DE3812783A1

DE3812783A1 - Verfahren und einrichtung zur automatischen azimutausrichtung der inertialnavigation

Info

Publication number: DE3812783A1
Application number: DE19883812783
Authority: DE
Inventors: Fritz Dipl Ing Hofmann
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Priority date: 1988-04-16
Filing date: 1988-04-16
Publication date: 1989-10-26
Also published as: DE3812783C2; GB8830092D0; FR2633741B1; FR2633741A1; GB2217455B; GB2217455A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und eine Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens bezüglich der automatischen Azimutausrichtung der Inertialnavigation gemäß dem Gattungsbegriff des Anspruchs 1.

Bekanntlich bereitete die Azimutausrichtung der Inertialreferenz wegen der geforderten Genauigkeit und den sehr großen Abmessungen des Lenkflugkör pers ursprünglich erhebliche Schwierigkeiten, die nur durch einen sehr großen Aufwand an Geräten gemildert werden konnten. Durch die DE-PS 36 22 064 der Anmelderin ist eine Einrichtung zur automatischen optischen Azimutausrichtung bekannt geworden, bei der mittels eines am Lenkflugkör per verstellbar angeordneten Winkelreflektors eine geneigte Peilung ermög licht wird, die mit einem einachsig suchenden Liniendetektor, einem zwei achsig einstellbaren Sender und einem Steuergerät zur Anpeilung einer Rollrahmensteuerung der Flugkörper-Navigationsanlage versehen ist.

Diese und weitere - zum internen Stand der Technik der Anmelderin zählende Lösungsformen - erfordern zur Reduzierung des für eine Azimutübertragung zwischen der Bodenstation und dem Trägerfahrzeug erforderlichen Aufwandes ein an bzw. in der Zellenkonstruktion des Flugkörpers angeordnetes "Über tragungsfenster". Nun zeigt es sich aber, daß für verschiedene Anwendungs fälle ein solches unerwünscht ist, weil es einer einfachen Gestaltung der Zellenkonstruktion des Trägerfahrzeugs hinderlich ist.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und eine Einrichtung zur Durchführung desselben zu schaffen, womit völlig auf ein Übertagungsfenster verzichtet werden kann, ohne daß die bisher er zielten Vorteile und Genauigkeiten eingeschränkt werden müssen.

Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 aufgezeigten Verfahrensmerkmale und durch die im Anspruch 2 vorgeschlagenen Einrichtungsmaßnahmen gelöst. In der nachfolgenden Beschreibung ist ein Berechnungsbeispiel gegeben und erläutert.

In den Figuren der Zeichnung zeigt

Fig. 1 die Schemaskizzen zur Berechnung der Schwerkrafteinkopplung in der Ausgangs-Stellung des Trägerfahrzeugs,

Fig. 2 die Schemaskizzen zur Berechnung der Schwerkrafteinkopplung in der Vertikal-Stellung des Trägerfahrzeugs,

Fig. 3 die Schemaskizzen zur Berechnung der Trägerfahrzug-Referenz in der Schuß-Stellung,

Fig. 4 ein Beispiel für die vorgesehene Geräteanordnung mit

- inertialem Navigations-Sensorpaket des Trägerfahrzeugs,
- inertialer Lotreferenz der Aufklappachse in Form von Beschleunigungsmessern,
- Azimutreferenz des Werfers in Form ines Nordsuchers,
- Bus-System zur Verbindung der Geräte 1 bis 3,
- Aufklappachse, Werfer, Trägerfahrzeug.

Zur Bestimmung der Azimutabweichung zwischen dem Navigationspaket des Lenkflugkörpers und einer Referenz der Bodenanlage (hier Klappachse der Bodenlage) in der Startstellung, wird zuerst in verschiedenen Aufklapp stellungen die Rollabweichung (ϕ r) und die Gierabweichung (ϕ q ¹) zwi schen der Bodenanlage und dem Navigationspaket des Flugkörpers mit Hilfe der Schwerkrafteinkopplung inertial gemessen.

Bei bekannter Start-Elevation kann dann - wie nachstehend angegeben - für das Beispiel eines Flugkörpers (FK) die Azimutabweichung (Δψ) zwischen der Bodenanlage und dem Navigationspaket des FK - oder auch Trägerfahrzeug - rechnerisch ermittelt werden. Die Azimutabweichung ΔΨ wird bestimmt durch die Schwerkrafteinkopplung.

Eine (0-)-Stellung der Werferbasis wird definiert durch: das vertikale Achsenkreuz "zrg", durch die Richtung der zur Harmonisierung horizontier ten Schwenkachse des Werfers "yrg" und die Orthogonal-Achse "xrg" zu zrg und yrg. In der Werferbasis sind parallel zu diesem Achsenkreuz zrg die Beschleunigungsmesser "awz, awy, awx" montiert. Hierbei gilt: awx (0) = 0; und awy (0) = 0.

Wie aus der Fig. 1 ersichtlich, ist bei der Aufstellung im Gelände die Werferbasis gegenüber der (0)-Stellung um den Längsneigungswinkel (R b) und anschließend um den max. ca. 0,1 rad betragenden Querneigungswinkel (Φ b) gekippt. Diese (b-)-Stellung ist nun gekennzeichnet durch:

awx (b) = lg * sin R b

axy (b) = lg * cos R b * sin Φ b

Die Flugkörper-Referenz "xmb, ymb und zmb" ist durch die mechanische Mon tage des FK annähernd parallel zu "xrb, yrb und zrb" ausgerichtet. Die Winkel:

ϕ r = Rollenabweichung um die Achse xmb
ϕ q ¹ = Gierabweichung um die Achse zmb
ϕ q ² = Nickabweichung um die Achse ymb

kennzeichnen die relativ kleine Verwindung zwischen Werferbasis und Flug körperreferenz. Wegen |ϕr|, |ϕ q ¹|, und |ϕ q ²| < ca. 50 mrad spielt die Achsfolge von ϕ r, ϕ q ¹ und ϕ q ² hierbei nur eine unter geordnete Rolle.

Die Rollabweichung (ϕ r) ist somit bestimmbar aus:

amy(b) = lg * R * sin (Φ b + ϕ r) (1)

Für die Bestimmung der Gierabweichung (ϕ q ¹) werden gemäß der in Fig. 2 der Zeichnung dargestellten Schwerkrafteinkopplung in der Vertikalstellung der Flugkörperfuß und das Flugkörper-Sensorpaket um die Achse yrb des Wer fers so aufgerichtet, das "zrv" mit "awz" (v) = 0 horizontal liegt. In dieser (v)-Stellung ist die Gierabweichung (ϕ q ¹) bestimmbar aus:

amy(v) = lg * sin (Φ b + ϕ q ¹) (2)

Ferner gilt für die Nickabweichung (ϕ q ²):

amz(v) = lg * cos Φ b * sin ϕ q ² (3)

Somit ist die kleine Verdrehung der FK-Referenz gegenüber dem Achsenkranz "zrb, yrb, xrb" aus den Meßwerten "awx(b), awy(b), amy(v) und amz(v)" be stimmbar.

In der Schußstellung (s-Stellung) des Werfers ergibt sich - wie aus dem Schemabild Fig. 3 ersichtlich - die Vertikalausrichtung des FK-Sensorpake tes direkt aus der Ablesung der Beschleunigungsmesser "amx(s), amy(s) und amz(s)". Der Azimut wird auf die Achse "yrb" = Vertikalprojektion der Schwenkachse des Werfers in die Horizontalebene "xrg, yrg" bezogen. Demge genüber ist die Achse "yms*" = Vertikalprojektion der Achse "yms" in die Horizontalebene um den Winkel gemäß Gleichung gedreht:

Δψ = ϕ r * sin R s + ϕ q ¹ * cos R s + ϕ q ² * delta (4)

hierbei ist delta » 1.

Die Fig. 1, 2 und 3 der Zeichnung geben das Berechnungsverfahren so aus führlich und detailliert wieder, daß sich weitere Erläuterungen erübrigen dürften. Das einrichtungsmäßige Konzept ist in Fig. 4 dargestellt, wobei die oben stehenden Berechnungen vor dem Start durch den im Navigations- Sensorpaket 1 des Trägerfahrzeugs 7 enthaltenen Mikroprozessoren durchge führt werden.

Claims

1. Verfahren zur Bestimmung der Azimutabweichung zwischen dem Navi gationspaket eines Trägerfahrzeugs und einer Referenzeinrichtung der Bodenlage, vorzugsweise bei senkrecht oder in der Elevation geneigt startenden Lenkflugkörpern, dadurch gekennzeichnet, daß bereits in der Startstellung in verschiedenen Aufklappstellungen des Trägerfahrzeugs die Rollabweichung (ϕ r) und die Gierabweichung (ϕ q ¹) zwischen Bodenanlage und dem Navigationspaket des Trägerfahrzeugs mit Hilfe der Schwerkraftkopplung inertial gemessen wird und nach Festlegung der Start-Elevation die Azimutabweichung (Δϕ) zwischen Bodenanlage und dem Navigationspaket rechnerisch ermittelt wird.

2. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1, da durch gekennzeichnet, daß im Navigations-Sensorpaket des Trägerfahr zeugs eine Sensoranordnung zum Vergleich der Querneigung dieses Naviga tions-Sensorpaketes mit der Querneigung der Aufklappachse und eine Rechenanordnung zur Bestimmung der Azimutabweichung - Navigations-Sen sorpaket/Aufklappachse - aus der Querneigungsdifferenz zugeordnet ist.