DE3228978A1

DE3228978A1 - Navigationsverfahren und navigationssystem

Info

Publication number: DE3228978A1
Application number: DE19823228978
Authority: DE
Inventors: Reginald John Victor Preston Lancashire Snell
Original assignee: British Aerospace PLC
Current assignee: BAE Systems PLC
Priority date: 1981-08-07
Filing date: 1982-08-03
Publication date: 1983-03-17
Also published as: FR2511146B1; CA1192665A; IT8248944A0; GB2103792A; US4608641A; IT1149340B; GB2103792B; SE8204604L; FR2511146A1; SE8204604D0; SE464431B

Description

3 228978
Patentanwälte^-. -; .··..--_ .--.Dipl.-Ing. Curt Wallach Europäische Patentvertr«W-^: * L=O ' -..-Dipl.-Ing. ßünther Koch European Patent Attorneys Dlpl.-Phys. Dr.Tino Haibach

Λ Dipl.-Ing. Rainer Feldkamp

0*8000 München 2 · KaufingerstraBe 8 ■ Telefon (0 89) 2 60 80 78 · Telex 5 29 513 wakai d

03. Äug. \'&2

Datum:
Unser Zeichen:

British Aerospace Public Ltd.Co.

100, Pall Mall,
London, SWlY 5HR,

England

Navigationsverfahren und Navigationssystem

Die Erfindung bezieht sich auf ein Navigationsverfahren sowie ein Navigationssystem zur Bestimmung der Fluglage eines Luftfahrzeugs oder eines Plugkörpers, das bzw. der sich in einem Schwerkraftfeld befindet.

Die Erfindung bezieht sich insbesondere, jedoch nicht ausschließlich auf ein Navigationssystem'zur Bestimmung der Ausrichtung des Vektors des Erdschwerefeldes bezüglich eines Luftfahrzeuges, das in dem Schwerkraftfeld der Erde betrieben wird, zur Bestimmung der Nick- und Rollwinkel des Luftfahrzeuges.

Es sind zumindestens zwei übliche Techniken zur Ermittlung der Fluglage eines sich im Fluge befindlichen Flugkörpers gegenüber einer örtlichen horizontalen Ebene bekannt. Eine derartige Technik besteht im Schuler-Abgleich, bei dem Werte der räumlichen Geschwindigkeit des Flugkörpers und seines Radius vom Erdmittelpunkt verarbeitet werden, um die Drehgeschwindigkeit der örtlichen horizontalen Ebene während der Bewegung des Flugkörpers über die Erdkugel zu bestimmen. Weil die Erddrehung berücksichtigt werden muß,erfordert die Berechnung der räumlichen Geschwindigkeit des Flugkörpers eine Kenntnis der Bewegungsrichtung und der Position bezüglich der Erdoberfläche. Entsprechend kann diese Technik in korrekter Weise lediglich in Verbindung mit einem Navigationssystem angewandt werden.

Eine zweite derartige Technik besteht in der Feststellung des Vektors des Schwerkraftfeldes der Erde mit Hilfe von

Schwerkraft suchenden Beschleunigungsmessern. Diese Aufgabe ist kompliziert, weil eine dynamische Beschleunigung mit der Schwerkraftbeschleunigung durcheinander gebracht werden kann und die Letztere von der Ersteren getrennt werden sollte, übliche Techniken versuchen« diese beiden Beschleunigungen dadurch zu trennen, daß die Schwerkraft suchende Funktion der Beschleunigungsmesser abgeschaltet wird, wenn die gemessene Beschleunigung einen bestimmten Wert überschreitet. Zu diesem Zweck wird ein vertikaler Bezugskreisel, die nicht Schuler-abgeglichen ist, verwendet, um den Vertikalbezug beizuhalten, bis die äußere Beschleunigung beseitigt ist und die Beschleunigungsmesser ihre Schwerkraftsuchfunktion wieder aufnehmen können. Diese Technik führt zu Fehlern, wenn die Trägheitsbeschleunigungen innerhalb der Beschleunigungsmesser-Abschaltschwellwerte liegen. Weil der Vertikalbezugs-Kreisel nicht Schuler-abgeglichen ist und daher nicht die Winkelbewegung um den Erdmittelpunkt berücksichtigt, ist diese Technik auf kurze Manöverperioden begrenzt, die in Perioden eines stetigen Fluges eingebettet sind, damit der richtige Vertikalbezug wieder ausgebildet werden kann, wenn eine ausreichende Genauigkeit aufrecht erhalten werden soll. Zusätzlich muß der Vertikalbezugs-Kreisel in Kardanrahmen befestigt werden, die zu einer Kardanrahmensperrung neigen, was zu einem Kippen des Kreisels führt, so daß sich hierdurch eine Betriebsbeschränkung ergibt.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Qrunde, ein Navigationsverfahren und ein .Navigationssystem der Eingangs genannten Art zu schaffen, das eine einwandfreie Bestimmung der Flug-

lage eines Flugkörpers mit hoher Genauigkeit selbst unter Bedingungen eines Manöverfluges ermöglicht.

Gemäß einem Grundgedanken der Erfindung wird eine Vorrichtung zur Bestimmung der Fluglage eines in einem Schwerkraftfeld betriebenen Flugkörpers geschaffen, die Einrichtungen zur Bestimmung der auf den Flugkörper* wirkenden Gesamtbeschleunigung, Einrichtungen zur Bestimmung der Trägheitskomponente hiervon und Einrichtungen zum Vergleich der Trägheitskomponente mit der Gesamtbeschleunigung derart aufweist, daß die Ausrichtung der auf den Flugkörper wirkenden Schwerkraftkomponente ableitbar ist.

Gemäß einem weiteren Grundgedanken der Erfindung wird ein Verfahren zur Bestimmung der Fluglage eines in einem Schwerkraftfeld betriebenen Flugkörpers geschaffen, das die folgenden Schritte einschließt:

(1.) Messung der auf den Flugkörper wirkenden Gesamtbeschleunigung ,

(2.) Berechnung der Trägheitskomponente der auf den Flugkörper wirkenden Gesamtbeschleunigung und

(3.) Vergleich der Gesamtbeschleunigung mit der Trägheit skomponente derart, daß die Ausrichtung der auf dem Flugkörper wirkenden Schwerkraftkomponente ableitbar ist.

Gemäß einem weiteren Grundgedanken der Erfindung wird ein in einem Schwerkraftfeld betriebener Flugkörper ge-

schaffen, der Geschwindigkeitsmeßfühlereinrichtungen zur Messung der Größe und Richtung der Geschwindigkeit relativ zu den Plugkörperachsen, Drehmeßfühlereinrichtungen zur Messung der Drehung des Plugkörpers, Beschleunigungsmeßfühlereinrichtungen zur Messung der auf den Plugkörper wirkenden Gesamtbeschleunigung, Einrichtungen zur Verarbeitung von von den Geschwindigkeits- den Steuerkurs- und den Drehmeßfühlereinrichtungen empfangenen Daten zur Bestimmung der Trägheitskomponente der auf den Flugkörper wirkenden Gesamtbeschleunigung und Einrichtungen zum Vergleich der gemessenen Gesamtbeschleunigung mit der Trägheitskomponente derart aufweist, daß die Ausrichtung der Schwerkraftkomponente bezüglich des Plugkörpers und damit ein Abschätzwert der Lage des Plugkörpers ableitbar ist.

Der Plugkörper kann Integrationseinrichtungen zur Integration der von den Drehmeßfühlereinrichtungen empfangenen Daten zur Bestimmung eines weiteren Schätz? oder Rechenwertes des Plugkörpers und überwachungseinrichtungen zum Vergleich des durch die Integration erzeugten Abschätzwertes der Fluglage mit dem durch die Ableitung von der Schwerkraftkomponente gewonnenen Wert einschließen. Der durch die Integration erzeugte Abschätzwert und der durch die Ableitung von der Schwerkraftkomponente erzeugte Abschätzwert kann jeweils hinsichtlich der Zuverlässigkeit bewertet werden wobei die Abschätzwerte dann kombiniert werden, um einen besten Abschätzwert zu gewinnen.

Es können weiterhin überwachungseinrichtungen zur überwachung der zweiten Ableitung der von einem oder mehreren der Geschwindigkeits-, Dreh- oder Beschleunigungsmeßfühlereinrichtungen empfangenen Daten vorgesehen sein, wobei diese überwachungseinrichtungen eine Unterdrückung des Abschätzwertes bewirken, der durch die Ableitung von der Schwerkraftkomponente gewonnen wird, wenn die zweite Ableitung einen vorgegebenen Wert überschreitet.

Für eine Selbstüberwachungstechnik können Einrichtungen zum Vergleich eines Abschätzwertes der Größe der Gesamtschwerkraftbeschleunigung mit dem Standartwert vorgesehen sein.

Der Plugkörper kann Niederfrequenzfiltereinrichtungen zur Glättung von KurzzeitSchwankungen in den Daten von den Geschwindigkeitsmeßfühlereinrichtungen und Verzögerungseinrichtungen zur Verzögerung von Daten von den Steuerkurs-Dreh- und Beschleunigungsmeßfühlereinrichtungen derart einschließen, daß die gefilterten und verzögerten Daten von jeder der Quellen synchronisiert werden. In diesem Fall kann der Flugkörper vorzugsweise Integrationseinrichtungen zur Integration der Daten von den DrehraeßfÜhlereinrichtungen und zur Addition dieser integrierten Daten mit dem Verzögerten Abschätzwert der aus der Schwerkraftkomponente abgeleiteten Fluglage einschließen, um auf diese Weise den verzögerten Abschätzwert der Fluglage auf den neuesten Stand zu bringen.

Die Erfindung wird im folgenden anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels noch näher erläutert.

In der Zeichnung ist ein Blockschaltbild einer Ausführungsform des Navigationssysteins für ein Luftfahrzeug dargestellt.

In dieser Figur und der Beschreibung werden die folgenden Bezeichnungen verwendet:

V - Geschwindigkeit relativ zu einem

nichtbeschleunigendem Bezugsrahmen

V - Beschleunigung auf Grund einer Geschwin

digkeitsänderung

* - Anstellwinkel bezogen auf den Schwerpunkt des Luftfahrzeuges

jC - Geschwindigkeit der Änderung des Anstellwinkels
β - Gierwinkel bezogen auf den Schwerpunkt

• des Luftfahrzeuges
ρ - Xnderungsgeschwindigkeit des Gierwinkela

_v „ _ - Plugzeugfeste Achsen, rechthändiger Satz, ^χ» j» ^z

der auf den Schwerpunkt des Luftfahrzeuges zentriert ist, wobei χ vorwärts entlang der horizontalen Rumpfbezugslinie verläuft und ζ positiv in Abwärtsrichtung ist (s. Zeichnung)

_ - Drehungen um die x-, y- bzw. z- Achsen ent-Ρ» <|» ^Γ

sprechend der Rechte-Hand-Regel

^xi*^yi*-i - Trägheitsbeschleunigungen entlang der x-,

y-, z-Achsen

η η η

χ_,y.,ζ. - Gemessene Beschleunigungen entlang der

n m m

χ-, y-, z-Achsen bezogen auf den Schwerpunkt des Luftfahrzeuges

θ - Mickwinkel

0 - Rollwinkel

g - Erdbeschleunigung.

In der Zeichnung ist ein Luftfahrzeug gezeigt, das eine Pitot-/Statik-Drucksonde 10, eine Lufttemperatursonde 11 und Luftstromrichtungsdetektorsonden 12 und 13 zur Bestimmung der örtlichen Gier- und Anstellwinkel des Luftfahrzeuges aufweist, wobei diese Sonden alle in üblicher Weise an oder in der Nähe des Nasenkegels des Luftfahrzeuges befestigt sind. Beschleunigungsmesser-<£ Wendekreisebaugruppen 14, 15 und 16 sind in üblicher Weise an dem Luftfahrzeug in Abstand von dem Schwerpunkt 17 des Luftfahrzeuges befestigt und entlang der x-, y-, und z-Achsen des Luftfahrzeuges ausgerichtet. Jede Baugruppe umfaßt Beschleunigungsmesser zur Nessung der Beschleunigung entlang der damit ausgerichteten Achse sowie einen Wendekreisel zur Messung der Drehung um diese Achse.

Im Betrieb werden Daten von der Pitot-/Statik-Drucksonde 10 und der Lufttemperatursonde 11 miteinander kombiniert, um die wahre Pluggeschwindigkeit V des Luftfahrzeuges in üblicher Weise zu berechnen. Daten bezüglich der örtlichen Gier- und Anstellwinkel, die von den Sonden 12 und 13 gewonnen werden, werden mit Daten bezüglich der Drehung des Luftfahrzeuges bezüglich seines Schwerpunktes kombiniert, die von den Beschleunigungsmesser-ZWendekreiselbaugruppen 14, 15 und 16 gewonnen werden, um Werte des Anstellwinkels *C und des Gierwinkels 0 zu berechnen, die auf den Schwer-

4 t-

punkt des Luftfahrzeuges bezogen sind. Nachdem nunmehr berechnete Werte für V,oQ und β vorliegen, können diese Werte geglättet und weiterhin abgeleitet werden, um Werte für Φ , όζ und f3 zu gewinnen.

Die von den Beschleunigungsmesser-/Wendekreisel-Baugruppen 14, 15 und 16 gemessenen Drehungen um und Beschleunigungen entlang der Achsen x, y und ζ werden korrigiert, um die Entfernungen zwischen den jeweiligen Baugruppen und dem Schwerpunkt des Luftfahrzeuges zu berücksichtigen. Die Werte für die Drehungen werden dann geglättet oder ausgeglichen, um Werte für p, q und r zu gewinnen.

Die Gesamt-Trägheitsbeschleunigung, die auf den Schwerpunkt des Luftfahrzeuges einwirkt, kann so betrachtet werden, als ob sie in Form Von zwei Elementen erzeugt wird. In einem können die Beschleunigungskomponenten, die durch Änderungen der Größr des Beschleunigungsvektors und Richtungsänderungen gegenüber x, y und z/äus den Werten von V, V, e£ , «£, β .und fe durch die folgenden Gleichungen berechnet werden:

Beschleunigungen auf Grund von Änderungen der Größe und der Richtung des Geschwindigkeitsvektora relativ zu den Achsen:

Beschleunigungskomponente entlang der x-Achse V_x =/ Γν-VJe ² (tan«Sec²<<. «C ♦ tanytfSec² β .

Beschleunlgungskomponente entlang der y-Achse:

f Vtan^- U² Sec²e()(tanoCtany3.o<i - Sec²/J

Beschleunigungskomponente entlang der z-Achse:

ζ =^ Vtand,-

In den vorstehendemflrei Gleichungen ist K der Kosinus der Geschwindigkeitsvektorrichtung relativ zur x-Achse. Durch eine Berechnung kann gezeigt werden, daß

JL s(l +

^u ist positiv, wenn der Geschwindigkeitsvektor in der vorderen Hälfte der Luftfahrzeugzelle liegt, während !.negativ ist, wenn dieser Geschwindigkeitsvektor in der hinteren Hälfte der Luftfahrzeugzelle liegt.

Zu dem vorstehend beschriebenen Beschleunigungselement wird das andere Element addiert, das aus den zentripetalen Beschleunigungen besteht, die durch die Drehung um die x-, y- und z-Achsen hervorgerufen wird.

Beschleunigungen auf Grund der Flugkörperdrehungen

x-Achse

Zentripetale Beschleunigung = VJ^ ( q tanO(r ^r

y- Achse

Zentripetale Beschleunigung = V£(r - ρ tan/T-

z-Achse

Zentripetale Beschleunigung = Vg C ρ tan/y- q )

Sobald die beiden Elemente entlang jeder der Achsen berechnet wurden, können sie addiert werden, um Werte

If Il It

der Qesamt-Trägheitsbeschleunigungen Xj,yj und z^ entlang jeder der Achsen x, y bzw. ζ zu gewinnen.

VrV |qtan((-rtan/i-J(, (tanQC· See (fc .£ +tanβ .Sec (b'fif)lt VtanöC* V jr-ptanrf"-X Sec 0C( tan d[. tan β. ÖC - Sec /5·/3)Ι

+ V [ptan β- q-£²Sec²^(tan CC-

-Sec²öC

Wenn V, tC und /? nicht als grundlegende Meßfühlerdaten zur Verfügung stehen,sondern.durch Differenzieren

sa können

von V, «ς und A abgeleitet werden müssen,/die Werte für η « „ ^

i* ^Ji und Zj aus den folgenden grundlegenden Gleichungen gewonnen werdent. .

q tanet- r tan/J) + d(vi)

dt V^(r-ptan^) + d (V/.tan/J)

* V^(ptanjQ-q) + d

Die gemessenen Beschleunigungen entlang der Achsen x, y und z, die von den Baugruppen 14, 15 und 16 gewonnen werden, werden geglättet, um Werte von x_m*y_m

bzw. z_m zu gewinnen,
m

Nachdem dann die Qesamt-Trägheitsbeschleunigungen und

die gemessenen Beschleunigungen entlang der x-, y- und z-Achsen berechnet wurden, können die Nick- und Rollwinkel aus den folgenden Gleichungen berechnet werden:

45-

Nickwinkel θ = arc Sin f(x_m - X₁)VgJ

C' ti ti ti η (y_ "* y±)t(^Zm""^Z'

Rollwinkel 0 = are Tan Die Rollwinkelquadratur ist wie folgt:

■ * m m **- ¹I	-	+	+	+ +
	0° to 90°	90° to 100°	0° to -90°	-90° to -180°

Zur Verringerung der Empfindlichkeit auf Fehler in der geschätzten Trägheitsbeschleunigung bei großen Nickwinkeln gilt:

tu ti η (X_1n-X₁)/g J > l

ist, so ist

θ = arc cos

Verglichen mit typischen mit Schwerkraftbezug arbeitenden Fluglagensystemen (im Gegensatz zu Trägheitsnavigationssystemen mit Schuler-Abstimmung) ergibt die vorstehend beschriebene Technik die folgenden Vorteile:

1. Das beschriebene System benötigt keine ruhigen Flugperioden, um den Vertikalbezug neu auszubilden, so daß es fUr länger andauernde Plugmanöverperioden geeignet ist.

2. Es weistkeine Lagenbegrenzung auf, um eine Kardanrahmensperrung oder ein Kippen des Kreisels zu vermeiden.

3. Der momentane Fehler hängt von dem momentanen iMeßfühlerfehler und nicht vom unmittelbar vorhergehenden Verlauf des derzeitigen Manövers ab. Daher verringern sich unmittelbar nach einem Manöver irgendwelche durch das Manöver hervorgerufenen Fehler sehr schnell.

¹I. Die meisten der Meßfühler erfüllen auch andere Flugbezugsfunktionen, so daß sie ohnehin eingebaut sind. Dies ergibt einen Vorteil hinsichtlich des Gewichtes und der Kosten.

Die vorstehend beschriebene Technik verwendet die momentanen Ausgangssignale von den flugkörperfesten Wendekreiseln, die zur Flugsteuerung verwendet werden. Diese Kreiselgeräte allein sind in der Lage, Fluglageninformationen dadurch zu liefern, daß ihre Geschwindigkeitsausgänge in die Fluglagenachsen transformiert und integriert werden. Dieses Verfahren wird tatsächlich bei starr befestigten TrägheitsnavigationseinrichtuhfgB^S^OTloch unter Verwendung von Kreiselgeräten mit einer Fehlerdriftrate von 0,01° pro Stunde, verglichen mit einer nominellen Fehlerdriftrate von pro Minute, die für die Flugsteuerung erforderlich ist.

Trotz der wesentlich geringeren Genauigkeit der Flugsteuer-Wendekreisel könnten sie in dieser Betriebsart über kurze Integrationszeiten verwendet werden, um die vorstehend beschriebene Ausführungsform so zu erweitern, daß sie die folgenden Funktionen einschließt:

(1.) einen gewissen Grad einer Selbstüberwachung (2.) Überwindung von Kurzzeit-Unzülänglichkeiten in einigen der Meßfühler

(3.) Teilbetrieb bei Ausfall einiger der Meßfühler (H.) eine einfachere, geringere Anforderungen stellende Technik.

Selbstüberwachung

Selbst mit vergleichsweise hohen Flugkörperachsen-Wendekreisel-Driftwerten von 1° pro Sekunde ist der bei der Integration über eine Berechnungswiederholzykluszeit von einer fünfzigster Sekunde oder selbst Über eine zehntel Sekunde entstehende Fehler noch annehmbar. Die Änderung der Fluglage, die durch die Integration der Kreiselgeschwindigkeit abgeleitet wird, kann daher mit der Änderung der Fluglage anhand der vorstehend beschriebenen Technik über KurzzeitIntervalle verglichen werden, um als Selbstüberwachung zu dienen.

Es wurde festgestellt, daß Abschätzungen des Nick- und Rollwinkels unter Verwendung der vorstehend beschriebenen Technik gute Langzeitergebnisse liefern, daß jedoch in manchen

Extrembedingungen, wie zum Beispiel im Fall von heftigen Manövern MeßfühlerfeÄler (beispielsweise bei der Messung der waffen Pluggeschwindigkeit V) relativ groß sein können, so daß die Genauigkeit der Kurzzeitschätzwerte verringert wird.

Umgekehrt sind im Fall von Abschätzungen der Nick- und Rollwinkel aus einer Integration der Fl.ugkörperachsen-Wendekreisel diese Abschätzungen allgemein auf Kurzzeitbasis gut , wobei sich jedoch die Genauigkeit auf Langzeitbasis auf Grund der Drift des Kreisels verringert.

Bei einer Modifikation der Selbstüberwachungstechnik kann eine Kaiman-Filtertechnik verwendet werden, um Zuverlässigkeits- oder Vertrauenswerte für Abschätzungen von jeder dieser Quellen festzulegen, so daß ein bester Schätzwert abgeleitet werden kann.

Korrektur von Kurzzeit-Meßfühlerfehlern

Weil die Wendekreisel in der Lage sind, zuverlässige Fluglagenschritte über kurze Perioden zu liefern,können sie als Ersatz für die beschriebene Ausführungsform verwendet werden, wenn diese Ausführungsform für kurze Perioden auf Grund einer Unzulänglichkeit eines Meßfühlers fehlerhafte Werte liefert. Dies hängt davon ab, daß man in der Lage ist, Zustände festzustellen, bei denen das Betriebsverhalten der Meßfühler schlechter ist, um die letzte gültige Fluglagenbasis festzulegen, von der aus die Ersatzquelle ^ex^^rapolie-'" ren kann.

- tr-- 49-

Kenn beispielsweise festgestellt wird, daß die von Flugdaten abgeleitete waire Fluggeschwindigkeit eine zu große Ansprechverzögerung aufweist oder zu empfindlich gegenüber Windböhen usw. ist, so sollte es möglich sein, diesen Unterbrechungszustand durch Oberwachen der zweiten Ableitung der Fluggeschwindigkeit festzustellen. Unter der Voraussetzung, daß die Fluggeschwindigkeitsbeschleunigung sich nicht/mit mehr-als einer vorgeschriebenen Rate ändert, würde die beschriebene Ausführungsform verwendet. Bei Oberschreiten der vorgeschriebenen Rate würde der Fluglagenwinkel ausschließlich auf der Grundlage der Kreiseldaten verändert.

In dem Fall, in dem eine Kaiman-Filtertechnik verwendet wird.und die zweite Ableitung der Fluggeschwindigkeit oberhalb des vorgeschriebenen Wertes liegt, so wird die Abschätzung nach dem vorstehend beschriebenen Verfahren für die Dauer der Störung ignoriert.

Bei einer alternativen Technik werden KurzzeitunterbFechungen der gemessenen _Walf en Fluggeschwindigkeit dadurch ausgeglichen und geglättet, daß ein Niederfrequenzfilter verwendet wird. Wie dies weiter oben erwähnt wurde, ruft dies eine Ansprechverzögerung hervor, wodurch über diese Zeit die Fluggeschwindigkeitsdaten außer Phase mit den anderen Daten von den Meßfühlern des Luftfahrzeuges gebracht werden. Dies kann dadurch unschädlich gemacht werden, daß sichergestellt wird, daß die anderen Daten um ähnliche oder gleiche Zeitwerte verzögert werden. Es ist zu erkennen, daß dies zu einer Abschätzung führt, die typischer Weise um ungefähr eine drittel Sekunde nicht auf dem neuesten Stand

ist. Um diesen Nachteil zu beseitigen kann die Abschätzung dadurch auf den neuesten Stand gebracht werden, dafi die von den Plugkörperachsen-Wendekreiseln empfangenen Daten über die Verzögerungsperiode integriert werden, um eine auf den neuesten Stand gebrachte Abschätzung zu liefern.

Teilbetriebsweise

Bei einem Flugsteuersystem sind die Plugkörperachsen-Wendelkreisel wahrscheinlich die grundlegensten Meßfühler, und unter der Voraussetzung, daß sie funktionieren, kann das Luftfahrzeug selbst bei Ausfall anderer Meßfühler, beispielsweise der Plugdatenmeßfühler noch sicher zurückgebracht werden. Unter der Voraussetzung, daß die Beschleunigungsmesser noch funktionieren, sollte es möglich sein', Pluglageninformationen zu liefern, wenn auch mit niedriger Qualität, wenn die Plugdateninformationen fehlen.

Grundsätzlich trennt'die vorstehend beschriebene Technik die Trägheitsbeschleunigung von der Schwerkraftbeschleunigung. Wenn das Luftfahrzeug einen stetigen Plug ausführt, so ergibt sich keine Trägheitsbeschleunigung und das vorstehend beschriebene AusführungsBeispiel leitet richtige Pluglagenwerte ausschließlich von den Beschleunigungsmesser-Meßwerten ab. Der Zustand einer Trägheitsbeschleunigung von 0 kann dadurch identifiziert werden, daß sowohl fehlend« Änderungen der gemessenen Beschleunigung als auch Drehgeschwindigkeiten von 0 von den Kreiselgeräten

überwacht werden, Xn der Praxis weist das Luftfahrzeug niemals einen Zustand mit einer Trägheitsbeschleunigung von 0 auf, weil Luftturbulenzen und dergleichen auftreten, so daß eine zusätzliche Glättung erforderlich sein kann, um die Zustände einer Trägheitsbeschleunigung von O festzustellen.

Die Teilbetriebsweise würde in Form einer Reihe von Pluglagenfestpunkten arbeiten, die ausgehend von dem Zustand einer Trägheitsbeschleunigung von 0 abgeleitet werden, wobei die Fluglage durch Integration der Kreiselwendegeschwindigkeiten um die Flugkörperachsen interpoliert würde.

Einfachere Flugla^entechnik

Es ist leicht zu erkennen, daß das für einen Teilbetrieb umriasene Verfahren als solches selbst als Fluglagensystem verwendet werden kann. In einer Hinsicht kann es als Kompromiß dahingehend betrachtet werden, daß Flugdatenmeßfühler an Stelle von genaueren Kreiselgeräten verwendet werden« Grundsätzlich hängt es davon ab, wie häufig ein Fluglagenfestpunkt mit einer Trägheitsbeschleunigung von 0 erreicht werden kann.

Ein wesentlicher Faktor besteht darin, daß selbst bei perfekten Kreiselgeräten Fehler auf Grund der Erdkrümmung eingeführt werden. Die Kreiselgeräte ergeben selbstverständlich einen Raum-Lagenbezug, während sich bei einem Flug mit Mtach 0,9 nach Osten eine Drehung der horizontalen Ebene um 25 pro Stunde in Breitengraden beispielsweise von Großbritannien

ergibt. Damit wurden 6 Minuten nach einem Pestpunkt auch perfekte oder ideale Kreiselgeräte einen Fehler von 2,5° auflaufen lassen. Es ist zu erkennen, daß häufige Festpunkte übermäßige Fehler auf Grund dieser Quelle verhindern wurden.

Als ein weiteres selbstttberwachendes System können die für die Schwerkraftbeschleunigung entlang der

η ti π η

χ-, y- und z-Achsen gewonnenen Werte (x -x,·), (y,«-y.t)

η it in ι πι χ

und Cz_n-Z₄) vektoriell addiert und mit dem bekannten

m ι

Wert von g verglichen werden, um eine Seibatüberwachung zu erzielen.

Als eine weitere Modifikation können die Berechnungen der Nick- und Rollwinkel mit den Ausgangesignalen von einem Dreiachsen-Magnetometer kombiniert werden um auf diese Weise den Steuerkurs des Luftfahrzeuges abzuleiten.

Claims

32 Patentanwälte --.---; „--.„--. . -DJpI. -Ing. Curt Wallach

Europe» P.«ntA«or«y. Dipl.-Phys.

Dipl.-lng. Rainer Feldkamp

D-8000 München 2 · KaufingerstraBe 8 · Telefon (O 89) 2 ΘΟ 80 78 · Telex 5 29 513 wakal d

Datum:

: 17 507 - Pk/Vi Patentansprüche:

(l.^Navigationssystem zur Bestimmung der Lage eines Flug-"~" körpers, der in einem Schwerkraftfeld betrieben wird, gekennzeichnet durch Einrichtungen zur Bestimmung der auf den Flugkörper wirkenden Gesamtbeschleunigung, Einrichtungen zur Bestimmung der Trägheitskoraponente hiervor und Einrichtungen zum Vergleich der Trägheitskomponente mit der Qesamtbeschleunigung, so daß die Ausrichtung der auf den Flugkörper wirkenden Schwerkraft komponente ableitbar ist.

2. Navigationsverfahren zur Bestimmung der Fluglage eines Flugkörpers, der in einem Schwerkraftfeld betrieben wird, gekennzeichnet durch die folgenden Schritte:

(1.) Messung der auf den Flugkörper wirkenden Qesamtbeschleunigung,

(2.) Berechnung der Trägheitskomponente der auf

den Flugkörper wirkenden Qesamtbeschleunigung, und

(3.) Vergleich der Qesamtbeschleunigung mit der Trägheit skomponente zur Ableitung der Ausrichtung der auf den Flugkörper wirkenden Schwerkraftkomponente.

3. Flugkörper für den Betrieb in einem Schwerkraftfeld, mit GeschwindigkeitsmeBfühlern (10, 11, 12, 13) zur Nessung der Größe und der Richtung der Geschwindigkeit relativ zu den Flugkörperachsen, Drehmeßfühlereinrichtungen (11, 15» 16)

zur Messung einer Drehung des Flugkörpers, Beschleunigungsmeßfühlereinrichtungen (14, 15f 16) zur Messung der auf den Plugkörper wirkenden Gesamtbeschleunigung, Einrichtungen zur Verarbeitung der von den Geschwindigkeits-Steuerkurs- und Drehmeßfühlereinrichtungen empfangenen Daten zur Bestimmung der Trägheitskomponente der auf den Plugkörper wirkenden Gesamtbeschleunigung, und Einrichtungen zum Vergleich der gemessenen Gesamtbeschleunigung mit der Trägheitskomponente zur Ableitung der Ausrichtung der Schwerkraftkomponente bezüglich des Plugkörpers und damit eines Abschätzwertes der Lage des Flugkörpers.

M. Plugkörper nach Anspruch 3,

gekennzeichnet durch Integrationseinrichtungen zur Integration der von den Drehmeßfühlereinrichtungen empfangenen Daten zur Bestimmung eines Abschätzwertes der Plug lage des Plugkörpers, und überwachungseinrichtungen zum Vergleich des durch die Integration erzeugten Abschätzwertes der Fluglage mit der Pluglage, die durch eine Ableitung der Schwerkraftkomponente gewonnen ist.

5. Plugkörper nach Anspruch M,
dadurch gekennzeichnet,

daß der durch die Integration erzeugte Abschätzwert und der durch die Ableitung der Schwerkraftkomponente erzeugte Wert jeweils hinsichtlich ihrer Zuverlässigkeit bewertet und kombiniert werden, um einen besten Abschätzwert zu gewinnen.

6. Plugkörper nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet,

daß überwachungseinrichtungen zur überwachung der zweiten Ableitung der von einem oder mehreren der Geschwindigkeits· Dreh? oder Beschleunigungsmeßfühlereinrichtungen empfange-

nen Daten vorgesehen sind, und dafi die überwachungseinrichtungen eine Unterdrückung des durch die Ableitung der Schwerkraftkomponente erzeugten Abschätzwertes bewirken, wenn die zweite Ableitung einen vorgegebenen Wert übersteigt.

7. Flugkörper nach einem der Ansprüche 3 bis 6, dadurch gekennzeichnet,

dafi Einrichtungen zum Vergleich des abgeschätzten Wertes der Größe der Gesamtschwerkraftbeschleunigung mit dem Standartwert vorgesehen sind, um eine überwachung zu erzielen.

8. Flugkörper nach einem der Ansprüche 3 bis 7» gekennzeichnet durch Niederf.requenz-Filtereinrichtungen zur Glättung von Kurzzeitänderungen der Daten von den Geschwindigkeitsmeßfühlereinrichtungen und Verzögerungseinrichtungen zur Verzögerung von Daten von den Steuerkurs-Dreh- und Beschleunigungsmeßfühlereinrichtungen derart, daß die gefilterten und verzögerten Daten von jeder der Quellen synchronisiert sind.

9. Flugkörper nach Anspruch 8,

gekennzeichnet durch Integrationseinrichtungen zur Integration der Daten von den Drehmeßfühlereinrichtungen und zur Addition dieser integrierten Daten zu den verzögerten Abschätzwerten der von der Schwerkraftkomponente abgeleiteten Fluglage zur Erneuerung des verzögerten Schätzwertes der Fluglage.