides Signalgenera- tors wird, unter diesen Umständen, zur erwähnten Linearbeschleunigung S proportional und das inte grierte, in den Drehmomentgenerator TG zurückge- speiste Signal für die Geschwindigkeit S des die pendelartige Halterung P tragenden Fahrzeuges repre sentativ sein.
Um ein Mass noch der Positionsände- rung.desFahrzeugesindereffektiven Fahrtrichtung zu erhalten, genügt es, das erwähnte Geschwindigkeitssignal S in einem weiteren Integrator I2 zu integrieren.
Eine Kreiselabweichung im Gyroskop wird durch ein um die Ausgangsachse OA drehendwirkendes Stördrehmoment verursacht, das sich dem durch den Drehmomentgenerator TG erzeugten Nutzsteuermoment überlagert. Wie vorangehend erläutert, wird der Drehmomentgenerator so gesteuert, dass dessen Nutzdrehmoment den Halterungspendel P genau mit der erwünschten Winkelgeschwindigkeit dreht. Das dem Nutzsteuerdrehmoment überlagerte Stördrehmo- ment verursacht ein Drehen des Pendels mit einer von der erwünschten. abweichenden Geschwindig- keit somit eine wachsende Winkelabweichung zwischen der Richtung der wirklichen lokalen Erdver- tikalen und der durch den Pendel angegebenen vertikalen Richtung.
Infolgedessen wird das von dem Signalgenerator SG ausgehende Beschleunigungssignal für die Linearbeschleunigung S nicht mehr representativ und ferner werden Erdbeschleunigungskräfte den Hatterungspendel P beeinflussen,. Das fehlerbehaftete Beschleunigungssignal wird sodann, nach zwei Integrationen in den Integratoren I1 und 12, zu einem sich rasch vergrössernden Positionsangabefehler füh- ren.
Zur Verwirklichung eines vollständigen Träg- heitsnavigationssystems ist noch ein zweites Gyroskop von der beschriebenen, Art notwendig, dessen Eingangsacbse IA zu derjenigen des Erstbeschrie- benen rechtwi'nkeligorientiertist, wobei die beiden Gyroskope an einer von deren beiden Halterungspendel als G, anzes im Sinnle einer Sohuller-Abstim- mung gesteuerten, gemeinsamen Grundfläche B angeordnet sind.
Ein drittes, auf der gemeinsamen Grundfläche B mit senkrechter Eingangsachse IA in einer zur Orientierung der Grundfläche B in einer vorbestimmten Richtung in bezug auf die Erdkoordinaten geeigneten Weise angeordnetes Gyroskop er gänzt das System, wobei die Eingangsachsen IA der zwei Schuler-abgestimmten Gyroskope z. B. in Richtung der lokalen Erdmeridian-bzw. Erdparallelkreistangenten orientiert sind. Die Positionsangaben der beiden Schuler-abgestimmten Gyroskope werden dann Breiten-bzw. Längen-Positionsänderungen anzeigen.
Ein an der vertikalen Tragachse der gemeinsamen GrunSdtFläche B eingeordneter Signalgenerator erzeugt ferner ein für den zwischen einer in bezug auf das Fahrzeug festen Referenzrichtung, z. B. die Längsach srich, tung eines Flugzeuges, und der Nord richtung eingescblossenen Winkel repräsentatives Signal. Der erwähnte Winkel wird als Kurs-oder Azimutwinkel bezeichnet. Kreiselabweichungen in den beiden Schuler-abstimmten Gyroskopen mit horizontalen Eingangsachsen IA erzeugen somit wachsende Fehler in der Breiten-und Längenangabe, während Kreiselabweichungen des sog. Kursanzeigegyroskops mit vertikaler Eingangsachse IA Azimut wertfehler verursachen.
Um Schwingungen in dem geschlossenen System von Kreisen zu verhüten, muss irgendeine Dämpfung vorgesehen werden, z. B. eine einfache Parallelschaltung der Integratoren der Rechenmaschine 5. Weiter sind Mittel vorhanden, durch welche das Funknavigationssystem abgeschaltet werden kann.
Die Vorrichtung arbeitet wie folgt :
In der Vergleichsvorrichtung 3 werden die Positions-und Azimutanzeigen des Funknavigationssy- stems mit den entsprechenden Anzeigen des Inertial navigationssystems verglichen, so dass Signale proportional mit dem Unterschied zwischen diesen Aus gangsinformationen dem Ausgang der Vergleichsvorrichtung entnommen werden können.
Es wird angenommen, dass das Funknavigationssystem die richtige Information liefert und dass die einzige Fehlerquelle in idem InertialnlavigatioTDssystem, die Kreisel abweichung ist, so. dass die Signale am Ausgang der Vergleichsvorrichtung proportional zu den durch die Kreiselabweichung hervorgerufenen Positions-und Azimutfehlern eB, eL, e, des Inertialnavigationssystems sind. Die Fehlersignale am Ausgang der Ver gleichsvorrichtung werden den Integratoren in der Rechenmaschine 5 zugeführt und die Aus.ga.Qgssi- gnale derselben werden in den) richtigen Verhältnissen den Drehmomentgeneratoren in den verschiedenen Gyroskopen derart zugeführt, dass die Kreiselabweichung behoben wird.
Die Integration überkompen- siert die Kreiselabweichung, so dass sowohl die Kreiselabweichung als auch die Positions-und Azimutfehler auf Null herabgemindert werden. Die Integratoren der Rechenmaschine 5 behaupten ausserdem das entgegenwirkende Drehmoment der Drehmomentgeneratoren der Gyroskope auf dem ge wünschten Wert nach Beendigung der Einstellung, so dass gesonderte Mittel zu diesem Zweck sich erübri- gen. Nach Beendigung der Einstellung werden die Schalter der Vorrichtung 4 geöffnet und das Funknavigationssystem wird abgeschaltet, so dass die Einstellung unterbrochen wird und die Positions-und Azimutanzeigen darauf lediglich aus dem Inertialnavigationssystem erzielt werden.
Fig. 2 zeigt beispielsweise den Positionsfehler für ein Funknavigationssystem als Funktion des Abstandes von dem Anfangspunkt bei konstanter Fluggeschwindigkeit. Das Diagramm zeigt, dass die Genauigkeit des Funknavigationssystems sehr gross ist in einem kleinen Abstand von dem Anfangspunkt (oder der Funkstation), während die Positionsfehler zunehmen, wenn der Abstand einen bestimmten Wert überschreitet.
Fig. 3a zeigt die Beziehung zwischen der Kreiselabweichung und der Einatellzeit eines Gyroskops mit einer einzigen Achse. Es wird angenommen, dass die Einstellung im Stillstand gegenüber der örtlichen, bekannten Umdrehungskomponenten der Erde erfolgt. Wenn die Einstellung nach einer bestimmten Zeit unterbrochen wird, besteht nach wie vor eine vorherbestimmte Kreiselabweichung, deren Grosse von der Länge der Einstellzeit abhängt. Dies lässt sich graphisch gemäss Fig. 3b andeuten, wobei der Abweichungswinkel des Gyroskops als Ordinate und , cli : e 7eit als A., b ; szis, se augetr, agan sinct und die Einstellzeit als Parameter dient.
Fig. 4 zeigt die Beziehung zwischen einem Positionsfehler und dem Abstand von dem Anfangspunkt bei einer Kombination eines Funk-und Inertialnavi gationssystems.Eswirdvorausgesetzt,.dass das Funk nuavgati, onssystem,, dessen Fehlerkurve durch die Kurve A angedeutet ist, das Inertialnavigationssystem während des ersten Teiles des Fluges gemäss dem Erfindungsgedanken korrigiert und dass das Funknavigationssystem an einem geeigneten Augenblick abgeschaltet wird, so dass das Inertialnavigationssystem dann allein die Position bestimmt. Es sind zwei verschiedene Abschaltzeiten T, und T2 angegeben.
Nach dem Abschalten nimmt der Positionsfehler nahezu linear mit der Zeit oder dem Abstand von dem Anfangspunkt zu, was durch die Kurven B und C angedeutet ist, infolge der verbleibenden Kreiselabweichung. Die Abschaltzeit wird derart festgesetzt, dass der resultierende Fehler jedenfalls minimal ist.
Vergleichsweise zeigt Fig. 4 die Fehlerkurve D für das Inertialnavigationssystem an sich, ohne Kor rektur seitens des Funknavigationssystems, wobei angenommen wird, dass nur eine kurze Zeit (etwa 10 Minuten) zur Einstellung der Gyroskope in dem Inertialnavigationssystem zur Verfügung war.
Das beschriebene Verfahren eignet sich insbesondere zur Einstellung von Gyroskopen während der Fortbewegung des Fahrzeuges, dessen Position bestimmt werden soll, aber es kann auch bei der Einstellung von Gyroskopen im Stillstand benutzt werden.