DE60011572T2

DE60011572T2 - Redundantes system fuer die anzeige von kurs- und lageinformationen in einem flugzeug

Info

Publication number: DE60011572T2
Application number: DE60011572T
Authority: DE
Inventors: Peter ADEBJÖRK; Per-Johan Nordlund; Carl-Olof Carlsson
Original assignee: Saab AB
Current assignee: Saab AB
Priority date: 1999-01-18
Filing date: 2000-01-12
Publication date: 2004-11-25
Anticipated expiration: 2020-01-13
Also published as: AU2335400A; US6782742B1; DE60011572D1; CZ300503B6; EP1147461B1; EP1147461A1; US6955082B2; SE512716C2; SE9900113L; CZ20012604A3; PL194230B1; CA2358557C; CA2358557A1; SE9900113D0; AR024529A1; ZA200105118B; ES2223452T3; RU2236697C2; PL349834A1; AU756340B2

Description

ERFINDUNGSGEBIET
Die Erfindung bezieht sich auf eine Systemfunktion, die die Anzeige von Steuerkurs und Fluglage auf Displays wie zum Beispiel einem Headup-Display (HUD) in einem Flugzeug bereitstellt für den Fall, dass bestimmte, für normale Fluglagenanzeige bestimmte Geräte ausfallen. Die Systemfunktion, die im Englischen "Attitude and Heading Reference System" genannt wird und unter Verwendung der Anfangsbuchstaben zu AHRS abgekürzt wird, ergänzt die normale Anzeige des Flugzeugs für Steuerkurs und Fluglage. Diese Anzeige dient dem Zweck, dem Piloten beim Abfangen des Flugzeugs in schwierigen Fluglagen zu helfen und anschließend die Rückkehr zum Ausgangsort/die Landung zu erleichtern.
STAND DER TECHNIK
Um die Fluglagen- und Steuerkursanzeige in einem Flugzeug für den Fall, dass ein normalerweise benutztes INS-System (Trägheitsnavigationssystem) ausfällt, sicherzustellen, ist ein Redundanzsystem erforderlich. Bei guter Sicht kann ein Pilot beim Fliegen den Horizont als Fluglagen-Bezugslinie verwenden, der Steuerkurs bleibt dabei jedoch sehr ungewiss. Bei schlechtem Wetter, in den Wolken und nachts, wenn der Horizont nicht sichtbar ist, kann der Pilot leicht die Orientierung verlieren und dadurch das Flugzeug und sich selbst in eine gefährliche Lage bringen.
AHRS-Systeme berechnen, unabhängig von normalen Systemen, Fluglagewinkel (Nicken und Rollen) und Steuerkurs. Bei einem derartigem System wird dem Piloten die Position auf einem Display im Cockpit fortlaufend angezeigt. Es kommt vor, dass ein Fluglagen-Redundanzsystem derart wichtig ist, dass ein Flugzeug ohne dieses nicht fliegen darf.
Redundanzsysteme in Form einer AHRS-Einheit sind heutzutage verfügbar (siehe z.B. US-A-4914598). Eine Einheit dieser Art enthält u.a. Kreisel, die Änderungen im Nick-, Roll- und Gierwinkel des Flugzeugs messen. Ferner enthält die Einheit Beschleunigungsmesser und magnetische Sensoren. Die Beschleunigungsmesser dienen zur Festlegung einer Horizontalebene. Die magnetischen Sensoren dienen zur Bestimmung des magnetischen Nordpols. Diese Art von AHRS-System ist von der Hardware her kostspielig und beinhaltet die Installation von schweren, sperrigen Geräten im Flugzeug. Um dem abzuhelfen, wird in der hier folgenden Beschreibung ein künstliches AHRS-System vorgeschlagen, welches die im Flugzeug vorhandenen Sensoren, die normalerweise nicht für AHRS-Berechnungen gedacht sind, verwendet und die demzufolge eine z.T. signifikant schlechtere Performance gegenüber Sensoren der Art, wie sie in einer AHRS-Einheit eingesetzt werden, aufweisen.
Die Winkel werden mit Hilfe von im Flugzeug vorhandenen Sensoren berechnet. Ziel ist, vorhandene Winkelgeschwindigkeits-Kreiselsignale zu verwenden und diese durch Berechnungen zu unterstützen, die auf anderen, im Flugzeug verfügbaren Primärdaten basieren. Winkelgeschwindigkeits-Kreisel kommen normalerweise in Flugsteuerungssystemen zum Einsatz und haben im Allgemeinen eine wesentlich größere Drift als Kreisel zur Navigation.
BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
Gemäß eines Aspektes der Erfindung ist ein Verfahren zur künstlichen Berechnung der redundanten Fluglage und des redundanten Steuerkurses mittels im Flugzeug vorhandener Daten, wie in den Ansprüchen angegeben, vorgesehen.
Es wurden verschiedene Ausführungsformen entwickelt. In einer Ausführungsform ist der Steuerkurs des Flugzeugs verfügbar, während in einer anderen Ausführungsform der Steuerkurs auf der Grundlage eines magnetischen Steuerkurssensors berechnet wird. Wenn der Steuerkurs verfügbar ist, können die Berechnungen weitgehend reduziert werden.
Wenn der Steuerkurs (redundanter Steuerkurs) verfügbar ist, wird die Fluglage berechnet, indem die Signale der Winkelgeschwindigkeits-Kreisel im Flugsteuerungssystem des Flugzeugs, Luftdateninformation (Flughöhe, Geschwindigkeit, Anstellwinkel) und Steuerkursinformation (redundanter Steuerkurs) als Ganzes gewichtet werden.
Wenn der Steuerkurs nicht verfügbar ist, werden Fluglage und Steuerkurs entsprechend einer Ausführungsform mit Hilfe von Kalmanfiltern berechnet, indem die Signale der Winkelgeschwindigkeits-Kreisel im Flugsteuerungssystem des Flugzeugs, Luftdateninformation (Flughöhe, Geschwindigkeit, Anstellwinkel und Abgleitwinkel) sowie Information, die von vorhandenen magnetischen Steuerkurssensoren im Flugzeug kommen, als Ganzes gewichtet werden.
Ein Vorteil eines künstlichen AHRS-Systems gemäß dem Aspekt der Erfindung besteht darin, dass es zu einem wesentlich billigeren Preis als herkömmliche, auf ihren eigenen Sensoren basierende AHRS-Systeme erstellt werden kann, wenn im Flugzeug vorhandene Sensoren verwendet werden. Außerdem wird dadurch Platz und Gewicht im Flugzeug eingespart.
BESCHREIBUNG DER FIGUREN
1 zeigt eine schematische Darstellung einer AHRS-Funktion, in der der Steuerkurs verfügbar ist.
2 zeigt das Prinzip der Horizontierung der Fluglage des Flugzeugs in einem Headup-Display, auf der linken Seite ohne Horizontierung und auf der rechten Seite mit Horizontierung.
3 zeigt das Blockdiagramm eines redundanten Systems sowohl für Fluglage als auch Steuerkurs.
4 zeigt in drei Bildern Fluglage und Steuerkurs des Flugzeugs und die Achsen im Körperrahmen-Koordinatensystem, sowie den Anstellwinkel und Abgleitwinkel.
5 zeigt, wie sich Nullfehler und Skalenfaktorfehler auf den Messwert auswirken.
BESCHREIBUNG DER AUSFÜHRUNGSFORM
Im Folgenden werden eine Anzahl von Ausführungsformen unter Bezugnahme auf die Figuren beschrieben. Erfindungsgemäß sind Verfahren zur künstlichen Berechnung von Fluglage und Steuerkurs mittels im Flugzeug vorhandener Daten, wie in den Ansprüchen angegeben, vorgesehen.
In einer einfacheren Ausführungsform steht der Steuerkurs des Flugzeugs zur Verfügung. In einer anderen Ausführungsform wird der Steuerkurs berechnet, in diesem Falle aufgrund eines magnetischen Steuerkurssensors.
Berechnung von AHRS, wenn der Steuerkurs bekannt ist.
Die drei Signale der am Körperrahmen starr befestigten Winkelgeschwindigkeits-Kreisel 2 werden dazu verwendet, die Orientierung des Flugzeugs relativ zum Bezugskoordinatensystem N (Navigationsrahmen) zu bestimmen. Die Winkelgeschwindigkeits-Kreisel 2 messen Winkelgeschwindigkeiten an den drei Koordinatenachsen (x, y, z) des Körperrahmens. Die Winkelgeschwindigkeiten werden normalerweise mit ω_x oder p (Drehung um die x-Achse), ω_y oder q (Drehung um die y-Achse) und ω_Z oder r (Drehung um die z-Achse) bezeichnet. Die Orientierung zwischen dem Koordinatensystem B (Body) des Körperrahmens und dem System N ist durch die Eulerschen Winkel θ, ɸ und ψ gegeben. Da jedoch der Steuerkurs bekannt ist, sind nur θ und ɸ von Interesse. Vorausgesetzt, dass das N-System ein Trägheitssystem und so orientiert ist, dass seine z-Achse parallel zum g-Vektor der Erde verläuft, kann folgende Gleichung aufgestellt werden:
Wenn die Kreisel 2 ideal, die Anfangswerte ɸ₀ und θ₀ fehlerfrei und die benutzte Integrationsmethode genau wären, könnten die Fluglagewinkel durch Auflösen von Gleichung (1) erhalten werden. In der Praxis wird jedoch keine dieser Voraussetzungen erfüllt; stattdessen bewirken die Sensorfehler usw., dass die Auflösung divergiert und relativ schnell unbrauchbar wird.
Sensorfehler in Form von z.B. Nullfehlern, Skalenfaktorfehlern, Fluchtungsfehlern beim Montieren und durch Beschleunigung verursachte Drift stellen die hauptsächlichen Fehlerquellen dar. Beim Horizontalflug ist der Nullfehler die Fehlerquelle, die das Fehlerwachstum beherrscht.
Aufgrund von Sensor-Unvollkommenheiten und der Ungewissheit der Anfangswerte ist Gleichung (1) eine Schätzung der Roll- und Nickwinkelableitungen gemäß
Die Differenz zwischen den erwarteten
(durch die AHRS-Funktion berechneten) und den „tatsächlichen" φ _ref (aus Luftdaten, primären Daten berechneten) Fluglagewinkeln stellt eine Schätzung des Fluglagefehlers
dar. Der Einsatz von Δφ wird an späterer Stelle erklärt. Schließlich werden die Fluglagewinkel durch
ausgedrückt, worin
geschätzte Anfangswerte darstellt.
Berechnung von φ _ref
Die Formel
wird für die Berechnung von ɸ_refverwendet.
ist ein in einem Hochpassfilter gefiltertes Flughöhensigal. v_t ist die wahre Luftgeschwindigkeit.
Die Formel
wird für die Berechnung von ϕ_ref verwendet.
ist ein in einem Hochpassfilter gefiltertes Steuerkurssignal (redundanter Steuerkurs).
Nullkorrektur der Winkelgeschwindigkeits-Kreisel.
Die Nullfehler in den Winkelgeschwindigkeits-Kreiseln 2 sind äußerst temperaturabhängig. Es kann vorkommen, dass es 20 bis 30 Minuten dauert, bis die Kreisel Betriebstemperatur erreicht haben. Das bedeutet, dass ein INS-Ausfall kurz nach dem Abheben große Nullfehler ergeben kann, wenn der Flug fortgesetzt wird.
Zwischen dem Spannungsempfang der Kreisel 2 und dem Abheben des Flugzeugs liegt jedoch eine gewisse Zeit, was bedeutet, dass ein Teil der Temperaturstabilisierung abgeschlossen ist, wenn der Flug beginnt. Ferner wird angenommen, dass innerhalb kurzer Zeit die Landung erfolgen kann, falls während des Abhebens ein INS-Ausfall eintritt. Um die Nullfehler der Winkelgeschwindigkeits-Kreisel 2 auf ein Minimum zu reduzieren, wird von der Software eine Nullkorrektur der Winkelgeschwindigkeits-Kreisel durchgeführt. Dazu gehört auch das Vergleichen der ω (p, q und r) Signale der Winkelgeschwindigkeits-Kreisel 2 mit dem entsprechenden Signal des INS, siehe Gleichung (5) durch Erzeugen einer Differenz in 4a. Die Differenz wird mit einem Tiefpassfilter in Filter 5 gefiltert und in einem Differenzgenerator 4b zu den Winkelgeschwindigkeits-Kreiselsignalen hinzugefügt, wo das Signal ωk, welches die Nullfehler-korrigierten Kreiselsignale bezeichnet, an Stelle von ω in den AHRS-Berechnungen verwendet wird. Diese Vorgänge laufen kontinuierlich ab, so lange das INS-System funktioniert.
Im Falle eines INS-Ausfalls werden die zuletzt durchgeführten Fehlerkorrekturen für die restliche Zeit des Fluges verwendet.
Ein Blockdiagramm der Realisierung der AHRS-Funktion mit Nullkorrektur der Winkelgeschwindigkeits-Kreisel ist in 1 dargestellt. Die Figur ist eine schematische Darstellung der AHRS-Funktion. Die Nullkorrektur der Winkelgeschwindigkeits-Kreisel wird von den Einheiten, die innerhalb des gestrichelten Bereichs D liegen, vorgenommen.
ψ_TNS, θ_TNS und ϕ_TNS werden in einem Hochpassfilter gefiltert, um
und
zu erhalten. Diese Werte werden in Gleichung (5) verwendet, welche ω_TNS (p_TNS, q_TNS und r_TNS) in einem ersten Block 1 angibt. ω (p, q, r), die als Signale von den mit 2 bezeichneten Kreiseln erhalten werden, werden in einem Tiefpassfilter 3 gefiltert, bevor die Differenz in 4a erzeugt wird.
Das Differenzsignal zwischen den ω_TNS (p_TNS, q_TNS und r_TNS) Signalen und den ω (p, q, r) Signalen wird in einem Tiefpassfilter gefiltert, wobei sich im Tiefpassfilter 5 eine Langzeitkonstante befindet, die dafür sorgt, dass der Mittelwert über eine lange Zeit hinweg erzeugt wird. Das Filter 5 wird bei Abhebedrehung mit der kürzeren Zeitkonstante initialisiert. Nach einem Stromausfall wird das Filter 5 augenblicklich initialisiert.
In Block 7 wird
berechnet, wonach die Integration nach Gleichung (4) in einem Integrator 8 durchgeführt wird, zu dem die Anfangsbedingungen φ hinzugefügt werden. In einem Differenzgenerator 9a wird das Signal Δφ hingefügt, jedoch mittels eines Schalters 9b unter bestimmten Umschaltbedingungen wie z.B. wenn |γ| >γ_LIM und |ɸ > ɸ_LIM ist, abgetrennt. Das Δφ Signal durchläuft einen Begrenzer 9c.
Die Größe des Ausgangssignals von Begrenzer 9c richtet sich nach der Größe des Δφ Signals (d.h. dem Eingangssignal zu Begrenzer 9c). Das Δφ Signal wird nach Gleichung (3) in einem Differenzgenerator 9d erzeugt, zu dem berechnete
und „tatsächliche" Δφ _ref Fluglagewinkel der mit 9e bezeichneten Sensoren (Primärdaten) 5 hinzugefügt werden.
Trotz Kompensation enthalten die berechneten Winkel des AHRS-Systems kleinere Nullfehler. Da die Ausgangssignale für das Headup-Display benutzt werden, werden diese durch den Einsatz von Δɸ für Rollen und Δθ für Nicken korrigiert, um das SI-Bild so lange zu horizontieren, bis eine stabile Position erhalten wird. Dies ist aus 2 ersichtlich, in der Linie H den tatsächlichen Horizont und P ein Flugzeug darstellt. Es darauf hingewiesen, dass diese Horizontierung des Headup-Displays nur dann stattfindet, wenn man sich innerhalb der beschriebenen Grenzen befindet.
AHRS-Berechnung einschließlich Berechnung des Steuerkurses
3 ist eine schematische Darstellung der Module, die die Baueinheiten einer anderen Variante eines künstlichen AHRS-Systems bilden, und zeigt, wie diese Module zur Erstellung einer redundanten Fluglage und eines redundanten Steuerkurses miteinander verbunden sind.
3 zeigt das Prinzip des redundanten Systems nach dem Aspekt der Erfindung. Das System besteht aus zwei Subsystemen A und B; das erste Subsystem A führt die Schätzung von Fehlern im gemessenen geomagnetischen Feld durch, und das andere Subsystem B führt die Berechnung der redundanten Fluglage und des redundanten 5 Steuerkurses durch. Daraus ergeben sich insgesamt fünf Baueinheiten, wobei eine erste Messroutine 10 und ein erstes Kalmanfilter 11 die Baueinheiten im ersten Subsystem A darstellen, und wobei weiterhin die Integrationsroutine (1/s) 20, die Messroutine 21 und ein zweites Kalmanfilter 22 die Baueinheiten im zweiten Subsystem B darstellen.
Mit Messroutine 10 werden gemessene Feldvektorkomponenten im Koordinatensystem des Körperrahmens in ein nach Norden, Osten und senkrecht orientiertes Koordinatensystem, genannt der Navigationsrahmen, umgeformt. Die Umformung erfolgt mit Hilfe von Fluglage und Steuerkurs des INS-Systems des Flugzeugs über Draht 12. Die Feldvektorkomponenten des geomagnetischen Feldes werden von einem magnetischen Steuerkurssensor im Flugzeug abgenommen und kommen über Draht 13 an. Im ersten Kalmanfilter 11 werden daraufhin die Fehler in den Feldvektorkomponenten aufgrund des Wissens über die nominale Beschaffenheit der Komponenten geschätzt, wonach die geschätzten Werte in einem Speicher 14 gespeichert werden.
Subsystem A (Messroutine 10 und Kalmanfilter 11) werden nur dann benutzt, wenn das INS-System korrekt funktioniert. Bei einem INS-Ausfall wird die letztmögliche Schätzung der Fehler in den Feldvektorkomponenten benutzt, d.h. diejenige, die in Speicher 14 gespeichert wurde. Da es in vielen Fällen schwierig ist festzustellen, ob das INS-System korrekt funktioniert, sollte nicht die absolut letzte Schätzung verwendet werden. Um Abhilfe zu schaffen, sind die benutzten Schätzungen der Fehler im gemessenen geomagnetischen Feld mindestens einen Flug alt, d.h. es werden die im Speicher gespeicherten Schätzungen des vorhergehenden oder eines früheren Fluges verwendet.
Die Integrationsroutine 20 empfängt Information über Winkelgeschwindigkeiten, in diesem Falle für die drei Koordinatenachsen x, y und z im Körperrahmen. Diese werden normalerweise mit ω_x oder p (Drehung um die x-Achse), ω_y oder q (Drehung um die y-Achse) und ω_z oder r (Drehung um die z-Achse) bezeichnet. Die Information wird von den Winkelgeschwindigkeits-Kreiseln des Flugsteuerungssystems abgenommen und über Draht 15 an Routine 20 weitergeleitet, die Fluglage und Steuerkurs durch Integration über eine Transformationsmatrix berechnet.
Die zweite Messroutine 21 besteht aus einer aus der ersten Messroutine 10 entwickelten Variante und macht sich die Feldvektorkomponenten, die aus der ersten Messroutine 10 abgeleitet wurden, zu Nutze. Außerdem werden ein Roll- und Nickwinkel mit Hilfe von Daten aus vorhandenen Luftdaten und vorhandenen Abgleitsensoren berechnet – Daten, die über Draht 16 an Messroutine 21 weitergeleitet werden. Mittels des zweiten Kalmanfilters 22 werden nun als erstes die Fluglage- und Steuerkursfehler berechnet, die sich aus der Integration der Winkelgeschwindigkeits-Kreiselsignale des Flugsteuerungssystems ergeben. Danach wird das Kalmanfilter 22 dazu benutzt, die Vorspannungen in den Winkelgeschwindigkeits-Kreiseln, d.h. die Vorspannungen in p, q und r zu schätzen.
Di e erste Messroutine 10
Das geomagnetische Feld kann theoretisch überall in der Welt berechnet werden. Zu diesem Zweck wird beispielsweise das IGRF-Feld (International Geomagnetic Reference Field) benutzt.
Der Feldvektor im Körperrahmen ist hier mit B_B und der Feldvektor im Navigationsrahmen mit B_N bezeichnet. Des Weiteren sind die drei Komponenten des Feldvektors wie in (6) B = [BxByBz]T angegeben bezeichnet. Mit Hilfe der Transformationsmatrix C^N _B, die einen Vektor von Körperrahmen zu Navigationsrahmen umformt, ergibt sich
worin C N / B folgendermaßen aussieht
Die Transformationsmatrix C N / B wird mit Hilfe von Fluglage und Steuerkurs, θ, ɸ, ψ, des INS-Systems berechnet.
Die Differenz zwischen einem gemessenen Feldvektor und einem nach dem Modell berechneten Feldvektor ist (9) BN,measured – BN,calculated = CNB · δBB worin δ die Differenz zwischen der gemessenen und der berechneten Menge darstellt. Der linke Teil von Gleichung 9 wird zum Ausgangssignal der ersten Messroutine 10 und somit zum Eingangssignal zu Kalmanfilter 11. Des Weiteren wird der rechte Teil von Gleichung (9) in Kalmanfilter 11 benützt, wie aus der Beschreibung des ersten Kalmanfilters 11 unten hervorgeht.
Das erste Kalmanfilter 11
Bei einem gegebenen Zustandsmodell (10) xk+1 – Fk xk + wk zk = Hkxk + ek funktioniert ein Kalmanfilter gemäß: Zeitaktualisierung
worin die geschätzte Ungewissheit der Zustände nach der Zeitaktualisierung ist. Messwertaktualisierung
worin P + / k+1 die geschätzte Ungewissheit der Zustände nach der Messwertaktualisierung ist.
Die Fehler in den Feldvektorkomponenten werden gemäß
modelliert, worin b Vorspannungen, s Skalenfaktorfehler und k eine Querkopplung von einer Komponente zu einer anderen bezeichnen (z.B. besagt Index xy, wie sich die y-Komponente auf die x-Komponente auswirkt). Diese 12 Fehler können die Zustände im ersten Kalmanfilter 11 gemäß (14) xk = [bx by bz sx sy sz kxy kyz kyx kzx kzy]T darstellen, und jede der Zustandsgleichungen sieht wie folgt aus: (15) xk+i – xk + wk worin Index k die zeit-diskrete Vorwärtszählung nach der Zeit bezeichnet.
In Gleichung (15) ist w_k ein schwaches zeit-diskretes Prozessrauschen, um eine bestimmte Drift in den Fehlern zu modellieren. Gleichung (15) bedeutet, dass die Prädiktionsmatrix zur Einheitsmatrix wird, und dass die Kovarianzmatrix für das Prozessrauschen zur Einheitsmatrix, multipliziert mit σ² _w, wird, worin σ_w typisch auf ein Einhunderttausendstel (dimensionslos, da die Feldvektorkomponenten vor ihrem Einsatz auf den Betrag 1 normalisiert werden) eingestellt wird.
Hinsichtlich der Messwertaktualisierung des Kalmanfilters 11 wird Gleichung (9) benutzt, wobei die Messwertmatrix folgendermaßen aussieht:
Wegen der nicht modellierten Störungen wird der gemessene geomagnetische Feldvektor vom Modell abweichen, sowohl was die Richtung als auch den Betrag betrifft. Die einfachste Möglichkeit ist, diese Störungen als konstantes weißes Messwertrauschen mit Hilfe der Messwertrausch-Kovarianzmatrix R_k zu modellieren. Die Standardabweichungen für das Messwertrauschen der drei Feldvektorkomponentenmesswerte werden typisch auf jeweils ein Zehntel (dimensionslos, da die Feldvektorkomponenten vor ihrem Einsatz zu 1 normalisiert werden) eingestellt.
Ein Chi2 Test wird dazu benutzt, die Auswirkungen schlechter Messwerte zu vermeiden. Außerdem werden die Messwerte der Feldvektorkomponenten nicht benutzt, wenn die Winkelgeschwindigkeiten zu hoch sind. Der Grund hierfür ist, dass bei hohen Winkelgeschwindigkeiten verschiedene Zeitverzögerungen eine Wirkung ausüben.
Integrationsroutine 20
Es hat sich gezeigt, dass sich für die Zeitableitung der Transformationsmatrix C N / B
ergibt. In Gleichung (17) bezeichnet W_IB die Drehung von B (Körperrahmen) relativ zu I (Trägheitrahmen) während W_IN die Drehung von N (Navigationsrahmen) relativ zu I bezeichnet. Beide sind in Matrizenform geschrieben. Da es hier um redundante Fluglage und redundanten Steuerkurs geht, wobei die Anforderungen an die Fluglagefehler eine Größenordnung von 2 Grad und die Elemente in W_IN eine Größenordnung von 0,01 Grad haben, wird W_IN außer Acht gelassen. Somit ergibt sich für den Ausdruck in (17)
worin W_IB die Winkelgeschwindigkeits-Kreiselsignale der Winkelgeschwindigkeits-Kreisel im Flugsteuerungssystem bezeichnet. Im Prinzip bedeutet Gleichung (18), dass neun Differentialgleichungen vorhanden sind. Aufgrund der Orthogonalität müssen nur sechs davon integriert werden, die anderen drei können mit Hilfe des Kreuzproduktes berechnet werden.
Die zweite Messroutine 21
Die zweite Messroutine 21 besteht aus einer entwickelten Variante der ersten Messroutine 10, in der die Erweiterung darin besteht, dass die Roll- und Nickwinkel mit Hilfe von Daten aus Luftdaten (Flughöhe und Geschwindigkeit) und den Abgleitsensoren (Anstellwinkel und Abgleitwinkel) berechnet werden.
Die erste Messroutine 10 basiert auf der Annahme, dass nur die Feldvektorkomponenten inkorrekt sind, und dass Fluglage und Steuerkurs stimmen. Diese Annahme ist gerechtfertigt, da die Feldvektorkomponenten mit Hilfe von Fluglage und Steuerkurs des INS-Systems berechnet werden. In der zweiten Messroutine 21 gilt diese Annahme nicht, auch Fluglage- und Steuerkursfehler müssen berücksichtigt werden. Für den in der zweiten Messroutine verwendeten Feldvektor wurde eine Kompensation der Fehler vorgenommen, die in Subsystem A geschätzt wurden.
Fehler sowohl im Feldvektor als auch in der Transformationsmatrix bedeuten, dass
worin Ĉ N / B die berechnete Transformationsmatrix darstellt und bedeutet, dass
ist. Wenn wir (20) benutzen, die Differenz zwischen gemessenem und berechnetem Feldvektor erzeugen und Fehlerprodukte ignorieren, erhalten wir
In der zweiten Messroutine 21 werden die Roll- und Nickwinkel mit Hilfe von Flughöhe, Geschwindigkeit, Anstellwinkel und Abgleitwinkel berechnet. Der Nickwinkel wird entsprechend
berechnet. Um den Nickwinkel mit dem Ausdruck in Gleichung (22) berechnen zu können, wird eine Flughöhenableitung benötigt. Diese Flughöhenableitung steht nicht direkt zur Verfügung und muss stattdessen auf Basis der bestehenden Flughöhe berechnet werden, die aus Luftdaten erhalten wird. Die Berechnung erfolgt gemäß
d.h. einer Hochpassfiltrierung der Flughöhe. Die Symbole τ und ʄ_s in Gleichung (23) stellen die Zeitkonstante der Filtrierung bzw. die Abtastfrequenz dar. Die in Gleichung (22) benutzte Geschwindigkeit ν ist annähernd ν_t(wahre Geschwindigkeit relativ zu Luft). Annähernd ν_t bedeutet, dass nicht, wie normalerweise eine gemessene Temperatur, sondern stattdessen eine sogenannte Standardtemperaturverteilung benutzt wird.
Des Weiteren kann der Rollwinkel gemäß
berechnet werden. Der Ausdruck in Gleichung (24) gilt nur für kleine Roll- und Nickwinkel, kleine Winkelgeschwindigkeiten und überdies dann, wenn Anstellwinkel und Abgleitwinkel klein sind.
Die obigen zwei Ausdrücke werden berechnet und mit der Flughöhe verglichen, die über die Integrationsroutine durch Erzeugung der Differenz gemäß
berechnet wird, worin
Das zweite Kalmanfilter 22
Das zweite Kalmanfilter 22 kann als das Herz des Systems betrachtet werden. Hier werden Fluglage- und Steuerkursfehler berechnet, die sich aus der Integration der Winkelgeschwindigkeits-Kreiselsignale des Flugsteuerungssystems ergeben. Ferner werden die Nullfehler in den Feldvektorkomponenten der Winkelgeschwindigkeits-Kreiselsignale geschätzt. Des Weiteren werden hier mögliche Restfehler in den Feldvektorkomponenten, d.h. Fehler, die das erste Kalmanfilter 11 nicht erreichen kann, geschätzt. Dies bedeutet insgesamt neun Zustände: drei für Fluglage- und Steuerkursfehler, drei für die Nullfehler in den Winkelgeschwindigkeits-Kreiselsignalen und drei für Restfehler in den Feldvektorkomponenten (drei Nullfehler). Fluglage- und Steuerkursfehler werden durch Drehung des Körperrahmensystems von einem berechneten zu einem wahren Koordinatensystem dargestellt. Der Fehler in CB kann wie folgt geschrieben werden:
Man kann ermitteln, dass
ist, worin T die Matrizenform von γ = [γ_x, γ_y, γ_z]^T und I die Einheitsmatrix ist (T bedeutet transponieren).
Die Elemente des Vektors γ beschreiben eine kleine Drehung um die entsprechende Achse zwischen tatsächlichem (wahrem) und berechnetem Körperrahmensystem. Die entsprechenden Differentialgleichungen für die Elemente von γ können wie folgt abgeleitet werden:
worin δω die Fehler in den Winkelgeschwindigkeiten der Winkelgeschwindigkeits-Kreisel darstellt.
Die Fehler in den Winkelgeschwindigkeiten werden als drei Markov-Prozesse erster Ordnung gemäß folgender Gleichung modelliert:
worin die Zeitkonstante τ_ω typisch auf eine Anzahl Stunden und die drei u_ω typisch auf weniger als ein Grad/Sekunde eingestellt werden.
Restfehler in den Feldvektorkomponenten (die Nullfehler) werden auf ähnliche Weise modelliert, d.h.
worin τ_b typisch auf eine Anzahl Stunden und die drei u_b typisch auf einige Hundertstel eingestellt werden (dimensionslos, da die Feldvektorkomponenten vor ihrem Einsatz zu 1 normalisiert werden).
Daraus ergibt sich ein Zustandsvektor gemäß (32) xk = (γx γy γz δωy δωY δωz bx by bz]T und eine Prädiktionsmatrix gemäß
worin A (τ) die Matrix ist, die wie oben angegeben zur Beschreibung der zeitkontinuierlichen Zustandsgleichungen verwendet wurde. Die Kovarianzmatrix für das Prozessrauschen Q_k wird auf eine Diagonalmatrix eingestellt. Unter anderem werden die oben beschriebenen Werte u_ω und u_b als Diagonalelemente benutzt. Hinsichtlich der mit den Zuständen (den ersten drei) für Flughöhen- und Steuerkursfehler verbundenen Diagonalelemente sind die Wirkungen der Skalenfaktorfehler in den Winkelgeschwindigkeits-Kreiseln mit eingeschlossen. Diese Skalenfaktorfehler liegen normalerweise im Bereich von 2% und können bei hohen Winkelgeschwindigkeiten größere Fehler in den durch Integration berechneten Flughöhen- und Steuerkurswerten verursachen.
Es sind fünf Messwerte vorhanden: drei abgeleitete Feldvektorkomponenten und die aus Luftdaten berechneten Roll- und Nickwinkel. Diese Messwerte werden durch Einsatz der Beziehungen (21) und (25) erhalten.
Hinsichtlich der Messwertmatrix H_k wird die Beziehung (21) benutzt, um die drei oberen Zeilen auszufüllen. Die drei oberen Zeilen sehen somit wie folgt aus:
Für die beiden letzten Zeilen von H_k wird Gleichung (25) benutzt, indem die beiden Teile auf der rechten Seite bezüglich aller Zustände im zweiten Kalmanfilter 22 differenziert werden. Demnach erhalten die beiden letzten Zeilen die Elemente (der Index bezeichnet Reihe und Spalte, in dieser Reihenfolge)
und
Die restlichen Elemente in der vierten und fünften Zeile sind Null. Die einfachste Wahl für die Kovarianzmatrix für das Messwertrauschen R_k ist eine Diagonalmatrix. Die ersten vier Messwertrauschelemente haben eine Standardabweichung, die typisch auf ein Zehntel eingestellt wird. Das fünfte Messwertrauschelement andererseits hat eine Standardabweichung, die auf eine Funktion der Flughöhenableitung und der Geschwindigkeit eingestellt wird. Die Funktion ist ganz einfach eine skalierte Summe des Ausdrucks zur Berechnung des Nickwinkels und wird hinsichtlich Flughöhenableitung und Geschwindigkeit gemäß Gleichung (25) differenziert. Die Funktion wird eingestellt auf
und ist ein Maß für die Empfindlichkeit der Nickwinkelberechnung gegenüber Fehlern in der Flughöhenableitung und der Geschwindigkeit.
Da die Fehler in Flughöhe und Steuerkurs, die mit Hilfe der Integrationroutine berechnet werden, schnell wachsen, müssen geschätzte Flughöhen- und Steuerkursfehler in die Integrationsroutine zurückgeleitet werden, was über Draht 17 erfolgt. Geschieht dies nicht, werden die Fehlergleichungen im zweiten Kalmanfilter 22 schnell ungültig aufgrund der Tatsache, dass die Gleichungen im Wesentlichen nicht linear sind. Außerdem werden die Schätzungen der Nullfehler in den Winkelgeschwindigkeits-Kreiseln über einen Draht 18 zurückgeleitet. Daraus ergibt sich eine bessere Linearisierung des zweiten Kalmanfilters 22, und ferner kann die Abtastfrequenz f klein gehalten werden.
Es gibt Flugsituationen, bei denen die in der zweiten Messroutine 21 durchgeführten Berechnungen minderwertig sind, entweder weil die Messwertgleichungen keine hinreichende Übereinstimmung zeigen oder weil die Messwertdaten an sich minderwertig sind. Die Berechnung des Rollwinkels aus Luftdaten wird nur bei Horizontalflug verwendet. Keine Messwerte werden benutzt, wenn die Winkelgeschwindigkeiten nicht klein genug, typisch ca. 2 Grad pro Sekunde, sind.
Ferner werden die Messwertabweichungen geprüft in den Fällen, in denen sie die zugehörige geschätzte Ungewissheit um nicht mehr als das Ein- oder Zweifache überschreiten dürfen.
Symbole
Koordinatensysteme

I (Trägheitsrahmen): ein im Inertialraum fixiertes System. Beim Fliegen über der Erdoberfläche ist es üblich, dass der Mittelpunkt dieses Systems mit dem Mittelpunkt der Erde übereinstimmt. In Wirklichkeit ist dies eine Annäherung, da ein im Inertialraum fixiertes System sich nicht drehen darf. Weil sich die Erde um die Sonne dreht, dreht sich auch das I-System. Der dabei auftretende Fehler ist jedoch vernachlässigbar. Die von den Sensoren in einem Trägheitsnavigationssystem gemessenen Beschleunigungen und Winkelgeschwindigkeiten beziehen sich auf dieses System. N (Navigationsrahmen): ein System, das seinen Mittelpunkt im Flugzeug hat, und bei dem die xy-Ebene immer parallel zur Oberfläche der Erde verläuft. Die x-Achse zeigt nach Norden, die y-Achse nach Osten und die z-Ache senkrecht nach unten in Richtung der Erdoberfläche. B (Körperrahmen): Ein System im Flugzeug, welches am Flugzeugrumpf fixiert ist. Dieses Koordinatensystem dreht sich mit dem Flugzeug. Die x-Achse verläuft durch die Nase, die y-Achse durch die Steuerbord-Tragfläche und die z-Achse senkrecht nach unten mit Bezug auf das Flugzeug.

Tabelle 1 Erklärung der Bezeichnungen (Symbole) für Winkel und Winkelgeschwindigkeiten. Siehe auch Figur 4.
Tabelle 2 Erklärung der Symbole für das geomagnetische Feld
Tabelle 3 Erklärung der in Verbindung mit Filtern benutzten Symbole
Tabelle 4 Erklärung anderer Symbole. Siehe auch Figur 5
(Drawing legends in Figur 3)

Claims

Verfahren zur künstlichen Berechnung der redundanten Fluglage eines Flugzeugs bei Bekanntheit des Steuerkurses des Flugzeugs mit Hilfe von im Flugzeug vorhandenen Daten, wie z.B. den Winkelgeschwindigkeiten p, q, r um die x-, y- und z-Koordinaten eines flugzeugfesten (Körperrahmen) Koordinatensystems, von Luftdateninformation in Form von Geschwindigkeit, Flughöhe und Anstellwinkel sowie von Steuerkursinformation, dadurch gekennzeichnet, dass das Verfahren die Schritte – Berechnung der Fluglage aufgrund der flugzeugfesten Winkelgeschwindigkeiten p, q, r und – Korrektur der berechneten Fluglage mittels Luftdaten und Steuerkurs beinhaltet.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerkursinformation von einem Steuerkurskreisel erhalten wird.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Fluglage durch Integration von Information über die Winkelgeschwindigkeiten (p, q und r) des Körperrahmens, die von den flugzeugfesten Winkelgeschwindigkeitskreiseln des Flugzeugs erhalten werden, berechnet wird.
Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Korrektur der durch Integration berechneten Fluglage mit Hilfe der auf Basis der Luftdateninformation und Steuerkursinformation berechneten Fluglage erfolgt.
Verfahren zur künstlichen Berechnung von redundanter Fluglage und redundantem Steuerkurs für ein Flugzeug mit Hilfe von im Flugzeug vorhandenen Daten wie z.B. den Winkelgeschwindigkeiten p, q, r um die x-, y- und z-Koordinaten eines flugzeugfesten (Körperrahmen) Koordinatensystems, Luftdateninformation in Form von Geschwindigkeit, Flughöhe und Anstellwinkel, dadurch gekennzeichnet, dass das Verfahren folgende Schritte enthält: – Berechnung von Fluglage und Steuerkurs auf Basis der Winkelgeschwindigkeiten p, q, r des Körperrahmens, – Schätzung der Fehler in den gemessenen Magnetfeldvektorkomponenten des Körperrahmens, – Ableitung des gemessenen Magnetfeldvektors des Körperrahmens, – Schätzung der Fehler in der berechneten Fluglage und dem Steuerkurs mit Hilfe von Luftdaten und abgeleiteten gemessenen Magnetfeldvektorkomponenten des Körperrahmens und – Korrektur der berechneten Fluglage und des Steuerkurses mittels geschätzter Fehler in Fluglage und Steuerkurs.
Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass Fluglage und Steuerkurs durch Integration von Information über die Körperrahmen-Winkelgeschwindigkeiten (p, q und r) des Flugzeugs, die von den Körperrahmen-Winkelgeschwindigkeitskreiseln des Flugzeugs erhalten werden, berechnet werden.
Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Schätzung von Fehlern in den gemessenen Magnetfeldvektorkomponenten des Körperrahmens in einem ersten Filter (11) erfolgt.
Verfahren nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, dass in einem zweiten Filter (22) die Schätzung der Fluglagefehler und Steuerkursfehler erfolgt, die bei Integration der Körperrahmen-Winkelgeschwindigkeiten (p, q und r) des Flugzeugs, die von den Körperrahmen-Winkelgeschwindigkeitskreiseln des Flugzeugs erhalten werden, entstehen, wobei die Schätzung mit Hilfe der aus Luftdaten berechneten Fluglage sowie abgeleiteter gemessener Magnetfeldvektorkomponenten des Körperrahmens erfolgt.
Verfahren nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Filtrierung mit Hilfe von Kalmanfiltern erfolgt.
Anordnung zur künstlichen Berechnung von redundanter Fluglage für ein Flugzeug bei Bekanntheit seines Steuerkurses mit Hilfe von im Flugzeug vorhandenen Daten wie z.B. den Körperrahmen-Winkelgeschwindigkeiten (p, q und r) des Flugzeugs, den Luftdaten einschließlich mindestens Geschwindigkeit, Flughöhe und Anstellwinkel sowie Steuerkursinformation, dadurch gekennzeichnet, dass die Anordnung eine Integrationsroutine (8) umfasst, um die Fluglage des Flugzeugs durch Integration von Information über die Körperrahmen-Winkelgeschwindigkeiten (p, q und r) des Flugzeugs zu berechnen, und dass die berechnete Fluglage mittels Bezugsfluglage aus Luftdaten und redundantem Steuerkurs korrigiert wird.
Anordnung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerkursinformation von einem Steuerkurskreisel erhalten wird.
Anordnung nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Integrationsroutine (8) die Fluglage des Flugzeugs durch Integration der von den Körperrahmen-Winkelgesehwindigkeitskreiseln des Flugzeugs erhaltenen Körperrahmen-Winkelgeschwindigkeiten (p, q und r) des Flugzeugs berechnet.
Anordnung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass der Integrationsroutine (8) die Nullfehler-kompensierten Körperrahmen-Winkelgeschwindigkeitssignale zugeführt werden.
Anordnung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass eine Bezugsfluglage aus Luftdateninformation sowie aus redundanter Steuerkursinformation berechnet wird.
Anordnung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass eine künstlich erzeugte korrigierte Fluglage durch Erzeugung einer Differenz zwischen der von der Integrationsroutine (8) erhaltenen Fluglage und einem Fehlersignal, das den Fehler zwischen der integrierten Fluglage und der Bezugsfluglage darstellt, erhalten wird.
Anordnung zur künstlichen Berechnung der redundanten Fluglage und des redundanten Steuerkurses für ein Flugzeug mit Hilfe von im Flugzeug vorhandenen Daten wie z.B. gemessenen Körperrahmen-Feldvektorkomponenten, Körperrahmen-Winkelgeschwindigkeiten (p, q und r) des Flugzeugs sowie Luftdaten einschließlich mindestens Geschwindigkeit, Flughöhe und Anstellwinkel, dadurch gekennzeichnet, dass die Anordnung eine erste Messroutine (10), die die gemessenen KörperrahmenMagnetfeldvektorkoinponenten in das Navigationssystem (Navigationsrahmen) des Flugzeugs umformt, ein erstes Filter (11), welches die Fehler der berechneten gemessenen Körperrahmen-Feldvektorkomponenten schätzt, eine Integrationsroutine (20) zur Berechnung der Fluglage und des Steuerkurses des Flugzeugs durch Integration von Information über die Körperrahmenwinkelgeschwindigkeiten (p, q und r) des Flugzeugs, ein zweites Filter (22) zum Schätzen der Fehler in Fluglage und Steuerkurs, die aus dieser Integration erhalten werden, und eine zweite Messroutine (21) umfasst, um Fluglage und Steuerkurs aus Luftdaten und abgeleiteten gemessenen Körperrahmen-Magnetfeldvektorkomponenten zu berechnen.
Anordnung nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass der ersten Messroutine (10) die gemessenen Körperrahmen-Magnetfeldvektorkomponenten sowie Fluglage und Steuerkurs vom normalen Navigationssystem des Flugzeugs zugeführt werden, und dass diese die gemessenen Körperrahmen-Magnetfeldvektorkomponenten in den Navigationsrahmen des Flugzeugs umformt.
Anordnung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, dass dem ersten Filter (11) Information von der ersten Messroutine (10) zugeführt wird, und dass dieses die Fehler in den gemessenen Körperrahmen-Magnetfeldvektorkomponenten schätzt.
Anordnung nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Integrationsroutine (20) die Fluglage und den Steuerkurs des Fugzeugs durch Integration der von den Körperrahmenwinkelgeschwindigkeitskreiseln erhaltenen Körperrahmenwinkelgeschwindigkeiten (p, q und r) des Flugzeugs berechnet.
Anordnung nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass der zweiten Messroutine (21) Luftdaten, die abgeleiteten gemessenen Körperrahmen-Magnetfeldvektorkomponenten und Information über die Körperrahmenwinkelgeschwindigkeiten (p, q und r) des Flugzeugs zugeführt werden, und dass diese aus diesen Werten eine Fluglage und einen Steuerkurs berechnet.
Anordnung nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, dass dem zweiten Filter (22) Information von der zweiten Messroutine (21) zugeführt wird, und dass dieses die Fehler in Fluglage und Steuerkurs sowie die Nullfehler in den Körperrahmenwinkelgeschwindigkeits-Kreiselsignalen und Restfehler in den gemessenen Körperrahmen-Magnetfeldvektorkomponenten schätzt, um ein Fehlersignal zu erzeugen.
Anordnung nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, dass eine künstlich erzeugte korrigierte Fluglage und Steuerkurs durch Erzeugung einer Differenz zwischen – der aus der Intergrationsroutine (20) und dem Steuerkurs erhaltenen Fluglage und – dem Fehlersignal des zweiten Filters (22) erhalten werden.
Anordnung nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, dass der Irtegrationsroutine (20) Körperrahmenwinkelgeschwindigkeits-Kreiselsignale für geschätzte Nullfehler zugeführt werden.
Anordnung nach einem der Ansprüche 16 – 23, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Filter (11) und/oder das zweite Filter (22) aus einem Kalmanfilter besteht.