DE3735629C2

DE3735629C2 -

Info

Publication number: DE3735629C2
Application number: DE19873735629
Authority: DE
Inventors: Fritz 8000 Muenchen De Hofmann
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Priority date: 1987-10-21
Filing date: 1987-10-21
Publication date: 1989-11-09
Also published as: DE3735629A1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Anordnung zur automatischen Azi mut-Übertragung und Vorstart-Nachkalibrierung gemäß dem Gattungsbegriff des Anspruchs 1.The invention relates to an arrangement for automatic Azi mut transmission and pre-start recalibration according to the generic term of claim 1.

Durch die DE-OS 36 22 064 der Anmelderin ist es bekanntgeworden, durch sogenannte Transfer-Ausrichtung des Anfangsazimuts bei einem senkrecht oder in der Elevation geneigt startenden Lenkflugkörper die Probleme der Anfangsausrichtung und Vorstart-Kalibrierung durch eine hochgenaue boden seitige Azimut-Referenz der Bodenanlage für ein Sensorpaket im Flugkörper zu verbessern. Die dort aufgezeigte Lösung hat den Vorteil, daß das zur Bodenanlage gehörende Peilgerät unmittelbar am Boden montiert bzw. in stalliert werden kann. Für gewisse Anwendungsfälle jedoch ist der Nachteil einer relativ komplizierten Vermessungsgeometrie mit großen Abmessungen gegeben, was vor allem für Flugkörper die mit variabler Elevation starten gilt.It has become known from DE-OS 36 22 064 of the applicant, by so-called transfer orientation of the initial azimuth in a vertical or the guided missile launching at an incline the problems of Initial alignment and pre-start calibration through a highly accurate floor Azimuth reference of the ground system for a sensor package in the missile to improve. The solution shown there has the advantage that the Direction finding device belonging to the ground system is mounted directly on the ground or can be installed. However, for certain applications the disadvantage is a relatively complicated survey geometry with large dimensions given what especially for missiles that start with variable elevation applies.

Diesen Nachteil beseitigte man nun dadurch, daß noch vor dem Aufrichten des Flugkörpers die Azimutreferenz z. B. durch ein direkt neben dem noch waagrecht liegenden Flugkörper montiertes optisches Peilgerät von der Bo denanlage zum Flugkörper übertragen und die darauf erfolgende Aufrichtbe wegung durch die flugkörperseitigen Sensoren überwacht und hinsichtlich eines azimutrelevanten Anteils gemessen werden. Die weitere Anfangsaus richtung in der Neigung wird dann anschließend mittels Beschleunigungsmes ser im Flugkörper durchgeführt, die die Einkopplung der Schwerkraft messen.This disadvantage was now eliminated by the fact that even before erection the missile the azimuth reference z. B. by a right next to it horizontal missile mounted optical direction finder from the Bo the system to the missile and the erection that follows movement monitored by the missile-side sensors and regarding of an azimuth-relevant portion can be measured. The further beginning The direction in the inclination is then determined using acceleration measurements performed in the missile, which measure the coupling of gravity.

Jedoch auch diese Lösung ist nicht optimal, denn sie ist mit dem Nachteil behaftet, daß nach der optischen Peilung und Übertragung des Anfangsazi muts bei der Erfassung des azimutrelevanten Anteils der anschließenden Aufrichtbewegung für diese Lösung spezifische Fehler auftreten, nämlich durch Achsfehler der flugkörperseitigen Kreisel, die die Aufrichtbewegung überwachen und zweitens durch Querneigungsfehler der Lotreferenz der Auf richtbewegung.However, this solution is also not optimal, because it has the disadvantage afflicted that after the optical bearing and transmission of the initial Azi courage in the acquisition of the azimuth-relevant portion of the subsequent Raising movement specific errors occur for this solution, namely due to axis errors of the missile-side gyroscope, which causes the uprighting movement monitor and secondly by bank error of the plumb reference directional movement.

Der erstgenannte Achsfehler ergibt beispielsweise bei einem Wert von 0,3 mrad und einem Aufrichtwinkel von ca. 1 rad den Zusatzfehler vonThe first-mentioned axis error results, for example, at a value of 0.3 mrad and an upright angle of approx. 1 rad the additional error of

(0,3 mrad) × 1 rad = 0,3 mrad(0.3 mrad) × 1 rad = 0.3 mrad

und bei einem Nullpunktfehler der für die Lotreferenz verwendeten flugkör perseitigen Beschleunigungsmesser von 0,2 mg und einem Aufrichtwinkel von 1 rad entsteht ein weiterer Zusatzfehler vonand in the event of a zero point error, the missiles used for the solder reference personal accelerometer of 0.2 mg and a righting angle of 1 wheel creates another additional error from

(0,2 mg/1 g) × 1 rad = 0,2 mrad.(0.2 mg / 1 g) × 1 rad = 0.2 mrad.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diese Zusatzfehler, die das Gesamt-Fehlerbudget der Navigation des Flugkörpers belasten, zu beseitigen und damit eine hohe Genauigkeit des Flugkörper-Azimutsystems sowie eine zusätzliche Möglichkeit zur Vorstart-Nachkalibrierung der flug körperseitigen Geräte zu schaffen.The object of the present invention is to eliminate these additional errors, that burden the overall error budget for the navigation of the missile eliminate and thus a high accuracy of the missile azimuth system as well as an additional option for pre-start recalibration of the flight to create body-side devices.

Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 aufgeführten Maßnahmen er reicht. In den Unteransprüchen sind Maßnahmen zur Weiterbidung und Ausge staltung angegeben und in der nachfolgenden Beschreibung ist ein Aus führungsbeispiel erläutert und in den Figuren der Zeichnung skizziert. Es zeigtThis task is he through the measures listed in claim 1 enough. Measures for further education and training are in the subclaims Staltung indicated and in the description below is an off management example explained and sketched in the figures of the drawing. It shows

Fig. 1 ein Schemabild (Draufsicht) der Startanlage nach dem Stand der Technik vor dem Aufrichtvorgang des Lenkflugkörpers, Fig. 1 is a schematic image (top view) of the starting system according to the prior art before the erecting of the guided missile,

Fig. 1a ein Schemabild (Seitenansicht) des sog. Strapdown-Pakets in ver stellbarem Nickrahmen in horizontaler und in senkrechter Stellung des Flugkörpers, FIG. 1a is a schematic image (side view) of the so-called. Strapdown package in ver stellbarem pitch frame in the horizontal and in the vertical position of the missile,

Fig. 2 ein Blockschaltbild zur Funktion des Nickrahmens in schematischer Darstellung, Fig. 2 is a block diagram of the function of the frame pitch in a schematic representation;

Fig. 3 eine Darstellung der Meßachsen ax, az und der Anfangsgeschwindig keit vx für eine sogenannte Wurfparabel, Figure 3 ax. A representation of the measuring axes, az and the Anfangsgeschwindig ness vx for a so-called trajectory,

Fig. 4 eine Darstellung der Kalibrierpositionen des Nickrahmens zur Nacheichung von ax und az in schematischer Darstellung, Fig. 4 is a representation of the calibration positions of the pitch frame for recalibration of ax and az in a schematic representation;

Fig. 5 eine Darstellung der Kalibrierpositionen zum Nacheichen der Krei seldrift für die Gier- und Rollachse, einmal in bezug zur Erd drehung und zum andernmal in bezug zur Schwerkraft, Fig. 5 is a representation of the calibration positions for recalibrating the Krei seldrift for the yaw and roll axes, one rotation in relation to the earth and the second time with respect to gravity,

Fig. 6 eine Darstellung der Skalierung des Nickkreisels und der Achs kopplungen der Kreisel für Gieren und Rollen. Fig. 6 shows the scaling of the pitch gyro and the axis couplings of the gyroscope for yaw and roll.

Wie bereits erwähnt, die genannten Zusatzfehler belasten das Gesamtfehler budget der Flugkörpernavigation und zur Erfüllung der gestellten Aufgabe wird vorgeschlagen, den gesamten Sensorblock 11 - auch "Strapdown-Paket" genannt - in einen variabel einstellbaren Nickrahmen 13 zu montieren, der durch eine zur Aufrichtbewegung rückläufige grobe Stellbewegung die ver bleibende, um die Nickachse 12 rotierende, Drehbewegung des Sensorblocks 11 bis auf einen kleinen Restfehler reduziert. Bei einem Restfehler von ca. 5 mrad ergibt sich nun beispielsweise folgende Minimierung der oben genannten Zusatzfehler:As already mentioned, the additional errors mentioned burden the overall error budget of the missile navigation and, in order to fulfill the task, it is proposed to mount the entire sensor block 11 - also called a "strapdown package" - in a variably adjustable pitch frame 13 , which is reduced by an uprighting movement Rough actuating movement, the remaining, rotating about the pitch axis 12 , rotary movement of the sensor block 11 reduced to a small residual error. With a residual error of approx. 5 mrad, the following additional errors are minimized, for example:

Für den 1. Zusatzfehler:
(0,3 mrad) × 5 mrad = 0,0015 mrad;
Für den 2. Zusatzfehler:
(0,2 mg/1 g) × 5 mrad = 0,001 mrad.For the 1st additional error:
(0.3 mrad) × 5 mrad = 0.0015 mrad;
For the 2nd additional error:
(0.2 mg / 1 g) × 5 mrad = 0.001 mrad.

Diese Fehlerwerte sind um Potenzen besser als sie bisher in Kauf genommen werden mußten. Nunmehr haben sie eine vernachlässigbare Größe erreicht.These error values are potencies better than previously accepted had to be. Now they have reached a negligible size.

Der vorgeschlagene verstellbare Nickrahmen "beseitigt" nicht nur die Zu satzfehler, sondern er erlaubt auch die Reduzierung einer Reihe von Feh lern der Sensoren des Strapdown-Paktes, beispielsweise Fehler, die durch Alterung oder durch Einflüsse der Anfangstemperatur entstehen usw. Diese Sensorfehler werden im Rahmen einer sogenannten "Vorstart-Kalibrierung" der einzelnen Sensormeßachsen, die in verschiedene Kalibrierausrichtungen gestellt werden, festgestellt und in dem Bordrechner 16 gespeichert. Die Fig. 2 zeigt ein schematisches Blockchaltbild, das diesen Vorgang skiz ziert. Die Kalibriereinrichtung 15 gibt den gewünschten Einstellwert ent weder einem Winkelgeber 14, der danach den Nickrahmen 13 einstellt, oder einer Meßeinrichtung 14 a für die Achsen ax und az, die ihre Signale an den Nickrahmen 13 zu dessen Einstellung eingibt. Winkelgeber 14 und Meßein richtung 14 a geben ihren Sollwert dem Bordrechner 16 ein, der vom Nickrah men 13 den jeweiligen Istwert erhält und beispielsweise durch Differenz bildung nun den verbliebenen Zusatzfehler ermittelt und abspeichert. Während der Missionsphase treten im wesentlichen nur noch die späteren kurzfristigen Veränderungen der Sensorkennlinien als Fehlerquellen der Navigation auf.The proposed adjustable pitch frame "not only" eliminates the additional errors, but it also allows the reduction of a number of errors in the sensors of the strapdown pact, for example errors caused by aging or influences of the initial temperature, etc. These sensor errors become within the frame A so-called "pre-start calibration" of the individual sensor measuring axes, which are set in different calibration orientations, is determined and stored in the on-board computer 16 . Fig. 2 shows a schematic block diagram that sketches this process. The calibration device 15 gives the desired setting value ent either an angle sensor 14 , which then adjusts the pitch frame 13 , or a measuring device 14 a for the axes ax and az , which inputs its signals to the pitch frame 13 for setting it. Angle encoder 14 and measuring device 14 a enter their target value into the on-board computer 16 , which receives the respective actual value from Nickrah men 13 and, for example, now determines and stores the remaining additional error by forming the difference. During the mission phase, essentially only the later short-term changes in the sensor characteristics appear as sources of error in the navigation.

Nachfolgend seien einige Beispiele für die vor dem Start nachkalibrier baren Sensorfehler skizziert. Die Fig. 3 der Zeichnung zeigt die Meßach sen ax und az für ein Trägerfahrzeug bzw. einen Flugkörper 10 mit annä hernd einer "Wurfparabel" gleichen Flugbahn. Für den Positionsfehler bei Flugende gilt hierbei annähernd:Below are some examples of the sensor errors that can be recalibrated before starting. Fig. 3 of the drawing shows the Meßach sen ax and az for a carrier vehicle or a missile 10 with approximately a "throwing parabola" same trajectory. The following applies approximately to the position error at the end of the flight:

(Distanzfehler 1/Gesamtdistanz) = 2 × Skalierungsfehler der Anfangsge schwindigkeit vx = 2 × Skalierungsfehler des Beschleunigungsmessers ax;
(Distanzfehler 2/Gesamtdistanz) = 0,5 × Flugzeit² × Nullpunktfehler der Beschleunigungsmesser ax bzw. az.(Distance error 1 / total distance) = 2 × scaling error of the initial speed vx = 2 × scaling error of the accelerometer ax ;
(Distance error 2 / total distance) = 0.5 × flight time ² × zero point error of the accelerometers ax or az .

Aus Fig. 4 sind die vier Kalibrierungspositionen in die der Sensorblock 11 mit Hilfe des Nickrahmens 13 gegenüber der Schwerkraft eingestellt wird, um die Skalierungs- und Nullpunktfehler der betroffenen Beschleuni gungsmesser für ax und az vor dem Start zu eliminieren.From Fig. 4 are the four calibration positions in which the sensor block 11 is adjusted with the help of the pitch frame 13 against gravity in order to eliminate the scaling and zero point errors of the accelerometer concerned for ax and az before starting.

Die Fig. 5 zeigt schematisch die Kalibrierungspositionen gegenüber der Erddrehung und der Schwerkraft, in denen vor dem Start als weitere Sensor fehler die g-unabhängige Drift und die g-abhängige Drift der im Strapdown gerät - also dem Sensorpaket 11 mit trägerfest ausgerichteten Meßachsen - vorhandenen Wendekreisel für die Messung der Gier- und der Rollbewegung gemessen und nachkalibriert werden. Figs. 5 schematically shows the calibration positions with respect to the earth's rate and gravity, where dependent g prior to the start as a further sensor error, the g-independent drift and the drift of the device in the strapdown - that the sensor package 11 with a carrier fixedly oriented measurement axes - existing Turning gyroscope for measuring the yaw and roll motion can be measured and recalibrated.

Da die Nickachse 12 bei den verschiedenen gezeigten Kalibrierpositionen im Raum feststeht, ist für die Nachkalibrierung des Kreisels der Nickachse nur eine Position verfügbar. Dadurch ist seine Drift nicht so ohne wei teres in einem g-abhängigen und einen g-unabhängigen Anteil zu separieren. Für diesen Kreisel kann aber - wie in Fig. 7 schematisch skizziert - der Skalierungsfehler dadurch problemlos nachkalibriert werden, in dem z. B. mit Hilfe eines Winkelgebers 14 im Nickrahmen 13 oder einer Meßeinrichtung 14 a für ax und az definierte Stellwinkel des Nickrahmens 13 angesteuert werden.Since the pitch axis 12 is fixed in space at the various calibration positions shown, only one position is available for the recalibration of the gyro of the pitch axis. As a result, its drift cannot be separated without further into a g-dependent and a g-independent portion. For this gyroscope - as schematically sketched in Fig. 7 - the scaling error can be easily recalibrated in which B. with the help of an angle encoder 14 in the pitch frame 13 or a measuring device 14 a for ax and az defined setting angle of the pitch frame 13 can be controlled.

Wenn die Nickachse des Nickrahmens bei den Kalibrierbewegungen ausreichend genau geführt wird, so ist auch eine Nachkalibrierung der Kreuzkopplungen der Kreiselachsen für Gieren und Rollen gegenüber einer Nickbewegung mög lich.If the pitch axis of the pitch frame is sufficient for the calibration movements is precisely performed, so is a recalibration of the cross couplings the gyroscopic axes for yawing and rolling against a pitching movement Lich.

Durch diese vorbeschriebenen Maßnahmen ist nun eine Anordnung geschaffen, die nicht nur eine hohe Genauigkeit des Azimut-Systems eines Flugkörpers bzw. einer Startanlage gewährleistet, sondern auch die zusätzliche Mög lichkeit einer Vorstart-Nachkalibrierung der trägerseitigen Geräte schafft.Through these measures described above, an arrangement is now created which is not just a high accuracy of a missile's azimuth system or a starting system, but also the additional poss creates a pre-start recalibration of the carrier-side devices.

Claims

1. Arrangement for the automatic transmission of the initial azimuth from a reference installed in the launch system to the missile-based navigation device and for pre-start recalibration or inertial navigation of a guided missile starting vertically or inclined in elevation, characterized in that the sensor package with carrier-oriented measuring axes ( 11 ) (strapdown package) is arranged in a variably adjustable pitch frame ( 13 ) which automatically adapts to the uprighting movement of the guided missile ( 10 ) before take-off and the attitude after take-off by appropriate rotation about the pitch axis ( 12 ).

2. Arrangement according to claim 1, characterized in that the pitch frame ( 13 ) is assigned a device for pre-start calibration ( 15 ) of an individual sensor measuring axes and an angle sensor ( 14 ) which the setpoint of the desired angle value of the pitch frame ( 13th ) and the on-board computer ( 16 ) for determining and storing the respective sensor axis residual error.

3. Arrangement according to claim 1 or 2, characterized in that the pitch frame ( 13 ) is associated with a measuring device ( 14 a) for the position of the axes ax and az with respect to the pitch axis ( 12 ).