DE1923884C - Verfahren und Einrichtung zum Messen der wahren Nordgeschwindigkeit eines Korpers über Grund - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sieh auf ein Verfahren /um Messen der wahren Nordgesehwindigkeit eines Körpers über Grund mit Hilfe einer inertialen Geschwindigkeitsmeßeinriehtiing und einer Doppler-Geschwindigkeitsmel.'einricluung sowie auf eine Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens.

Bei der Navigation moderner Flugzeuge wird in jüngster Zeit immer mehr von sogenannten inertialen Geschwindigkeitsmeßeinrichtungen, die meist einfach als Trägheitsplattformen bezeichnet werden, Gehrauch gemacht. Voraussetzung für das einwandfreie Arbeiten einer solchen inertialen Geschwindigkeitsmeßeinrichtung ist eine einwandfreie Ausrichtung der in dieser Meßeinrichtung enthaltenen Trügheitsplattform in der horizontalen Ebene und auf die geographische Nordrichtimg vor der Bewegungsaufnahme eines mit ihr ausgerüsteten Flugzeuges. Nach dem Start eines mit einer solchen ausgerichteten und zuvor auf die notwendige Betriebstemperatur aufgeheizten inertialen Meßeinrichtung ausgerüsteten Flugzeuges ist allein mit dieser in jeder Fluglage und nach beliebig \ielen Geschwindigkeits- und Kursänderungen des Flugzeuges eine Standort-. Geschwindigkeits- und Kursbestimmung mit ausreichender Genauigkeit vorzunehmen. Um diese Genauigkeit der inertialen Meßeinrichtung auch nach relativ langen Flugzeiten noch aufrechterhalten zu können, werden zusatzliche Doppler-Cieschwindigkeitfiiefleinnchtimgen verwendet, die eine Überwachung und Kontrolle der von der inertialen Meßeinrichtung angegebenen -jeschuindigkeitswerte gestatten. Eine sol:he Dopplc-Weßeiiirichtung mißt mit Hilfe des Doppler-Fffekts unu einer vorzugsweise im Mikrowellenbcreich liegenden Strahlung die tatsächliche Geschwindigkeit eines Flugzeuges über Grund. Die von der Doppler-McßeinriclHung angegebenen Geschwindigkeitswerte werden zur Nachjustierung der in der inertialen Meßeinrichtung vorhandenen Trägheitsplattform verwendet. Die Träghcitsplattform wird mit Hilfe eines Regelkreises sow Mil der Bewegung des Flugzeuges als auch der sich unter dem Flugzeug fortdrehenden Erde so nachgeführt, daß die Trägheitsplattform unabhängig von der Erddrehung und der Erdkrümmung an jedem beliebigen, gerade vom Flugzeug überflogencn Ort so ausgerichtet ist. daß ihre Flächennormale immer auf den ifrdmittelpiinkt zeigt.

Aus der USA.-Patentschrift 2 914 763 ist bereits eine sowohl eine Träghcitsplattfnrm als auch eine Doppler-Meßemrichtung aufweisende Einrichtung zur Gcschwindigkeits-, Kurs- und Standortbestimmung eines Fliigzcijgcs bekannt. Diese bekannte Einrichtung trägt der Tatsache Rechnung, daß eine Doppier-Meßeinrichtung eine gute Lang/eitrOiuiuigkcit besitzt, jedoch bei kurzzeitigen Geschwindigkeitsänderungen relativ ungenau ist. während eine Trügheitsplattform schnelle Gcschwindigkeits- und Richtungsänderungen genau anzeigt, jedoch über lünecre Zeiten hauptsächlich infolge von Ausrichtungsfchlern ziemlich ungenau arbeitet. I3ei der bekannten Einrichtung werden nun die sowohl von der Träghcitsplattform als auch von der Doppler-Mcßcinriehtung ermittelten Geschwindigkeiten miteinander verglichen, aus dem Verglcichsergehnis ein Fehlersignal gebildet und dieses zur Korrektur mindestens einer tier von den beiden Meßeinrichtungen angezeigten Geschwindigkeiten benutzt.

Aus der USA.-Patentschrift 3 432 856 ist ebenfalls eine Hiwohl eine Dopplcr-MclJcinrichtung als auch eine Trägheitsplattform aufweisende Einrichtung zur Bestimmung von Kurs, Geschwindigkeit und Standort eines Flugzeuges bekannt. Bei dieser bekannten Einrichtung wird eine nach einer bestimmten Beti.ehszeit auftretende Fehlausrichtung der Trägheitsplattform gegenüber der Nordrichtung festgestellt und mit Hilfe eines elektrischen Fehlersignals übe; Servomotoren die Trägheitsplattform so lange nachjustiert, bis kein Fehlersignal mehr auftritt.

ίο Ein besonderes Problem bei der Verwendung derartiger inertialer Meßeinrichtungen in Kampfflugzeugen ist die relativ lange Vorwärm- und Ausrichtztrit de; Meßeinrichtung vor dem Start, die für eine genaue Ausrichtung länger als 30 Minuten beiragen kann. Da der militärische Wert eines Kampfflugzeuges jedoch mit seiner möglichst sofortigen Einsatzbereitschaft steht und fällt, müssen Möglichkeiten gefunden werden, die einen Alarmstart auch eines mit einer inertialen Meßeinrichtung ausgerüsteten Flugzeuges

=3 gestatten. Aus diesem Grund mußten bisher einsatzbereite Kampfflugzeuge mit einer ausgerichteten und während der Wartezeil verriegelten Trägheitsplattform auf ihren Einsatzflughäfen so abgestellt werden, daß jccie Bewegung des Flugzeuges nach dem Verriegeln der Trägheitsplattform unterblieb. Nur dann stimmt nämlich die mit der verriegelten Trägheitsplattform vorgegebene Bezugsrichtung mit der tatsächlichen erdfesten Bezugsrichtung auch noch bei der Inbetriebnahme der ir.c-rtialen Meßeinrichtung vor dem Start überein. Bei einem Alarmstart muß also die bereits vor dem Verriegeln ausgerichtete inertiale Meßeinrichtung nur noch auf ihre Betriebstemperatur aufgeheizt werden (vgl. Aviation Week and Space Technology, 15. August 1966. S. 145). Eine Bewegung des Flugzeuges nach dem Verriegeln der Plattform ist jedoch auch bei diesem VsrfahK.h kaum zu vermeiden, da bereits Erschütterungen und geringfügige Versetzungen z. B. durch Wind zu einer Falschausrichtung der Plattform führen.

Eine andere Möglichkeit, Alarmstarts mit mit inertialen Meßeinrichtungen ausgerüsteten Flugzeugen durchzuführen, besteht darin, daß or dem Start lediglich eine gewisse Grobausrichtung der Trägheitsplattform und die für eine einwandfreie Geschwindig- keits- und Standortbestimmung des Flugzeuges erforderliche genaue Ausrichtung der Plattform erst während des Fluges vorgenommen wird. Bei diesem Ver'ahren wird die Trägheitsplattform über den bereits erwähnten Regelkreis zur Nachführung der Plattform allmählich immer genauer ausgerichtet, wobei als Hilfsmittel z. B. eine Doppler-Meßeinrichtung und ein Magnetkompaß verwendet werden (vgl. Aviation Week & Space Technology, 5. Februar 1968, S. 76). Dieses Verfahren eignet sich jedoch nicht für solche Kampfflugzeuge, die nur kurze Missionen zu erfüllen haben, also bereits nach einer relativ kurzen Flugzeit von z. B. 5 bis 10 Minuten für ihren eigentlichen militärischen Einsatz eine genaue Standort- und Geschwindigkeitsbestimmung benötigen.

fio Aufgabe der Erfindung ist es daher, ein neues Verfahren zum Messen der wahren Nordgeschwindigkeit eines Körpers über Grund mit Hilfe einer inertialen Geschwindigkeitsmcßcinrichtung und einer Doppler-Gcschwindigkcitsmcßeinrichtung, die im weiteren nur noch mit Meßeinrichtu :g bezeichnet werden, und eine Einrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens zu schaffen, die es z. U. einem Kampfflugzeug ermöglichen, bereits nach kurzer Flugzeit eine genaue

Standort- und Geschwindigkeitsbestimmung durchzuführen, obwohl es z. B. bei einem Alarmstart mit einer nicht oder aber nur unvollständig ausgerichteten. inertialen Meßeinrichtung gestartet ist.

Bei einem Verfahren der vorstehend genannten Art ist diese Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß die Nordkomponenten der Geschwindigkeitssignale der inertialen Meßeinrichtung und der Doppier-Meßeinrichtung, denen anfangs zum Bestimmen der Nordkomponenten der gemessenen Geschwindigkeiten die von der inertiaien Meßeinrichtung angegebene scheinbare Nordrichtung zugrunde gelegt werden, fortlaufend rechnerisch verglichen, nach Maßgabe des Vergleichsergebnisses die scheinbare Nordrichtung der inertialen Meßeinrichtung rechnerisch geändert und diese als jeweils neue Bezugsgröße für die Bestimmung der Nordkomponenten der geme^csenen Geschwindigkeitssignale beider Meßeinrichtungen rechnerisch zugrunde gelegt werden, ois die Nordkomponenten der Geschwindigkeitssignale beider Meßeinrichtungen übereinstimmen und damit die wahre Nordgeschwindigkeit angeben.

im Gegensatz zu den bisher verwendeten Verfahren \sird also gemäß der Erfindung nicht mehr in den Regelkreis der inertialen Meßeinrichtung eingegriffen, i;m eine Nachführung bzw. richtige Ausrichtung der Trägheitsplattform der Meßeinrichtung nach dem Start lies Flugzeuges zu erreichen. Gemäß der Erfindung v. ird vielmehr der durch eine fehlerhafte bzw. nicht ausreichende Ausrichtung der Trägheitsplattform beim Start des Flugzeuges laufend auftretende Fehler der von der inertialen Meßeinrichtung angegebenen Geschwindigkeit durch Vergleich mit der von der Doppier-Meßeinrichtung angegebenen Geschwindigkeit rein •echner^;-ch ermittelt. Dieser jeweils ermittelte Fehler wird anschließend zur Bestimmung der tatsächlichen Geschwindigkeit bei den von der inertialen Meßeinrichtung angegebenen Geschwindigkeiten wieder rechnerisch so berücksichtigt, daß schließlich die von der inertialen Meßeinrichtung nach Berücksichtigung des errechneten Fehlers angegebene Geschwindigkeit mit der von der Doppler-Meßeinrichtung angegebenen Geschwindigkeit übereinstimmt. Da eine rein rechnerische Ermittlung des Fehlers und auch eine rechnerische Berücksichtigung dieses Fehlers bei der von der inertialen Meßeinrichtung angegebenen fehlerhaften Geschwindigkeit innerhalb sehr kurzer, nur von der Rechengeschwindigkeit eines Digitalrechners abhängiger Zeit möglich ist, ist bereits nach einer relativ kurzen Flugzeit eine exakte Standort- und Geschwindigkeitsbestimmung des Flugzeuges auf Grund der von der inertialen Meßeinrichtung abgegebenen Meßwerte möglich, obwohl diese vor dem Start des Flugzeuges nur ungenügend oder gar fehlerhaft ausgerichtet wurde.

Gemäß einer bevorzugten Ausführung des Verfahrens wird beim Vergleich der Nordkomponente der beiden Geschwindigkeitssignale ein Bewertungsfaktor berücksichtigt, der das Geschwindigkeitssignal bevorzugt, welches bei den jeweils gemessenen Beschleunigungen und Flufciagen des Körpers den kleineren Fehler hat. Bei dieser Ausgestaltung der Erfindung wird die bekannte Tatsache berücksichtigt, daß eine inertiale Geschwindigkeitsmeßeinrichtung eine sehr gute Kurzzeitgenauigkeit besitzt, d. h. auf Geschwindigkeitsändemnger. hoher Frequenz genau anspricht, während eine Doppler-Meßeinrichtung dagegen eine hohe Langzeitgenauigkeit aufweist, d. h. Geschwindigkeitsänderungen niedriger Frequenz genauer anzeigt als eine inertiale Meßeinrichtung. Je nach den gemessenen Beschleunigungen des Flugzeuges werden daher die von den beiden unterschiedlichen Meßeinrichtungen angegebenen Geschwindigkeiten mit unterschiedlichen Gewichten miteinander verglichen. Außerdem wird durch die Bewertungsfaktoren die jeweilige Fluglage des Flugzeuges berücksichtigt, da von der Fluglage die Genauigkeit der Doppler-Meßeinrichtung abhängt. So wird z. B. die Doppler-Meßeinrichtung bei Überschreiten eines bestimmten Neigungswinkels des Flugzeuges um die Roll- oder Nickachse abgeschaltet, da der Radarstrahl der Doppler-Meßeinrichtung die Erdoberfläche dann unter einem zu spitzen Winkel oder aber gar nicht mehr erreicht.

Gemäß einer bevorzugten Arbeitsweise wird die horizontale Bezugsebene dp«- inertialen Geschwindigkeitsmeßeinrichtung vor dem rechnerischen Vergleichen der Nordkomponenten der Geschwindigkeitssignale horizontiert. Dieses wird vorzugsweise dadurch erreicht, daß auch bei einem Alarmstart eines Flugz-uges eine gewisse geringe Vorbereitungszeit, die meist für andere Systeme des Flugzeuges ohnehin erforderlich ist, in Kauf genommen wird, um die Trägheitsplattform der inertialen Meßeinrichtung horizontal auszurichten, so daiJ bei dem rechnerischen Vergleich der Geschwindigkeitssignale Fehler auf Grund einer mangelhaften horizontalen Ausrichtung nicht mehr auftreten können und daher auch nicht berücksichtigt zu werden brauchen. Durch diese Ausführungsart des mit der Erfindung angegebenen Verfahrens kann der Rechenaufwand und damit die Rechenkapazität wesentlich verringert werden.

Dieser gleiche Vorteil wird auch durch eine weitere Ausgestaltung des gemäß der Erfindung angegebenen Verfahrens erreicht, bei der vor dem rechnerischen Vergleich der Geschwindigkeitssignale die inertiale Meßeinrichtung z. B. mit Hilfe eines Erdmagnetfeldgebers annäherungsweise auf die Nordrichtung ausgerichtet wird. Durch eine solche zumindest annäherungsweise Ausrichtung der Trägheitsplattform vor dem Start, die bereits innerhalb kurzer Zeit möglich ist. wird eine weitere Fehlerbegrenzung erreicht.
Gemäß einer bevorzugten und hinsichtlich des erforderlichen Rechenaufwandes besonders einfachen Ausführungsart der Erfindung wird die rechnerische Änderung der scheinbaren Nordrichtung nach einem Iterationsverfahren durchgeführt, dem die Fehlergleichungen beider Meßeinrichtungen zugrunde gelegt

:>° sind. Sowohl die inertiale als auoh die Doppler-Meßeinrichtung weisen bestimmte systemgebundene Fehlereigenschaften auf, die bekannt sind. Diese bekannten Fehlereigenschaften werden in Form von Fehkrgleichungen dem digitalen Rechner vorgegeben, so daß dieser nach einem bekannten Iterationsverfahren beim rechnerischen Vergleich der von den beiden Meßeinrichtungen angegebenen Geschwindigkeitssignale die scheinbare Nordrichtung der inertialen Meßeinrichiung derart ändert, daß bereits nach

"° wenigen Rechenschritten die Nordkomponenten der Geschwindigkeitssignale beider Meßeinrichtungen übereinstimmen, wodurch sowohl die tatsächliche Nordkomponente der Geschwindigkeit als auch die echte Nordrichtung ermittelt ist. Als ein solches Itcrationsverfahren eignet sich z. B. das sogenannte Kaiman-Verfahren, das auch bereits für ähnliche Zweck»! eingesetzt wird (vgl. Aviation Week & Space Technology, 5. Februar 1968, S. 75 bis 81).

Dem mit der Erfindung angegebenen Verfahren liegen die folgenden physikalischen Zusammenhänge zugrunde:

Prinzipiell mißt die incrtiale Meßeinrichtung, wenn sie horizontiert ist, die richtige Geschwindigkeit über Grund; d. h. also, die von der Doppler-Meßeinrichtnng gemessene Geschwindigkeit unterscheidet sich im ersten Augenblick nicht von der von der incrtialen Meßeinrichtung gemessenen. Da jedoch die Trägheitsplattform nicht exakt auf die geographische Nordrichtung ausgerichtet ist, wird sich innerhalb kurzer Zeit in Abhängigkeit vom Kurs, von der Pluggeschwindigkeit und von der Flugzeit ein Fehler bei der Messung der Geschwindigkeit über Grund durch die inertiale Meßeinrichtung ergeben. Dieser Meßfehler kommt folgendermaßen zustande:

Durch einen Kursfehler β wird von der incrtialen Meßeinrichtung eine falsche Nordgeschwindigkeit gemessen. Zwangläufig ergibt sich dadurch ein falscher zurückgelegter Weg in Nordrichtung. Da die Trägheitsplattform der inertiaten Meßeinrichtung proportional dem zurückgelegten Weg nachgeführt wird, wird auch nach einiger Zeit die Nachführung der Plattform falsch sein. Die Folge der Falschausrichtung ist, daß vom Nordbeschleunigungsmesser der inertialcn Meßeinrichtung eine Komponente der Erdbeschleunigung erfaßt wird.

Prinzipiell mißt eine inertiale Meßeinrichtung die Geschwindigkeit eines Flugzeuges, bezogen auf einen Trö'gheitsraum. Line Doppler-Meßeinrichtung dagegen mißt die Geschwindigkeit relativ zur rotierenden Erde. Beide gemessenen Geschwindigkeiten würden sich daher nur durch die nach Osten gerichete Geschwindigkeit eines Punktes auf der Eide, der sich unterhalb des Flugzeuges befindet, unterscheiden. Allerdings wird in der inertialcn Meßeinrichtung die Erddrehung berücksichtigt, so daß bei einer Trägheitsplattform, die auf die geographische Nordrichtung ausgerichtet ist und deren Nachführ-Regelkreis einwandfrei arbeitet, die gemessene Geschwindigkeit über Grund mit der von der Doppler-Meßeinrichtung gelrcferten Geschwindigkeitsinformation identisch ist. Wird davon ausgegangen, daß die Trägheitsplattform zwar horizontiert, jedoch nicht auf die geographische Nordrichtung ausgerichtet ist. so ergeben sich folgende physikalische Zusammenhänge:

Die inertiale Meßeinrichtung besitzt einen Anfanesfchlcr in der Geschwindigkeit, der sich durch Gleichung (1)

wobei

V v, die Nordkomponente der Geschwindigkeit übe Grund, die von der inertialen Meßeinrichtunj gemessen wird, K.v die tatsächliche Nordkomponente der Ge

schwindigkeit über Grund, V<;i die von der inertialen Meßeinrichtung ge

messene Geschwindigkeit über Grund, Hni der von der inertialen Meßeinrichtung (au falsih geographisch Nord bezogen) gemessen«

Stcuerkurs und /x der Driftwinkel ist.

In Gleichung (2) ist nicht berücksichtigt, daß di< Änderung der geographischen Breite eine Funktior der Geschwindigkeit ist.

Wird V_n, in die tatsächliche Nordrichtung trans formiert, so ergibt sich

V_x = R ■ <->E · cos λ sin β

darstellen läßt, wobei

f I', der Anfangsfehler der Nordkomponente der von der inertialen Meßeinrichtung gemessenen Geschwindigkeit über Grund.
'■>£· die Winkelgeschw indigkeit der Erddrehung.
/ die geographische Breite.
J die Fehlausrichtung der inertialen Meßeinrichtung im Azimut bzw. der Fehler in der geographischen Nordrichtung und
R der Erdradius ist.

Dadurch ergibt sich eine falsche Nordkomponente der Geschwindigkeit über Grund, die Min der inertialen Meßeinrichtung geliefert wird.

-- V_n, · cos, ß.

Wird die falsche Nordkomponente der Geschwindigkeit über Grund über die Flugzeit integriert, ergib sich :ine falsche Breitengradänderung, d. h., di< Position des Flugzeugs wird falsch berechnet. Di< Differenz zur tatsächlichen Breitengradänderung ist

Δλ =-■ · (V_n, - V_n) t we · cos/ sin/9 (4) R

Da die Trägheitsplattform entsprechend der falscher Breitengradänderung nachgeführt wird, entsteht eir Ncigungsfchler, der ebenfalls einen Geschwindigkeits fehler verursacht. Die Ursache dieses Geschwmdigkeitsfehlers ist eine Komponente der Erdbeschleuni gung. die von den Beschleunigungsmessern crfaßi wird. In vereinfachter Darstellung wird der zusätzliche Geschwindigkeitsfehler

ll\, — g · t · 3in(ro£ · / · cos λ sin/i)

mit g - Erdbeschleunigung.

Werden die Fehler der Doppler-Meßeinrichtung vernachlässigt, so ergibt sich durch Differenzbildung nach (6)

JV_n = r.y + ε V₁ + Δ V₁₁, — (_{Λ D}
Λ Vs = V_x + R (»β ■ cos λ sin ß

- g t ■ sin (f>r. ■ I ■ cos/, sin fi) — Γ_Λί> (6)

So als gesamter Geschwindigkertsfehler der inertialer Meßeinrichtung, wobei V\n die \on der Doppler Meßeinrichtung gemessene Nordgeschwindigkeitskomponente ist.

Der Geschwindigkeitsfehler nach Gleichung (6) iäßl sich also mit einer Dopplcr-MeßeinriclUunc erkennen Das Differenzsignal (6) wird nun dazu benutzt, eine Präzession des Kurskreisels im Bordrechner nachzubilden.

Der Wert/? wird im Rechner so lange \erändert.

bis die Differenz von 1Γ_Λ O ist. NiIt dem nacl: einem Iterationsverfahren gewonnenen rl wird einmal bei der Posilionsdatenermittlung die Fehlausnchtuns der Plattform im Azimut berücksichtigt, /um anderen wird mit dem gefundenen Wert auch nL-ich/cit s dei

f--S Lagefehler der Plattform, der der Hreii-j'-.^r^iidiffe-

V\ ■ R ■ iij · cos λ · μπ fi
I t.i ■ cos (//.·,; Ό,

reii7 .1/. entspricht, rechnerisch he
Gemalt einer WeilerbildunL: der i i
I.üiüehiiing zur Durchführung de-

r.diwiL: wird eine \ crfaiire:·:-. an-

gegeben, die eine inertiale Geschwindigkeits-Meßeinrichtung, eine Doppler-Geschwindigkeitsmeßeinrichtung und einen digitalen Rechner mit einer ersten Einheit zur Ermittlung der Nordkomponente der von dei Doppler-Meßeinrichtung angegebenen Geschwindigkeit über Grund mit Hilfe der von der inertialen Meßeinrichtung angegebenen Nord^chtung aufweist. Diese Einrichtung ist gemäß der Erfindung dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner eine zweite Einheit mit einem ersten Vergleicher für das Nordkomponentensignal der ersten Einheit mit dem der inertialen Meßeinrichtung und einen Speicher für das Vergleichsergebnis sowie einen zweiten Vergleicher für das im Speicher enthaltene, jeweils vorher ermittelte Vergleichsergebnis des ersten Vergleichers mit dem momentanen Vergleichsergebnis aufweist, daß der ein von den Vergleichsergebnissen abhängiges Nordrichtungssignal führende Ausgang der zweiten Einheit mit einem das Nordrichtungssignal aufnehmenden Eingang der ersten Einheit und einem Eingang einer dritten Einheit des Rechners verbunden ist, wobei ein weiterer Eingang der dritten Einheit mit einem das Nordkomponentensignal abgebenden Ausgang der inertialen Meßeinrichtung verbunden ist. daß der ein nach Maßgabe des Nordrichtungssignals der tw iten Einheit korrigiertes Nordkomponentensignal führende Ausgang der dritten Einheit mit dem das Nordkomponentensignal der inertialen Meßeinrichtung aufnehmenden Eingang der zweiten Einheit verbunden ist und daß eine mit dem Ausgang der zweiten Einheit verbundene Anzeigeeinrichtung vorgesehen ist. an der die Nordkomponente der Geschwindigkeit und die ermittelte Nordrichtung ablesbar ist und bei Auftreten des Vergleichsergebnisses Null am ersten Vergleicher eine zusätzliche Signaleinrichtung einfchaltbar ist.

Gemäß vorteilhafter Weiterbildungen dieser Einrichtung weist der Rechner eine vierte Einheit zur Ermittlung von Bewertungsfaktoren für die Getchwindigkeitssignale auf, dessen Eingängen das Nordkomponentensignal der ersten Einheit, das Nordkomponentensignal der dritten Einheit bzw. der inertialen Meßeinrichtung und von dieser ausgegebene Beschleunigung- und Fluglagesignale zuführbar sind und dessen die bewerteten Nordkomponentensignale führende Ausgänge mit den Eingängen der zweiten Einheit verbunden sind. Außerdem ist zusätzlich ein Erdmagnetfeldgeber vorgesehen, der unmittelbar mit der inertialen Meßeinrichtung gekoppelt ist. so daß eine Grobausnchtung der Trägheitsplattform dieser Meßeinrichtung auf die magnetische Nordrichtung möglich ist.

Das gemäß der Erfindung angegebene Verfahren und die zu seiner Durchführung geschaffene Einrichtung wird an Hand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbiispiels näher erläutert.

Das dargestillte Blockschaltbild zeigt schematisch eine inertiale Meßeinrichtung IM, eine Doppler-Meßeinrichtung DM und einen Erdmagnetfeldgeber EG, die als Sensoren zur Messung von Geschwindigkeiten über Grund, von Beschleunigungen und Neigungswinkeln des Flugzeuges um alle drei Achsen und der magnetischen Nordrichtung geeignet sind. An zwei Ausgängen der Doppler-Meßeinrichtung DM wird die gemessene Geschwindigkeit des Flugzeugs in seiner Längsachse über Grund V₀ und der Drift-Dinkel λ abgegeben und einer ersten Einheit E₁ eines Digitalrechners zugeführt. In der Einheit E₁ wird aus den beiden von der Doppler-Meßeinrichtung DM angegebenen Meßwerten die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeuges über Grund berechnet. Als zusätzliche Meßgröße erhält die Einheit E₁ am Eingang 1 von der inertialen Meßeinrichtung IM die scheinbare Nordrichtung NR', die in der Einheit £, zur Berechnung der Nordkomponente Vsd der von der Doppler-Meßeinrichtung gemessenen Geschwindigkeit des Flugzeugs in seiner Längsachse über Grund

to Va benutzt wird. Der Ausgang der Einheit £, ist unter augenblicklicher Vernachlässigung einer mit £, bezeichneten weiteren Recheneinheit mit einem Eingang 5 einer zweiten Recheneinheit E_x verbunden. Ein weiterer Eingang 4 der Recheneinheit E_x ist ebenfalls unter

«5 Vernachlässigung der Recheneinheit E_t über eine dritte Recheneinheit £_s mit einem Ausgang der inertialen Meßeinrichtung tM verbunden, an dem die von der inertialen Meßeinrichtung unter Berücksichtigung der von ihr angegebenen scheinbaren

ao Nordrichtung NR' gemessene Nordkomponente V\, der Geschwindigkeit über Grund abnehmbar ist.

Diese beiden an die Recheneinheit E_x gegebenen Geschwindigkeitssignale gelangen auf einen ersten Vergleicher V_u dessen Ausgang mit einem Speicher SP

as und mit einem Eingang eines zweiten Vergleichers V_x verbunden ist. Der Ausgang des Speichers SP ist mit dem zweiten Eingang des Vergleichers V_x verbunden. Der Ausgang des Vergleichers V_x ist mit weiteren hier nicht näher dargestellten und mit R bezeichneten

Recheneinrichtungen verbunden.

Der Ausgang der Recheneinrichtungen R der Recheneinheit E_x ist mit dem Eingang 1 der Recheneinheit £, verbunden, so daß bei der Ermittlung der Nordkomponente der von der Doppler-Meßeinrich-

tung ermittelten Geschwindigkeit an Stelle ties ursprünglich von der inertialen Meßeinrichtung gegebenen Wertes NR' das Ausgangssignal der Recheneinheit E_x als neue Nordrichtung NR verwendet wird. Gleichzeitig ist dieser Ausgang der Recheneinheit E₁

mit einem Eingang 2 der dritten Recheneinheit E₃ verbunden. Diese dritte Recheneinheit E₃ korrigiert das an ihren Eingang 3 gegebene und die Nordkomponente der von der inertialen Meßeinrichtung ermittelten Geschwindigkeit angebende Signal K_v/. Am

Ausgang der Recheneinheit E₃ erscheint daher nach dem ersten Vergleich der beiden Geschwindigkeitssignale ein nach Maßgabe der rechnerisch geänderten Nordrichtung korrigiertes Geschwindigkeitssigna! I_v, der inertialen Meßeinrichtung IM. das über den tin-

gang 4 der Recheneinheit £₂ zugeführt wird.

An Stelle der in der Zeichnung gestrichelt dargestellten direkten Verbindung der Ausgänge der Recheneinheiten £, und E₃ mit den Eingängen 4 und 5 der Recheneinheit £₂ wird bei einer bevorzugten

Ausführungsform der Erfindung eine weitere Recheneinheit E₁ in die Verbindungsleitungen eingeschleift. Diese Recheneinheit E, erhält vier Eingangssignale als Parameter, nämlich die Beschleunigung des Flugzeuges in Nordrichtung b_\, die Beschleunigung in

Ostrichtung b_o. die Neigung des Flugzeuges um die Nickachse η und die Neigung des Flugzeuges um die Rollachse r. Je nach Größe dieser vier von der inertialen Meßeinrichtung zusätzlich ermittelten Meßwerte werden in der Recheneinheit E₁ den ihr zugeführten

Geschwindigkeitssignalen Γ_Λ/ und Γ._ν/, Bewertungsfaktoren A und B zugeordnet, die den beiden Geschwindigkeitssignalen unterschiedliches Gewicht verleihen. Die mit den Faktoren A und B multioliziertm r„».

9 10

schwindigkeitssignale werden dann von der Rechen- schnellen Geschwindigkeitsänderungen genauere Meßeinheit E₄ wieder dem Vergleicher V_x der Rechen- daten liefert a'rs die Doppler-Meßeinrichtung. Werden einheit E₁ zugeführt. von der inertialen Meßeinrichtung IM extreme Flug-

Mit der Recheneinheit E, ist eine Anzeigeeinrich- lagen η und r gemessen, so wird das von der Doppler-

tung AZ verbunden, wobei dieser als anzuzeigende 5 Meßeinrichtung erhaltene Geschwindigkeitssignal nur

Eingangsgrößen die von den Recheneinrichtungen R schwach bewertet bzw. die Doppler-Meßeinrichtung

ermittelte Nordrichtung NR und die der Rechen- ganz abgeschaltet, da diese bei einem zu spitzen Auf-

einheit E₁ zugeführte Nordkorr.ponente einer der von treffwinkel des von der Doppler-Meßeinrichtung ab-

den beiden Meßeinrichtungen DM oder IM ermittelten gegebenen Radarstrahls auf dem Erdboden relativ

Geschwindigkeiten erhält. Diese der Anzeigeeinheit AZ io ungenau sind.

zugeführten Eingangssignale werden so angezeigt, daß Die von der Recheneinheit £₄ so bewerteten Ge-

bei Auftreten eines Ausgangssignals mit dem Wert schwindigkeitssignale V_n, · A und Vsd · B werden in

Null am Vergleicher V_x eine weitere Anzeige vorge- dem Vergleicher V_x der Recheneinheit £, miteinander

sehen ist, die dem Piloten das übereinstimmen der verglichen, wobei die Differenz in dem Speicher SP

beiden Nordkomponentensignale signalisiert. Diese 15 abgespeichert wird, tst eine Differenz zwischen beiden

Schaltbedingung ist im Blockschaltbild durch eine Geschwindigkeitssignalen vorhanden, so gibt die

Steuerleitung vom Ausgang des Vergleichers V_x über Recheneinrichtung R einen Wert NR als neue und

eine Inverterschaltung C zur Anzeigeeinrichtung AZ wahrscheinlich richtigere Nordrichtung ab. Dieser

realisiert. Wert NR wird in den Recheneinheiten E₁ und E₃ der

Die Funktionsweise der in der Zeichnung schema- ao Ermittlung der Nordkomponenten der anschließend

tisch dargestellten Einrichtung ist folgende: gemessenen Geschwindigkeitssignale zugrunde gelegt

Vor dem Start eines die gezeigte Einrichtung Bei Eintreffen dieser so ermittelten neuen Geschwintragenden Flugzeuges wird die inertiale Meßeinrich- digkeitssignale und damit eines neuen Vergleichs- tung IM mit Hilfe des Erdmagnetfeldgebers EG an- ergebnisses am Ausgang des Vergleichers V_x wird nähernd in die magnetische Nordrichtung ausgerichtet. »5 dieses mit dem zuletzt ermittelten und im Speicher SP Nach dem Start des Flugzeuges werden von der iner- enthaltenen Vergleiclisergebnis in dem zweiten Ver- tialen Meßeinrichtung Geschwindigkeitskomponen- gleicher V_t verglichen. Die zweite Differenz muß dabei ten V_n, in Nordrichtung und V₀, in Ostrichtung kleiner sein als die erste, wenn die von der Einrichsowie eine nach Maßgabe der groben Ausrichtung tung R abgegebene neue Nordrichtung NR tatsächlich der Trägheitsplattform der inertialen Meßeinrichtung 30 richtiger war als die von der inertialen Meßeinrichtung IM angegebene scheinbare Nordrichtung NR' ausge- IM vorgegebene scheinbare Nordrichtung NR'. Ist geben. Gleichzeitig sind an Ausgängen der inertialen dagegen die Differenz größer geworden, so hatte der Meßeinrichtung IM die Beschleunigungssignale bs in von der Einrichtung R abgegebene Wert NR, auf die Nordrichtung, b₀ in Ostrichtung und Fluglagesignale η scheinbare Nordrichtung NR' bezogen, die falsche um die Nickachse und r um die Rollachse abnehmbar. 35 Richtung. In diesem Fall gibt die Recheneinrichtung R Mit der Doppler-Meßeinrichtung DM wird dauernd einen neuen Wert NR in der jeweils anderen Richtung oder aber nur in gewissen Abständen die Geschwindig- aus. In den Recheneinrichtungen Λ wird dann fortkeit Vr. des Flugzeuges m seiner Längsachse über laufend der Wert NR für die wahrscheinlich richtigere Grund gemessen und mit Hilfe des gleichfalls gemesse- Nordrichtung geändert und jeweils sowohl dem Einnen Driftwinkels * in die tatsächliche Geschwindigkeit 40 gang 2 der Recheneinheit E₃ als auch dem Eingang 1 des Flugzeuges in der Recheneinheit E₁ umgerechnet. der Recheneinheit E₁ zugeführt und jeweils zur Er-In der Recheneinheit E₁ wird gleichzeitig mit Hilfe der mittlung der Nordkomponente Vsd der von der Doppihr zusätzlich eingegebenen scheinbaren Nordrichtung ler-Meßeinrichtung gemessenen Geschwindigkeit Vr, NR' axe Nordkomponente Vsd dieser Geschwindigkeit und auch zur Korrektur der von der inertialen Meßermittelt. Der ersten Messung der Doppler-Meß- 45 einrichtung ermittelten Nordkomponente V'„, dei einrichtung DM wird dabei die von der inertialen Geschwindigkeit benutzt.

Meßeinrichtung angegebene scheinbare Nordrichtung In den Recheneinrichtungen R der Recheneinheit E.

SR' zugrunde gelegt. wird dabei vorzugsweise nach einem bekannter

Das von der inertialen Meßeinrichtung IM abge- Iterationsverfahren vorgegangen, wobei den Einrich

gebene Signal, das die von ihr ermittelte Nordge- 5° tungen R Fehlergleichungen FG_D und FGi für dii

schwindigkeit V_x, angibt, wird der dritten Rechen- systemgebundenen Fehlereigenschaften der jeweili

einheit E₃ zugeführt und in dieser nicht geändert, da verwendeten inertialen und Doppler-Meßeinrichtunger

dem Eingang 2 von der Recheneinheit E₂ vorerst kein vorgegeben sind. Mit Hilfe dieser Fehiergleichunger

Signal zugeführt wird. Die von der Recheneinheit E₁ ist es möglich, bereits mit wenigen Rechenschritter

und der Recheneinheit E₃ abgegebenen Geschwindig- 55 durch fortlaufende rechnerische Änderung der ur

keitssignale Vsd und V_x,, wobei das letztere vorerst sprünglich von der inertialen Meßeinrichtung ange-

noch mit dem Signal V_x, identisch ist, werden in der gebenen. auf Grund ihrer unvollständigen Ausrichtunj

vierten Recheneinheit E₁ mit unterschiedlichen Fak- vor dem Start aber fehlerhaften Nordrichtung NR

toren A und B bewertet. Diese Faktoren A und .3 be- eine solche wahrscheinliche Nordrichtung NR anzu

\orzugen nach Maßgabe der vor. der inertialen Meß- 60 geben, bei der die von der Doppler-Meßeinrichtunj

einrichtung ermittelten Beschleunigungs- und Flug- und auch der inertialen Meßeinrichtung gemessener

lagewerten bs, b₀, η und r jeweili. eines der Geschwin- und unter Zugrundelegung der jeweils zuietzt rechne

digkeitsignale. So wird z. B. bei größeren Beschleuni- risch ermittelten wahrscheinlichen Nordnchtung .-V/

gungen bs und b₀ das von der inertialen Meßein- ermittelten bzw. korrigierten Nordkomponenten /si

richtung IM stammende Geschwindigkeitssignal V_x, 65 und V_x, der Geschwindigkeiten schließlich überein gegenüber dem von der Doppler-Meßeinrichtung DM stimmen. Stimmen aber die von beiden unabhängiger

stammenden Geschwindigkeitssignal Vsd bevorzugt, Meßeinrichtungen angegebenen und entsprechenc

da die inertiale Meßeinrichtung bekanntlich bei korrigierten Nordgeschwindigkeiten miteinander über

ii

ein, so geben diese die wahre Nordgeschwindigkeit Vn des Flugzeuges über Grund an. Die zur Ermittlung dieser wahren Nordgeschwindigkeit benutzte und von den Recheneinrichtungen R zuletzt ermittelte wahrscheinliche Nordrichtung ist dann auch die tatsächliche Nordrichtung. Diese beiden Signale werden auf der Anzeigeeinrichtung AZ angezeigt, wobei diese bei Vorliegen des Vergleichsergebnisses Null am Ausgang des Vergleichers K₁ über das Gatter G als tatsächlich tichtige Werte durch ein zusätzliches optisches oder akustisches Signal besonders gekennzeichnet werden. Aus der so ermittelten tatsächlichen Nordgeschwindigkeit und Nordrichtung des Flugzeuges kann dann in bekannter Weise auch der jeweilige Standort errechnet werden.

Grundsätzlich ist es bei dem mit der Erfindung angegebenen Verfahren möglich, auch mit nichthorizontierter und nur sehr ungenau in die magnetische Nordrichtung ausgerichteter Trägheitsplattform der inertialen Meßeinrichtung zu starten. Da die Horizontierung und auch eine annähernde Ausrichtung der Trägheitsplattform jedoch nur eine relativ kurze Zeit erfordern, ist es vorteilhaft, diese jeweils vor dem Start vorzunehmen, da dann der von der inertialen Meßeinrichtung ausgegebene Geschwindigkeitsfehler nur von der fehlerhaften Ausrichtung der Trägheitsplattform in Nordrichtung abhängt und entsprechend gering ist. Ein solcher geringer Fehler läßt sich bei relativ kleinem Rechenaufwand innerhalb sehr kurzer Zeit ermitteln und rechnerisch so berücksichtigen, daß bereits nach kurzer Flugzeit eine einwandfreie Standort- und Geschwindigkeitsbestimmung des Flugzeuges mit Hilfe der inertialen Meßeinrichtung möglich ist.

Das gemäß der Erfindung angegebene Verfahren hat also gegenüber den bisher bekannten Verfahren den Vorteil, daß eine sehr schnelle Bestimmung von Standort und Geschwindigkeit mit Hilfe einer inertialen Meßeinrichtung möglich ist, da bei einer fehlerhaften oder ungenau ausgerichteten Trägheitsplattform der Meßeinrichtung keine relativ langen Regelzeiten für einen direkten Eingriff in den Regelkreis der Trägheitsplattform auftreten, sondern die fehlerhafte Ausrichtung der Plattform beibehalten und dieser Fehler lediglich rechnerisch berücksichtigt wird. Die Grenzen des gemäß der Erfindung angegebenen Verfahrens sind allerdings durch >iur relativ kurze Missionszeiten eines Kampfflugzeuges gegeben, die nicht langer als etwa 30 Minuten bis zum Angriffsziel sind, da dann der durch eine fehlerhaft ausgerichtete und während des Fluges nicht nachgeführte Plattform bedingte Fehler so groß wird, daß er rein rechnerisch nicht mehr korrigiert werden kann. Da das mit der Erfindung angegebene Verfahren und auch die Einrichtung zu seiner Durchführung jedoch speziell für Kampfflugzeuge mit kurzen Missionszeiten, bei denen bereits kurz nach dem Start eine genaue Standort- und Geschwindigkeitsbestimmung mit Hilfe der inertialen Meßeinrichtung erforderlich ist, ausgelegt ist, stellen diese Grenzen keine echten Nachteile dar.

Mit dem gemäß der Erfindung angegebenen Vorfahren und der Einrichtung zu seiner Durchführung lassen sich daher annähernd vom Start an während der gesamten Missionszeit Standort- und Geschwindigkeitsbestimmungen mit einem Fehler von weniger als plus/mi IUS einer nautischen Meile pro Stunde durchführen. Dieser noch auftretende Fehler liegt damit unterhalb der heute gültigen militärischen Anforderungen an die Navigationsgenauigkeit eines Kampfflugzeuges.

Claims (8)

Patentansprüche:

1. Verfahren zum Messen der wahren Nordgeschwindigkeit eines Körpers über Grund mit Hilfe einer inertialen GeschwindigkeiUmeßeinrichtung und einer Doppler-Geschwindigkeitsmeßeinrichtung, dadurch gekennzeichnet, daß die Nordkomponenten (Vsi, Vnd) der Geschwindigkeitssignale (Vi) der inertialen Meßeinrichtung (IM) und der Doppler-Meßeinrichtung (DM), denen anfangs zum Bestimmen der Nordkomponente (Vhi, Vnd) der gemessenen Geschwindigkeiten (Vt, Vo) die von der inertialen Meßeinrichtung (IM) angegebene scheinbare Nordrichtung (NR') zugrunde gelegt werden, fortlaufend rechnerisch verglichen, nach Maßgabe des Vergleichsergebnisses die scheinbare Nordrichtung (NR') der inertialen Geschwindigkeilsmeßeinrichtung (IM) rechnerisch geändert und diese als jeweils neue Bezugsgröße (NR) für die Bestimmung der Nordkomponenten (V _Nl, Vnd) der gemessenen Geschwindigkeitssignale beider Meßeinrichtungen (IM, DM) rechnerisch zugrunde gelegt werden, bis die Nordkomponenten (V_n,, Vnd) der Geschwindigkeitssignale beider Meßeinrichtungen (IM, DM) übereinstimmen und damit die wahre Nordgeschwindigkeit (Vn) angeben.

2. Verfahren nach An pruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß beim Vergleich der Nordkomponenten (VNi, Vnd) der beiden Geschwindigkeitssignale ein Bewertungsfaktor (A, B) berücksichtigt wird, der das Geschwindigkeitssignal (Vnι oder V_Sd) bevorzugt, welches bei den jeweils gemessenen Beschleunigungen (ft\, bo) und Fluglagen (n. r) des Körpers den kleineren Fehler hat.

3. Verfahren nach den Ansprüchen 1 und 2, dadadurch gekennzeichnet, daß \»^r dem rechnerischen Vergleichen der Nordkomponenten (Vsi, Vso) der Geschwindigkeitssignale die horizontale Bezugsebene der inertialen Geschwindigkeitsmeßeinrich tung (IM) horizontiert wird.

4. Verfahren nach den Ansprüchen 1 bis 3, da durch gekennzeichnet, daß vor dem rec! ',irischer Vergleichen der Nordkomponenten (Vsi, Vso) dei Geschwindigkeitssignale die inertiale Geschwindig keitsmeßeinrichtung' (IM) z. B. mit Hilfe eine: Erdmagnetfeldgebers (EG) näherungsweise auf dii Nordrichtung ausgerichtet wird.

5. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekenn zeichnet, daß die rechnerische Änderung de scheinbaren Nordrichtung (NR') nach einen Iterationsverfahren durchgeführt wird, dem di Fehlergleichungen (FGd, FGi) beider Meßeinrich tungen (IM, DM) zugrunde gelegt sind.

6. Einrichtung zur Durchführung des Verfahren nach den Ansprüchen 1 bis 5 mit einer inertiale GeschwindigUeitsmeßeinrichtung, einer Dopplei Geschwindigkeitsmeßeinrichtung und einem dig talen Rechner mit einer ersten Einheit zur Ermit lung der Nordkomponente der von der Dopple: Meßeinrichtung angegebenen Geschwindigkeit üb( Grund mit Hilfe der von der inertialen Meßeii richtung angegebenen Nordrichtung, dadurch gi kennzeichnet, daß der Rechner eine zweite Einhe (£j) mit einem ersten Vergleicher (V₁) für d; Nordkomponentensignal (Vsd) der ersten Eii

heit (£,) mit dem der inertialen Meßeinrichtung (IM) und einen Speicher (SP) für das Vergleichsergebnis sowie einen zweiten Vergleicher (V₁) für das im Speicher (SP) enthaltene, jeweils vorher ermittelte Vergleichsergebnis des ersten Vergleichers (K₁) mit dem momentanen Vergleichsergebnis aufweist, daß der ein von den Vergleichsergebnissen abhängiges Nordrichtungssignal (NR) führende Ausgang der zweiten Einheit (£..) mit einem das Nordrichtungssignal (NR) aufnehmenden Eingang (1) der ersten Einheit (E₁, und einem Eingang (2) einer dritten Einheit (E₃) des Rechners verbunden ist, wobei ein weiterer Eingang (3) der dritten Einheit (£₃) mit einem das Nordkomponentensignal (V χι) abgebenden Ausgang der inertialen Meßeinrichtung (IM) verbunden ist, daß der ein nach Maßgabe des Nordrichtungssignals (NR) der zweiten Einheit (E₁) korrigiei:es Nordkomponentensignal (V"_NI) führende Ausgang der dritten Einheit (E₃) mit dem das Nordkom- ao ponentensignal der inertialen Meßeinrichtung (IM) aufnehmenden Eingang (4) der zweiten Einheit (E₂) verbunden ist und daß eine mit dem Ausgang der zweiten Einheit (E₁) verbundene Anzeigeeinrichtung (AZ) vorgesehen ist, an der die Nordkomponente (Vu) der Geschwindigkeit und a,: ermittelte Nordrichtung (NR) ablesbar ist und bei Auftreten des Vergieichsergebnisses Null am ersten Vergleiche/ (K₁) eine zusätzliche Signaleinrichtung einschaltbar ist.

7. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner eine vierte Einheit (£₄) zur Ermittlung von Bewertungsfaktoren (A, B) für die Geschwindigkeitssignale aufweist, dessen Eingängen das Nordkomponentensignal (V.\d) der ersten Einheit (E₁), das Nordkomponentensignal (V"_NI) der dritten Einheit (E₃) bzw. der inertialen Meßeinrichtung (/M) und von dieser ausgegebene Beschleunigungs- und Fluglagesignale (b.\, b₀, r. n) zuführbar sind und dessen die bewerteten Nordkomponentensignale (A ■ V'n„ B · K_iVfl) führende; Ausgänge mit den Eingängen (4, 5) der zweiten Einheit (E₁) verbunden sind.

8. Einrichtung nach den Ansprüchen 6 und ,'. dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich ein Cr,imagnetieldgeber (EG) vorgesehen ist, dessen A.isgangssignal der inertialen Meßeinrichtung (/Λ/) zuführbar ist.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen