DE2920194C2 - - Google Patents
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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 (9)
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.
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