DE2920194C2

DE2920194C2 -

Info

Publication number: DE2920194C2
Application number: DE2920194A
Authority: DE
Inventors: Damon Harlon Duncan; Martin Stanley Phoenix Ariz. Us Klemes
Original assignee: Sperry Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1978-05-18
Filing date: 1979-05-18
Publication date: 1988-07-14
Also published as: GB2021264A; US4212443A; JPS551295A; IT1164686B; DE2920194A1; FR2426244B1; IT7949073A0; CA1113071A; FR2426244A1; GB2021264B

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine starr befestigte Fluglagen- und Steuerkurs-Bezugssystemeinheit der im Oberbegriff des Anspruchs 1 genannten Art.

Ein einen Freiheitsgrad aufweisender Differenzier-Kreisel (SDF) ist ein Meßfühler, bei dem eine Masse gegenüber einem Fahrzeug so befestigt ist, daß Fahrzeug-Drehgeschwindigkeiten um lediglich eine Achse festgestellt werden können. Ein zwei Freiheitsgrade aufweisender Differenzierkreisel (TDF) ist ein Meßfühler, bei dem eine rotierende Masse gegenüber einem Fahrzeug so befestigt ist, daß der Meßfühler Fahrzeugdrehgeschwindigkeiten um zwei zueinander senkrechte Achsen feststellen kann. Ein typischer zwei Freiheitsgrade aufweisender Differenzier-Kreisel ist in der DE-OS 20 24 593 beschrieben, wobei zu beachten ist, daß die vorstehend angegebenen Freiheitsgrade ohne Berechnung der Spin-Achse des Kreisels angegeben sind.

Es sind Trägheitsbezugssysteme bekannt, die eine Vielzahl von Differenzier- Kreiseln mit ein oder zwei Freiheitsgraden verwenden, die starr mit der Fahrzeugzelle verbunden sind, um Fahrzeug-Drehgeschwindigkeiten um die Koordinatenachsen des Fahrzeugs zu messen, und die in Kombination mit Beschleunigungs- und Richtungsmeßfühlern sowie Rechnereinrichtungen verwendet werden, um die Fahrzeugbeschleunigung, die Drehgeschwindigkeit und die Bewegung relativ zu erdfesten oder anderen Koordinatenachsen zu berechnen. Derartige Trägheitssysteme wurden in großem Ausmaß bei Raketen und Raumfahrzeugen verwendet. Die Verwendung derartiger Trägheitsbezugssysteme in Geschäfts- und Linienflugzeugen war bisher aus wirtschaftlichen Gründen nicht möglich, so daß die herkömmlichen, durch Kardanrahmen isolierten Kreiselgeräte und Kreiselplattformen verwendet wurden, um eine direkte Messung der Luftfahrzeuglage gegenüber den Erdachsen zu erzielen. Starr befestigte Kreiselsysteme werden jedoch nunmehr aus Gewichts-, Zuverlässigkeits-, Wartungs- und Kostengründen vom Standpunkt des Besitzers her möglich, weil kleine, hochgenaue und relativ preisgünstige Zweiachsen-Differenzier-Kreisel und kleine, ein geringes Gewicht aufweisende und dennoch äußerst leistungsfähige Digitalrechner zur Durchführung der Berechnungen entwickelt wurden, die für die Koordinatentransformation, die Integration, die Kreiseldrift oder Aufrichtberechnungen sowie für die Fehlererkennungs-Isolation und die Umwandlungsberechnungen erforderlich sind.

Es sind Trägheitsbezugssysteme unter Verwendung von drei und mehr einen oder zwei Freiheitsgrade aufweisenden Differenzier-Kreiseln bekannt (US-PS 34 92 465 und 34 63 909), bei denen die Meßachsen der Differenzier- Kreisel unter einem Winkel zueinander ausgerichtet sind und die einzelnen Kreisel mit erheblichem Abstand voneinander angeordnet sind. Die Anordnung dieser Differenzier-Kreisel in einer Luftfahrzeugzelle ist damit nur schwer mit ausreichender Genauigkeit zu erzielen, und weiterhin ist der Raumbedarf sehr groß.

Weiterhin sind Trägheitsbezugssysteme bekannt (DE-OS 25 23 056), bei denen drei Kreiselplattformen in erheblichem Abstand voneinander angeordnet sind, wobei jede Plattform zwei Trägheitsfühler aufweist. Auch hierbei ergibt sich einerseits ein relativ großer Aufwand und andererseits ein erheblicher Raumbedarf.

Schließlich ist eine Bezugssystemeinheit der eingangs genannten Art bekannt (US-PS 34 89 004), bei der die einzelnen Differenzier-Kreisel an einem gemeinsamen Basis-Tragteil befestigt sind, so daß sich eine relativ kompakte Einheit ergibt. Auch hierbei sind jedoch mindestens drei, vorzugsweise jedoch vier jeweils eine Meßachse aufweisende Meßfühler erforderlich, um eine Feststellung eines Ausfalls oder eines Fehlers in einem der Kreisel zu ermöglichen.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine einfach und kompakt aufgebaute Steuerkurs-Bezugssystemeinheit der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 genannten Art zu schaffen, die auf Grund der einfachen Auswerteschaltungen direkt mit den zugehörigen Elektronikbauteilen vereinigt und als austauschbare Einheit in einem Luftfahrzeug angeordnet werden kann.

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale gelöst.

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Durch die erfindungsgemäße Ausgestaltung der Bezugssystemeinheit kann diese mit ihrem Gehäuse als zentriert geführte Einschubeinheit in Luftfahrzeugen angeordnet werden, wobei alle aktiven Bauteile mit Ausnahme der Rechnereinrichtungen auf einem Basistragteil angeordnet sind, das auswechselbar und unter exakter Führung in dem Gehäuse angeordnet ist. Wenn der Austausch beispielsweise eines Kreisels erforderlich ist, so kann dieser mit seiner zugehörigen Elektronik ausgewechselt werden, ohne daß eine Neueichung erforderlich ist. Durch diese Ausgestaltung der Bezugssystemeinheit ist es möglich, derartige Einheiten auch für Anwendungen einzusetzen, in denen die Wirtschaftlichkeit und die Wartungsmöglichkeiten eine große Rolle spielen.

Da lediglich zwei Differenzier-Kreisel mit jeweils zwei Eingangsachsen erforderlich sind, ergibt sich ein sehr kompakter Aufbau, wobei aufgrund der Anordnung der beiden Eingangsachsen jedes Kreisels unter einem Schrägwinkel von im wesentlichen 45 Grad einerseits die Messung der Drehgeschwindigkeiten um sämtliche Hauptachsen und andererseits die Überwachung der gesamten Bezugssystemeinheit auf Fehler in den Kreiseln unter Verwendung sehr einfach aufgebauter Auswerteschaltungen möglich ist.

Die erfindungsgemäße Bezugssystemeinheit weist weiterhin vorzugsweie drei Beschleunigungsmesser auf, die in Verbindung mit Bezugsquellen für den magnetischen Steuerkurs und die Fluggeschwindigkeit, wie sie normalerweise an Bord eines Luftfahrzeugs zur Verfügung 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. Aufgrund des Schrägwinkels der Meßachsen der Differenzier- Kreisel bildet das Bezugssystem weiterhin ein ausfallpassives Kreiselbezugssystem.

Damit bilden gemäß einer bevorzugten Ausführungsform die beiden Differenzier-Kreisel und drei Beschleunigungsmesser in sehr eng beieinanderliegender Anordnung eine einzige Bezugssystemeinheit, die zusammen mit einem Digitalrechner in einer einzigen Baugruppe angeordnet werden kann, um ein ausfallsicheres, starr befestigtes Fluglagen- und Steuerkursbezugssystem zu bilden, das passiv ausfallsicher ist. Zwei derartige Bezugssystemeinheiten können daher einen Betrieb selbst bei Ausfällen ermöglichen, wobei die beiden Bezugssystemeinheiten vollständig identisch zueinander und gegeneinander austauschbar sind, 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 Bezugssystemeinheit sind die Differenzier- Kreisel so gegenüber dem Basistragteil und gegenüber den Hauptachsen des Luftfahrzeugs ausgerichtet, daß ihre Eingangs- oder Meßachsen auf der Oberfläche eines Kegels mit einem Halbwinkel von 45 Grad liegen, wobei die Achse dieses Kegels auf der Längs- oder Querneigungsachse des Luftfahrzeugs liegt, während die durch die Eingangsachsen jedes Kreisels definierte Ebene in den seitlichen und vertikalen Ebenen des Luftfahrzeugs liegt, das heißt, die Spin-Achsen der Kreisel sind unter rechten Winkeln zueinander angeordnet und verlaufen parallel zur vertikalen Achse (Gierachse) bzw. zur Querachse (Nickachse) des Luftfahrzeugs. Bei dieser Ausrichtung einer einzelnen Bezugssystemeinheit ist jeder Kreisel gleichen Komponenten der Querneigungsgeschwindigkeit ausgesetzt, so daß sich im Normalbetrieb identische Meßwerte dieser Querneigungsgeschwindigkeitskomponenten ergeben, während die Differenz zwischen den Drehgeschwindigkeitsmeßwerten eines Kreisels proportional zur Gierdrehgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs ist und die Differenz zwischen den Drehgeschwindigkeitsmeßwerten des anderen Kreisels proportional zur Nickgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs ist. Diese Anordnung führt zu einer sehr einfachen Drehgeschwindigkeitsmeßmatrix, aus der Querneigungs-, Nick- und Giergeschwindigkeiten des Luftfahrzeugs sehr einfach bestimmt werden können. Von noch größerer Bedeutung ist hierbei, daß sich eine stark vereinfachte Paritäts- oder Fehlererkennungsgleichung ergibt. Bei einer anderen Ausführungsform kann die Achse des Kegels so ausgerichtet werden, daß sie entlang der Querachse oder Nickachse des Luftfahrzeugs oder entlang der Vertikalachse oder Gierachse des Luftfahrzeugs verläuft, wobei die letztere Ausrichtung sehr stark die Gierdämpfungssystem-Redundanz des Luftfahrzeugs verbessert und die Steuerkursgenauigkeit dadurch verbessert wird, daß die Antwortsignale der beiden Kreisel auf eine Gierbewegung gemittelt werden. Die Einfachheit der Meß- und Paritätsgleichungen bleibt hierbei erhalten.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden anhand der Zeichnung näher erläutert. In der Zeichnung zeigt

Fig. 1 eine perspektivische Ansicht einer Ausführungsform einer einzigen Bezugssystemeinheit, wobei schematisch dargestellt ist, wie eine derartige Einheit in einem einzigen Gehäuse für zwei wahlweise Ausrichtungen gegenüber den Hauptachsen des Luftfahrzeugs eingebaut werden kann,

Fig. 2 eine ähnliche schematische Darstellung der Ausrichtung der beiden Differenzier-Kreisel sowie der drei Beschleunigungsmesser, die eine Bezugssystemeinheit nach Fig. 1 bilden, wobei gleichzeitig eine schematische Darstellung der konischen Ausrichtung jeder Kreiseleingangsachse gegenüber der Längsachse (Querneigungsachse) X, der Querachse (Nickachse) Y und der Vertikalachse (Gierachse) Z des Luftfahrzeugs dargestellt ist und schematisch eine zweite Bezugssystemeinheit angedeutet ist, die einen ausfallsicheren Betrieb ermöglicht,

Fig. 2a eine Ansicht, die eine alternative Ausrichtung des "Meß"-Kegels gegenüber den Luftfahrzeugachsen zeigt,

Fig. 3 eine auseinandergezogene Ansicht einer Ausführungsform der Bezugssystemeinheit, aus der die Festlegung der Relativlagen für die vorgeeichten Meßfühler erkennbar ist,

Fig. 4 eine schematische Darstellung einer Ausführungsform eines typischen, zwei Freiheitsgrade aufweisenden Differenzier-Kreisels, dessen Eingangsachsen in der X-Z-Ebene des Luftfahrzeugs liegen, jedoch um 45° gegenüber der Y-Achse des Luftfahrzeugs schräg verlaufen,

Fig. 5 eine schematische Darstellung einer Ausführungsform eines einen weiten linearen Bereich aufweisenden Beschleunigungsmessers vom Flüssigkeitspegeltyp,

Fig. 6 ein vereinfachtes Schaltbild einer Ausführungsform der elektronischen Einrichtung, die auf die Ausgangssignale der Kreisel einer Bezugssystemeinheit anspricht, um die Drehgeschwindigkeitsmeßfunktionen und die Ausfallüberwachungsfunktionen zu erzielen,

Fig. 7 ein vereinfachtes Schaltbild einer Ausführungsform des gesamten starr befestigten Fluglagen- und Steuerkurssystems.

In Fig. 1 ist eine Ausführungsform einer Bezugssystemeinheit gezeigt, die im folgenden auch als Trägheitseinheit der IMU-Einheit 100 bezeichnet wird. Diese IMU-Einheit ist schematisch in der bevorzugten Ausrichtung gegenüber den Haupt-Drehachsen X, Y und Z des Luftfahrzeugs dargestellt. Weiterhin ist schematisch die Ausführungsform des vollständigen, starr befestigten Fluglagen- und Steuerkursbezugssystems dargestellt, das die IMU-Einheit und einen Digitalrechner umfaßt, die in einem starren, nicht verformbaren Chassis angeordnet sind, 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 Längsachsen- oder 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 entlang der 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 Spin-Achse) aufweisenden Differenzier-Meßkreisels dargestellt, dessen genaue Konstruktion in der deutschen Offenlegungsschrift 20 24 593 angegeben ist. Die Ausrichtung der verschiedenen Achsen des Kreisels nach Fig. 4 entspricht der Ausrichtung des Kreisels A nach den Fig. 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 3 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-Winkelgeschwindigkeit ergibt. Die Antriebswelle 2 stellt eine Verlängerung des Rotors eines Antriebsmotors 5 dar, der gegenüber dem Luftfahrzeug fest gehaltert ist 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 zu Spin-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 Spin-Achse kippbar ist, kann der Rotor Drehungen um zwei Eingangsachsen unter rechten Winkeln zueinander feststellen, die beide senkrecht zur Spin-Achse verlaufen. Bei den starr befestigten Kreiseln des hier beschriebenen Systems wird der Rotor dadurch an einer tatsächlichen Bewegung aus seiner Nullstellung heraus gehindert, daß 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 Weise präzediert, daß die ursprüngliche Auslenkung auf 0 verringert wird. Daher wird der Kreisel zu einem Drehgeschwindigkeitsmeßfühler und der Drehmomentgeber-Strom ist ein Maß dieser Drehgeschwindigkeit.

Wie dies schematisch in Fig. 4 dargestellt ist, wird die Kreiselauslenkung in Abhängigkeit von Drehungen des Luftfahrzeugs 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. 4 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 Luftfahrzeugs 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 9 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 Luftfahrzeugs.

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 12 eine hohe Verstärkung aufweisen muß, um das gewünschte Ansprechverhalten auf die Drehgeschwindigkeitseigenschaften des Luftfahrzeugs zu erzielen, weisen diese Schleifen gleichermaßen 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- Abgriffsignale kombiniert und über Zeitfunktionsnetzwerke geformt. Beispielsweise wird der Drehmomenterzeuger 9 mit einem Strom angesteuert, der von dem direkten Abgriff 7 über eine Voreilungsschaltung F₁(S) zur Erzielung einer Änderungsgeschwindigkeitseinwirkung auf den Drehmomenterzeuger 9, von dem Abgriff 6 über einen eine hohe Verstärkung aufweisenden Integrator F₂(S) zur Vermeidung von Abweichungen bei der Frequenz 0 sowie von einer Kombinationsschaltung für die vorstehenden Signalkomponenten abgeleitet, die eine Bandpaßcharakteristik F₃(S) aufweist, um die gewünschte Phasen-/Verstärkungscharakteristik zu erzielen. Der Drehmomenterzeuger 8 wird durch einen Strom angesteuert, der in entsprechender Weise durch gleiche Schaltungen F₁(S), F₂(S) und F₃(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 Impulsbreitenmodulationstechnik abgeleitet. Alternativ kann die den Präzisions-Drehmomenterzeuger-Strom erzeugende Spannung in eine Frequenz umgewandelt werden, die ihrerseits in eine Digitalzählung umgewandelt werden kann.

Weil die Winkelposition der Abgriffe und der Dremomenterzeuger 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 Differenzierkreiselgehäuse gegenüber dem Luftfahrzeug so befestigt ist, daß die Positionen der Abgriff-/Drehmomenterzeuger um 45° gegenüber den Hauptachsen des Luftfahrzeugs, auf die der Rotor anspricht, versetzt sind, sind die resultierenden Signale von dem Kreisel proportional zu 45°-Komponenten der tatsächlichen Luftfahrzeug-Drehgeschwindigkeiten um diese Ache. 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 Basistragteil 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 45° 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 Weise lediglich diese Komponenten zu 0. Eine weitere Möglichkeit zum Beschreiben dieser Abgriff-/Drehmomenterzeuger-Ausrichtung besteht darin, daß der zwei Freiheitsgrade aufweisende Kreisel nach Fig. 3 derart fest mit dem Luftfahrzeug verbunden ist, daß seine Eingangsachsen um 45° gegenüber den X- und Z-Achsen des Luftfahrzeugs versetzt sind, d. h., seine Eingangsachsen sind die Achse A₁ und die Achse A₂ 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 Flüssigkeitsspiegeltyp zur Messung der Luftfahrzeugbeschleunigung entlang der Quer- und Längsachsen (Nick- und Querneigungsachsen) des Luftfahrzeugs verwendet, und diese Messungen werden zur Berechnung der Vertikalen und zur Lieferung von Trägheits-Geschwindigkeitsinformationen für das Aufrichtsystem verwendet. Ein üblicher Kraft-Rückführungs- Beschleunigungsmesser wird zur Messsung von Vertikalachsen- (Gierachsen-)Beschleunigungen verwendet. Die ersteren Beschleunigungsmesser können vom Präzisionstyp sein, wie er beispielsweise in der deutschen Offenlegungsschrift 25 51 798 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 Keramikmaterial, wobei der innere Toroid-Hohlraum zur Hälfte mit einer leitenden Elektrolyt-Lösung gefüllt ist. Entgegengesetzt gerichtete Elektrodenpaare 31, 32 sind so angerodnet, 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. Wie 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 herumgeschaltet, 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 Drehgeschwindigkeits- oder Differenzierkreisels nach Fig. 4 und des kompensierten Toroid-Beschleunigungsmessers nach Fig. 5 wird die Ausrichtung dieser Trägheitskomponenten in dem IMU-Kern im folgenden beschrieben, wobei auf die Fig. 1, 2 und 3 Bezug genommen wird. In Fig. 1 ist eine mechanische bildhafte Darstellung der einzelnen Trägheitsmeßeinheit (IMU) oder des IMU-Moduls eines starr befestigten Fluglagen- und Steuerkurs-Bezugssystems (SDAHRS) gezeigt. Es sei darauf hingewiesen, daß, obwohl das IMU des hier beschriebenen Systems im folgenden anhand eines starr befestigten Fluglagen- und Steuerkurs-Bezugssystems erläutert wird, die hier bei verwendeten Prinzipien auch auf ein starr befestigtes Trägheitsnavigationssystem (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 Differenzier-Kreisel zur Messung von Luftfahrzeug- Drehgeschwindigkeiten um die Hauptachsen dieses Luftfahrzeugs sowie Beschleunigungsmeßfühler zur Lieferung von Langzeit- Fluglagen-(Querneigungs- und Nick-)Bezugsinformationen und zur Lieferung von Trägheitsgeschwindigkeitskomponenten für das Aufrichtsystem. Hilfseingänge werden von Langzeit- Steuerkurs-Bezugseinrichtungen, wie z. B. einem magnetischen Azimutdetektor oder einer Magnetfeldsonde 80 (Fig. 7), und einem Fluggeschwindigkeitseingang, 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 Differenzier-Kreisel die Drehgeschwindigkeiten um die Luftfahrzeugzellenachsen direkt, und diese Meßwerte können über geeignete Summier- und Skaliernetzwerke zur automatischen Stabilisierung des Luftfahrzeugs 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 Luftfahrzeugs, und diese Messungen werden zur Kurzzeit-Luftfahrzeugstabilisierung sowie zur Manöverkoordinierung verwendet, doch werden sie außerdem zusammen mit Luftfahrzeug-Fluggeschwindigkeits- oder Dopplergeschwindigkeitsinformationen primär zur Lieferung einer Langzeit- Vertikalbezugsinformation mit Hilfe einer Rechnerlösung einer Aufrichtschleife zweiter oder dritter Ordnung verwendet, um irgendwelche Drifterscheinungen oder andere Langzeitstörungen der Differenzier-Kreisel zu kompensieren. Die Magnetfeldsonde liefert Langzeit-Steuerkursinformationen in den Magnetsteuerkurs- oder Kreiselmagnet-Steuerkursbetriebsarten des Systems.

Fig. 2 zeigt schematisch lediglich die aktiven Elemente der IM-Einheit (IMU) nach Fig. 1 sowie die Ausrichtung dieser aktiven Elemente gegenüber den Luftfahrzeugachsen. Die aktiven Elemente umfassen zwei identische Kreisel 15 (Kreisel A) und 16 (Kreisel B ) vom Typ mit zwei Freiheitsgraden, die zwei Weitbereichs-Beschleunigungsmesser 17 und 18 vom Toroidtyp 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 20 y und 20 z der IM-Einheit sind zueinander orthogonal und stehen senkrecht zu den Y- und Z- Achsen des Luftfahrzeugs. Die Kreisel 15 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 A₁, A₂ und B₁, B₂ 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 Querneigungs- oder X-Achse des Luftfahrzeugs oder parallel hierzu. Die Eingangsachsen A₁ und A₂ des Kreisels A liegen in einem ersten Vertikalschnitt des Kegels 25′, wobei die hierdurch definierte Ebene in der Vertikalebene des Luftfahrzeugs liegt (oder parallel hierzu ist), die durch die X-Z- Achse definiert ist, wie dies in Fig. 3 gezeigt ist. Die Eingangsachsen B₁ und B₂ des Kreisels B liegen auf einem zweiten Vertikalschnitt des Kreisels, dessen Ebene in der durch die X- und Y-Achsen definierten Horizontalebene des Luftfahrzeugs 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 Fig. 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 15×10×7,5 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 Langzeitbezugsinformation 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-Beschleunigungsmesseroberflächen 20 x und 20 y maschinell derart präzisionsbearbeitet, daß sie senkrecht zueinander stehen, und die Z-Achsen-Beschleunigungsmesseroberfläche 20 z ist derart maschinell präzisionsbearbeitet, daß sie genau senkrecht zu den X- und Y-Bezugsoberflächen steht. Diese Oberflächen 20 x, 20 y und 20 z können als horizontal gerichtete, quer gerichtete bzw. vertikal gerichtete Oberflächen bezeichnet werden, d. h. senkrecht zu den X-, Y- und Z-Achsen des Luftfahrzeugs. Die Keilnutführungen 42 sind parallel zur Oberfläche 20 z eingearbeitet, um eine genaue Winkelausrichtung des Beschleunigungsmessers 30 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 20 y des Y-Achsen-Beschleunigungsmessers ist, während die Innenoberfläche der an die Oberfläche 20′ y angrenzenden Wand 21 maschinell präzisionsbearbeitet ist, so daß sie genau parallel zur Oberfläche 20 x 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 z derart ausgebildet, daß eine sich vertikal erstreckende Seitenwand 21′ verbleibt und die Oberfläche 20 z ist mit Präzision so geschliffen, daß sie senkrecht zu den Oberflächen 20 x und 20 y verläuft. Die Innenoberfläche der Wand 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 Befestigungsobefläche für die elektrischen Steckverbindungen, die bei 23 in Fig. 1 gezeigt wird. In die quer gerichtete Oberfläche 20′ y und in die vertikal gerichtete Oberfläche 20 z sind große Bohrungen 24, 25 zur Aufnahme der Gehäuse des A- bzw. B-Kreisels gebohrt, so daß nach dem Zusammenbau die Spin-Achse des A-Kreisels 15 parallel zur Y-Achse des Luftfahrzeugs verläuft, während die Spin-Achse des B-Kreisels 16 parallel zur Z-Achse des Luftfahrzeugs 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 20 z gebohrt, um den Vertikalbeschleunigungsmesser 19 aufzunehmen, wobei entsprechende Befestigungsbohrungen 29 ebenfalls vorgesehen sind.

Das Basistragteil 20 weist weiterhin zylindrische Gehäuse 35, 36 auf, die sich von dessen Endoberflächen 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 35, 36 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 mit 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 38 (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 Meßachsen der Beschleunigungsmesser mit Präzision gegenüber der IM-Einheit und schließlich gegenüber den X-, Y- und Z-Achsen des Luftfahrzeugs 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 30 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 0 ist. Wenn daher das Halterungsgehäuse 40 in dem zylindrischen Gehäuse 35 der IMU-Einheit, beispielsweise durch geeignete Schraubenbefestigung, eingebaut wird, passen 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 Verlängerungswände 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 0-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, Kabelbäume sowie eine Steckverbindung 49 (Fig. 1) ein, die mit dem Kreisel verbunden sind. Die elektronische gedruckte Schaltungsplatte schließt beispielsweise die Abgriff- Pufferverstärker 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, und die Steckverbindungen 23 sind in entsprechende Buchsen 49′ eingesteckt, die das Verbindungskabel der IM-Einheit und die Steckerverbindung 37 verbinden, wie dies in Fig. 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 Steckverbindungsbaugruppe in einfacher Weise entfernt, worauf ein vorgeeichter Kreisel mit zugehöriger elektronischer Schaltungsplatte als Ersatzteil eingebaut werden kann, ohne daß es erforderlich ist, die gesamte IM-Einheit neu zu eichen.

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 Luftfahrzeugs 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 Querneigungsdrehgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs entspricht, während die Differenz zwischen den von dem A-Kreisel 15 gemessenen Drehgeschwindigkeiten 71% der Gier-Drehgeschwindigkeit beträgt und die Differenz zwischen den von dem B-Kreisel 16 gemessenen Drehgeschwindigkeiten 71% der Nickgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs beträgt. Weiterhin umfaßt die einen Halbwinkel von 45° aufweisende konische Ausrichtung der Kreiseleingangsachsen 71% aller der Eingangsdrehgeschwindigkeiten des Luftfahrzeugs, 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:

darin ist

p = Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs um die Querneigungsachse; q = Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs um die Nickachse; r = Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs um die Gierachse.

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

darin ist 1,41 = 2 cos 45°.

Weil die Summe beider Ausgänge des Kreisels A gleich er 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)

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 verlaufenden oder geneigten Achsen angeordneten Kreisel A und B gezeigt. Die Impulsbreiten-Drehmomenterzeuger-Eingangssignale A₁ und A₂ vom Kreisel A und B₁ und B₂ vom Kreisel B werden in proportionale Gleichspannungssignale umgewandelt und als entsprechende Eingangssignale A₁′, A₂′, B₁′, B₂′ Operationsvertärkern 55, 56 bzw. 57, 58 zugeführt. Die dem Kreisel A zugeordneten Eingangssignale A₁′ 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

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

sind.

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. Weil die Signale an den Leitungen 60 und 62 entsprechend der vorstehenden Gleichung (2) redundante Messungen der Querneigungs- Drehgeschwindigkeit p des Luftfahrzeugs sind, können diese beiden Signale nach einer geeigneten Skalierung beispielsweise bei 66 einer Mittelwertbildung unterworfen werden, um ein genaueres Maß der Querneigungs-Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs an einer Ausgangsleitung 67 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 62 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 Kalman-Techniken in Abhängigkeit von den Systemforderungen verwenden. Wenn daher das Differenzsignal den Schwellwert überschreitet, wird ein Warnsignal an einer Leitung 71 geliefert, was eine Fehlfunktion der Kreisel 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 15, 16 und den Beschleunigungsmessern 17, 18, 19, den Rechnerabschnitt 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 Luftfahrzeugs über Grund ist, wobei die Geschwindigkeitseingangssignale zusammen mit den Beschleunigungsmesser-Ausgangssignalen vorgesehen sind, um eine Schuler-abgestimmte Aufrichtsteuerung oder eine Aufrichtsteuerung dritter Ordnung für das Fluglagenbezugssystem 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 erforderlich scheint.

Die Kreisel 15 und 16 weisen eine sehr geringe Driftrate von weniger als 0,25°/Stunde auf, was zur Erzielung einer hohen Vertikalstellungs-Genauigkeit beiträgt und was eine Unempfindlichkeit gegenüber dynamischen Manövern des Luftfahrzeugs 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 Präzisions- Impulsbreitenmodulationstechnik oder der Spannungs-/Frequenzkonvertertechnik 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- Drehgeschwindigkeiten umgeformt. Irgendwelche Fehlausrichtungen oder fehlende Orthogonalitäten zwischen den Kreiselbezugsachsen können ebenfalls in dieser Vorrichtung nahand von gespeicherten Konstanten in den elektronischen Schaltungseinrichtungen 49 (Fig. 1) der IM-Einrichtung berechnet werden. Fahrzeugbeschleunigungen werden durch die A _x-, A _z- und A _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 Stabilitätserhöhungssystem (SAS) die Zellenachsen-Drehgeschwindigkeitsdaten als primäre Eingangssignale verwenden, während die Zellenachsen- Beschleunigung für das Stabilitätserhöhungssystem, für das automatische Flugsteuersystem, für ein Schub-Steuersystem, für Flugdatensysteme, für Überziehwarnsysteme und ähnliches verwendet werden können.

Der Koordinatentransformations- und Integrationsrechner 88 transformiert und integriert Zellen-Drehgeschwindigkeiten (Nick-, Querneigungs- und Gierdrehgeschwindigkeiten), um eine Vier-Element-Quarternion-Darstellung der Luftfahrzeuglage und des Steuerkurses zu gewinnen. Die mathematische Behandlung der Quarternions ist in der Literatur gut beschrieben, und der Fachmann erkennt den Wert dieser Lösung. Das Vier-Element-Qarternion 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 91 berechnet. In der Praxis muß diese Berechnungsfolge, nämlich Schrägwinkel-Fehlausrichtung, Quarternion-Berechnung, Richtungs-Cosinus-Element-Berechnung und Euler-Winkel-Ableitung mehrere Male pro Sekunde durchgeführt werden, um die gewünschten Genauigkeiten zu erzielen. Bei einer gerätemäßigen Auführung 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. Die Transformation wird in üblicher Weise 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 Zellendrehgeschwindigkeitsausgängen der Schrägwinkel-/Fehlausrichtungssteuerung 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 Horizontalgeschwindigkeit, die in einem Navigations- oder Flugregelsystem verwendet werden kann.

Der magnetische Steuerkursausdruck, der heute in Luftfahrzeugen verwendet wird, stellte eine Mischung des Trägheitssteuerkurses, 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 festzustelle, daß das beschriebene Fluglagen- und Steuerkursbezugssystem für Luftfahrzeuge einen Satz von zwei jeweils zwei Freiheitsgrade aufweisenden Differenzier-Kreiseln 15, 16 und drei Linearbeschleunigungsmesser 17, 18, 19 aufweist, die in einem einzigen Modul 100 zusammengebaut sind, das in einer einzigen elektronischen Steuereinheit des Luftfahrzeugs 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 17, 18, 19 in sehr enger mechanischer und thermischer Anordnung. Die beiden Kreisel 15, 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 Luftfahrzeugs angeordnet ist, während die des anderen Kreisels parallel zur Y-Achse des Luftfahrzeugs 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 Achse dieses Kegels verläuft entlang der X-Achse des Luftfahrzeugs. Auf diese Weise ergibt ein einziges Modul eine stark vereinfachte Drehgeschwindigkeitsmessung um die Hauptachsen des Luftfahrzeugs, und es ergibt sich gleichzeitig eine entsprechend vereinfachte Fehlererkennung für die Differenzier- Kreisel.

Claims

1. Starr befestigte Fluglagen- und Steuerkurs-Bezugssystemeinheit für ein Luftfahrzeug, das um erste, zweite und dritte Haupt-Drehachsen beweglich ist, mit einem Gehäuse, mit einem Trägheitsbezugs-Baugruppenmodul, das ein zumindestens erste und zweite zueinander orthogonale Bezugsoberflächen aufweisendes und in dem Gehäuse derart befestigbares Basistragteil, daß die Oberflächen in ersten und zweiten orthogonalen Ebenen jeweils senkrecht zu den ersten und zweiten Luftfahrzeug-Hauptachsen angeordnet sind, und eine Anzahl von Differenzier-Kreiseln aufweist, die an dem Basistragteil derart befestigt sind, daß ihre Spinachsen unter einem Winkel gegenüber zumindest einer der Luftfahrzeug- Hauptachsen verlaufen, und mit Rechnereinrichtungen, die auf die Ausgangssignale der Differenzier-Kreise ansprechen und zur Drehung um die Hauptachsen proportionale Signale liefern, dadurch gekennzeichnet, daß die Anzahl der Differenzierkreisel durch einen ersten und einen zweiten Differenzierkreisel (15, 16) mit zwei Freiheitsgraden gebildet ist, die jeweils mit dem Rotor zusammenwirkende Abgriff- und Drehmomenterzeugereinrichtungen (6, 7; 8, 9) zur Ausbildung von jeweils zwei zueinander senkrechten Eingangsachsen und auf die Abgriffeinrichtungen ansprechende Einrichtungen (11, 12) zur Lieferung von zwei Ausgangssignalen einschließen, die jeweils proportional zu den Drehgeschwindigkeiten des Luftfahrzeugs um die beiden Eingangsachsen sind, daß Einrichtungen (21, 21′; 26, 27) zur Ausrichtung und Befestigung der Gehäuse der ersten und zweiten Differenzier-Kreisel gegenüber den ersten und zweiten Bezugsoberflächen (20′ y, 20 z) des Basistragteils (20) derart vorgesehen sind, daß die Spinachsen der Differenzier-Kreisel (15, 16) jeweils senkrecht hierzu stehen und parallel zu den ersten und zweiten Luftfahrzeugachsen verlaufen, und daß die Eingangsachsen der Kreiselgeräte jeweils um einen Winkel von im wesentlichen 45 Grad gegenüber der dritten Luftfahrzeugachse schräg verlaufen, so daß die Eingangsachsen parallel zur Schräghöhe eines Kegels mit einem Halbwinkel von im wesentlichen 45 Grad verlaufen, wobei die Achse des Kegels parallel zur dritten Luftfahrzeugachse verläuft, daß die Differenz zwischen den Ausgangssignalen des ersten Differenzier-Kreisels (15) den Komponenten der Luftfahrzeug- Drehgeschwindigkeiten 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 die Ausgangssignalkomponenten beider Differenzier-Kreisel (15, 16) den Luftfahrzeug- Drehgeschwindigkeiten um die dritte Achse entsprechen, wobei die letztgenannten Signalkomponenten normalerweise gleich sind, daß die Rechnereinrichtungen (102) folgende Baugruppen aufweisen:

a) auf die Ausgangssignale des ersten Kreises (15) ansprechende Einrichtungen (56) zur Lieferung eines der Differenz zwischen diesen Signalen entsprechenden Signals, das Skaliereinrichtungen zur Modifikation der Amplitude dieses Signals entsprechend dem Schrägwinkel zugeführt wird, so daß ein resultierendes Signal proportional zur Luftfahrzeug-Drehgeschwindigkeit um die erste Luftfahrzeugachse geliefert wird,
b) auf die Ausgangssignale des zweiten Differenzierkreisels (16) ansprechende Einrichtungen (58) zur Lieferung eines der Differenz zwischen diesen Signalen entsprechenden Signals, das Skaliereinrichtungen zugeführt wird, 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 zweite Luftfahrzeugachse ist, und
c) auf die Ausgangssignale des ersten bzw. zweiten Kreisels (15, 16) ansprechende Einrichtungen (55, 57) zur Lieferung erster und zweiter, jeweils der Summe dieser Signale entsprechender Signale, die Skaliereinrichtungen zugeführt werden, 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, die weiterhin Einrichtungen (66) zur Bildung eines Mittelwertes dieser Signale zugeführt werden.

2. Bezugssystemeinheit nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Basistragteil (20) weiterhin dritte (20 y) und vierte Bezugsoberflächen parallel zur ersten bzw. zweiten Bezugsoberfläche (20′ y, 20 z) und eine fünfte Bezugsoberfläche (20 x) aufweist, die jeweils zu den ersten und zweiten Bezugsoberflächen (20′ y, 20 z) senkrecht verläuft, so daß die fünfte Bezugsoberfläche (20 x) senkrecht zur dritten Luftfahrzeugachse verläuft, und daß erste, zweite und dritte Beschleunigungsmeßeinrichtungen (17, 19, 18) mit Gehäusen vorgesehen sind, 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 Luftfahrzeug-Hauptachsen sind.

3. System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten, zweiten und dritten Luftfahrzeug-Hauptachsen den Nick-, Gier- bzw. Roll-Achsen entsprechen.

4. System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten, zweiten und dritten Luftfahrzeug-Hauptachsen den Nick-, Roll- bzw. Gier-Achsen des Luftfahrzeugs entsprechen.

5. System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten, zweiten und dritten Luftfahrzeug-Hauptachsen den Roll-, Gier- bzw. Nick-Achsen des Luftfahrzeugs entsprechen.

6. Bezugssystemeinheit nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß auf die beiden Summensignale ansprechende Einrichtungen (68) zur Lieferung eines weiteren, zur Differenz zwischen diesen Signalen proportionalen Differenzsignals und Überwachungseinrichtungen (70) vorgesehen sind, die auf das Differenzsignal ansprechende Filtereinrichtungen zur Lieferung eines Fehlfunktionssignals einschließen, wenn der Wert dieses Differenzsignals einen vorgegebenen Wert überschreitet.

7. Bezugssystemeinheit nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Trägheitsbezugs-Baugruppenmodul (100) weiterhin eine Ausrichtoberfläche (45′, 41) jeweils an den Kreisel- und Beschleunigungsmessergehäusen aufweist, auf die Meßachsen jeweils geeicht sind, und daß entsprechende Ausrichtoberflächen (21′, 42) an jeder der Basistragteil-Bezugsoberflächen ausgebildet sind, um die Kreisel- und Beschleunigungsmesser- Bezugsoberflächen damit auszurichten, so daß die Meßachsen mit den Luftfahrzeug-Hauptachsen ausgerichtet sind und die Notwendigkeit einer Neueichung der gesamten Trägheitsbezugs-Baugruppe entfällt.

8. Bezugssystemeinheit nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Kreiselgehäuse- und Basistragteil-Ausrichtoberflächen jeweils einen Befestigungsflansch (45) an dem Kreiselgehäuse mit zumindest einer langgestreckten Oberfläche (45), auf die die Abgriff- und Drehmomentgebereinrichtungen geeicht sind, und einen langgestreckten bahnförmigen Flansch einschließen, der gegenüber der Bezugsoberfläche des Basistragteils erhaben ausgebildet ist und den Kreisel-Befestigungsflansch während der Montage des Kreisels an der Bezugsoberfläche dieses Basistragteils führt.

9. Bezugssystemeinheit nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß ein Elektronikmodul mit jedem der Differenzier-Kreisel (15, 16) verbunden ist, daß jedes Elektronikmodul Einrichtungen zur Festlegung der Eichcharakteristik des zugehörigen Kreisels einschließt, daß das Elektronikmodul und der zugehörige Differenzier-Kreisel eine austauschbare einstückige Teilbaugruppe bilden und daß ein Kabelbaum und Verbindungsteile an dem Basistragteil (20) vorgesehen sind, um jede Teilbaugruppe mit den Rechnereinrichtungen zu verbinden, so daß die Differenzier- Kreisel ohne Neueichung des gesamten Trägheits-Baugruppenmoduls (100) austauschbar sind.