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.
Method and device for automatic trimming on a common
Gyroscopes arranged on the ground plane in an inertial navigation system
Inertial navigation systems usually contain an inertial base on which a number of gyroscopes are arranged and which occupies a fixed position in space or is regulated in such a way that it indicates the vertical (Schuler vote), e.g. B. according to the principle of the artificial moment of inertia.
The greatest source of error in such a system is the gyro deviation, i. H. a slow change in the reference direction of the gyroscope caused by undesired torques acting on the gyrorotor or its carrier. The size of the gyro deviation changes every moment, so that the gyroscope must be set again when the system is started up by applying a torque that counteracts the gyro deviation. This setting was previously carried out at a standstill, before the vehicle provided with the inertial navigation system was set in motion by locking the base area in certain positions and setting each gyroscope separately.
The aim of the invention is to create a way of setting all gyroscopes automatically and simultaneously on the base of the inertial navigation system.
Another object of the invention is to enable such an adjustment while the vehicle is moving and when it is stationary.
According to the method according to the invention, this is achieved in that the errors in the output information of the inertial navigation system are measured and signals derived from these errors are fed to means for generating a torque in the relevant gyroscope in such a way that the gyro deviation is almost eliminated.
The relationship between the position errors and the azimuth indications of the inertial navigation system and the gyro deviation is known and can generally be expressed as follows:% = f, (UUU ,, t) e = f, (UUy, Ut) (l) ez = 3 ( Ux, UyS Uz, t) where eB, eL represent the position errors in latitude and longitude, ez the course deviation or the azimuth error U ", Uy, Uz the gyro deviation of the separate gyroscopes with their input axes in the x, y and z-direction and tl denote time.
The gyro deviation Ux, Uy) Uz can be found as a function of the mentioned errors or deviations from equations (1). When the errors eB, eL and ez are measured, the gyro deviation of each gyroscope can be calculated on the basis of these relationships, provided that the measured errors are only caused by the gyro deviation. If the size and direction of the gyro deviation are known, it is possible to generate a corresponding counter-torque, i. H. adjust the gyroscope in question so that the gyro deviation is almost eliminated.
Since the position errors and azimuth errors are found within a short time during the automatic adjustment and reduced to zero, the relationships between the incorrect displays of the inertial navigation system and the circle deviation can be simplified by differentiation and linearization of equations (1).
Then the following equations result; es = KUX + KUy + Kt3Uz eL = K2lUx + K22Uy + KU, (2) ez = K3tUX + K32Uy + K33Uz eB, are the time derivatives of the position and azimuth errors and Kll-Ks3 are constants.
In a length-width system z. For example, with a width of 60 and the errors e in distance minutes, the gyro deviation U in angles / minutes / hour and the time in hours can provide the following simple relationships: = O. U, -l, OUy + O. U, = 2, OU, + O. Uy + O. U, (3) e, = -l, 7U, + O.
Uy-l, OU, The last equation of (3) can be written as follows:
1 7 + - = - 1, OU,
The latitude error eB is only dependent on the gyro deviation Uy for a relatively short time, and the length error eL is also only dependent on the gyro deviation Ux for a relatively short time, while the heading or azimuth error ez depends on both Ux and U.
The gyro deviation values Ux and Uy can therefore be corrected by setting signals derived only from the length error or only from the width error, while the gyro deviation Uz can be corrected by means of a signal that is based on both the length error eL and the azimuth error ez (according to equation 3 a) is derived.
Even if the constants are less simple in another case than in the example given, one can nevertheless easily calculate under all circumstances on the basis of equations (3) which wxease the adjustment signals must be derived from the positional and azimuth errors in order to obtain the gyro deviation to fix any gyroscope.
If, according to the above, the gyroscopes are adjusted by means of signals that are proportional to or have a linear relationship to the error signals, which are inherently proportional to the measured position and azimuth errors, a position and azimuth error still exists.
In order to reduce both the gyro deviation and the position and azimuth errors to zero, it is necessary to integrate the mentioned error signals once before they are fed back to the gyroscope in question.
To enable the setting of the gyroscope while the vehicle is moving, the position of which is to be determined, the output information of the inertial navigation system can preferably be combined with the corresponding output information of an auxiliary navigation system, e.g. B. a radio navigation system, so that signals are obtained which are proportional to the difference between this output information.
A radio navigation system has a satisfactory accuracy at short intervals and can therefore be combined particularly well with an inertial navigation system which is relatively precisely effective at long intervals, provided the gyroscopes are set precisely.
If the setting is made while moving, the auxiliary system must be switched off and the setting circuits interrupted at such a moment that the resulting position error is minimal. Since the error relationships (position errors as a function of time) for both the auxiliary system and the inertial navigation system cannot be expressed in a simple mathematical formula, it is useful to determine the best switch-off time through experiments.
The following description discusses, for example, preferred embodiments of the subject matter of the invention with reference to the drawing.
Fig. 1 shows a block diagram of a trimming device.
1 a schematically shows a single-axis gyroscope used in connection with the trimming device described.
Figure 2 shows the positional error as a function of the distance from the starting point (or time after the occasion) for a function navigation system.
Fig. 3a shows the gyro deviation of a single axis gyroscope as. Setting time function.
3b shows the angular deviation of the same gyroscope with respect to a desired reference direction for a few different setting times and
4 shows the position error as a function of the distance from a starting point for the combination of a radio and an inertial navigation system according to the invention.
The device shown in FIG. 1 contains a radio navigation system 1 and an inertial navigation system 2, which are connected to different inputs of a comparison device 3.
The comparison device 3 is connected via a switching device 4 to a computing machine 5, which is connected to means by which torques are generated in the gyroscopes Gx, Gy and G., which are arranged on the common base area. The calculating machine 5 contains three integrators, one for each setting circuit, which integrators have a time constant of 5 to 10 minutes, which corresponds approximately to the time required to determine the gyro deviation. These integrators are connected in such a way that the signals from the calculating machine generate a torque in the torque generators of the gyroscopes that counteracts the gyro deviation of the gyroscope in question.
In order to prevent vibrations in the closed system of circles, some damping must be provided, e.g. B. a simple parallel connection of the integrators of the computing machine 5. Means are also provided by which the radio navigation system can be switched off.
In Fig. La, for example, a gyroscope is shown, which can be incorporated into the inertial navigation system in which the trimming method described is used. It is a single-axis gyroscope with a rotor R which rotates at high angular speed about an axis of rotation SA and the arrangement of which has one degree of freedom, namely angular deviations about an output axis OA in angular movements about an input axis IA.
The gyroscope is provided with a signal generator SG, which detects the deviations around the output axis OA, furthermore has a torque generator TG acting around the same axis OA and is mounted in a holder P which is on a base B around an axis of rotation parallel to the input axis IA P is rotatably arranged and by means of a motor M with respect to the same base area around the same axis P rotatably. The motor M is controlled by negative feedback as a function of the output signal of the signal generator SG in the sense of a zero regulation of the mentioned signal.
As the name single-axis gyroscope suggests, the bracket P of the vorb, e, written gyroscope arrangement will preserve its vorbesümte solid angle position regardless of the angular movements of the base B about the input axis IA. Each inertial navigation system is based on such a mounting arrangement.
However, the solid angular position of the bracket P is not kept unchangeable for navigation purposes, but rather the bracket P is controlled in the context of the so-called shoulder coordination in such a way that it maintains a certain angular position with respect to the respective instantaneous local vertical. The Schuler vote can u. a. z. B. in the context of the arrangement according to Fig. La brought about that the holder P is designed as a pendulum, d. H. their center of gravity T is arranged outside the axis of rotation P and one integrator 11 comprehensive negative feedback is created between the signal generator SG and the torque generator TG of the gyroscope.
A gyroscope with this type of feedback is referred to as an accelerator circuit gyroscope, since the outgoing signal generator signal is proportional to the angular acceleration about the input axis IA.
If the entire system now moves horizontally on the earth's surface in the direction of the gyroscope rotation axis SA, a torque acts on the holder P, which originates from acceleration forces and gives the holder P a tendency to rotate around its axis P, which is counteracted by the torque of the motor M. With a suitable choice of the parameters, it is possible to rotate the pendulum-like holder around its axis P at the same angular speed as that of the change in direction of the momentarily local earth vertical when the vehicle carrying the entire arrangement moves on the earth's surface and thus the Realize Schuler coordination.
This ensures that the
Pendulum P independent of the causing force
Change of location is constantly directed towards the center of the earth and only the forces of attentiveness that arise at the surface of the earth with linear acceleration S will normally act otherwise on the pendulum. Under these circumstances, the output signal generator will be proportional to the mentioned linear acceleration S and the integrated signal fed back into the torque generator TG will be representative of the speed S of the vehicle carrying the pendulum-like holder P.
In order to obtain a measure of the change in position of the vehicle in the effective direction of travel, it is sufficient to integrate the aforementioned speed signal S in a further integrator I2.
A gyro deviation in the gyroscope is caused by a disturbance torque acting rotating about the output axis OA, which is superimposed on the useful control torque generated by the torque generator TG. As explained above, the torque generator is controlled so that its useful torque rotates the mounting pendulum P precisely at the desired angular speed. The disturbance torque superimposed on the utility control torque causes the pendulum to turn with one of the desired values. With the deviating speed, there is a growing angular deviation between the direction of the real local earth vertical and the vertical direction indicated by the pendulum.
As a result, the acceleration signal emanating from the signal generator SG is no longer representative of the linear acceleration S and, furthermore, gravitational acceleration forces will influence the Hatterungspendel P,. The faulty acceleration signal will then, after two integrations in the integrators I1 and I2, lead to a rapidly increasing position indication error.
To realize a complete inertial navigation system, a second gyroscope of the type described is necessary, the input acbse IA of which is oriented at a right angle to that of the first described, the two gyroscopes on one of their two mounting pendulums as G, anze in the sense of a sleeve Coordination-controlled, common base area B are arranged.
A third gyroscope, arranged on the common base B with a vertical input axis IA in a suitable manner for orienting the base B in a predetermined direction with respect to the earth coordinates, complements the system, the input axes IA of the two Schuler-coordinated gyroscopes e.g. B. in the direction of the local earth meridian or. Earth parallel circle tangents are oriented. The position information of the two Schuler-coordinated gyroscopes are then width or. Show length position changes.
A signal generator arranged on the vertical support axis of the common ground plane B also generates a signal generator for the between a reference direction fixed with respect to the vehicle, e.g. B. the longitudinal direction, direction of an aircraft, and the north direction included angle representative signal. The angle mentioned is called the heading or azimuth angle. Gyroscopes in the two Schuler-tuned gyroscopes with horizontal input axes IA thus produce increasing errors in the latitude and longitude, while gyroscopic deviations in the so-called heading display gyroscope with vertical input axis IA cause azimuth errors.
In order to prevent vibrations in the closed system of circles, some damping must be provided, e.g. B. a simple parallel connection of the integrators of the computing machine 5. Means are also provided by which the radio navigation system can be switched off.
The device works as follows:
In the comparison device 3, the position and azimuth displays of the radio navigation system are compared with the corresponding displays of the inertial navigation system, so that signals proportional to the difference between this output information can be taken from the output of the comparison device.
It is assumed that the radio navigation system provides the correct information and that the only source of error in the inertial navigation system is the gyro deviation. that the signals at the output of the comparison device are proportional to the position and azimuth errors eB, eL, e, of the inertial navigation system caused by the gyro deviation. The error signals at the output of the comparison device are fed to the integrators in the calculating machine 5 and the output signals of the same are fed to the torque generators in the various gyroscopes in the correct proportions so that the gyro deviation is eliminated.
The integration overcompensates for the gyro deviation, so that both the gyro deviation and the position and azimuth errors are reduced to zero. The integrators of the calculating machine 5 also maintain the counteracting torque of the torque generators of the gyroscopes at the desired value after the setting has been completed, so that separate means for this purpose are unnecessary. After the setting has been completed, the switches of the device 4 are opened and the radio navigation system is switched off, so that the setting is interrupted and the position and azimuth displays can only be obtained from the inertial navigation system.
For example, FIG. 2 shows the position error for a radio navigation system as a function of the distance from the starting point at a constant airspeed. The diagram shows that the accuracy of the radio navigation system is very high at a small distance from the starting point (or the radio station), while the position errors increase when the distance exceeds a certain value.
Fig. 3a shows the relationship between the gyro deviation and the turn-on time of a single axis gyroscope. It is assumed that the setting is made at a standstill with respect to the local, known rotational components of the earth. If the setting is interrupted after a certain time, there is still a predetermined gyro deviation, the size of which depends on the length of the setting time. This can be indicated graphically according to FIG. 3b, the deviation angle of the gyroscope as the ordinate and, cli: e 7eit as A., b; szis, se augetr, agan sinks and the response time serves as a parameter.
Fig. 4 shows the relationship between a position error and the distance from the starting point in a combination of a radio and inertial navigation system. It is assumed that the radio navigation system, whose error curve is indicated by curve A, the inertial navigation system during the first Corrected part of the flight according to the inventive concept and that the radio navigation system is switched off at a suitable moment, so that the inertial navigation system then alone determines the position. Two different switch-off times T, and T2 are specified.
After switching off, the position error increases almost linearly with time or the distance from the starting point, which is indicated by curves B and C, as a result of the remaining gyro deviation. The switch-off time is set in such a way that the resulting error is in any case minimal.
By way of comparison, FIG. 4 shows the error curve D for the inertial navigation system per se, without correction on the part of the radio navigation system, it being assumed that only a short time (approximately 10 minutes) was available for setting the gyroscopes in the inertial navigation system.
The method described is particularly suitable for setting gyroscopes while the vehicle is moving, the position of which is to be determined, but it can also be used for setting gyroscopes when the vehicle is stationary.