DE2920194A1

DE2920194A1 - Vereinigtes starr befestigtes fluglagen- und steuerkurs-bezugssystem

Info

Publication number: DE2920194A1
Application number: DE19792920194
Authority: DE
Inventors: Damon Harlon Duncan; Martin Stanley Klemes
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1978-05-18
Filing date: 1979-05-18
Publication date: 1979-11-22
Also published as: DE2920194C2; FR2426244A1; IT1164686B; GB2021264B; CA1113071A; JPS551295A; FR2426244B1; GB2021264A; US4212443A; IT7949073A0

Description

Patentanwälte Dip ι.-1 ng. C υ rt Wallach

Dipl.-Ing. 6ünther Koch

-τ·- Dipl.-Phys. Dr. Tino Haibach

DipL-lng. Rainer Feldkamp

2020194

D-8000 München 2 · Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 24 02 75 · Telex 5 29 513 wakai d

Datum: 18. Mal 1979

Unser Zeichen: 16 6l6 - Fk/Ne

Sperry Rand Corporation
New York, USA

Vereinigtes starr befestigtes Fluglagen- und Steuerkurs-

Bezugssystem

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Patentanwälte D i p i.-1 η g. C U rt Wallach

^ λ Dipl.-Ing. Günther Koch

*~ Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach

Dipl.-Ing. Rainer Feldkamp

Datum: 18. Mai 1979

Unser Zeichen: 16 616 - Fk/Ne

Sperry Rand Corporation New York, USA

Vereinigtes starr befestigtes Fluglagen- und Steuerkurs-Bezugssystem

Die Erfindung bezieht sich auf Fluglagen- und Steuerkurs-Bezugssysteme für Luftfahrzeuge und insbesondere auf Systeme mit Trägheitsmeßeinheiten oder Moduln, die eine eindeutige Anordnung und Ausrichtung der Achsen von zwei jeweils zwei Freiheitsgrade aufweisenden Kreisel-Drehgeschwindigkeitsmeßfühlern verwenden, so daß in einem Modul ein passiv ausfallendes Kreiselsystem oder in zwei Moduln ein bei Ausfällen betriebsfähiges Kreiselsystem geschaffen wird. Die Kreiselausrichtungen vereinfachen weiterhin sehr stark die Gleichungen zur Berechnung der auf die Luftfahrzeugzelle bezogenen Drehgeschwindigkeiten sowie die Gleichungen zur Paritätsoder Fehlererkennung sowie zur Isolation, so daß die an die Rechnereinrichtungen zu stellenden Anforderungen weitgehend verringert werden.

Ein einen Freiheitsgrad aufweisender Kreisel-Drehgeschwindigkeitsmeßfühler (SDF) ist ein Meßfühler, bei dem eine rotierende

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Masse gegenüber einem Fahrzeug so befestigt ist, daß Fahrzeug-Drehgeschwind igkeiten um led Ig Lieh eine -Achse festgeste LIt werden können. Ein zwei Freiheitsgrade aufweisender Kreisel-Drehgeschwindigkeitsmeßfühler (TDF) ist ein MeßfMhLer, bei dem eine rotierende Kasse gegenüber einem Fahrzeug so befestigt ist, daß der f-'eßfUhler Fahrzeugdrehgeschv; Lnd igkeiten um zv/el zueinander senkrechte Achsen feststellen kann. Sin typischer zwei Fr eine its grade aufweisender Kr e iseldrehgeschwind igkeitsnießfühler ist Ln der deutschen off enLegungsschrlft 20 ?A 59;> sowie in der US-Patentschrift (uV:-Patem,-anrneLdung Mr. 81848b) der g Le Lehen Anmelder Ln beschrieben, wobei zu beachten ist, daß die vorstehend angegebenen »'reihe itsgr ade ohne Berechnung der S ρ in-Achse des KreLseLs angegeben s ind .

Es sind Trägheitsbezugssysteme bekannt, die eine VLelzahL von SDF- oiler TDF-Drehgeschw Lnd Lgke itsmeßfühlern verwenden, d-ie starr rut der Fahrzeugze LLe verbunden sind, um Fahrzeug-Drehgeschv? ind igkeiten um die Koordinatenachsen dieses 1-ahrzeuges zu messen und die in Kombination mit BenchLeunigung- und K ichtungsmeßfühlern sowie Kechnere inr ichtungen verv/endet werden, um die Fahrzeugbeschleunigung, die Drehgeschwindigkeit und die Bewegung relativ zu erdfesten oder anderen Koordinaten achsen zu berechnen. Derartige Träghe itssys terne wurden in großem Ausmaß bei Raketen und Raumfahrzeugen verwendet. Die Verwendung derartiger Trägheitssysteme in Geschäfts- und Linienflugzeugen war bisher aus wirtschaftlichen (!runden nLcht möglich, so daß die herkömmlichen durch Kardanrahmen isoLLerten Kreiselgeräte und Kreiselplatt formen verwendet wurden, um eine direkte Messung der Luftfahrzeug lage gegenüber den Erdachsen zu erzielen. Starr befestigte Kreise L-systeme werden jedoch nunmehr aus Gewichts-ZuverLassLgkeits-Wartungs- und Kostengründen vom Standpunkt des Besitzers her möglieh, weil kleine, hochgenaue und relativ preisgünstige Zweiachsen-Drehgeschwlndigkeitsmeßfühler und kleine ein gerin-

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i; er, Gewloht aufweisende und dennoch äußerst le istungs fähige D Lk ita Lrechner zur I'urchf Mhrung der Berechnungen entwickelt wurden, die fur die Koordinatentransformation, die Integration, d Le Kre Lse Ldrlft oder -uii'r Lohtterechnungen sowie für die Fehlererkennungs-EsoLatLon und die Umwand lungsberechnungen erforderlich s Lnd.

Eine schräge oder gekLppte .in^rdnung der Achsen von Brehge-Kchw Lnd lgke Ltsmeßf üh Lern zur Verringerung der anzahl der Kreisel, die erforderLLch Kind, um eine Redundanz der Drehgeschwind lgke Ltsmessungen zu erzielen, damit s L .·η bei Ausfällen betriebsfähige oder doppe Lausfallslchere Systeme ergeben, Ist eine allgemein alte Technik, die dem Fachmann auf dem Gebiet der starr befestigten Kreiselsysteme gut bekannt ißt. Beispielsweise s Lnd be L einer bekannten doppelt redundanten fJchrägw Lnke Lanordnung sechs ill)F-DrehgeschwinU igke ltsmeßfiihler so ausgerichtet, daß Ihre Meßachsen auf den Oberflächen eines Dodekaeders liegen, eier Ln e Lner vorgegebenen BezLehung gegenüber den Luftfahrz^fug-KoordLnatenachsen ausgerichtet Ist, so daß jeder Kreise L eine bekannte Komponente der Luftfahrzeugdre;hgeschw lnd lgke ilen um (Jessen Kooord lnatenachsen 1st. Diese Dodekaeder-Konfiguration erfüllt zwar Redundanzforderungen, hat sich ,jedoch als sehr kostspLellg und als nLcht völlig genau herausgestellt. Bei einer anderen bekannten, für militärische Luftfahrzeuge entwickelten doppe Lt redundanten Anordnung sind sechs getrennte 53PF-Festkörper-DrehgeschwLnd Igkeltsmeßfiihler an verschiedenen mit Abstand angeordneten iStellen In dem Luftfahrzeug angeordnet und so ausgerichtet, daß Ihre Meßachsen auf der Oberfläche eines KegeLs mLt einem Ha Lbw Lnke L von ^rf'f° Liegen. BeL d Leser Anordnung Lst jeder Drehgeschw Lnd Lgke Ltsmeßfiihler von seinen Abmessungen her groß und die DrehgeschwindLgkeItsmeßfühler sLnd unabhängig Ln Gehäusen getrennt von der r>ystemelektronLk und dem Rechner In Gruppen von einem, zwei oder drei Meßfühlern pro Verpackungsbaugruppe angeordnet, wobei die Verpackungsbaugruppen in dem

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Luftfahrzeug verteilt sind, um einen völligen Systemausfall beispielsweise auf Grund von Beschußschäden so weit wie möglich zu verhindern. Die Abmessungen der Meßfühler verhindern, daß sie in einem einzigen Gehäuse angeordnet werden und Ihre Drehgeschwlndigkeitsmeßmöglichkeiten erfordern den sehr großen Kegelhalbwinkel. V/eiterhin ist die Drehgesehwindigkeitsmeßmatrix sehr kompliziert und erfordert eine erhebliche Berechnungszelt. Diese mit einen einzigen Freiheitsgrad aufweisenden Drehgeschwindigkeitsmeßfühlern arbeitende Kegelanordnung ist für die Anwendung in Geschäfts- und Linienflugzeugen nicht geeignet. Es wurden weitere duale ausfallsichere Anordnungen beschrieben, bei denen beispielsweise vier jeweils zwei Freiheitsgrade aufweisende Drehgesehwindigkcitskrelsel so ausgerichtet sind, daß ihre Meßachsen in benachbarten Ebenen eines Halb-Üktaeders liegen. Diese Oktaederausrichtung ist genauso wie die Dodekaeder-Ausrichtung nicht so genau wie die Kegelanordnung. Weiterhin 'sind bei diesem bekannten System ein zwei Freiheitsgrade aufweisender Kreisel, zwei Beschleunigungsmesser und die zugehörige Rechnerelektronik in einer einzigen vom Anwender austauschbaren Einheit angeordnet, wobei eine derartige vom Anwender austauschbare Einheit im folgenden als LRU bezeichnet wird. Die hierbei er-. forderlichen vier LRU-Einheiten sind ihrerseits in einem speziell konstruierten Luftfahrzeuggestell unter unterschiedlichen Ausrichtungen derart angeordnet, daß die Kreiseleingangsachsen In der beschriebenen Weise ausgerichtet sind. Eine komplizierte mechanische Anordnung in dem Luftfahrzeug-Halterungsgestell verbindet die Kreisel jeder LRU, so daß die Kreiseleinheiten bezüglich einander und bezüglich der Luftfahrzeugachsen gleichzeitig und genau ausgerichtet werden. Alle diese Systeme sind mechanisch, elektrisch und mathematisch sehr kompliziert und damit sehr aufwendig, so daß sie nicht ohne weiteres auf Anwendungen in der allgemeinen Luftfahrt oder In Geschäfts- und Linienflugzeugen anpaßbar s Ind.

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Für Anwendungen bei Linienfluggesellschaften bestehen wesentliche Forderungen darin, daß die einzelnen Bauteile sowie der Einbau und die Eichung sehr einfach sind und daß der Ausbau zu Wartungszwecken im Hinblick auf die minimale Zuverlässigkeit von derartigen LRU-Einheiten sowohl einfach als auch selten erforderlich ist, wobei weiterhin der gesamte Kostenwirkungsgrad gut sein soll.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein vereinigtes starr befestigtes Fluglagen- und Steuerkurs-Bezugssystem der eingangs genannten Art zu schaffen, das diese Forderungen erfüllt, so daß die Anwendung von starr befestigten Systemen für Anwendungen in der allgemeinen Luftfahrt sowie insbesondere für Geschäfts- und Linienflugzeuge praktisch möglich wird.

Diese Aufgabe wird durch die im Patentanspruch 1 angegebene Erfindung gelöst.

Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Allgemein ergibt sich die Zuverlässigkeit des erfindungsgemäßen Systems durch eine vereinfachte Redundanz und durch eine wirkungsvolle Überwachung während die Einfachheit der Bauelemente durch die Verwendung einer einzigen Trägheitsmeßeinheit oder eines Moduls mit einer minimalen Anzahl von Meßfühlern erreicht wird, wobei dieses Modul in einer einzigen LRU des Systems befestigt werden kann. Das erfindungsgemäße System verwendet in einer einzigen Einheit eine neuartige, schräg verlaufende Achsen aufweisende Anordnung von zwei jeweils zwei Freiheitsgrade aufweisenden Drehgeschwindigkeitsmeßkreiseln in Verbindung mit drei Beschleunigungsmessern, die in Verbindung mit Bezugsquellen für den magnetischen Steuerkurs und die Fluggeschwindigkeit (oder Dopplersignale) wie sie normalerweise an Bord eines Luftfahrzeuges zur Verfügung

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stehen, ein Maß der Fahrzeugbeschleunigungen, der Drehgeschwindigkeiten und der Fluglage liefern, wobei diese Meßwerte für die Luftfahrzeugsteuerung, die Instrumentierung, die Navigation und die Fluglenkung verwendet werden. Weiterhin ist der Schrägwinkel der Meßachsen der Drehgeschwindigkeitsmeßkreisel derart, daß jede LRU ein ausfallpassives Kreiselbezugssystem bildet.

Das kritische Element eines starr befestigten Bezugssystems ist der Drehgeschwindigkeitsmeßkreisel, Er muß klein sein, ein geringes Gewicht aufweisen und preisgünstig sein und dennoch hohe Genauigkeitsforderungen erfüllen. Für übliche Geschäftsund Linienflugzeuganwendungen muß dieser Kreisel beispielsweise eine Zufallsdriftgeschwindigkeit von wesentlich weniger als 1/4° pro Stunden aufweisen und er muß in der Lage sein, Luftfahrzeugdrehgeschwindigkeiten von 70° pro Sekunde im kontinuierlichen Betrieb und von 100° pro Sekunde über kurze Zeiten zu messen. Weiterhin muß er über normale Umgebungstemperaturwerte von ungefähr -50°C bis +70⁰C betriebsfähig sein. Schließlich muß er robust genug sein, um Stoßen und Schwingungen zi widerstehen, die sich bei einer derartigen starren Befestigung ergeben. Ein derartiger Kreisel ist in der deutschen Offenlegungsschrift 20 24 593> beschrieben. Zwei jeweils zwei Freiheitsgrade aufweisende Drehgeschwindigkeitsmeßfühler, die in geeigneter Weise in dem Luftfahrzeug angeordnet sind, können Luftfahrzeug-Drehgeschwindigkeiten um die drei Hauptkoordinatenachsen dieses Luftfahrzeuges messen, nämlich um die Querneigungs-, Nick- und Gierachse. Um jedoch die ausfallpassiven oder Ausfallbetriebsfähigkeitsforderungen für Transportflugzeuge zu erfüllen, müssen redundante Kreiselanordnungen im Hinblick auf Packungswirkungsgrad mit einer minimalen Anzahl von Kreiseleinheiten, einer möglichst geringen Überwachungskompliziertheit und einem maximalen Kosten- und Gewichtswirkungsgrad angestrebt werden. Bei der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung bilden zwei TDF-Kreisel und drei Beschleunigungsmesser in sehr eng beieinander liegender Anordnung eine

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einzelne Trägheitsmeßeinheit (IMU), die zusarrmen mit einem Digitalrechner In einer einzigen LRU-Elnhelt angeordnet werden kann, um ein ausfallsicheres starr befestigtes Fluglagen- und Steuerkursbezugssystem (APIRS) zu bilden. Die Schräglage der Meß- oder Eingangsachsen der Kreisel ist derart, daß lediglich zwei Kreisel erforderlich sind, um ausfallpassive Drehgeschwindigkeitsmessungen um die Hauptachsen des Luftfahrzeugs zu liefern. Zwei derartige IMU-Einhelten können daher einen Betrieb selbst bei Ausfällen ermöglichen. Bei beiden Relativausrichtungen können die einzelnen Trägheits· baugruppen vollständig identisch und gegeneinander austauschbar sein, so daß die Wartung vereinfacht wird, und die Kosten für die Ersatzteilbeschaffung und Lagerung und damit die Kosten für den Besitzer sehr weitgehend verringert werden.

Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung sind zwei TDF-Drehgeschwindigkeltskreisel so gegenüber dem Basistragteil der IMU-EInheit und gegenüber den Hauptachsen des Luftfahrzeuges ausgeri-Wst, daß Ihre Eingangsachsen auf der Oberfläche eines Kegels mit einem Halbwinkel von 45° liegen, wobei die Achse dieses Kegels auf der Längs- oder Querneigungsachse des Luftfahrzeuges liegt, während die durch die Eingangsachsen jedes Kreisels definierte Ebene In den seitlichen und vertikalen Ebenen des Luftfahrzeuges liegt, d.h. die Spin-Achsen der Kreisel sind unter rechten Winkeln zueinander angeordnet und verlaufen parallel zur vertikalen Achse (Gierachse) bzw. zur Querachse (Nickachse) des Luft&hrzeuges Bei dleserAusrichtung der einzelnen IMU ist jeder Kreisel gleichen Komponenten der Querneigungsgeschwindigkelt ausgesetzt, so daß sich im Normalbetrieb identische Meßwerte dieser Quernelgungsgeschwlndlgkeitskomponenten ergeben während die Differenz zwischen den Drehgeschwindlgkeltsmeßwerten eines Kreisels proportional zur Gierdrehgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ist und die Differenz zwischen den Dreh-

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geschwlndigkeltsmeßwerten des anderen Kreisels proportional zur Nickgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges Ist. Diese Anordnung führt zu einer sehr einfachen Drehgeschwindigkeltsmeßmatrix, aus der Quernelgungs-, Nick- und Giergeschwindigkeiten des Luftfahrzeuges sehr einfach bestimmt werden können. Von noch größerer Bedeutung ist hierbei, daß sich eine stark vereinfachte Paritäts- oder Fehlererkennungsgleichung ergibt. Bei anderen wahlweisen Anordnungen kann die Achse des Kegels so ausgerichtet werden, daß sie entlang der Querachse oder Nickachse des Luftfahrzeuges oder entlang der Vertikalachse oder Gierachse des Luftfahrzeuges verläuft, wobei die letztere Ausrichtung sehr stark die Gierdämpfungssystem-Redundanz des Luftfahrzeuges verbessert und die Steuerkursgenauigkeit dadurch verbessert wird, daß die AntwortSignaIe der beiden Kreisel auf eine Gierbewegung gemittelt werden. Die Einfachheit der Meß- und Paritätsgleichungen bleibt hierbei erhalten.

Die Erfindung wird Im folgenden anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen noch näher erläutert.

In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 eine perspektivische Ansicht einer Ausführungs

form der einzigen IMU-Einheit, wobei schematisch dargestellt Ist, wie eine derartige Einheit In einer einzelnen LRU-Einheit für zwei wahlweise Ausrichtungen der letzteren Einheit gegenüber den Hauptachsen des Luftfahrzeuges eingebaut werden kann;

FIg. 2 eine ähnliche schematische Darstellung der Aus

richtung der beiden TDF-Kreisel sowie der drei

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Beschleunigungsmesser, die eine IMU-Einheit nach Fig. 1 bilden, wobei gleichzeitig eine schematische Darstellung der konischen ^rlusrichtung jeder Kreiseleingangsachse gegenüber der Längsachse (Querneigungsachse) X, der Querachse (Nickachse) Y und der Vertikalachse (Gierachse) Z des Luftfahrzeuges dargestellt ist und schematisch eine zweite IMJ-Einheit angedeutet ist, die einen ausfallsicheren Betrieb ermöglicht;

Fig. 2a eine Ansicht, die eine alternative Ausrichtung

des "Meß"-Kegels gegenüber den Luftfahrzeugachsen zeigt;

Fig. 5 eine auseinandergezogene Ansicht einer Ausführungsform der IMU-Einheit, aus der die Festlegung der Relativlagen für die vorgeeichten Meßfühler erkennbar ist;

Fig. 4 eine schematische Darstellung einer Ausführungsform eines typischen zwei Freiheitsgrade aufweisenden Drengeschwindigkeitsmeßkreiseis,

dessen Eingangsachsen in der X-Z-Ebene des Luftfahrzeuges liegen, jedoch um 45° gegenüber der Y-Achse des Luftfahrzeuges schräg verlaufen;

Fig. 5 eine schematische Darstellung einer Ausführungs

form eines einen weiten linearen Bereich aufweisenden Beschleunigungsmessers vom Flüssigkeitspegeltyp;

Fig. 6 ein vereinfachtes Schaltbild einer Ausführungs

form der elektronischen Einrichtung, die auf die Ausgangssignale der Kreisel einer IMU-Einheit

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anspricht, um die Drehgeschwindigkeitsmeßfunktionen und die Ausfallüberwachungsfunktionen zu erzielen;

FIg. 7 ein vereinfachtes Schaltbild einer Ausführungs-

form des gesamten starr befestigten Fluglagen- und Steuerkurssystems.

In Fig. 1 Ist eine Ausführungsform der Trägheitsmeßeinheit oder der IMU-Einhelt 100 schematisch in der bevorzugten Ausrichtung gegenüber den Haupt-Drehachsen X, Y und Z des Luftfahrzeuges dargestellt. Weiterhin ist schematisch die Ausfüh-r rungsform des vollständigen starr befestigten Fluglagen- und Steuerkursbezugssystems dargestellt, das die IMU-EInheit und einen Digitalrechner umfaßt, die in einem starren nicht verformbaren Chassis angeordnetesind, das im folgenden wie Im Vorstehenden als vom Anwender austauschbare Einheit oder LRU-Einheit 101 bezeichnet wird. Diese LRU-Einheit ist so konstruiert, daß die Präzisionsausrichtung der IMU-Bezugsachsen mit den Luftfahrzeugachsen aufrechterhalten wird. Zwei alternative Ausrichtungen der IMU-Einheit Innerhalb der LRU-Einheit sind dargestellt, wobei diese Ausrichtungen für die Längsachsenoder Querachsen-Anordnung der LRU-Einheit in dem Luftfahrzeug bestimmt sind. Das kompakte Basistragteil der IMU-Einheit zur Vorausrichtung der Trägheitselemente ermöglicht diese Vielseitigkeit der Ausrichtungen. Weiterhin kann es erwünscht sein, das Basistragteil mit dem Chassis des Systems so auszurichten, daß die Achse des durch die Kreiselmeßachsen definierten Kegels entlang der Nickachse oder der Gierachse anstelle entlangder Querneigungsachse liegt, wie dies in Fig. 2a dargestellt ist. Die kompakte Konstruktion der IMU-Einheit ermöglicht ohne weiteres jede dieser Ausrichtungen.

In Fig. 4 sind schematisch die grundlegenden Bauelemente einer Ausführungsform des zwei Freiheitsgrade (unter Ausschluß der

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Spln-Achse) aufweisenden Drehgeschwindigkelts-Meßkreisels dargestellt, dessen genaue Konstruktion In der deutschen Offenlegungsschrlft 20 24 593 angegeben ist. Die Ausrichtung der verschiedenen Achsen des Kreisels nach Fig. 4 entspricht der Ausrichtung des Kreisels A nach den Figuren 1, 2 und 3· Grundsätzlich ist jeder Kreisel mit dem anderen austauschbar. Jeder Kreisel weist einen Rotor 1 auf, der am Ende einer Antriebswelle 2 mit Hilfe einer flexiblen Lagerung j5 befestigt ist, die so konstruiert Ist, daß sich eine im wesentlichen reibungslose unbehinderte Universalwinkelauslenkung oder Kippbewegung des Rotors gegenüber der Spin-Achse 4 bei einer Luftfahrzeugbewegung und unabhängig von der Rotor-Winkelgeschwindigkelt ergibt. Die Antriebswelle 2 stellt eine Verlängerung des Rotors eines Antriebsmotors 5 dar, der gegenüber dem Luftfahrzeug fest gehaltert 1st und den Rotor in Drehung versetzt, um diesem Kreiseleigenschaften zu verleihen. Wenn das Kreiselgehäuse oder die Halterung des Kreisels bei rotierendem Rotor einer Drehung um eine Achse unter rechten Winkeln zur Sp*n-Achse ausgesetzt wird, so versucht der Rotor entsprechend dieser gut bekannten Kreiseleigenschaften, seine Position beizubehalten und stellt damit diese Drehung fest. Weil der Rotor universell gegenüber seiner Spln-Achse kippbar 1st, kann der Rotor Drehungen um zwei Eingangsachsen unter rechten Winkeln zueinander feststellen, die beide senkrecht zu Spln-Achse verlaufen. Bei den starr befestigten Kreiseln des hler beschriebenen Systems wird der Rotor dadurch an einer tatsächlichen Bewegung aus seiner Nullstellung heraus gehindert, das gleiche und entgegengesetzte Rückstelldrehmomente auf den Kreisel um Achsen unter rechten Winkeln zu den Eingangsdrehachsen ausgeübt werden und diese Drehmomente bewirken, daß der Kreisel in einer derartigen Welse präzediert, daß die ursprüngliche Auslenkung auf 0 verringert wird. Daher wird der Kreisel zu einem Drehgeschwindigkeitsmeßfühler und der Drehmomentgeber-Strom ist e Ln Maß dieser Drehgeschwindigkeit.

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Wie dies schematisch in Fig. 4 dargestellt ist, wird die Kreiselauslenkung in Abhängigkeit von Drehungen des Luftfahrzeuges um die X- und Z-Achsen durch jeweilige Abgriffe 6 und 7 festgestellt, die am Umfang des Rotors unter einem Winkelabstand von 90° angeordnet sind. Drehmomenterzeuger 8 und 9 sind in gleicher Weise angeordnet, um die Rückstellkräfte auszuüben. Alle vorstehend genannten Kreiselelemente sind in einem geeigneten (in Fig. k nicht gezeigten) Gehäuse angeordnet, das direkt an dem Luftfahrzeug befestigt werden kann, wie dies weiter unten erläutert wird. Jeder Abgriff 6 oder 7 liefert ein elektrisches Signal, das proportional zur Rotorauslenkung bei Auftreten von Drehungen des Luftfahrzeuges um eine entsprechende Achse ist und diese Signale werden verstärkt und eine hohe Verstärkung und große Bandbreite aufweisenden Rückstellschleifen 11 und 12 zugeführt, die einen Präzisionsstrom an die entsprechenden Drehmomenterzeuger 8 und liefern, so daß diese auf den Rotor ein Drehmoment ausüben, dessen Richtung und Größe gleich der ist, die erforderlich ist, damit das Abgriffsignal im wesentlichen auf 0 gehalten wird. Daher ist die Größe und das Vorzeichen des hierzu benötigten Stromes direkt proportional zur Größe und Richtung der Drehgeschwindigkeiten des Luftfahrzeuges.

In der Praxis sind zwei Abgriffe und zwei Drehmomenterzeuger für jede Achse vorgesehen und diese sind in üblicher Weise in Serie geschaltet. Weil jede der Rückstellschleifen 11 und eine hohe Verstärkung aufweisen muß, um das gewünschte Ansprechverhalten auf die Drehgeschwindigkeitseigenschaften des Luftfahrzeuges zu erzielen, weisen diese Schleifen gleicher* maßen eine große Bandbreite auf. Dies wirkt im Sinne einer Erregung der sich ergebenden stark unterkritisch gedämpften Nutationsbetriebsart des Kreisels. Um jede Rückstell- oder Fesselungsschleife zu stabilisieren, werden direkte und Richtungs-Abgriff Signa Ie kombiniert und über Zeitfunktionsnetzwerke geformt. Beispielsweise wird der Drehmomenterzeuger 9

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mit einem Strom angesteuert, der von dem direkten Abgriff über eine Voreilungssehaltung F₁(S) zur Erzielung einer Snderungsgeschwindigkeitseinwirkung auf den Drehmomenterzeuger 9, von dem Abgriff 6 über einen eine hohe Verstärkung aufweisenden Integrator F^(S) zur Vermeidung von Abweichungen bei der Frequenz O sowie von einer Kombinationsschaltung für die vorstehenden Signalkomponenten abgeleitet, die eine Bandpaßcharakteristik P-,(S) aufweist, um die gewünschte Phasen-/Verstärkungscharakteristik zu erzielen. Der Drehmomenterzeuger wird durch einen Strom angesteuert, der in entsprechender V/eise durch gleiche Schaltungen F₁(S), F₂(S) und F^(S) abgeleitet wird.Bei einer Ausführungsform weist die Kreiselrückstell- oder Fesselungsschleife eine Phasenreserve von 44° und eine Verstärkungsreserve von 14 dB auf. Der Präzisions-Drehmomenterzeuger-Strom wird unter Verwendung einer Impuslbreltenmodulationstechnik abgeleitet, die von der Art sein kann, wie sie in dem US-Patent (US-Patentanmeldung Nr. 939 306 vom 5. September 1978) beschrieben ist. Alternativ kann die den Präzisfons-Drehmomenterzeuger-Strom erzeugende Spannung in eine Frequenz umgewandelt werden, die ihrerseits in eine Digitalzählung umgewandelt werden kann, wie dies in der US-Patentschrift (US-Patentanmeldung 847 861 vom 2. November 1977) beschrieben ist.

Weil die Winkelposition der Abgriffe und der Drehmomenterzeuger um den Umfang des Rotors herum auf Rotorauslenkungen an diesen Winkelpunkten anspricht, um diese zu beseitigen, ist zu erkennen, daß, wenn diese Winkelpositionen nicht mit der Achse übereinstimmen, um die sich das Luftfahrzeug dreht, d.h. mit den primären Querneigungs-Nick- und Gierkoordinatenachsen jeder Abgriff und jeder Drehmomenterzeuger auf die orthogonalen Komponenten der Luftfahrzeug-Winkelgeschwindigkeiten anspricht und beseitigt, die der Winkelposition um den Rotorumfang herum entsprechen. Weil das Ratenkreiselgehäuse gegenüber dem Luftfahrzeug so befestigt ist, daß die Positionen der Abgriff-/Drehmomenterzeuger um 45 gegenüber

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den Hauptachsen des Luftfahrzeuges, auf die der Rotor anspricht, versetzt sind, sind die resultierenden Signale von dem Kreisel proportional zu 45 -Komponenten der tatsächlichen Luftfahrzeug-Drehgeschwindigkeiten um diese Achse. Diese Situation ist schematisch In FIg. 4 dargestellt. Die Ebene des Rotors und dessen Spin-Achsen-Ausrichtung gegenüber den Querneigungs-(X-), Nick-(Y-) und Gier-(Z-) Achsen lassen den Rotor auf Luftfahrzeug-Drehgeschwindigkeiten um die X- und Z-Achsen ansprechen. Das Kreiselgehäuse ist so an dem Basis-Tragteil befestigt und dieses Basistragteil ist so an der Luftfahrzeugzelle befestigt, daß die Abgriffe und Drehmomenterzeuger winkelmäßig derart um die Spin-Achse versetzt sind, daß sie eine Verschiebung um 4-5° gegenüber diesen Luftfahrzeugachsen aufweisen. Daher spricht jeder Abgriff auf Komponenten der Luftfahrzeugdrehung um die X- und Y-Achsen an und die Drehmomenterzeuger machen in gleicher Welse lediglich diese Komponenten zu O. Eine weitere Möglichkeit zum Beschreiben dieser Abgriff-/Drehmomenterzeuger-Ausrichtung besteht darin, daß der zwei Freiheitsgrade aufweisende Kreisel nach Fig. J5 derart fest mit dem Luftfahrzeug verbunden ist, daß seine Eingangsachsen um 45° gegenüber den X- und Z-Achsen des Luftfahrzeuges versetzt sind, d.h. seine Eingangsachsen sind die Achse A, und die Achse A_p nach Fig. 4. Daher spricht der Kreisel In mathematisch vorgegebener Weise auf Luftfahrzeug-Drehgeschwindigkeiten um seine X- und Z-Achsen an, wie dies noch näher erläutert wird. Bei der Trägheitsmeßeinheit (IMU) des hier beschriebenen Systems werden Beschleunigungsmesser vom Libellen- oder Flüssigkeltssplegeltyp zur Messung der Luftfahrzeugbeschleunigung entlang der Quer- und Längsachsen (Nick- und Querneigungsachsen) des Luftfahrzeuges verwendet und diese Messungen werden zur Berechnung der Vertikalen und zur Lieferung von Tragheits-Geschwindigkeits informationen für das Aufrichtsystem verwendet. Ein üblicher Kraft-Rückführungs-BeschTeunlgungsmesser wird zur Messung von Vertikalachsen (Gierachsen-)Beschleunlgungen verwendet. Die ersteren

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Beschleunigungsmesser können vom Präzisionstyp sein, wie er beispielsweise in der deutschen Offenlegungsschrift 25 51 beschrieben ist. Eine schematische Darstellung eines derartigen Beschleunigungsmessers 30 ist in Fig. 5 gezeigt. Die grundlegende Konfiguration umfaßt einen Kreisring oder Toroid aus einem nicht leitenden Material wie z.B. einem Keramikrnaterial, wobei der innere Toroid-Hohlraum zur Hälfte mit einer leitenden Elektrolyt-Lösung gefüllt ist. Entgegengesetzt gerichtete Elektrodenpaare 31, 32 sind so angeordnet, daß Leitfähigkeitszellen zwischen den eingetauchten Elektrodenpaaren gebildet werden. Die Elektroden sind in eine Brückenschaltung vom Wheatstone-Typ eingeschaltet, um am Ausgang eines Verstärkers 33 ein Ausgangssignal zu liefern, das zum Neigungswinkel proportional ist. V/ie dies ausführlich In der deutschen Offenlegungsschrift 25 51 798 beschrieben ist, ist eine dritte Elektrode 34 vorgesehen, die in dem Toroid so angeordnet ist, daß sie immer in den Elektrolyten eingetaucht ist. Diese dritte Elektrode 34 wird zur Messung von Elektrolyt-Leitfähigkeitsänderungen auf Grund von Temperatureffekten verwendet und sie ist in Rückführungs-Schaltungsart um den Verstärker 33 herum geschaltet, um eine Maßstabsfaktor-Kompensation zu erzielen. Daher spricht der Beschleunigungsmesser nach Fig. 4 auf eine Winkelneigung um seine Symmetrieachse sowie auf Linearbeschleunigungen entlang von Achsen an, die koplanar zur Ebene des Toroids sind und unter rechten Winkeln zu dieser Symmetrieachse verlaufen.

Anhand der vorstehenden Erläuterung des zwei Freiheitsgrade aufweisenden dreh-symmetrierten Drehgeschwindlgkelts- oder Ratenkreisels nach Fig. 4 und des kompensierten Toroid-Beschleunigungsmessers nach Fig. 5 wird die Ausrichtung dieser Trägheitskomponenten in dem IMU-Kern im folgenden beschrieben, wobeL auf die Figuren 1, 2 und 3 bezug genommen wird. In Flg. ist eine mechanische bildhafte Darstellung der einzelnen Trägheitsmeßeinheit (IMU) oder des EMU-Moduls eines starr befe-

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stlgten Fluglagen- und Steuerkurs-Bezugssystems (SDAHRS) gezeigt. Es sei darauf hingewiesen, daß, obwohl das IMU des hler beschriebenen Systems Im folgenden anhand eines starr befestigten Pluglagen- und Steuerkurs-Bezugssystems erläutert wird, die hier bei verwendeten Prinzipien auch auf ein starr befestigtes Trägheitsnavlgationssystem (SDINS) anwendbar sind und zwar in Abhängigkeit von den Meß-Präzisionseigenschaften der Trägheitsmeßfühler und den Fähigkeiten des zugehörigen Digitalrechners.

Kurz gesagt, umfaßt ein SDAHR-System (SDAHRS) starr befestigte Drehgeschwindigkeitsmeßfühler zur Messung von Luftfahrzeug-Drehgeschwindigkeiten um die Hauptachsen dieses Luftfahrzeuges sowie Beschleunigungsmeßfühler zur Lieferung von Langzeit-Fluglagen-(Quernelgungs- und NIck-)BezugsInformationen und zur Lieferung von Trägheltsgeschwlndigkeitskomponenten für das Aufrichtsystem. Hllfselngänge werden von Langzeit-Steuerkurs-Bezugseinrichtungen wie z.B. einen magnetischen Azlmutdetektor oder einer Magnetfeldsonde 8g (Fig. 7) und einem Flüggeschwindlgkeitseingang, wie z.B. von einem Flugdatenrechner oder einem Dopplerradar 81 (Fig. 7) zur Verwendung in dem Aufrichtsystem geliefert. Ein Rechner 102, vorzugsweise ein Digitalrechner, zur Lösung der Aufricht- und Fluglagengleichungen und zur Durchführung von Hilfsberechnungen vervollständigt das System. Im wesentlichen messen die Drehgeschwindigkeitsmeßfühler die Drehgeschwindigkeiten um die Luftfahrzeugzellenachsen direkt und diese Meßwerte können über geeignete Summier- und Skaliernetzwerke zur automatischen Stabilisierung des Luftfahrzeuges verwendet werden und diese Drehgeschwindigkeiten werden weiterhin in dem Digitalrechner integriert und in Richtungskosinusdaten transformiert, um die Luftfahrzeug-Querneigungs-, Nick- und Steuerkurslage zu liefern, wie dies im folgenden kurz erläutert wird. Die Beschleunigungsmesser messen Luftfahrzeugbeschleunigungen entlang der Hauptachsen des Luftfahrzeuges und diese

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Messungen werden zur Kurzzeit-Luftfahrzeugstabilisierung sowie zur Manöverkoordinierung verwendet, doch werden sie außerdem zusammen mit Luftfahrzeug-Fluggeschwindigkeits- oder Dopplergeschwlndigkeltsinformationen primär zur Lieferung einer Langzeit-Vertlkalbezugsinformation mit Hilfe einer Rechnerlösung einer Aufrichtschleife zweiter oder dritter Ordnung verwendet, um irgendwelche Drifterscheinungen oder andere Langzeltstörungen der Drehgeschwindigkeitskreisel zu kompensieren. Die Magnetfeldsonde liefert Langzeit-Steuerkurs Informationen in den Magnetsteuerkurs- oder Kreiselmagnet-Steuerkursbetriebsarten des Fystems.

Fig. 2 zeigt schematisch lediglich die aktiven Elemente die IM-Einheit (IMU) nach Fig. 1 sowie die Ausrichtung dieser aktiven Elemente gegenüber den Luftfahrzeugachsen. Die aktiven Elemente umfassen zwei identische Kreisel I5 (Kreisel A) und 16 (Kreisel B) vom Typ mit zwei Freiheitsgraden, die zwei Weitbereichs-Beschleunigungsmesser 17 und 18 vom Toroldtyp sowie den einen vertikalen Beschleunigungsmesser 19· Alle diese Trägheitselemente sind mit den dargestellten relativen Positionen und Ausrichtungen auf einem Basistragteil 20 befestigt, das allgemein in Fig. 1 und ausführlich in Fig. 3 gezeigt ist. Die Oberflächen 2Oy und 20z der IM-Einheit sind zueinander orthogonal und stehen senkrecht zu den Y- und Z-Achsen des Luftfahrzeuges. Die Kreisel I5 und 16 sind an diesen Oberflächen so befestigt, daß Ihre Spin-Achsen parallel zu den Luftfahrzeugachsen Y und Z stehen, während Ihre Eingangsachsen, die In Fig. 2 schematisch durch die Vektoren A,, A₂ und B-,, Bp dargestellt sind, auf der Oberfläche eines geraden kreisförmigen Kegels 25' mit einem Halbwinkel von 45° liegen oder parallel zu dieser Oberfläche verlaufen. Die Achse C dieses Kegels 25' verläuft entlang der Quernelgungs- oder X-Achse des Luftfahrzeuges oder parallel hierzu. Die Eingangsachsen A, und A des Kreisels A liegen in einem ersten Vertikalschnitt des Kegels 25', wobei die

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hierdurch definierte Ebene In der Vertikalebene des Luftfahrzeuges liegt (oder parallel hierzu ist) die durch die X-Z-Achse definiert ist, wie dies in Fig. 3 gezeigt ist. Die Eingangsachsen B-, und Bp des Kreisels B liegen auf einem zweiten Vertikalschnitt des Kreisels, dessen Ebene in der durch die X- und Y-Achsen definierten Horizontalebene des Luftfahrzeuges liegt (oder parallel hierzu ist). Diese konische Eingangsachsen-Ausrichtung der Kreisel A und B ist schematisch in der Mitte der Fig. 2 dargestellt, während ihre Ausrichtungen bezüglich der Luftfahrzeug-Querneigungs-, Nick- und Gierachsen, um die die Querneigungsgeschwindigkeit p, die Nickgeschwindigkeit q und die Gierdrehgeschwindigkeit r gemessen werden, in der rechten Hälfte der Fig. 2 dargestellt sind.

In den Figuren 1 und 3 und insbesondere in der letzteren Figur ist zu erkennen, daß das Basistragteil 20 durch ein Aluminiumgußteil gebildet ist, das maschinell auf die dargestellte Form präzisionsbearbeitet ist, so daß die Trägheitselemente derart befestigt werden können, daß die sich ergebende IMU-Baugruppe allgemein einem kompakten rechtwinkligen Block in der Größenordnung von 15 χ 10 χ 7,5 cm entspricht, wobei sich vorzugsweise keines der Trägheitselemente über diese Abmessungen hinaus erstreckt, so daß sie sowie ihre elektrischen Schaltungsverbindungen während der Handhabung und im Betrieb geschützt sind. Eine geeignete Abdeckung kann vorgesehen sein, doch ist diese nicht unbedingt erforderlich weil jeder Meßfühler hermetisch abgedichtet ist und die gesamte IM-Einheit vollständig innerhalb eines geschlossenen Systemchassis angeordnet ist.

Weil die Langzeitbezugs information für das System durch die Beschleunigungsmessung geliefert wird, werden die Beschleunigungsmesser-Befestigungsoberflächen als Hauptoberflächen verwendet, auf die die anderen Oberflächen bezogen sind. Daher sind die X-Achsen und Y-Achsen-Beschleunigungsmesser-

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oberflächen 2Ox und 2Oy maschinell derart prazisionsbearbeitet, daß sie senkrecht zueinander stehen und die Z-Achsen-Beschleunlgungsmesseroberfläche 20z ist derart maschinell prazisionsbearbeitet, daß sie genau senkrecht zu den X- und Y-Bezugsoberflachen steht. Diese Oberflächen 2Ox, 2Oy und 20z können als horizontal gerichtete, quer gerichtete bzw. vertikal gerichtete Oberflächen bezeichnet werden, d.h. senkrecht zu den X-, Y- und Z-Achsen des Luftfahrzeuges. Die Keilnutführungen 42 sind parallel zur Oberfläche 20z eingearbeitet, um eine genaue Winkelausrichtung des Beschleunigungsmessers J)O zu erzielen. Das Basistragteil 20 ist mit einer vertieften Oberfläche 20'y ausgebildet, so daß eine sich seitlich erstreckende Seitenwand 21 verbleibt und die Oberfläche 20'y ist mit Präzision so geschliffen, daß sie parallel zur Oberfläche 2Oy des Y-Achsen-Beschleunigungsmessers ist während die Innenoberfläche der an die Oberfläche 20'y angrenzenden Wand 21 maschinell präzisionsbearbeitet 1st, so daß sie genau parallel zur Oberfläche 2Ox verläuft, so daß eine bahnförmige Ausrichtoberfläche für den Kreisel 15 gebildet wird wenn dieser eingebaut ist, wie dies näher erläutert wird. In gleicher Weise ist das das Basistragteil 20 bildende Gußstück mit der vertieften Oberfläche 20 ζ derart ausgebildet, daß eine sich vertikal erstreckende Seltenwand 21' verbleibt und die Oberfläche 20z ist mit Präzision so geschliffen, daß sie senkrecht zu den Oberflächen 2Ox und 2Oy verläuft. Di« Innenoberfläche der V/and 21' ist präzisionsbearbeitet, um eine bahnförmige Ausrichtoberfläche für den B-Kreisel 16 zu bilden, wenn dieser eingebaut wird, wie dies noch erläutert wird. Die in Vertikalrichtung und Querrichtung vertiefte Oberfläche 22 des Basistragteils 20 dient als Befestigungsoberfläche für die elektrischen Steckverbindungen, die bei 2j5 in Fig. 1 gezeigt wird. In die quer gerichtete Oberfläche 20'y und in die vertikal gerichtete Oberfläche 20z sind große Bohrungen 24, 25 zur Aufnahme der Gehäuse des A- bzw. B-Kreisels gebohrt, so daß nach dem

7/09 1 B

292O15A

Zusammenbau die Spin-Achse des A-Kreisels 15 parallel zur Y-Achse des Luftfahrzeuges verläuft, während die Spin-Achse des B-Kreisels 16 parallel zur Z-Achse des Luftfahrzeuges verläuft. Die Durchmesser der Bohrungen sind etwas größer als die Durchmesser der Gehäuse der Kreisel, und zwar aus noch zu erläuternden Gründen. Weiterhin sind in diese Wände Befestigungs-Gewindebohrungen 26, 27 eingebohrt, um die Kreisel mit Hilfe von Schrauben 46 an diesen Wänden zu befestigen. Eine weitere Bohrung 28 ist in die vertikal gerichtete Oberfläche 20z gebohrt, um den Vertikalbeschleunigungsmesser aufzunehmen, wobei entsprechende Befestigungsbohrungen 29 ebenfalls vorgesehen sind.

Das Basistragteil 20 weist weiterhin zylindrischen Gehäuse 35* J56,," aie sich von dessen End oberflächen aus erstrecken. Eines der Gehäuse 35 umschließt den Querbeschleunigungsmesser 18 während das andere Gehäuse die Ausgangsöffnung für die elektrische Kabelverbindung 37 der IM-Einheit umschließt (Fig. 1) . Die zylindrische Außenoberfläche dieser zylindrischen Gehäuse J55* !56 ergibt eine Möglichkeit zur Befestigung der gesamten IM-Einheit in einem (nicht gezeigten) Befestigungsrahmen, der geeignete Schwingungsisolatoren zum Schutz der IM-Einheit gegenüber übermäßigen Stößen und Schwingungen einschließt. Die IM-Einheit ist Präzision in dem Befestigungsrahmen ausgerichtet und der Rahmen wird mit der gleichen Präzision an Bezugsoberflächen in der LRU-Einheit ausgerichtet, so daß die IM-Einheit ohne zeitraubende Neuausricht-Verfahren entfernt und ersetzt werden kann. Die LRU-Einheit ist weiterhin mit Präzision mit dem Luftfahrzeug mit Hilfe von Ausrichtstiften j58 (Fig. 1) ausgerichtet, die mit entsprechenden Bohrungen in der Luftfahrzeug-Halterungsschale zusammenpassen, die selbstverständlich mit Präzision mit den Luftfahrzeug-Bezugsachsen ausgerichtet ist.

Wie dies bereits erwähnt wurde, ist es zwingend erforderlich, daß die Abgriff und Drehmomenterzeuger der Kreisel und die

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— 2Jf"" —

Meßachsen der Beschleunigungsmesser mit Präzision gegenüber der IM-Einheit und schließlich gegenüber den X-, Y- und Z-Achsen des Luftfahrzeuges ausgerichtet sind. Alle Trägheits-Bauteile, die Beschleunigungsmesser 17» 18 und 19 und die A- und B-Kreisel 15 und 16 sind alle genau vorgeeichte Bauteile, d.h. die Meßelemente jedes Bauteils sind genau mit der Traggehäuse-Struktur ausgerichtet. Diese Tatsache erleichtert sehr stark Reparaturen und Überholungen weil fehlerhafte Meßfühler sehr leicht und schnell durch vorgeeichte Ersatzbauelemente ersetzt werden können, ohne daß die gesamte IMU-Einheit neu geeicht werden muß, so daß die Betriebs- und Haltungskosten des Systems sehr stark verringert werden. Jeder Toroid-Beschleunigungsmesser j5O ist in einem Halterungsgehäuse 40 geeicht und ausgerichtet, so daß, wenn die Ausrichtkeile 41 genau horizontal angeordnet sind, das elektrische Ausgangssignal des statischen Beschleunigungsmessers gleich ist. Wenn daher das Halterungsgehäuse 40 in dem zylindrischen Gehäuse 35 der IMU-Einheit, beispielsweise durch geeignete Schraubenbefestigung eingebaut wird, fassen die Keile 41 mit den genau horizontalen Keilnuten 42 zusammen.

In ähnlicher Weise weist jeder Kreisel einen rechtwinkligen Bezugsflansch 45 auf und die Eingangs- und Ausgangsachsen jedes Kreisels, beispielsweise A₁ und A₂ nach Fig. 4 sind mit Präzision so ausgerichtet, daß sie in der Ebene des Flansches 45 und unter 45° gegenüber einer Bezugsoberfläche 45' des Flansches liegen, und zwar innerhalb der elektronischen Eichgrenzen des Kreisels. Die Querabmessungen des Flansches 45 und die Durchmesser der Bohrungen 24 und 25 sind derart, daß beim Zusammenbau der Kreisel und des Basistragteils 20 die Bezugsflansch-Oberfläche 45 gegen die Präzisions-Bezugsinnenoberflächen des Gehäuses, die durch die schienenförmigen VerlMngerungswände 21 und 21' gebildet sind, gedrückt und damit ausgerichtet werden können. Die Flanschbefestigungsbohrungen können einen etwas größeren Durchmesser

als die Befestigungsschrauben 46 aufweisen, damit die Flanschoberflächen 45' gegen die Oberflächen der Wände 21 und 21' zur Anlage gebracht werden können.

Um irgendwelche geringfügigen Fehlausrichtungen zwischen den Beschleunigungsmessern und dem Gehäuse zu kompensieren, kann ein elektronischer Beschleunigungsmesser-Nullabgleich 50 (Fig. 5) vorgesehen sein. Unabhängig davon, wie sorgfältig jeder Kreisel und die zugehörigen elektronischen Einrichtungen hergestellt werden, weist jeder Kreisel seine eigenen individuellen Eigenschaften auf, die durch Testverfahren bestimmt werden, wie beispielsweise die O-Empfindlichkeiten der Abgriffe und der Drehmomenterzeuger, die Maßstabsfaktoren der Abgriffe und der Drehmomenterzeuger, die Erdbeschleunigungsabhängigkeit, die Abgriff-Brückensymmetrie usw. Daher schließt jeder Kreisel eine vorgefertigte elektronische gedruckte Schaltungsplatte, Kabelb-äume sowie eine Steckverbindung 49 (^ig. 1) ein, die mit dem Kreisel verbunden sind. Die elektronische gedruckte Schaltungsplatte schließt beispielsweise die Abgriff-Puff ervers tärker 51, die Drehmoment-Treiber 52 (Fig. 4) sowie einen Festwertspeicher ein, der entsprechend den anderen Eigenschaften programmiert wurde, die dem zugehörigen Kreisel eigen sind. Die elektronische gedruckte Schaltungsplatte ist auf der Oberfläche des Basistragteils 20 befestigt unddie Steckverbindungen 23 sind in entsprechende Buchsen 49' eingesteckt, die das Verbindungskabel der IM-Einheit und die Steckerverbindung 37 verbinden, wie dies in Flg. 1 gezeigt ist. Wenn daher bei der Wartung festgestellt wird, daß ein Kreisel fehlerhaft ist, so wird dieser Kreisel zusammen mit der zugehörigen gedruckten Schaltungsplatte, dem Kabelbaum und der Stecktoerbindungsbaugruppe in einfacher Weise entfernt, worauf ein vorgeeichter Kreisel mit zugehöriger elektronischer Schaltungsplatte als Ersatzteil eingebaut werden kann, ohne daß es erforderlich ist, diejgesamte IM-Einheit neu zu eichen.

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Der vorstehend beschriebene Aufbau der IM-Einheit ergibt maximale Betriebseigenschaften sowie Fehlererkennungsmöglichkeiten mit einer minimalen Anzahl von Bauteilen, die alle in einem kompakten Gehäuseaufbau zusammengebaut sind. Die einen Halbwinkel von 45° aufweisende konische Ausrichtung der Kreiseleingangsachsen ergibt eine hohe Empfindlichkeit gegenüber Luftfahrzeugbewegungen um alle Achsen dieses Luftfahrzeuges und umfaßt alle Kreiselachsen und alle Kreiselelektronik-Einrichtungen bei eingebauten Fehlererkennungstests (BITE). Maximale Empfindlichkeitseigenschaften werden gleichzeitig mit einer vereinfachten und empfindlichen Überwachung erzielt weil die Summe der durch alle Kreisel gemessenen Drehgeschwindigkeiten 71 % der Querneigungsdrehgeschwind igke it des Luftfahrzeuges entspricht, während die Differenz zwischen den von dem A-Kreisel 15 gemessenen Drehgeschwindigkeiten 71 % der Gier-Drehgeschwindigkeit trägt und die Differenz zwischen den von dem B-Kreisel 16 gemessenen Drehgeschwindigkeiten 7I # der Nickgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges beträgt. Weiterhin umfaßt die einen Halbwinkel von 45° aufweisende konische Ausrichtung der Kreiseleingangsachsen 71 % aller der Eingangsdrehgeschwindigkeiten des Luftfahrzeuges und alle Kreiselelektronik-Einrichtungen ergeben bei der Erkennung von Fehlern daher eine sehr empfindliche Überwachung mit einer minimalen Anzahl von Fehlwarnungen. Weil die Summe der durch beide Kreisel gemessenen Drehgeschwindigkeiten proportional zur Querneigungsdrehgeschwindigkeit ist, müssen beide Summen gleich sein. Wenn sie nicht übereinstimmen, muß irgendwo ein Fehler zwischen den Kreiseln und ihrem Vergleichspunkt, beispielsweise in dem Rechner existieren.

Die A- und B-Kreiselausgangssignale können daher durch die folgende Matrix ausgedrückt werden:

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A	1
A	2
B	1
B	2

cos 45° 0

cos 45° - sin 45°

cos 45° sin 45°

-sin 45°	X	—	P	J
sin 45°		q
0	r
0

darin is

ρ = Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges um die

Querneigungsachse;
q = Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges um die

Nickachse;
r = Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges um die

Gierachse.

Aus dieser Gleichung können die folgenden Luftfahrzeugzellen-Drehgeschwindigkeitsgleichungen abgeleitet werden:

	A	1	1	2	1	2	₊ A₂
P -		,41
	B	"^Bl
Q. -		,41
	A	- ^Ai

^Bl ^+B2 1,41

1741

darin ist 1,41 = 2 cos 45 .

Weil die Summe beider Ausgänge des Kreisels A gleich der Summe beider Ausgänge des Kreisels B bei einem einwandfreien Betrieb der IM-Einheit sein muß, ergibt sich:

A₁ + A₂ = 2p cos 45° - B₁ + B₂.

Die Fehlererkennungsgleichung ist einfach:

(A₁ + A₂) - (B₁ + B₂) £ F (5)

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2920184

worin F eine vorgegebene Konstante ist, die auf 2p cos 45° bezogen ist.

In Fig. 6 ist ein Analog-Blockschaltbild einer Ausführungsform einer Einrichtung zur Lieferung von zu den Flugzeugzellen-Achsendrehgeschwindigkeiten p, q und r proportionalen Signalen anhand der Ausgangssignale der mit schräg verBifenden oder geneigten Achsen angeordneten Kreisel A und B gezeigt. Die Impulsbreiten-Drehmomenterzeuger-Eingangssignale A, und A₂ vom Kreisel A und B₁ und B₂ vom Kreisel B werden in proportionale Gleichspannungssignale umgewandelt und als entsprechende Eingangs Signa le A₁', A₂', B₁', B₂' Operationsverstärkern 55, 56 bzw. 57, 58 zugeführt. Die dem Kreisel A zugeordneten Eingangssignale A.' und A₂' werden dem Verstärker 45 derart zugeführt, daß diese Signale addiert werden, wie dies dargestellt ist, während sie dem Verstärker 56 derart zugeführt werden, daß diese Signale subtrahiert werden. Daher sind die Signalausgänge der Verstärker 55 und 56 proportional zu den Größen ^Al + ^A2 bzw. ^A2 - ^Al.

1,41 1,41

In ähnlicher Weise werden die dem Kreisel B zugeordneten Eingangssignale B₁' und B₂' Verstärkern 57 und 58 derart zugeführt, daß die Signalausgänge 62, 63 proportional zu B₁J + B₂ B₂ - B₁

^bzw·

^bzw·

Daher ist nach geeigneter Maßstabsbildung oder Skalierung, die auf Grund der vorstehenden Gleichungen erforderlich ist, das Ausgangssignal an einer Leitung 64 proportional zur Gier-Drehgeschwindigkeit r während das Ausgangssignal an einer Leitung 65 zur Nick-Drehgeschwindigkeit q proportional ist. Well die Signale an den Leitungen 60 und 62 entsprechend der vorstehenden Gleichung (2) redundante Messungen der Querneigungs-Drehgeschwindigkeit ρ des Luftfahrzeuges sind, können diese beiden Signale nach einer geeigneten Skalierung beispielsweise bei 66 einer Mittelwertbildung unterworfen werden,

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um ein genaueres Maß der Querneigungs-Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges an einer Ausgangsleitung 6j zu liefern. Diese Signale können beispielsweise dem Luftfahrzeug-Stabilitätsvergrößerungssystem zu Kurzzeit-Luftfahrzeugstabilisierungszwecken zugeführt werden. Das redundante Maß der Querneigungs-Drehgeschwindigkeit an den Leitungen 60 und wird einem Operationsverstärker 68 derart zugeführt, daß dessen Ausgang an einer Leitung 69 proportional zur Differenz zwischen diesen Signalen ist. Dieses Differenzsignal wird einer Filter- und Differenzdetektorschaltung 70 zugeführt, der eine Bezugsvorspannung zugeführt wird, die die Konstante F in der Gleichung (5) darstellt, das Filter kann ein einfaches Verzögerungsfilter sein oder digitale Kaiman-Techniken in Abhängigkeit von den Systemforderungen verwenden. Wenn daher das Differenzsignal den Schwellwert überschreitet, wird einWarnsignal an einer Leitung 7I geliefert, was eine Fehlfunktion den Kreiseln A und/oder B anzeigt.

Wie dies bereits erwähnt wurde, ist die IM-Einheit des beschriebenen Systems zur Verwendung in einem starr befestigten Fluglagen- und Steuerkurs-Bezugssystem ausgelegt und ein Gesamtblockschaltbild dieses Systems ist in Fig. 7 gezeigt. Wie aus dieser Fig. 7 zu erkennen ist, umfaßt das Gesamtsystem die IMU-Einheit 100 mit den Kreiseln I5, 16 und den Beschleunigungsmessern 17i 18, 19, den Reehnerabschnitt 102, der in funktioneller Blockschaltbildform dargestellt ist, eine magnetische Bezugssignalquelle in Form der Magnetfeldsonde 80 zur Lieferung eines kreiselstabilisierten magnetischen Steuerkurs-Systemausgangssignals und eine Luftfahrzeuggeschwindigkeits-Eingangssignalquelle 81 von dem Flugdatenrechner (der ein Bezugs-Geschwindigkeitsausgangssignal proportional zur Fluggeschwindigkeit liefert) oder ein Dopplerradar 81 zur Lieferung eines Bezugs-Geschwindigkeitsausgangssignals, das proportional zur Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges über Grund ist, wobei die Geschwindigkeitseingangssignale zusammen

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mit den Beschleunigungsmesser-Ausgangssignalen vorgesehen sind, um eine Schuler-abgestimmte Aufrichtsteuerung oder eine Aufrichtsteuerung dritter Ordnung für das Pluglagenbezugssystem zu schaffen.

Es ist zu erkennen, daß die Lösung der Aufrichtgleichungen und die Lösung der Luftfahrzeug-Lagengleichungen unter Verwendung von Digitaltechniken durchgeführt werden kann, wobei diese Lösungen für den Fachmann auf dem Gebiet der starr befestigten Trägheitssysteme gut bekannt sind, so daß lediglich eine kurze Beschreibung des Gesamtsystems nach Fig. 7 erforderlieh scheint.

Die Kreisel I5 und 16 weisen eine sehr geringe Driftrate von weniger als O,25°/Stunde auf, was zur Erzielung einer hohen Vertikalstellungs-Genauigkeit beiträgt und was eine Unempfindlichkeit gegenüber dynamischen Manövern des Luftfahrzeuges ergibt, so daß eine Schuler-abgestimmte Aufrichtschleife oder Aufrichtschleife dritter Ordnung unter Verwendung einer eine sehr niedrige Verstärkung aufweisenden Geschwindigkeitsdämpfung und Werterneuerungskorrektur verwendet werden kann. Der Berechnungsrahmen ist grundsätzlich trägheits-raumstabilisiert, so daß magnetische Steuerkurs-Eingangssignale sowie magnetische Variations- und Breitengradeingangssignale in den Aufrichtschleifen nicht benötigt werden. Die Kreisel-Drehgeschwindigkeiten, die um die in Fig. 2 gezeigten schräg verlaufenden Achsen gemessen werden, werden unter Verwendung der Präzisbns-Impulsbreitenmodulationstechnik oder der Spannungs-/Frequenzkonvertertechnik gemäß den oben erwähnten US-Patentschriften gewonnen und dem Rechner über Leitungen 85 zugeführt. Die Drehgeschwindigkeitsdaten werden unter Verwendung einer Schrägwinkel-Steuerungs- und Skalierroutine 86, die die äquivalente Funktion der Berechnungen nach Fig. 6 durchführt, In die Luftfahrzeug-Querneigungs-, Nick- und Gier-Drehgeschwind lgkeiten umgeformt. Irgendwelche Fehlausrlch-

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tungen oder fehlende Orthogonalitäten zwischen den Kreiselbezugsachsen können ebenfalls In dieser Vorrichtung anhand von gespeicherten Konstanten In den elektronischen Schaltungseinrichtungen 49 (Fig· 1) der IM-Einrichtung berechnet werden.

Fahrzeugbeschleunigungen werden durch die A-, A- und Αχ ζ y

Beschleunigungsmesser gemessen und dem Koordinatentransformationsrechner 87 zugeführt. Es Ist zu erkennen, daß die Ausgänge der Kreisel und der Beschleunigungsmesser direkt als Eingänge für andere Luftfahrzeugsysteme verwendet werden können. Beispielsweise kann ein automatisches Stabilitätserhöhungs-System (SAS) die Zellenachsen-Drehgeschwindigkeitsdaten als primäre EingangsSignaIe verwenden, während die Zellenachsen-Beschleunigung für das Stabilltätserhöhungssystem, für das automatische Flugsteuersystem, für ein Schub-Steuersystem, für Flugdatensysteme, für Überziehwarnsysteme und ähnliches verwendet werden können.

Der Koordlnatentransforinations- und Integrationsrechner 88 transformiert und Integriert Zellen-Drehgeschwindigkeiten (Nick-, Querneigungs- und Gierdrehgeschwindigkeiten), um eine Vier-Element-Quarternlon-Darstellung der Luftfahrzeuglage und des Steuerkurses zu gewinnen. Die mathematische Behandlung des Quarternions ist in der Literatur gut beschrieben und der Fachmann erkennt den Wert dieser Lösung. Das Vier-Element-Quarternion wird In einem Rechnerblock 89 In Richtungs-Cosinus-Elemente umgewandelt. Diese Richtungs-Cosinus -Elemente werden in üblicher Weise verwendet, um die Richtungs-Cosinus-Matrix in dem Rechner 87 und die Inverse Richtungs-Cosinus-Matrix in einem weiteren Rechner 90 zu bilden. Die Euler-WInkel (Nick-, Querneigungs- und Gierlage oder freier Steuerkurs) werden aus den Richtungs-Cosinus-Elementen in einem Block 9I berechnet. In der Praxis muß diese Berechnungsfolge, nämlich Schrägwinkel-Fehlausrichtung, Quarternion-Berechnung, Richtungs-Cosinus-Element-Berechnung und Euler-Winkel-Ableitung mehrere Male pro Sekunde durchge-

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führt werden, um die gewünschten Genauigkeiten zu erzielen. Bei einer gerätemäßigen Ausführung für ein Fluglagen-Steuerkursbezugssystem wäre ein Wert von 25 bis 100 Berechnungen pro Sekunde geeignet.

Die Aufrichtberechnung (eine übliche gedämpfte Schuler-Mechanisierung) wird in einem horizontal-azimut-stabilisierten Koordinatenrahmen durchgeführt. Daher müssen alle Eingangsdaten (Fahrzeugbeschleunigung und Geschwindigkeit) in diesen Koordinatenrahmen transformiert werden, bevor die Aufrichtberechnung durchgeführt wird. Diese Transformation wird in üblicher Welse in dem Rechner 87 durchgeführt. Der Aufrichtberechnungsblock 92 verwendet eine geschwindigkeitsgedämpfte Schuler-Schleife, wie sie in ähnlicher Weise seit vielen Jahren verwendet wird. Der Fachmann kann erkennen, daß diese Berechnung im wesentlichen identisch zur Berechnung in bekannten Systemen ist, die in Kardanrahmen gelagerte Meßfühler verwenden und die in weitem Umfang in Luftfahrzeugen und Schiffen verwendet wurden. Das Ausgangssignal der Aufrichtberechnung ist ein Präzessions- oder Drehbefehl für den Berechnungskoordinatenrahmen. Dieser Befehl wird mit den Zellendrehgeschwind igkeitsausgängen der Schrägwinkel-ZFehlausrichtungssteuerung 86 summiert und in dem Koordinatentransformations- und Integrationsberechnungsblock 88 integriert. Bevor diese Summierung durchgeführt werden kann; müssen die Drehbefehle von einem Erdachsen-Koordinatenrahmen in den Zellenachsen-Koordinatenrahmen transformiert werden, weil die Transformations- und Integrations-Berechnung lediglich Eingangssignale in dem Zellenachsenrahmen akzeptieren kann. Andere Ausgänge der Aufrichtberechnung sind beispielsweise die Horizonta!geschwindigkeit, die in einem Navigations- oder Flugregelsystem verwendet werden kann.

Der magnetische Steuerkursausdruck, der heute in Luftfahrzeugen verwendet wird, stellt eine Mischung des Trägheitssteuerkurses,

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der von einem Kurskreisel gewonnen wird, und eines magnetischen Steuerkurses dar, der durch einen Erdmagnetfeld-Meßfühler oder eine Magnetfeldsonde gemessen wird, wie sie beispielsweise in der deutschen Offenlegungsschrift 20 62 616 beschrieben ist. Der Nachführprogrammblock 93 liefert diese Mischung durch die Verwendung eines Algorithmus, der ein komplementäres Filter bildet. In diesem komplementären Filter wird der magnetische Steuerkurs als Langzeit-Niederfrequenz-Bezugswert verwendet während der Trägheitssteuerkursausdruck als Hochfrequenzeingang verwendet wird.

Zusammenfassend ist festzustellen, daß erfindungsgemäß ein Filuglagen- und Stem erkursbezugssystem für Luftfahrzeuge geschaffen wird, das einen Satz von zwei jeweils zwei Freiheitsgrade aufweisenden Drehgeschwindigkeitskreiseln 15, l6tnd drei Linearbeschleunigungsmesser I7, 18, I9 aufweist, die in einem einzigen Modul 100 zusammengebaut sind, das in einer einzigen elektronischen Steuereinheit des Luftfahrzeuges befestigt werden kann, wobei diese Einheit ein starr befestigtes Fluglagen- und Steuerkursbezugssystem bildet. Das Basistragteil 20 des Moduls bildet eine gemeinsame mit Keilnuten versehene Halterung für die beiden vorgeeichten Kreisel 15* 16 und die drei Beschleunigungsmesser I7, 18, I9 in sehr enger mechanischer und thermischer Anordnung,. Die beiden Kreisel I5, 16 sind derart in dem Basistragteil 20 angeordnet und dieses Basistragteil 20 ist derart in dem Luftfahrzeug angeordnet, daß die Spin-Achse eines Kreisels parallel zur Z-Achse des Luftfahrzeuges angeordnet ist, während die des anderen Kreisels parallel zur Y-Achse des Luftfahrzeuges angeordnet ist, während die Kreiselabgriff und Drehmomenterzeuger (Eingangs- bzw. Ausgangsachsen) unter einem Schrägwinkel von 45° versetzt oder verdreht um die Spin-Achsen an derartigen Positionen angeordnet sind, daß die Eingangs- und Ausgangsachsen entlang der Schräghöhen eines geraden kreisförmigen Kegels mit einem Halbwinkel von 45° liegen. Die

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Achse dieses Kegels verläuft entlang der »Achse des Luftfahrzeuges. Auf diese Weise ergibt ein einziges Modul eine stark vereinfachte Drehgeschwindigkeitsmessung um die ■Hauptachsen des Luftfahrzeuges und es ergibt sich gleichzeitig eine entsprechend vereinfachte Fehlererkennung für die Drehgeschwind Igkeitsmeßfühler.

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e e r s e

Claims

Patentanwäite Dipi.-Ing. Curt Wallach Dipl.-Ing. Günther Koch Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach Dipl.-Ing. Rainer Feldkamp

D-8000 München 2 ■ Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 24 02 75 · Telex 5 29 513 wakai d

Datum: 18 . Mal 1979

Unser Zeichen: 16 616 - Fk/Ne

Patentansprüche :

•ι 1 .J Vereinigtes starr befestigtes Fluglagen- und Steuerkurs- ^^ Bezugssystem für ein Luftfahrzeug mit ersten, zweiten und dritten Haupt-Drehachsen, dadurch gekennzeich net, daß das System folgende Bauteile aufweist:

a) ein Trägheitsbezugs-Baugruppenmodul (100) mit

i) einem Basistragteil (20) mit zumindest ersten (20*y) und zweiten(20 z) zueinander orthogonalen Bezugsoberflächen, das in dem System derart befestigbar ist, daß die Oberflächen in ersten und zweiten orthogonalen Ebenen senkrecht jeweils zu den ersten und zweiten Luftfahrzeug-Hauptachsen angeordnet sind,

ii) mit ersten und zweiten zwei Freiheitsgrade aufweisenden Ratenkreiseln (I5, 16), die jeweils ein Gehäuse mit einem Rotor (1) und einem Motor (5) zum Antrieb des Rotors (1) um eine Spin-Achse sowie Abgriff- und Drehmomenterzeugereinrichtungen (6, 7; 8, 9), die mit dem Rotor (1) zusammenwirken und zwei zueinander senkrechte Eingangsachsen senkrecht zur Spin-Achse und Einrichtungen (11, 12) einschließen, die auf die Abgriff-

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einrichtungen (6, 7) ansprechen und zwei Ausgangssignale jeweils proportional zu den Drehgeschwindigkeiten des Luftfahrzeuges um die beiden Eingangsachsen liefern,

ill) mit Einrichtungen (21, 21'j 26, 27) zur Ausrichtung und Befestigung der ersten und zweiten Kreiselgehäuse gegenüber den ersten und zweiten Bezugsoberflächen (20*y, 20z) des Basistragteils derart, daß die Spin-Achsen jeweils senkrecht hierzu stehen und parallel zu den ersten und zweiten Luftfahrzeugachsen verlaufen und ihre Eingangsachsen jeweils um einen Winkel in der Größenordnung von 45° gegenüber der dritten Luftfahrzeug-Hauptachse schräg verlaufen, so daß die Kreiseleingangsachsen parallel zur Schräghöhe eines Kegels mit einem Halbwinkel in der Größenordnung von 45° verlaufen, daß die Achse des Kegels parallel zur dritten Luftfahrzeugachse verläuft, daß die Differenz zwischen den Ausgangssignalen des ersten Kreisels den Komponenten der Luftfahrzeugdrehgeschwindigkeiten um eine der ersten und zweiten Achsen entspricht, während die Differenz zwischen den Ausgangssignalen des zweiten Kreisels den Komponenten der Luftfahrzeug-Drehgeschwindigkeiten um die andere der ersten und zweiten Achsen entspricht und daß die Ausgangssignalkomponenten beider Kreisel (15, 16) den Luftfahrzeugdrehgeschwindigkeiten um die dritte Achse entsprechen, wobei dt4 letztgenannten Signalkomponenten normalerweise gleich sind,

und

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b) auf alle diese Ausgangssignale ansprechende Rechner einrichtung en (102) zur Lieferung von Steuersignalen proportional zu den Luftfahrzeug-Drehgeschwindigkeiten um die ersten, zweiten und dritten Luftfahrzeugachsen.

2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Basistragte11 (20) weiterhin

a) dritte (2Oy) und vierte Bezugsoberflächen parallel zur ersten bzw. zweiten Bezugsoberfläche (20'y, 20z),

b) eine fünfte Bezugsoberfläche (2Ox), die jeweils zu den ersten und zweiten Bezugsoberflächen (20'y, 20z) senkrecht verläuft, so daß die fünfte Bezugsoberfläche (2Ox) senkrecht zur dritten luftfahrzeugachse verläuft, und

c) erste, zweite und dritte Beschleunigungsmeßeinrichtungen (17, 19, 18) einschließt, die Gehäuse aufweisen, die mit den dritten, vierten und fünften Bezugsoberflächen ausgerichtet und an diesen befestigt sind, um Signale zu liefern, die proportional zu den Luftfahrzeugbeschleunigungen entlang jeder der Luftfahrzeughauptachsen sind.

5· System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechnereinrichtungen (102) folgende Baugruppen aufweisen:

a) auf die Ausgangssignale des ersten Kreisels (I5) ansprechende Einrichtungen (56) zur Lieferung eines Signals, das der Differenz zwischen diesen Signalen entspricht, und Skallereinrichtungen zur Modifikation der Amplitude dieser Signale entsprechend dem Schrägwinkel, so daß ein resultierendes Signal proportional zur Luftfahrzeugdrehgeschwindigkeit um die erste Luftfahrzeugachse geliefert wird,

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b) auf die Ausgangasignale des zweiten Kreisels (16) ansprechende Einrichtungen (58) zur Lieferung eines der Differenz zwischen diesen Signalen entsprechenden Signals und Skaliereinrichtungen, die auf das Differenzsignal ansprechen, um dessen Amplitude entsprechend des Schrägwinkels zu modifizieren, so daß ein resultierendes Signal geliefert wird, das proportional zur Luftfahrzeug-Drehgeschwindigkeit um die zweiten Luftfahrzeugachse ist,

c) auf die Ausgangssignale des ersten bzw. zweiten Kreisels (I5, 16) ansprechende Einrichtungen (55, 57) zur Lieferung erster und zweiter Signale, die jeweils der Summe dieser Signale entsprechen, Skaliereinrichtungen, die auf jedes der Summensignale ansprechen, um deren Amplituden entsprechend des Schrägwinkels zu modifizieren, so daß zwei resultierende Signale proportional zu den Luftfahrzeug-Drehgeschwindigkeiten um die dritte Luftfahrzeugachse geliefert werden, und Einrichtungen (66) zur Bildung eines Mittelwertes der beiden resultierenden Signale.

4. Sy-s tem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten, zweiten und dritten Luftfahreeugachsen den Nick-, Gier- bzw. Querneigungsachsen entsprechen,

5. System nach Anspruch 3* dadurch gekennzeichnet, daß die ersten, zweiten und dritten Luftfahrzeugachsen den Nick-, Querneigungs- bzw. Gierachsen des Luftfahrzeuges entsprechen.

6. System nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten, zweiten und dritten Luftfahrzeugachsen den Querneigungs-, Gier- bzw. Nickachsen des Luftfahrzeuges entsprechen.

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7. System nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch auf die beiden Summensignale ansprechende Einrichtungen (68) zur Lieferung eines weiteren Signals proportional zur Differenz zwischen diesen Signalen und Überwachungseinrichtungen (70) , die auf das Differenzsignal ansprechende Filtereinrichtungen zur Lieferung eines Fehlfunktionssignals einschließen, wenn der Wert dieses Differenzsignals einen vorgegebenen Wert überschreitet.

8. Systsnnach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Trägheitsbezugsbaugruppe weiterhin eine Ausrichtoberflache (45^! und 41) jeweils an den Kreisel- und Beschleunigungsmessergehäusen aufweist, auf die die Meßachsen ,jeweils geeicht sind, und daß entsprechende Ausrichtoberflachen (21* und 42) an jeder der Basistragteil-Bezugsoberflächen ausgebildet sind, um die Kreisel- und Beschleunigungsmesser-Bezugsoberflachen damit auszurichten, so daß die Meßachsen mit den Luftfahrzeugachsen ausgerichtet sind und die Notwendigkeit einer Neueichung der gesamten Trägheitsbezugs-Baugruppe entfällt.

9. System nach Anspruch 8, dadurch gekennzeic h -

n e t , daß die Kreiselgehäuse- und Basistragteil-Ausrichtoberflächen jeweils

a) einen Befestigungsflansch (45) an dem Kreiselgehäuse mit zumindest einer langgestreckten Oberfläche (45*), auf die die Abgriff- und Drehmomentgebereinrichtungen geeicht sind, und

b) einen langgestreckten bahnförmlgen Flansch einschließen, der gegenüber der Bezugsoberfläche des Bas istragte ils erhaben ausgebildet ist und den Kreisel-Befestigungsflansch während der Montage des Kreisels an der Bezugsoberfläche dieses Basistragteils führt.

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10. System nach Anspruch 8 oder 9> gekennzeichnet durch ein jedem der Kreisel zugeordnetes Elektronikmodul mit diesem Kreisel in eindeutiger Weise zugeordneten Eichcharakteristiken, einen Kabelbaum, der zwischen dem Kreisel und dem Elektronikmodul eingeschaltet ist, Steckereinrichtungen (2^), die mit dem Kabelbaum verbunden sind, wobei das Modul, der Kreisel, der Kabelbaum und die Steckereln*- richtungen eine Unterbaugruppe bilden, und Aufnahmeeinrichtungen (49') an an dem Basistragteil (20) zur Aufnahme der Steckereinrichtungen

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