DE60100168T2

DE60100168T2 - Verfahren für die Ausrichtung einer Inertialmesseinheit in Anwesenheit unbekannter Flugzeugmessverzögerungen

Info

Publication number: DE60100168T2
Application number: DE60100168T
Authority: DE
Inventors: Joseph Ramot Yitzhak Ben-Jaacov; Jacob Reiner
Original assignee: Rafael Advanced Defense Systems Ltd
Current assignee: Rafael Advanced Defense Systems Ltd
Priority date: 2000-06-05
Filing date: 2001-06-05
Publication date: 2004-02-26
Anticipated expiration: 2021-06-06
Also published as: ATE237123T1; ES2194811T3; EP1162431B1; US20020049519A1; IL136566A; US6556895B2; IL136566A0; EP1162431A1; DE60100168D1

Description

Gebiet und Hintergrund der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft die Überführungsausrichtung während des Fluges des Trägheitsnavigationssystems (INS = Inertial Navigation System) eines getragenen Fahrzeugs, das von einem Trägerfahrzeug gestartet wird, und insbesondere das Ausrichtungsverfahren bei Vorhandensein unbekannter Verzögerungen im den vorn INS des Trägerfahrzeugs bereitgestellten Messungen in Bezug auf die vom INS des getragenen Fahrzeugs vorgenommenen Messungen.
Flugzeuge tragen oft andere fliegende Fahrzeuge mit sich, wie beispielsweise unbemannte Flugzeuge oder Raketen, hiernach getragene Fahrzeuge, die während des Flugs gestartet werden.
Ist das getragene Fahrzeug einmal gestartet, wird es seine eigene interne Messeinheit (IMU = Internal Measurement Unit) verwenden, um seinem autonomen INS Daten bereitzustellen. Um dies richtig zu tun, muss die IMU des getragenen Fahrzeugs vor dem Start kalibriert und ausgerichtet werden.
Die Kalibrierung und Ausrichtung wird während des Flugs durchgeführt, während die zwei Fahrzeuge noch aneinander hängen. In diesem Verfahren, Flugüberführungsausrichtung genannt, wird die Geschwindigkeit des getragenen Fahrzeugs, wie sie gemäß der von seiner IMU zugeführten Daten durch sein INS berechnet wird, mit der vom INS des Flugzeugs zugeführten Geschwindigkeit verglichen, die als fehlerfrei betrachtet wird und daher als Bezug genommen wird.
Die Differenz zwischen diesen zwei Geschwindigkeiten, der der Fehlausrichtung des getragenen Fahrzeugs mit Bezug auf seinen Träger und dem Offset der Gyroskope und der Beschleunigungsmesser seiner IMU zugeschrieben wird, wird von einem als Kalman- Filter bekanntes computerisierten statistischen Verfahren verarbeitet, das die Fehlausrichtungsdaten des getragenen Fahrzeugs mit Bezug auf seinen Träger als auch die getragene IMU-Drift und die Verzerrungsdaten liefert.
Dieses Verfahren zum Ausrichten während des Flugs des INS des getragenen Fahrzeugs mit dem INS des Trägers über den Vergleich ihrer Geschwindigkeiten, wie von den Messungen ihrer unabhängigen IMUs geliefert, ist als Überführungsausrichtung (TA = Transfer Alignment) bekannt.
Während die in der 1 dargestellte Auswertung der Horizontal-Fehlausrichtung-Winkel (Steigung θ und Rolle φ), auf die jetzt Bezug genommen wird, ohne Schwierigkeiten erfüllt wird, erfordert die Azimut-Fehlausrichtung (Gierwinkel φ), dass das Trägerfahrzeug Ausrichtungsmanöver durchführt, die der Kalman-Filter-TA erlauben, die Beobachtbarkeit des Gierwinkels zu erreichen und zwischen Neigungsfehlern und Beschleünigungsmesser-Verzerrungen zu trennen, die anderenfalls dazu neigen, einander zu kompensieren.
Im allgemeinen kann die Bahn während der TA vier Flugsegmente einschließen. Das erste Flugsegment ist ein gerader und horizontaler Flug zum Zwecke der anfänglichen Nivellierung. Das zweite Segment, dessen Zweck die Azimutausrichtung darstellt, besteht aus einer Bahn, die C-förmig im parallel zum Boden ist. Das dritte Segment zum Zwecke der endgültigen Nivellierung ist wiederum ein gerader und horizontaler Flug in derselben Richtung wie im ersten Segment, und der letzte Abschnitt, der manchmal weggelassen wird, wird verwendet, um die Navigation des getragenen Fahrzeugs nach der Überführungsausrichtung zu simulieren.
Es wurde jedoch gezeigt, dass die Verwendung der Information, die während des zweiten Segments des Überführungsausrichtungsflugs erhalten wird, was für die Auswertung des Azimut-Fehlausrichtung-Fehlers wesentlich ist, einen großen Positionsfehler einführt.
Der Grund dafür ist, wie von Bar-Itzhak und Vitek (I. Y. Bar-Itzhak and Y. Vitek "The enigma of false Bias Detection in a Strapdown System During Tränsfer Alignment", J. Guidance, 8, 175 (1985)) erklärt, eine Zeitverzögerung zwischen den Daten, die vom INS des Trägers erzeugt werden, und den Daten des INS des getragenen Fahrzeugs, die auftritt, da beide Systeme mit unabhängigen Takten arbeiten, die nicht synchronisiert sind.
Es wurde von Bar-Itzhak und Vitek weiterhin gezeigt, dass diese unbestimmte konstante Zeitverzögerung, die in den Messungen eingeführt wurde, einem Signal ähnelt, das nur eine longitudinale Beschleunigungsmesser-Verzerrung gemacht hätte.
Solchermaßen identifiziert der Kalman-Filteralgorithmus, dessen Modell auf einem dynamischen System beruht, das den Einfluss der Zeitverzögerung nicht modelliert, die Signatur der Zeitverzögerung im gemessenen Signal als die Signatur der longitudinalen Beschleunigungsmesser-Verzerrung. Folglich erzeugt der Kalmam-Filter einen übermäßigen Schätzwert der Beschleunigungsmesser-Verzerrung.
Es ist klar, dass solche Synchronisierungsfehler nur während des zweiten Segments des Überführungsausrichtungsflugs entstehen, worin sich die Daten infolge der Seitenbeschleunigung im Flugmanöver ändern, wohingegen es während des geraden und horizontalen Flugs (in den Segmenten I und III), wo die Geschwindigkeitswerte der INSe konstant sind (mit Ausnahme vom Rauschen), keine Zeitverzögerungsauswirkungen gibt.
Da die Bahn des zweiten Segments für die Gierwinkel-Beobachtbarkeit benötigt wird, und da die Synchronisierung der Daten während dieses Segments eine zusätzliche Anstrengung erfordert, ist es erwünscht, ein Verfahren für die TA zu haben, das die Unbestimmtheiten, die von der Zeitverzögerung eingeführt werden, überwindet.
Zusammenfassung der vorliegenden Erfindung
Wir haben die Tatsache verstanden, dass die Synchronisierungsfehler die TA nur dann beeinflussen, wenn die Geschwindigkeitsmessungen des Trägers und des getragenen Fahrzeugs verglichen werden, während das Flugzeug beschleunigt (während des zweiten Segments des Ausrichtungsflugs). Darüber hinaus nehmen wir den Stand der Technik zur Kenntnis, der den Flug im zweiten Segment als wesentlich für eine vollständige TA ansah und die Messung der Geschwindigkeitsfehler während des Flugs in diesem Segment benötigte.
Wir haben entdeckt, dass der wichtige Faktor über die TA die Tatsache darstellt, dass eine Seitenbeschleunigung existiert und solchermaßen die Geschwindigkeit zwischen dem ersten und dem dritten Segment wechselt, und dass diese Information später behandelt werden kann, und zwar lieber als das Einsammeln der Daten während der Übergangsperiode.
Entsprechend ist die vorliegende Erfindung ein Verfahren der TA", das die Geschwindigkeiten während der Beschleunigung des Flugzeugs nicht vergleicht.
Die Gültigkeit unseres Verfahrens wurde analytisch geprüft, und von Simulationen und wirklichen Flugtests bestätigt.
Die vorliegende Erfindung schließt die Definition eines 12-dimensionalen Zustandsvektors ein, der aus den Auswertungen der folgenden Fehlerkomponenten des getragenen Fahrzeugs besteht: Geschwindigkeiten (x3), Winkel (x3), Gyroskopdrifts (x3) und Beschleunigungsmesser-Verzerrungen (x3).
Dieser Vektor, der die Ausgabe des Kalman-Filters ist, dessen Eingabe die gemessene Differenz zwischen der Trägergeschwindigkeit und der Geschwindigkeit des getragenen Fahrzeugs ist (Geschwindigkeitsfehlervektor), wird während des TA-Flugs, kontinuierlich aktualisiert.
Die Werte der Glieder des Zustandsvektors vor dem Starten stellen die Vor-Start-Anfangsbedingung für die Navigation des getragenen Fahrzeugs während seiner Mission zur Verfügung. Die Bedingungen sind: seine Anfangsgeschwindigkeiten; sein anfängliches Verhalten in Bezug auf das in der 1 gezeigte LLLN (Local Level Local North)-Koordinatensystem und seine anfänglichen Instrumentenoffsets.
Die vorliegende Erfindung schließt eine neue Planung des TA-Flugs und eine andere Routine für die Datenverarbeitung ein, die auf der Möglichkeit der vollständigen Trennung des Zustandsvektors in seine Komponenten während aller Stadien des Ausrichtungsflugs basieren. Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren zum Bestimmen der Vor-Start-Trägheitsbedingung für das INS eines gestarteten Fahrzeugs bereitzustellen, das auf einem Träger gestützt ist.
Es ist eine andere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein neues Verfahren für die TA bereitzustellen.
Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein solches Verfahren bereitzustellen, das nicht Fehlern unterworfen ist, die von Zeitverzögerungen in der vom Trägerfahrzeug zugeführten Information herrühren.
Es ist eine andere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein solches Verfahren bereitzustellen, in dem die Ausrichtungsmanöver des Träger-Flugzeugs auf ein Mindestmaß reduziert werden.
Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein solches Verfahren kostenwirksam bereitzustellen.
Weitere Aufgaben der Erfindung werden, beim Lesen der folgenden Beschreibung ersichtlich, die in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen vorgenommen wird.
Es sollte auch klar sein, dass diese Erfindung nicht auf eine Flugzeug eingeschränkt ist, und dass sie in Bezug auf Aufnahme-Plattformen anderer Art einschließlich Raumschiffen oder Unterwasser-Fahrzeugen angewandt werden kann.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
1 ist eine perspektivische Ansicht der Beziehung zwischen den LLLN-Navigationskoordinaten und dem Koordinatensystem des INS, wie durch das getragene Fahrzeug berechnet, die für das Verständnis der Erfindung dienlich ist.
2 ist eine Bahn für den Flug während der TA gemäß dieser Erfindung.
Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen
Die bevorzugten Ausführungsformen hierin sind nicht als erschöpfend anzusehen und sind nicht dazu da, in irgendeiner Weise den Schutzumfang der Erfindung einzuschränken; eher werden sie als Beispiele verwendet, um die Erfindung verständlich zu machen und Fachleuten auf dem Gebiet zu ermöglichen, ihre Lehren zu verwenden.
Für eine detaillierte Beschreibung der Erfindung wird jetzt auf die 1 Bezug genommen. Drei Koordinatengruppen müssen betrachtet werden: das globale LLLN-Navigationssystem 11, das Körperachsensystem des Träger-Flugzeugs (nicht gezeigt) und die Kartesische Koordinatengruppe 12 auf der rechten Seite, die vom INS des getragenen Fahrzeugs gemäß seiner IMU-Daten berechnet wird.
Während das INS der Trägerplattform auf eine zufriedenstellende Art und Weise den Unterschied zwischen den ersten zwei Koordinatensystemen behandelt, entstehen Unbestimmtheiten in Bezug auf die Ausrichtung des ersten und dritten Koordinatensystems; als Ergebnis wird die berechnete Koordinatengruppe des getragenen Fahrzeugs in Bezug auf das LLLN-System um einen Gierwinkel φ um die D-Achse, einem Steigungswinkel θ um die E-Achse und einem Rollwinkel φ um die N-Achse gedreht.
Folglich weicht die berechnete Geschwindigkeit des getragenen Fahrzeugs im LLLN-Navigationssystem, wie von seinem INS gemeldet, von der Geschwindigkeit des Trägerfahrzeugs ab.
Ein weiterer Grund für diese Abweichung liegt in der Tatsache, dass die Geschwindigkeit – wie von der IMU des getragenen Trägers in seinem eigenen System gemessenen – infolge der Drift des mitgeführten Gyroskops und der Verzerrungen des Beschleunigungsmessers, die noch nicht korrigiert wurden, fehlerhaft sein kann.
Solchermaßen wird ein messbarer Geschwindigkeitsfehlervektor in den LLLN-Achsen ν(t) (ν_N, ν_E, ν_D) bestimmt, deren Glieder die Differenz zwischen den vom INS des Trägerfahrzeugs zugeführten gemessenen Geschwindigkeitskomponenten und dem entsprechenden vom INS des getragenen Fahrzeugs zugeführten gemessenen Geschwindigkeitskomponenten sind.
ν(t) die zeitabhängig ist, basiert zu jedem Zeitpunkt auf den Messungen der IMUs in beiden Fahrzeugen, die vom Wert (im selben Moment) eines berechneten Zustandsvektors X(t) eingestellt werden.
Der berechnete Zustandsvektor X(t) ist eine zeitabhängige 12 × 1 dimensionale Matrix, deren Glieder den geschätzten Fehler im Zustand des getragenen Fahrzeugs in Bezug auf den des Trägerfahrzeugs darstellen, dessen Zustand als Bezug dient. Die ersten sechs Glieder von X(t) sind: Die Geschwindigkeitsfehlergruppe ν(ν_N,ν_E,ν_D), deren Komponenten im nach Norden zeigenden LLLN-Koordinatensystem in der 1 gezeigt werden, und die Lage-Fehlergruppe Ψ, die in Bezug auf diese Achsen (N, E, D) definiert wird, deren Glieder der Winkel θ, der die Drehung um die E-Achse herum darstellt, der Winkel φ, der die Drehung um die N-Achse herum darstellt, und der Winkel φ sind, der die Drehung um die D-Achse herum darstellt.
Eine Unterscheidung sollte zwischen der Bedeutung von ν(t) als gemessener (mit Rausch behafteter und schwankender) Vektor und der Bedeutung von ν, wie er im Zustandsvektor erscheint, wo er einen vorausgesagten gefilterten Schätzwert des Geschwindigkeitsfehlers darstellt, gemacht werden. Die anderen Komponenten von X(t) sind; ε(x3), die Drifts der Gyroskope, und ∇(x3); die Verzerrungen der Beschleunigungsmesser. Das Systemmodell ist das eines linearen zeitvarianten Systems, für das
worin F(t) die dynamische Fehlermatrix ist, deren Nennelemente die Ausbreitung der Navigationsfehler darstellen, und w ein normal verteilter, Null-Mittelwert-Weißrauschvektor ist, der die Modellunbestimmtheit in F(t) darstellt. H(t) ist die Beobachtungsmatrix: H(t) = [I_3×3|0_3×3|0_3×3|0_3×3] und σ ist ein normal verteiltes Null-Mittelwert-Weißrauschelement.
Während der TA, wird ν(t) in den Kalman-Filter gespeist, dessen Ausgabe X(t) ist; Das erhaltene X(t) wird für die Einstellung, der nächsten Gruppe an gemessenen ν(t)-Werten verwendet, die wiederum einen neuen Wert von X(t) liefern, und umgekehrt.
Wenn die TA lang genug erfüllt ist, wird ν(t) klein genug werden, und X(t) konvergiert zu einer Konstante, die die Vor-Start-Anfangsbedingung für das INS des getragenen Fahrzeugs bereitstellt.
Es sollte klar sein, dass ein Schlüsselfaktor im TA-Verfahren die Möglichkeit für die richtige Auswertung des Vektors X(t) und insbesondere die richtige Berechnungs-Zuweisung des Fehlers unter seinen 12 Gliedern darstellt.
In der Terminologie des Standes der Technik wird eine solche Eigenschaft des Systems als seine "Beobachtbarkeit" bezeichnet, und der zu berücksichtigende Hauptpunkt ist dieser; sofern nicht analytisch bewiesen werden kann, dass das System seine Beobachtbarkeit bewahrt, ist das gegenwärtige Verfahren unzuverlässig.
Gemäß dem Stand der Technik (siehe z. B. Baziw. I und Leondes C. T, "In-Flight Alignment and Calibration of IMU", Part I und II, IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, Vol.AES-8, July 1972, S. 439–465) ist es zum Erfüllen einer vollständigen TA nötig, in einer Bahn zu fliegen, die eine Seitenbeschleunigung einschließt.
Wie oben angemerkt, wird infolge der Messverzögerung an diesem Stadium ein Fehler eingeführt. Jedoch wären wir die ersten, die es verstanden, dass die Verarbeitung und Einstellung des Zustandsvektors mit dem Kalman-Filter während der Beschleunigung nicht durchgeführt werden muss. Statt dessen – gemäß der vorliegenden Erfindung – wird X(t) während der Beschleunigung nicht aktualisiert und darf sich ändern, während das INS des getragenen Fahrzeugs autonom navigiert. Im Anschluss daran erfolgt ein relativ großer Einstellungsschritt von X(t) in einem späteren Stadium, wo die Messungen nicht mehr empfindlich auf die Zeitverzögerungen sind.
Der Beweis für die Beobachtbarkeit des Systems unter der vorliegenden Erfindung wird im Anhang A gefunden.
Entsprechend schließt das Verfahren für die TA der vorliegenden Erfindung die folgenden Stadien ein:

1) Bestimmen eines Zustandsvektors X(t) und eines Geschwindigkeits-Fehlervektors ν(t), wie im Stand der Technik, was oben beschrieben wurde.
2) Wie im Stand der Technik, bestimmen einer dynamischen Fehlermatrix F(t) und einer Beobachtungsmatrix H(t)
A(t) ist eine schiefsymetrische Matrix von spezifischen Kräften in den Navigationsachsen. C_L ^b(t) ist eine Transformationsmatrix von den Körperachsen des getragenen Fahrzeugs zu den Navigationsachsen, und H_ν(t) = [I_3× ₃] oder H_ν(t) = [0_3×3]
3) Bestimmen eine Drei-Segment Ausrichtungsbahn, die in der 2 gezeigt wird, wie folgt: Segment 1, das aus einem geraden und horizontalen Flug bei konstanter Geschwindigkeit V_O mit Steuerkurs nach Norden besteht: Segment II, das aus einer horizontalen Drehung bei einer konstanten Winkelrate ω₀ in Richtung des Azimuts Ψ_O besteht. Segment III, das aus einem geraden und horizontalen Flug bei konstanter Geschwindigkeit V_O mit einem Steuerkurswinkel Ψ_O besteht.

Die Eigenschaften des dynamischen Systems während der drei Segmente werden in der TABELLE 1 gezeigt. TABELLE 1 Eigenschaften des dynamischen Systems während des Ausrichtungsflugs
worin Ψ(t) = ω₀(t – t_O) , ω₀ die Winkelgeschwindigkeit am Segment II und t_O die Anfangszeit des Flugs im Segment II ist.
Anstatt der gesamten schiefsymmetrischen Matrix A
die ein Block von 3 × 3 in F(t) ist, wird hierin bei jedem Flugsegment nur der Wert des Kraftvektors gezeigt;

4) Anlegen der Geschwindigkeitsabgleich-Kalman-Filter-Überführungsausrichtung am System, und zwar gemäß dem Verfahren aus dem Stand der Technik, mit der Ausnahme davon, dass während des Flugs im zweiten Segment keine Aktualisierung von X(t) vorgenommen wird.

ANHANG A
Die Beobachtbarkeit des Systems unter dem Verfahren der Erfindung
Das im Kalman-Filter bestimmte dynamische Zustandsmodell für die Flugüberführungsausrichtung ist wie folgt:
Mit den folgenden Definitionen
ν Geschwindigkeitsfehler in Navigationsachsen (LLLN)
Ψ Lagefehler in den Navigationsachsen (LLLN)
ε Drifts der Gyroskope
∇ Verzerrung der Beschleunigungsmessers
C_L ^h Transformationsmatrix von den Körperachsen zu den LLLN-Achsen
A Schiefsymetrische Matrix von spezifischen Kräften in LLLN-Achsen
Die Messungsgleichung (als Z definiert) für eine Geschwindigkeitsabgleichung in der Flugüberführungsausrichtung ist:
In der Schrift "The Enigma of False Bias Detection in a Strapdown System During Transfer Alignment" (von I. Y. Bar-Itzhack und Y. Vitek im AIAA-Journal
Da die Synchronisierungsfehler die Überführungsausrichtung nur beeinflussen, wenn die Messungen während der Manöver gemacht werden, liegt die Hauptidee des Patents darin, die Messungen während der Flugzeugmanöver nicht zu beachten.
Um die oben definierte Messungspolitik zu rechtfertigen, muss man eine Beobachtbarkeitsanalyse durchführen. Zu diesem Zweck werden wir die folgenden Matrizen bestimmen.
Die dynamische Matrix, die in Gleichung (1), gezeigt wird, wird als F(t) definiert.
und die allgemeine Messmatrix wird definiert als: H(t) = [Hr(t) 03·3 03·3 03·3] (4)
Für den Zustandsvektor wird x definiert als:
Die Dynamik und die Messung, die für den Überführungsausrichtung-Kalman-Filter (Gleichungen (1) und (2)) definiert sind, lauten:
= F(t)x
= H(t)x
Wir werden die Überführungsausrichtungs-Bahn in 3 analytische Segmente aufteilen:
Am ersten Segment:
Am zweiten Segment:
und am dritten Segment:
Man definiere (in der folgenden Figur) die drei Segmente, die mit den Azimut- und Geschwindigkeitsprofilen in jedem Segment zusammen zeitlich Koordiniert sind:
Die Messmatrix H, die Transformationsmatrix C_L ^B und die spezifische Kräftematrix A_sp in jedem Segment sind wie folgt definiert:
Man führe ein Lemma ein:
Von einem System wird gesagt, dass es zum Zeitpunkt T beobachtbar ist, wenn die Grammian-Matrix
positiv bestimmt ist.
Φ(t_B, t_A) ist die Überführungsmatrix von t = t_A zu t = t_B. Φ(t_B, t_A) wird mittels der Exponentialfunktion auf der Grundlage der in der Gleichung (3) eingeführten dynamischen Matrix berechnet
Lasst uns sehen, ob unser System beobachtet werden kann? Um dies zu tun, werden wir herausfinden, ob W(T) bei t₃ positiv bestimmt ist.
Beweis:
Der Grammian bei T = t₃ ist:
da es am zweiten Segment keine Messung gibt, wird folgendes erhalten werden W(t3) = W1 + W3 (12)
Ein weiteres Lemma wird eingeführt: A, B sind halb-positiv bestimmte Matrizen. C = A + B ist positiv bestimmt, wenn und nur wenn:
Der Null-Raum von A ist senkrecht zum Null-Raum von B [Null(A) ⟘ Null(B)]
Daher ist W(t₃) positiv bestimmt wenn und nur wenn [Null(W₁) ⟘ Null(W₃)]
Setzt man die früheren Definitionen in die Grammian-Matrix (10), wird folgendes erhalten werden:
Grund: die als in die Gleichung (3) eingeführte dynamische Matrix des Systems hat die nilpotente Eigenschaft, so dass (F₁ ^k ≡ 0 k > 2)
Die in der Gleichung (6) im I-sten Segment des dynamischen Systems eingeführte Beobachbarkeitsmatrix (O₁) ist:
Daher werden wir erhalten: W1 ⟺ OT1 O1
Und dies:
Wir werden definieren: U = Null(Or1 O1)
Wir werden die folgende Multiplikation definieren:
Damit die obige Multiplikation positiv bestimmt ist, brauchen wir, dass die folgende Matrix vollen Rangs ist.
Mit dem Errichten der R-Matrix mittels Verwendung der früheren Definitionen der anderen drei Matrizen werden wir die Bedingungen für die Beobachtbarkeit des Systems erhalten (voller Rang von R).
Dies wird erfolgen, wenn:
Daher: In allen Fällen, mit Ausnahme derer, in denen sehr spezifische Gelegenheiten den Gliedern in (21) widersprechen, ist das System beobachtbar.
So sind wir fertig.

Claims

Ein Verfahren zur Geschwindigkeitsabgleichüberführungsausrichtung zwischen einem Trägerfahrzeug und einem getragenen Fahrzeug, das folgendes umfasst: (a) die wiederholte Messung einer Geschwindigkeitsdifferenz zwischen dem Trägerfahrzeug und dem getragenen Fahrzeug; (b) im Anschluss an jede Messung die Aktualisierung eines Zustandsvektors, der einen vorhergesagten Wert der Geschwindigkeitsdifferenz einschließt; (c) zwischen den Messungen die Ausbreitung des Zustandsvektors nach vorne in der Zeit; und (d) Bewegung des Trägerfahrzeugs und des getragenen Fahrzeugs entlang einer Bahn, die ein erstes Segment, ein zweites Segment und ein drittes Segment einschließt, wobei die Bewegung entlang des ersten Segments bei einer ersten im wesentlichen konstanten Geschwindigkeit durchgeführt wird, wobei die Bewegung entlang des zweiten Segments eine Beschleunigung einschließt, wobei die Bewegung entlang des dritten Segments mit einer zweiten im wesentlichen konstanten Geschwindigkeit durchgeführt wird, die von der ersten Geschwindigkeit unterschiedlich ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Messung, die Aktualisierung und die Ausbreitung während der Bewegung entlang des ersten und des dritten Segments durchgeführt werden, wobei nur die Ausbreitung während der Bewegung entlang des zweiten Segments durchgeführt wird.
Ein Verfahren gemäß Anspruch 1, worin der Zustandsvektor die geschätzte Lagedifferenz zwischen dem LLLN-Koordinatensatz und den Navigationsachsen einschließt, wie durch das getragenen Fahrzeug berechnet.
Ein Verfahren gemäß Anspruch 2, worin der Zustandsvektor geschätzte Instrumentenoffsets des getragenen Fahrzeugs einschließt.
Ein Verfahren gemäß Anspruch 3, worin die Aktualisierung des Zustandsvektors mit der Zeit mit einem Kalman-Filter fortgesetzt wird, dessen Eingabe die gemessene Geschwindigkeitsdifferenz ist.
Ein Verfahren gemäß Anspruch 4, worin die Bewegung im ersten Segment und im dritten Segment horizontal ist.
Ein Verfahren gemäß Anspruch 5, worin die Bewegung entlang des zweiten Segments horizontalist.
Ein Verfahren gemäß Anspruch 6, worin die Bewegung entlang des ersten Segments nach Norden gerichtet ist.
Ein Verfahren gemäß Anspruch 7, worin die Bewegung entlang des zweiten Segments bei einer konstanten Winke geschwindigkeit erfolgt.
Ein Verfahren gemäß Anspruch 8, worin die Bewegung entlang des dritten Segments in eine andere Richtung als im ersten Segment erfolgt.