DE3600763A1 - Inertialsensoranlage fuer navigation und flugfuehrung - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Inertialsensoranlage für Navigation und Flugführung mit Beschleunigungs­ und Drehgeschwindigkeitssensoren.

Moderne Flugzeuge enthalten eine Mehrzahl von Iner­ tialsensoren wie Beschleunigungsmessern oder Krei­ seln. Für die verschiedenen Funktionen sind dabei gesonderte Baugruppen jeweils mit ihren eigenen Inertialsensoren vorgesehen.

So ist ein Flugregler vorgesehen, der die Fluglage stabilisiert. Bei modernen Flugzeugen werden an die Zuverlässigkeit des Flugreglers besonders hohe An­ forderungen gestellt. Bei vielen Flugzeugen wird zur Erhöhung der Manövrierfähigkeit die aerodynami­ sche Eigenstabilität des Flugzeugs gering gehalten, wenn das Flugzeug nicht sogar aerodynamisch in­ stabil ist. Ein solches Flugzeug läßt sich von Hand nicht mehr steuern. Die Funktion des Flugreglers ist lebenswichtig. Üblicherweise wird daher der Flugregler vermehrfacht vorgesehen, so daß dessen Informationen redundant zur Verfügung stehen und auch bei Ausfall eines Systemteils noch eine ein­ wandfreie Funktion des Flugreglers gewährleistet ist. Die Inertialsensoren des Flugreglers sind flugzeugfest angeordnet.

Es ist weiterhin eine Navigationseinrichtung, üb­ licherweise ein Trägheitsnavigationssystem vorge­ sehen. Bekannte Trägheitsnavigationssysteme ent­ halten eine kardanisch gelagerte Plattform, die durch Drehgeschwindigkeitssensoren wie Kreisel in einer bestimmten Lage zur Erdoberfläche gehalten werden. Auf der Plattform sind Beschleunigungssen­ soren angeordnet. Aus einer zweimaligen zeitlichen Integration der erhaltenen Beschleunigungssignale wird die Position gewonnen. Es sind auch Strapdown- Trägheitsnavigationssysteme bekannt, bei denen die Inertialsensoren flugzeugfest angeordnet sind und aus den Signalen die Fluglage berechnet und bei der Integration der Beschleunigungen wiederum rechne­ risch berücksichtigt wird.

Schließlich ist ein Kurs-Lage-Referenzgerät vorge­ sehen, das dem Piloten Kurs und Fluglage anzeigt. Bei Flugzeugen für militärische Zwecke sind zusätz­ liche Inertialsensoren für verschiedene Waffen­ systeme vorhanden.

Eine große Anzahl komplexer Sensoren und Baugruppen bedingt eine geringe Zuverlässigkeit. Diese wiederum hat einen hohen Wartungsaufwand zur Folge. Von dem gesamten Wartungsaufwand moderner Flugzeuge entfällt ein hoher Prozentsatz auf das Flugrege­ lungs- und Avioniksystem.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Inertialsensoranlage für Navigation und Flugführung mit möglichst wenigen Sensoren aufzubauen und da­ durch den Wartungsaufwand zu verringern.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß

• a) die Beschleunigungs- und Drehgeschwindigkeits­ sensoren in einer Sensoreinheit mit flugzeug­ festen Eingangsachsen (strap-down) angeordnet sind und
• b) die Sensoreinheit wenigstens vier Beschleuni­ gungssensoren und wenigstens vier Drehge­ schwindigkeitssensoren enthält, deren Ein­ gangsachsen nach vier verschiedenen Richtungen ausgerichtet sind, von denen niemals mehr als zwei in einer gemeinsamen Ebene liegen.

Es sind vier Beschleunigungsmesser und vier Drehge­ schwindigkeitsmesser vorgesehen. Dabei kann die Beschleunigung in Richtung der Eingangsachse jedes der Beschleunigungssensoren zusätzlich auch aus einer Linearkombination der Beschleunigungen erhal­ ten werden, welche durch die jeweils drei anderen Beschleunigungssensoren in Richtung ihrer Eingangs­ achsen gemessen werden. In entsprechender Weise kann auch die Drehgeschwindigkeit um die Eingangs­ achse jedes der Drehgeschwindigkeitssensoren zu­ sätzlich auch aus einer Linearkombination der Drehgeschwindigkeiten erhalten werden, welche durch die jeweils drei anderen Drehgeschwindigkeitssen­ soren um deren Eingangsachsen gemessen werden. Mit insgesamt vier Beschleunigungssensoren und insge­ samt vier Drehgeschwindigkeitssensoren können drei Beschleunigungskomponenten und drei Drehgeschwin­ digkeitskomponenten zweifach redundant erhalten werden. Da die Beschleunigungs- und Drehgeschwin­ digkeitssensoren in "Strapdown"-Anordnung mit flugzeugfesten Eingangsachsen vorgesehen sind, können diese Beschleunigungs- und Drehgeschwindig­ keitssensoren durch geeignete Verarbeitung ihrer Signale gleichzeitig sowohl für einen Flugregler als auch für ein Strapdown-Trägheitsnavigations­ gerät benutzt werden.

Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.

Einige Ausführungsbeispiele der Erfindung sind nachstehend unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert.

Fig. 1 zeigt schematisch als Blockdiagramm eine Inertialsensoranlage für Naviga­ tion und Flugführung.

Fig. 2 zeigt in ähnlicher Darstellung wie Fig. 1 eine Inertialsensoranlage mit zwei Sensoreinheiten und zugehörigen Signalverarbeitungsmitteln.

Fig. 3 veranschaulicht das Zusammenwirken der Inertialsensoranlage mit dem Flugrege­ lungssystem.

Fig. 4 zeigt - immer noch schematisch - Ein­ zelheiten des Aufbaus einer Inertial­ sensoranlage nach Fig. 3.

Fig. 5 zeigt schematisch eine mögliche Sensor­ anordnung bei zwei Sensoreinheiten von je vier Beschleunigungs- und/oder Dreh­ geschwindigkeitssensoren.

Fig. 6 zeigt eine Sensoreinheit mit zwei Sätzen von je drei Sensoren, wobei die Eingangsachsen der Sensoren des einen Satzes gegen die des anderen Satzes verschwenkt sind.

In Fig. 1 ist mit 10 eine Sensoreinheit bezeichnet. Die Sensoreinheit 10 ist stark schematisch darge­ stellt. Jeweils ein Beschleunigungssensor und ein Drehgeschwindigkeitssensor sind durch je einen Pfeil 12, 14, 16 und 18 symbolisiert, welcher die Richtung der Eingangsachse des Beschleunigungs­ bzw. Drehgeschwindigkeitssensors angibt. Bei der Sensorkonfiguration von Fig. 1 sind die Eingangs­ achsen 12, 14, 16 dreier Paare von Beschleunigungs- und Drehgeschwindigkeitssensoren zueinander senk­ recht und verlaufen längs der in einer Ecke zu­ sammenlaufenden Kanten eines gedachten Würfels 20. Die Eingangsachse 18 des vierten Paares von Be­ schleunigungs- und Drehgeschwindigkeitssensoren fällt in die Richtung der Würfeldiagonalen.

Die Signale der Beschleunigungs- und Drehgeschwin­ digkeitssensoren werden durch eine Signalverarbei­ tungsschaltung 22 vorverarbeitet und als Signale ω₁, l₂, ω₃, ω₄, bzw. a ₁, a ₂, a ₃, a ₄ auf Rechner­ mittel 24 geschaltet.

Die Rechnermittel 24 bewirken eine Signalverarbei­ tung der Signale ω₁, ω₂, ω₃, ω₄ und a ₁, a ₂, a ₃, a ₄ in der Weise, daß jede Drehgeschwindigkeit und jede Beschleunigung redundant aus verschiedenen Sensoren abgeleitet wird. Beispielsweise wird die Drehgeschwindigkeit um die flugzeugfeste Achse x ^F einmal unmittelbar von dem Drehgeschwindigkeitssen­ sor mit der Eingangsachse 12 erhalten, der auf Drehgeschwindigkeiten um die Achse x ^F anspricht. Die Drehgeschwindigkeit um die Achse x ^F ergibt sich aber auch aus einer Linearkombination von Drehgeschwindigkeiten, die von den übrigen drei Drehgeschwindigkeitssensoren um die Eingangs­ achsen 14, 16 und 18 gemessen wird. In entsprechen­ der Weise ergibt sich jede Beschleunigung und jede Drehgeschwindigkeit zweifach redundant einmal aus der direkten Messung mittels des Sensors, dessen Eingangsachse in die betreffende Richtung fällt, und zum anderen aus einer Linearkombination der Signale der übrigen drei Sensoren.

Die so erhaltenen redundanten Signale ω₁ .... ω₄ und a ₁.... a ₄ werden über einen Bus 26 auf einen Flugreglerrechner gegeben, wie unten noch beschrie­ ben wird.

Die Rechnermittel 24 bewirken weiterhin die Fail- Safe-Redundanzverwaltung und dynamische Rekonfi­ guration, wie an sich bekannt und daher hier nicht näher beschrieben ist.

Es erfolgt in ebenfalls bekannter und daher hier nicht im einzelnen beschriebener Weise die Um­ setzung der mit den Sensoren in bezug auf flug­ zeugfeste Achsen erhaltenen "Strapdown"-Informa­ tionen in Kurs- und Lageinformationen, die auf ein erdfestes Referenzsystem bezogen sind. Ebenso werden aus den "Strapdown"-Informationen Naviga­ tionsdaten der Trägheitsnavigation gebildet.

Die Rechnermittel 24 geben somit an einen Avionik- Bus 28 Signale entsprechend z.B. dem Geschwindig­ keitsvektor v ^R im erdfesten System, den Positions­ koordinaten Φ und λ und den Lagewinkeln ϕ, ϑ, Φ (Roll-, Nick- und Kurswinkel).

Mit einer solchen Inertialsensoranlage ergeben sich nur zweifach redundante Signale für die Flugrege­ lung. Fig. 2 zeigt eine Inertialsensoranlage, bei welcher zwei Sensoreinheiten 10 A und 10 B der im Zusammenhang mit Fig. 1 beschriebenen Art vorgesehen sind. Entsprechende Teile sind in Fig. 2 mit den gleichen Bezugszeichen versehen wie in Fig. 1, je­ doch unter Hinzufügung eines "A" oder eines "B". Die Sensoreinheit 10 B ist gegenüber der Sensorein­ heit 10 A um einen Winkel von beispielsweise 270° um die Hochachse verdreht angeordnet.

Auf diese Weise werden die Beschleunigungen und Drehgeschwindigkeiten für die Flugregelung vierfach redundant erhalten. Damit lassen sich die FO/FO/FS- Anforderungen der Flugregelung realisieren. Das bedeutet, daß in dem System bis zu drei wesentliche Bauteile ausfallen können, ohne daß das System funktionsunfähig wird. Darüber hinaus enthält die Inertialsensoranlage von Fig. 2 zwei komplette, von­ einander unabhängige Trägheitsnavigationsgeräte, so daß auch für die Navigation zweifache Redundanz ge­ geben ist.

Die Drehgeschwindigkeitssensoren sind in bekannter Weise als Ringlaserkreisel ausgebildet. Die Be­ schleunigungssensoren enthalten Massen, die über piezoelektrische Geber abgestützt sind. Beides ist an sich bekannt und daher hier nicht im einzelnen beschrieben.

Fig. 3 zeigt die Integration der Inertialsensoran­ lage in das Flugregelungssystem.

Mit 30 A und 30 B sind die beiden Systeme der Iner­ tialsensoranlage von Fig. 2 bezeichnet. Der Flug­ reglerrechner ist vervierfacht. Es sind vier identische Flugreglerrechner 32 A, 32 B, 32 C und 32 D vorgesehen. Jeder der Flugreglerrechner 32 A, 32 B, 32 C und 32 D ist sowohl mit dem Multiplexer-Bus 26 A des Systems 30 A als auch mit dem Multiplexer-Bus 26 B des Systems 30 B verbunden und erhält somit insge­ samt vierfach redundant die Beschleunigungen und Drehgeschwindigkeiten. Die Flugregelrechner 32 A bis 32 D geben Daten auf einen Bus 36. Der Bus 36 erhält weiterhin über Bus 38 Daten von dem Bus 28 A des Systems 30 A und von dem Bus 28 B des Systems 30 B. Die Daten werden im Multiplexbetrieb übertragen. Über den Bus 36 werden die Daten auf die verschie­ denen Anzeige- und Steuereinheiten geleitet.

Fig. 4 zeigt im einzelnen den Aufbau eines Systems 30.

Das System 30 der Inertialsensoranlage enthält vervierfacht Niederspannungs-Stromversorgungs­ einheiten 40 A, 40 B, 40 C, 40 D und Hochspannungs-Strom­ versorgungseinheiten 42 A, 42 B, 42 C und 42 D. Die Hochspannungs-Stromversorgungseinheiten versorgen die vier als Ringlaserkreisel ausgebildeten Drehge­ schwindigkeitssensoren 44 A, 44 B, 44 C, 44 D, deren Eingangsachsen in der in Fig. 1 dargestellten Weise in Richtung der Pfeile 12, 14, 16 und 18 orientiert sind. Ebenso versorgen die Hochspannungs-Stromver­ sorgungseinheiten 42 A bis 42 D vier Beschleunigungs­ sensoren 46 A, 46 B, 46 C und 46 D, deren Eingangsachsen ebenfalls in der in Fig. 1 dargestellten Weise in Richtung der Pfeile 12, 14, 16 und 18 orientiert sind.

Die Signale der Beschleunigungssensoren 46 A, 46 B, 46 C, 46 D und die Signale der Drehgeschwindigkeits­ sensoren 44 A, 44 B, 44 C, 44 D sind auf die Signalverar­ beitungsschaltung 22 geschaltet, die ebenfalls vervierfacht ist und aus vier identischen Signal­ verarbeitungsschaltungen 22 A, 22 B, 22 C und 22 D besteht. Die Signalverarbeitungsschaltungen 22 A bis 22 D liefern vier Paare von Daten, nämlich je einen Beschleunigungs- und einen Drehgeschwindigkeitswert für jede der Richtungen 12, 14, 16 und 18. Diese werden auf die Rechnermittel 24 gegeben. Diese sind ebenfalls vervierfacht und bestehen aus vier iden­ tischen Rechnern 24 A, 24 B, 24 C und 24 D.

Signale der Rechnermittel 24 werden über verdoppel­ te Eingabe-Ausgabe-Einheiten 48 A, 48 B auf den Multi­ plex-Avionikbus 28 gegeben und liefern, wie gesagt, die Geschwindigkeits-, Positions- und Fluglagein­ formationen. Weitere Signale der Rechnermittel 24 werden über vervierfachte Eingabe-Ausgabe-Einheiten 50 A, 50 B, 50 C und 50 D auf den Multiplexer-Bus 26 für den Flugreglerrechner 32 A bis 32 D gegeben.

Fig. 5 zeigt eine Alternative der Anordnung der Eingangsachsen in den Sensoreinheiten 10 A und 10 B. Die Sensoreinheit 10 B kann gegenüber der Sensor­ einheit 10 A um 0°, 90°, 180° oder 270° um die Hochachse verdreht sein.

Fig. 6 zeigt eine andere Alternative: Die Inertial­ sensoranlage enthält zwei Sensoreinheiten 52 und 54, die jede nur drei Paare von Beschleunigungs- und Drehgeschwindigkeitssensoren aufweisen. Die Richtungen der Eingangsachsen 56, 58, 60 der Sensoren der Sensoreinheit 52 definieren einen gedachten Würfel 62, wobei die Richtungen der Eingangsachsen 56, 58, 60 drei in einer Ecke 64 dieses Würfels 62 zusammenlaufende Würfelkanten bilden. Die Rich­ tungen 66, 68, 70 der Eingangsachsen der zweiten Sensoreinheit 54 verlaufen in bezug auf einen gedachten Würfel 72, dessen Kanten parallel zu den Kanten des Würfels 62 sind, längs der Diagonalen der Seitenflächen 74, 76, 78 welche eine der Ecke 64 entsprechende Ecke 80 bilden.

Bei dieser Anordnung fällt keine Achse der einen Sensoreinheit 52 mit einer Achse der anderen Sensoreinheit 54 zusammen. Es können damit die Zuverlässigkeitsbedingungen der Flugregelung erfüllt werden. Es kann jedoch nicht jede einzelne Sensoreinheit als fehlertolerantes Navigationsgerät genutzt werden.

Statt optischer Rotationssensoren können auch Rotationssensoren benutzt werden, die nach einem anderen physikalischen Prinzip arbeiten, z.B. mechanische Sensoren (Kreisel) oder Sensoren, welche die Kernspinresonanz ausnutzen.

Claims (9)

1. Inertialsensoranlage für Navigation und Flug­ führung mit Beschleunigungs- und Drehgeschwin­ digkeitssensoren, dadurch gekennzeichnet, daß

• a) die Beschleunigungs- und Drehgeschwindig­ keitssensoren in einer Sensoreinheit (10) mit flugzeugfesten Eingangsachsen (strap­ down) angeordnet sind und
• b) die Sensoreinheit (10) wenigstens vier Beschleunigungssensoren und wenigstens vier Drehgeschwindigkeitssensoren enthält, deren Eingangsachsen nach vier verschie­ denen Richtungen (12, 14, 16, 18) ausgerich­ tet sind, von denen niemals mehr als zwei in einer gemeinsamen Ebene liegen.

2. Inertialsensoranlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß

• a) die Richtungen (12, 14, 16) Eingangsachsen von jeweils drei Beschleunigungs- und Drehgeschwindigkeitssensoren aufeinander senkrecht stehen und
• b) die Eingangsachsen des vierten Beschleu­ nigungssensors und des vierten Drehge­ schwindigkeitssensors in Richtung (18) der Diagonale eines Würfels (20) verlaufen, dessen Kanten parallel zu den Eingangsach­ sen der drei anderen Beschleunigungs- und Drehgeschwindigkeitssensoren sind.

3. Inertialsensoranlage nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehgeschwin­ digkeitssensoren von optischen Rotationssen­ soren gebildet sind.

4. Inertialsensoranlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Signale der Sensorein­ heit (10) auf Rechnermittel (24) aufgeschaltet sind, durch welche

• a) die vier Signale der Beschleunigungssen­ soren redundant darstellbar sind, indem jedes der vier Signale zusätzlich als Kombination der drei anderen Signale ge­ bildet wird und/oder
• b) die vier Signale der Drehgeschwindigkeits­ sensoren redundant darstellbar sind, indem jedes der vier Signale zusätzlich als Kom­ bination der drei anderen Signale gebildet wird.

5. Inertialsensoranlage nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß durch die besagten Rechner­ mittel (24) die auf flugzeugfeste Eingangsach­ sen bezogenen Signale in Fluglage- und Naviga­ tionssignale umrechenbar sind.

6. Inertialsensoranlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß von den Signalen der Be­ schleunigungs- und Drehgeschwindigkeitssensoren einmal Flugregelmittel und zum anderen Naviga­ tionsrechnermittel beaufschlagt sind.

7. Inertialsensoranlage nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Sensor­ einheit (10 A, 10 B) zweifach redundant vorgesehen ist, wobei die eine Sensoreinheit gegenüber der anderen um ein ganzzahliges Vielfaches von 90° um die Hochachse verdreht angeordnet ist.

8. Inertialsensoranlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Sensoreinheit zwei Sätze (52, 54) von je wenigstens drei Beschleu­ nigungssensoren und drei Drehgeschwindigkeits­ sensoren aufweist, deren Eingangsachsen jeweils nicht in einer gemeinsamen Ebene liegen, und daß die Eingangsachsen der beiden Sätze gegen­ einander winkelversetzt sind.

9. Inertialsensoranlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausgangssignale aller Sensoren (30 A, 30 B) auf alle Flugregeleinheiten (32 A-D) aufgeschaltet sind.