DE19651543C1

DE19651543C1 - Inertiale Kurs-/Lagereferenz mit GPS Kurs-/Lagewinkelstützung

Info

Publication number: DE19651543C1
Application number: DE19651543A
Authority: DE
Inventors: Manfred Dipl Ing Krings
Original assignee: Litef GmbH
Current assignee: Northrop Grumman Litef GmbH
Priority date: 1996-12-11
Filing date: 1996-12-11
Publication date: 1998-07-09
Anticipated expiration: 2016-12-12
Also published as: WO1998026304A1

Description

Die Erfindung betrifft ein Referenzsystem für Kurs- und Lagewinkel, be stehend aus einem inertialen System, das eine analytische Plattform auf weist, und einem GPS-Empfänger zur Stützung des inertialen Systems Unter dem Begriff "analytische Plattform" werden hier in erster Linie Strapdown-Systeme (ST-Systeme) verstanden, bei denen im Gegensatz zur "mechanischen Plattform" die dort vorhandene Mechanik durch Berech nung im Systemrechner nachgebildet wird.

Referenzsysteme, die mit einem GPS-Empfänger arbeiten, sind in der La ge, den Steuerkurs und die Lagewinkel eines Fahrzeuges oder Fluggerätes auch auf langen Missionen genau zu bestimmen. Hier besteht jedoch der Nachteil, daß die GPS-Information aufgrund einer sehr dynamischen Um gebung und von Mehrwegeffekten kurzzeitig verstümmelt oder unterbro chen sein kann, beispielsweise können Unterbrechungen bis zu 8 Minuten auftreten.

Im Vergleich mit einem GPS-System bestimmt ein Inertialsystem den Steuerkurs und die Lagewinkel auch in einer sehr dynamischen Umge bung bei hoher Datenauffrischungsrate sehr genau. Aufgrund von Instru mentenfehlern ist hier jedoch die Langzeitgenauigkeit beschränkt, wo durch das Inertialsystem in der Regel nur für kurze Missionen einsetzbar ist. Zur Verbesserung der Langzeitgenauigkeit ist es bekannt, inertiale Sy steme durch externe Messungen zu stützen. Referenzsysteme für Kurs- und Lagewinkel können z. B. durch Kurs- und Lagewinkel gestützt werden, die von einem Magnetfeldsensor und einer Libelle erhalten werden. Nach teilig ist hier jedoch z. B. die Abhängigkeit der Libelle von Beschleunigun gen und die dadurch entstehende Ungenauigkeit.

Für das sich ergebende Problem, den Steuerkurs und die Lagewinkel auch bei langen Missionen ohne Unterbrechungen mit einer hohen Datenauffri schungsrate genau zu bestimmen, ist es bekannt, das inertiale System mit einem GPS-Empfänger zu stützen (zu überwachen), wobei hier die Stüt zung mittels der GPS-Position und -Geschwindigkeit erfolgt. Dieses kom binierte System bietet jedoch insofern keine optimale Lösung, als die GPS-Posi tion und -Geschwindigkeit im inertialen System nicht direkt zur Stüt zung der Kurs- und Lagewinkel herangezogen werden können. In der Regel werden hierbei die GPS-Daten zur Stützung eines in einem Kalmanfilter eingebundenen Systemmodells verwendet, wobei die GPS-Daten über ei nen längeren Zeitraum verfügbar sein müssen. Auch benötigen diese Systeme neben den Drehratensensoren (Kreisel) noch Beschleunigungs messer.

Ein hierzu ähnliches System ist in der WO 96/08730 A1 beschrieben. Hier werden zwei GPS-Empfänger und zwei Antennen zur Bestimmung des Kurses eingesetzt. Die Lagewinkel werden mit den GPS-Empfängern nicht bestimmt. In einem Kalman-Filter werden anschließend aus dem über die GPS-Empfänger berechneten Kurs und aus inertialen Messungen (Drehraten, Beschleunigungen) die Lagewinkel und der Kurs berechnet. Die hier angegebene Verknüpfung der Signale beider Systeme, GPS- und Inertialsystem, ist sehr aufwendig, wobei in dem angegebenen System keine volle Redundanz gewährleistet ist, da das eingesetzte GPS-System keine Kurs- und Lagewinkelinformation liefert und in dem angegebenen Kalman-Filter weiter keine einfache Verknüpfung von zusätzlichen Signa len möglich ist.

Nach der US 4,754,280 werden drei oder mehr GPS-Empfänger zur Be rechnung der Kurs- und Lagewinkel eingesetzt, die unter Benutzung von inertialen Messungen in einem Kalman-Filter gefiltert werden, wodurch wiederum genauere Kurs- und Lagewinkel berechnet werden. Auch hier werden als inertiale Messungen Beschleunigungssignale benötigt. Das vorgeschlagene Verfahren wählt eine komplizierte Verknüpfung von Kurs- und Lagewinkeln beider Systeme mittels eines Kalman-Filters, wodurch eine hohe Störanfälligkeit entsteht.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Referenzsystem für Kurs- und Lagewinkel anzugeben, das langfristig die Lagewinkel und den Steu erkurs von Fahrzeugen und Fluggeräten genau und ohne Unterbrechun gen mit einer hohen Datenauffrischungsrate bestimmen kann.

Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, daß Inertialsysteme grund sätzlich in der Lage sind, Kurs- und Lagewinkel mit einer hohen Datenauf frischungsrate für eine begrenzte Zeit sehr genau zu halten, und daß spe zielle GPS-Empfänger mit mehreren Antennen in der Lage sind, den Kurs- und Lagewinkel zu ermitteln und zur Stützung des inertialen Systems be reitzustellen.

Das erfindungsgemäße Referenzsystem für Kurs- und Lagewinkel, beste hend aus einem inertialen System, das eine analytische Plattform auf weist, und einem GPS-Empfänger zur Stützung des inertialen Systems, wobei Kurs- und Lagewinkel der analytischen Plattform des inertialen Systems durch Kurs- und Lagewinkel des GPS-Empfängers (2) gestützt werden, ist erfindungsgemäß dadurch gekennzeichnet, daß das inertiale System einen Kalman-Filter aufweist, das aus den durch einen inertialen Sensor über die analytische Plattform gewonnen Kurs- und Lagewinkeln Korrekturbewertungen zur Plattformrechnung liefert, wodurch wiederum mit neuen vom inertialen Sensor gelieferten Werten über die analytische Plattform neue Kurs- und Lagewinkel berechnet werden, und die über den GPS-Empfänger bereitgestellten Kurs- und Lagewinkel von den vom inerti alen System gewonnenen Kurs- und Lagewinkeln subtrahiert werden und das Kalman-Filter die Korrekturbewertungen zur Plattformrechnung aus diesen Differenzen bildet.

Durch diese Lösung ergibt sich eine hochgenaue Kurs-/Lagereferenz, die unabhängig von Beschleunigungen ist und die gewünschte Information kontinuierlich mit hoher Bandbreite bereitstellt.

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen des erfindungsgemä ßen Referenzsystems sind in den Unteransprüchen definiert.

Weiterhin erfindungsgemäß werden die Kurs- und Lagewinkel des inertia len Systems und des GPS-Empfängers durch ein im inertialen System vor handenes Kalman-Filter vereinigt, wodurch ein optimal gefilterter Steuer kurs und eine optimal gefilterte Fluglage erhalten werden.

Die Erfindung und vorteilhafte Einzelheiten werden nachfolgend unter Be zug auf die Zeichnung in prinzipieller Ausführungsform näher erläu tert. Es zeigen:

Fig. 1 das Blockschaltbild des prinzipiellen Aufbaus eines erfin dungsgemäßen Referenzsystems; und

Fig. 2 ein der Fig. 1 entsprechendes Prinzipschaltbild des erfin dungsgemäßen Referenzsystems.

Die Fig. 1 zeigt in zwei Schaltungsblöcken die wesentlichen Komponenten des erfindungsgemäßen Referenzsystems. Vom inertialen System 1 wird die gefilterte Fluglage und der gefilterte Steuerkurs mit einer Taktfrequenz von 64 Hz ausgegeben. Zur Stützung des inertialen Systems wird vom GPS-Empfänger 2, der vier Antennen 6 aufweist, der Hängewinkel/Rollwinkel, der Längsneigungswinkel/Nickwinkel, der Steuerkurs und die geographi sche Breite an das inertiale System angelegt. Diese Werte werden vom GPS-Empfänger 2 mit einer Taktfrequenz von 1 Hz an das inertiale System 1 übertragen. Die geographische Breite wird von dem inertialen System 1 zur Berechnung und Kompensation der Erddrehrate verwendet. Zur Syn chronisation von GPS- und Inertial-Daten wird der GPS-PPS-Zeitpuls be nutzt, d. h. es werden nur die zeitgleichen zum PPS-Zeitpuls zugehörigen Inertial- und GPS-Daten einander zugeordnet.

Mit der Ausgabe der gefilterten inertialen Daten wird gleichzeitig das Da tenalter bezogen auf den letzten PPS-Zeitpuls mit ausgegeben.

Die Stützung mit einem Magnetfeldsensor und einer Libelle, die in her kömmlichen inertialen Systemen eingesetzt wird, kann bei einem Ausfall des GPS-Empfängers 2 als Ersatzlösung verwendet werden.

Die Fig. 2 zeigt das Prinzipschaltbild des erfindungsgemäßen Referenz-Sy stems. Das inertiale System 1 wird durch einen faseroptischen Kreisel 8 (FOG) als inertialen Sensor, der Fehlerkompensationseinheit 11 und ei nem Speicher 12 für Kalibrierungskonstanten zur Fehlerkompensation, sowie eine Recheneinheit für die Plattformrechnung des als analytische Plattform ausgelegten inertialen Systems gebildet. Die Rechnereinheit setzt sich aus einer Quaternions- und Integrationsstufe 3, die die fehler kompensierten Werte des FOG 8 empfängt, einer dieser nachgeschalteten Transformationsstufe 4 und einer dieser nachgeschalteten Eulerwinke-Ex traktionsstufe 5 zusammen, die die Kurs- und Lagewinkel ausgibt.

Die errechneten Kurs- und Lagewinkel werden einerseits als Steuerkurs und Lagewinkel mit einer Taktfrequenz von 64 Hz vom inertialen System ausgegeben. Andererseits beaufschlagt der Hängewinkel/Rollwinkel, der Längsneigungswinkel/Nickwinkel und der Steuerkurs ein Kalman-Filter 7, welches daraus Korrekturbewertungen für die Quaternions- und Inte grationsstufe 3 erzeugt. Zur Stützung des Inertialen Systems liefert der mit vier Antennen 6 ausgestattete GPS-Empfänger 2 ebenfalls einen Hän gewinkel/Rollwinkel, einen Längsneigungswinkel/Nickwinkel und einen Steuerkurs an das Kalman-Filter 7. Diese vom GPS-Empfänger 2 bereitge stellten Werte beeinflussen die Korrekturbewertungen für die Quater nions- und Integrationsstufe 3 und damit den vom inertialen System aus gegebenen Steuerkurs und die ausgegebene Fluglage.

Der GPS-Empfänger 2 liefert weiter Gültigkeitswerte an eine Abschaltlogik 9. Sollte durch den GPS-Empfänger 2 festgestellt werden, daß keine gülti gen Daten abgegeben werden oder der Datenfluß unterbrochen ist, so wer den durch den GPS-Empfänger 2 solche Gültigkeitswerte an die Abschalt logik 9 angelegt, daß diese die an das Kalman-Filter 8 angelegten Daten unterbricht. Die vom GPS-Empfänger 2 gelieferten Hängewinkel/Rollwin kel, Längsneigunswinkel/Nickwinkel und Steuerkurswerte werden je weils von den entsprechenden von einer Eulerwinkel-Extraktionsstufe 5 erzeugten Werten abgezogen, und die Differenzwerte werden jeweils an ei ne separate Filterstufe des Kalmanfilters 7 für jeden Differenzwert ange legt bzw. nicht angelegt. Der GPS-Empfänger 2 stellt die geographische Breite bereit, mit der durch eine Berechnungseinheit 10 für die Erddre hung ein weiterer Korrekturwert für die Quaternions- und Integrations stufe 3 gebildet wird.

Claims

1. Referenzsystem für Kurs- und Lagewinkel, bestehend aus einem inertialen System (1) mit analytischer Plattform und einem GPS-Empfän ger (2) zur Stützung des inertialen Systems (1), wobei Kurs- und Lage winkel der analytischen Plattform des inertialen Systems (1) durch Kurs- und Lagewinkel des GPS-Empfängers (2) gestützt werden, dadurch gekennzeichnet,
daß das inertiale System (1) ein Kalman-Filter (7) aufweist, das derart ausgebildet ist, daß es aus den durch einen inertialen Sensor (8) über die analytische Plattform gewonnenen Kurs- und Lagewinkeln Korrekturbewertungen zur Plattformrechnung liefert, wodurch wiederum mit neuen vom inertialen Sensor (8) gelieferten Werten über die analytische Plattform neue Kurs- und Lagewinkel berechnet wer den, und
daß die über den GPS-Empfänger (2) bereitgestellten Kurs- und Lagewinkel von den vom inertialen System (1) gewonnenen Kurs- und Lagewinkeln subtra hiert werden und das Kalman-Filter (7) die Korrekturbewertungen zur Plattformrechnung aus diesen Differenzen bildet.

2. Referenzsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß mit dem GPS-Empfänger (2) die Kurs- und Lagewinkel aus den Empfangs signalen mehrerer Antennen (6) ermittelbar sind.

3. Referenzsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der GPS-Empfänger (2) mit vier Antennen (6) verbunden ist.

4. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß als Aushilfssystem für den GPS-Empfänger (2) ein Magnetfeldsensor und eine Libelle vorgesehen sind.

5. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß GPS-Empfänger (2) durch den Kurs- und Lage winkel, die geographische Breite und Gültigkeitswerte an das inertiale Sy stem (1) bereitstellbar sind.

6. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß die dem inertialen System (1) durch den GPS-Empfänger (2) zur Stützung bereitgestellten Kurs- und Lagewinkel über das Kalman-Filter (7) in das inertiale System (1) einkoppelbar sind.

7. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche in Ver bindung mit Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß eine Abschaltlo gik (9) vorgesehen ist, die durch die vom GPS-Empfänger (2) zur Verfügung gestellten Gültig keitswerte entscheidet, ob die gebildeten Differenzen an das Kalman-Fil ter (7) angelegt werden.

8. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß die über den GPS-Empfänger (2) bereitge stellte geographische Breite an eine Berechnungsvorrichtung (10) für die Erddrehung führbar ist, durch die eine weitere Korrekturbewertung zur Plattformrechnung bereitgestellt wird.

9. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß eine Rechnereinheit (3, 4, 5) der analyti schen Plattform aus einer Quaternions- und Integrationsstufe (3), die die Werte des inertialen Sensors (8) und die Korrekturbewertungen des KaI man-Filters (7) empfängt, einer dieser nachgeschalteten Transforma tionsstufe (4) und einer dieser nachgeschalteten Eulerwinkel-Extrak tionsstufe (5) besteht, die die Kurs- und Lagewinkel ausgibt.

10. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß der inertiale Sensor (8) ein faseroptischer Kreisei ist, dessen Meßwerte vor der Plattformrechnung von einer Fehler kompensationseinrichtung (11, 12) fehlerkompensiert werden.

11. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß als Kurs- und Lagewinkel im Referenzsystem intern jeweils der Hängewinkel/Rollwinkel, der Längsneigungswinkel/Nick winkel und der Steuerkurs berechenbar ist, und vom Referenzsystem der Lagewinkel und der Steuerkurs ausgebbar sind.