DE69412944T2

DE69412944T2 - Trägheitsmesseinheit und Verfahren zur Erhöhung ihrer Messgenauigkeit

Info

Publication number: DE69412944T2
Application number: DE69412944T
Authority: DE
Inventors: Shing Peter Seminole Fl 34646 Kau
Original assignee: Honeywell Inc
Current assignee: Honeywell Inc
Priority date: 1993-07-29
Filing date: 1994-07-25
Publication date: 1999-03-18
Anticipated expiration: 2014-07-26
Also published as: US5442560A; EP0636862A1; DE69412944D1; EP0636862B1

Description

Gebiet der Erfindung

Die vorliegende Erfindung bezieht sich allgemein auf eine Trägheits-Meßvorrichtung und auf ein Verfahren zur Verbesserung der Meßgenauigkeit einer solchen Vorrichtung gemäß dem Gattungsbegriff der unabhängigen Ansprüche.

Hintergrund der Erfindung

Bei gegenwärtigen Anwendungen in Raketen ist es wichtig, Daten vorzugeben, die die Drehbewegung einer Rakete ebenso wie Positions- und Geschwindigkeitsdaten an einen Computer an Bord der Rakete zum Zweck der Berechnung von Einstellungen der Flugbahn vorgeben, um einen gewünschten Endpunkt zu erreichen. Typischerweise verlassen sich solche Systeme auf mehrere Kreisel, von denen jeder eine Anzeige der Drehbewegung um die x(Roll)-, y(Nick)- und z(Gier)-Achsen einer solchen Rakete an den an Bord befindlichen Computer vorgibt. Zusätzlich sind Beschleunigungsmesser entlang den gleichen Achsen wie die Kreisel zum Zwecke der Messung der Translationsbewegung entlang der entsprechenden Achsen vorgesehen, wobei die Daten sowohl von den Kreiseln als auch von den Beschleunigungsmessem dem an Bord befindlichen Computer vorgegeben werden, um die Flugbahn der Rakete in einer herkömmlichen Weise einzustellen, wobei die empfangenen Daten mit einem berechneten Endpunkt oder einer Gruppe von Daten verglichen werden, um an einem Endpunkt aufzutreffen. Die Echtzeit- Daten im Fluge werden mit voreingestellten Daten verglichen, um die Flugbahn einzustellen und an der im voraus festgelegten Zieldestination anzukommen. Ein Beispiel tvpsicher Systeme, auf die die Erfindung gerichtet ist, ist in der US 5,067,084 offenbart.
In der Vergangenheit war eine solche Kombination von Einheiten, d. h. von Beschleunigungsmessern und Kreiseln als eine inertiale Kern-Meßeinheit bekannt. Um eine Referenz vor dem Abschuß für Berechnungen vorzugeben, die im Flug für Messungen während des Fluges ausgeführt werden, wird ein bezogener Satz von Werten entlang jeder Achse bezogen auf die Drehposition sowie bezogen auf eine Grund-Anziehungskraft, d. h. die Schwerkraft auf Seehöhe an der Abschußstelle vorgegeben. Solche Basismessungen wurden in der Vergangenheit durch Kardanlagerung der inertialen Meßeinheit um wenigstens zwei Achsen vorgegeben. Eine solche Anordnung hat eine komplizierte und teuere Kardangelenkeinheit erfordert, die von Bedeutung ist, um die Raketen- Zielgenauigkeit sicherzustellen.
Die Systeme mit komplizierten kardangelagerten inertialen Meßeinheiten sind sowohl bei interkontinentalen ballistischen Raketen als auch bei Abfangraketen angewendet worden, wobei die letzteren nur ein geringers Maß an Genauigkeit über kurze Entfernungen erfordern. Im Falle von Anwendungen der bekannten inertialen Meßeinheit bei interkontinentalen ballistischen Raketensystemen (ICBM's) wurde die Genauigkeit oftmals durch die Verwendung eines herkömmlichen Sternsensors verbessert, der im Flug auf einen vorbestimmten Himmelskörper Bezug nahm, um zusätzliche Daten an den an Bord befindlichen Computer zu liefern, der weitere Einstellungen der Flugbahn des Projektils oder der Rakete vorgab.
Es ist die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, das Erfordernis der komplizierten Kardangelenkmechanismen des Standes der Technik zu vermeiden. Diese Aufgabe wird gelöst gemäß den kennzeichnenden Merkmalen der unabhängigen Patentansprüche. Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung können den abhängigen Ansprüchen entnommen werden.
Speziell ist es mit der Erfindung möglich, eine nicht-kardangelagerte inertiale Basis-Strap- Down-Meßeinheit (IMU) zu verwenden, während die hohe Genauigkeit der bekannten Systeme beibehalten wird. Die Erfindung gibt ein System vor, das sehr viel einfacher aufzubauen ist und sehr viel weniger kostspielig als die vorangegangenen Systeme ist.

Zusammenfassung der Erfindung

Gemäß einem Aspekt der Erfindung ist eine inertiale Meßvorrichtung vorgesehen, die eine inertiale Basis-Meßeinheit umfaßt. Die inertiale Basis-Meßeinheit ist in einer Weise aufgebaut, um in einer ortsfesten Position innerhalb eines Fahrzeuges, z. B. eines Projelstiles, einer Rakete oder einem ähnlichen Gegenstand angeordnet zu werden. Die inertiale Meßeinheit umfaßt wenigstens drei Kreisel, die angeordnet sind, um die Drehbewegung des Fahrzeuges entlang der x(Roll)-, y(Nick)- und z(Gier)-Achsen des Fahrzeuges zu messen. Ferner sind wenigstens drei Beschleunigungsmesser angeordnet, um die Translationsbewegung des Fahrzeuges entlang jeder der Achsen zu messen. Die Beschleunigungsmesser können, müssen aber nicht entlang der gleichen Achsen wie die Kreisel angeordnet sein. Um die Genauigkeit der inertialen Basis-Meßeinheit zu verbessern, die im Gebrauch ortsfest angeordnet ist (Strapped-Down) und keinen Kardangelenkmechanismus umfaßt, ist ein getrennt angeordneter schwenkbarer Beschleunigungsmesser vorgesehen. Der schwenkbare Beschleunigungsmesser mißt das Gravitationsfeld entlang einer vorbestimmten Achse des Fahrzeuges vor dem Abschuß, in dem er in einer gewünschten Weise um die vorbestimmte Achse geschwenkt wird und hierdurch Daten bezüglich des Gravitationsfeldes an der Abschußstelle in den Computer eingibt. Diese Daten werden als eine Referenz verwendet, tun mit den Daten der inertialen Meßeinheit durch den Computer während des Fluges verglichen zu werden.
In dem Fall wo die Einrichtung bei einer vertikal abgeschossenen oder gelagerten Einheit, wie beispielsweise einer ICBM verwendet wird, ist der schwenkbare Beschleunigungsmesser angeordnet, um um die y(Nick)- oder z(Gier)-Achse des Fahrzeuges zu schwenken. Wenn die Einrichtung auf einer Rakete vom Abfangtyp verwendet wird, wo der Werfer die Rakete in einer horizontalen Ebene hält, bevor sie in eine vertikale Ebene vor dem Abschuß angehoben wird, ist der Beschleunigungsmesser zum Schwenken um die x(Roll)-Achse des Fahrzeuges gelagert, um die inertiale Messung vor dem Flug vorzugeben, wenn sich das Fahrzeug auf dem Werfer in der horizontalen Position befindet. Der schwenkbare Beschleunigungsmesser gestattet die Ausführung der Kalibrierung an der Abschußstelle. Die Möglichkeit der Feldkalibrierung ist in der Lage, die Anforderungen an die Langzeitstabilität der Genauigkeit des Beschleunigungsmessers um wenigstens zwei Größenordnungen in Abhängigkeit von der spezifischen Missionsanwendung zu verbessern.
Gemäß einem anderen Aspekt ist die Erfindung auf ein Verfahren zur Verbesserung der Meßgenauigkeit einer inertialen Strap-Down-Meßeinheit in einem Fahrzeug wie beispielsweise einer Rakete oder einem anderen Projektiltyp gerichtet. Die inertiale Meßeinheit ist aufgebaut, wie sie in bezug auf die zuvor erläuterte Vorrichtung beschrieben wurde. Demgemäß wird mit einem getrennt angeordneten schwenkbaren Beschleunigungsmesser das Gravitationsfeld an der Abschußstelle um eine vorbestimmte Achse des Fahrzeuges vor dem Abschuß gemessen, um als eine Referenz durch einen Computer an Bord benutzt zu werden. Im Flug wird die Messung vor dem Flug verwendet, um Meßdaten zu kalibrieren, die durch die inertiale Strap-Down-Meßeinheit innerhalb des Fahrzeuges erzeugt werden. Während des Fluges erfolgt ein Vergleich mit den Daten vor dem Flug, um die Flugbahn des Fahrzeuges einzustellen. Im Falle einer ICBM wird die Messung ausgeführt, indem der vierte Beschleunigungsmesser um die y(Nick)- oder z(Gier)-Achse des Fahrzeuges ausgerichtet wird, und im Falle einer Abfangrakete, die sich vor dem Abschuß in einer horizontalen Position befindet wird die Messung ausgeführt, indem der vierte Beschleunigungsmesser um die x(Roll)-Achse des Fahrzeuges ausgerichtet wird.
Diese und andere Merkmale und Vorteile der Erfindung gehen augenscheinlicher beim Lesen der folgenden detaillierten Erläuterung der Erfindung unter Bezugnahme auf die beiliegenden Zeichnungen hervor.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Fig. 1 ist ein schematisches Diagramm, das eine Version einer bekannten inertialen Meßeinheit veranschaulicht, die einen komplexen Kardangelenkmechanismus für die Ausführung von Kalibrierungen vor dem Flug zeigt und einen Sternensensor, z. B. zur Verwendung in einer interkontinentalen ballistischen Rakete verwendet;
Fig. 2 ist ein schematisches Diagramm, das eine alternative bekannte Konfiguration ähnlich zu Fig. 1 veranschaulicht, bei der aber der Sternensensor ebenfalls kardangelagert innerhalb der inertialen Kern- Meßeinheit ist;
Fig. 3A ist ein schematisches Diagramm, das das grundlegende System gemäß der Erfindung veranschaulicht mit einer inertialen Kern-Meßeinheit, die ortsfest innerhalb des Systems angeordnet ist und einen Hilfs- Beschleunigungsmesser besitzt, der in einer schwenkbaren Konfiguration mit einem Motor zum Schwenken des Beschleunigungsmessers angeordnet ist und wobei die verschiedenen Eingänge zu einem an Bord befindlichen Computer und zu einer Schwenk-Steuereinheit gezeigt sind;
Fig. 3B ist ein schematisches Diagramm, das die Roll- und Nickachsen der inertialen Kern-Meßeinheit veranschaulicht, die bei der Erfindung verwendet wird, wie sie innerhalb eines Fahrzeuges bezüglich Fig. 3A angeordnet ist; und
Fig. 4 ist ein schematisches Diagramm, das die Meßeinheit der Erfindung veranschaulicht, wenn sie innerhalb einer Rakete vom Abfangtyp angeordnet ist, die auf einem Werfer abgestützt ist, der sich anfänglich in einer horizontalen Position befindet und in eine vertikale Anordnung vor dem Abschuß geschwenkt wird.

Detaillierte Erläuterung

Fig. 1 veranschaulicht allgemein eine bekannte inertiale Meßeinheit 11 zur Verwendung in Fahrzeugen, beispielsweise in Raketen wie z. B. interkontinentalen ballistischen Raketen. Es sei vermerkt, daß in den Figuren sowohl bei einer Bezugnahme auf Figuren des Standes der Technik als auch bei der vorliegenden Erfindung gleiche Bezugsziffern für gleiche dargestellte Elemente verwendet werden. Die inertiale Meßeinheit von Fig. 1 ist allgemein mit der Bezugsziffer 11 bezeichnet. Die Einheit 11 besteht aus einer inertialen Kern-Meßeinheit 13, welche verschiedene Arten von Sensoren entlang der x(Roll)-, y(Nick)- und z(Gier)-Achsen der Einheit umfaßt. Typischerweise wird eine solche Einheit Kreisel verwenden, z. B. Ringlaserkreisel, herkömmliche mechanische Kreisel oder faseroptische Kreisel, um die Drehbewegung des Fahrzeuges zu messen, in der die Einheit 11 angeordnet ist. Somit ist ein Kreisel 25 gezeigt, der um die x(Roll)-Achse ausgerichtet ist, ein Kreisel 27, der um die y(Nick)-Achse ausgerichtet ist und ein Kreisel 29, der um die z(Gier)-Achse ausgerichtet ist. In gleicher Weise sind Beschleunigungsmesser 19, 21 und 23 entlang der gleichen entsprechenden Achsen wie die Kreisel 25, 27 und 29 ausgerichtet. Diese Beschleunigungsmesser 19, 21 und 23 dienen der Messung der Translationsbewegung des Fahrzeuges.
Die Einheit 13 ist um Gelenke 15 und 17 gelagert und wird vor dem Abschuß der Einheit 13 in einer herkömmlichen Weise um jeden Gelenkpunkt gedreht, wobei Messungen der Drehung sowie des Gravitationsfeldes in der Abschußposition aufgenommen werden, um eine Referenz vorzugeben, die durch den Computer an Bord verwendet wird, um mit Messungen verglichen zu werden, die von der Einheit 13 während des Fluges kommen, wenn sie in einer festen Position verriegelt ist. Im Falle von Fig. 1 sei vermerkt, daß diese Art des Systemes 11 auf Fahrzeugen wie beispielsweise interkontinentalen ballistischen Raketen verwendet wird, und einen fest angeordneten Sternsensor 31 umfaßt, der während des Fluges die Position festlegen wird, indem der Sternsensor 31 zu einem Himmelskörper gerichtet wird und die Ergebnisse der Messung von dem Sternsensor 31 ebenfalls dem Computer an Bord zugeführt werden, um die Flugbahneinstellung des Fahrzeuges zu unterstützen. Fig. 2 zeigt ein bekanntes System ähnlich zu dem in Fig. 1 mit der Ausnahme, daß der Sternsensor 31 befestigt mit der inertialen Kern-Meßeinheit 13 gezeigt ist. Er wird um die zwei Achsen 15 und 17 während der Kalibrierung vor dem Flug gedreht, wird aber nur während des Fluges verwendet, um die Einstellung und Fehlerkorrektur bei den Flugbahnmessungen zu unterstützen.
Das System 11 gemäß der Erfindung ist allgemein in Fig. 3A gezeigt, welche eine inertiale Kern-Meßeinheit 13 mit Beschleunigungsmessern 19, 21 und 23 sowie Kreiseln 25, 27 und 29 besitzt, die entlang der entsprechenden Achsen angeordnet sind, wie im Falle des Standes der Technik gemäß den Fig. 1 und 2. Bei diesem System 11 ist die inertiale Kern-Meßeinheit 13 in einer ortsfesten nicht-schwenkbaren Weise innerhalb des Fahrzeuges angeordnet. Typischerweise wird das durch Fig. 3A veranschaulichte Fahrzeug eine interkontinentale ballistische Rakete aufgrund der Ausrichtung des Systems 11 innerhalb des Fahrzeuges, wie dies durch Fig. 3B veranschaulicht ist, sein, wobei Fig. 3B die Richtung der x(Roll)- und y(Nick)-Achsen des Systemes bezogen auf das Fahrzeug zeigt. Wie im Falle des Standes der Technik werden Signale von der inertialen Kern-Meßeinheit 13 über eine Leitung 41 einem Computer 39 an Bord zugeführt, um die Flugbahn zu berechnen und Einstellungen der Flugbahn während des Fluges zu machen. Wie im Vergleich mit den Fig. 1 und 2 des Standes der Technik vermerkt wird, ist dort jedoch keine Schwenkanordnung der inertialen Kern-Meßeinheit 13 vorgesehen, so daß keine Kalibrierung vor dem Flug durch die Einheit 13 erfolgt.
Gemäß der Erfindung ist ein vierter Beschleunigungsmesser 35 außerhalb der inertialen Kern-Meßeinheit 13 um ein Gelenk 37 angeordnet und wird durch einen Motor 51 angesteuert. Vor dem Abschuß steuert der Computer 39 eine Schwenk-Steuereinheit 45, die über die Leitung 49 ein Signal einem Motor 51, z. B. einem Schrittmotor zuführt, der den Beschleunigungsmesser 35 ansteuert, damit der um seine Schwenkachse 37 schwenkt und Messungen des Gravitationsfeldes über die Leitung 43 an den Computer 39 vor dem Abschuß vorgibt. Gemäß der Erfindung sind die Messungen vor dem Flug um die Nick(y)- Achse (die auch um die (z)Gier-Achse erfolgen kann) ausreichend, um einen Referenzwert an den Computer 39 vorzugeben, so daß Signale, die von der inertialen Kern-Meßeinheit 13 zu dem Computer über die Leitung 41 während des Fluges gelangen, ausreichend sind, um die Berechnung zu ermöglichen, die eine Genauigkeit aufrechterhält, die mit der des Standes der Technik gemäß den Fig. 1 und 2 vergleichbar ist. Das Gelenk 37 gestattet die Neuausrichtung der empfindlichen Achse des redundanten Beschleunigungsmessers 35 in bezug auf das Schwerefeld für die genaue Kalibrierung der Vorspannungs- und Skalenfaktor-Fehler. Während des Flugs wird das Gelenk verriegelt, so daß die empfindliche Achse des redundanten Beschleunigungsmessers auf die des Beschleunigungsmessers 19 für die Messung der Schubbeschleunigung ausgerichtet ist. Eine Geschwindigkeitsanpassung zwischen dem redundanten Beschleunigungsmesser 35 und der inertialen Kern-Meßeinheit 13 wird in dem Computer 39 an Bord ausgeführt, um die Kalibriergenauigkeit von 35 auf 13 zu übertragen.
Im Falle der Einrichtung von Fig. 3A werden die Messungen ausgeführt bei einem Fahrzeug mit vertikaler Ausrichtung. Wie im Falle des Standes der Technik in den Fig. 1 und 2 ist ein Sternsensor 31 in einer festen Position zusammen mit dem vierten Beschleunigungsmesser 35 innerhalb eines getrennt befestigten Gehäuses 33 als Teil des Systems 11 angeordnet.
Wie vermerkt sei, kann das System 11 gemäß der Erfindung ebenfalls in einer Rakete vom Abfangtyp verwendet werden, die von einem Werfer abgeschossen wird. Fig. 4 veranschaulicht einen typischen Werfer, der eine Plattform 101 umfaßt, die um ein Gelenk 103 schwenkbar ist und eine damit befestigte herkömmliche inertiale Werfer-Meßeinheit 105 besitzt, welche ebenfalls Daten liefert, die bei Berechnungen verwendet werden bezüglich der Abschußposition der Rakete 107. In diesem Fall sei vermerkt, daß das den zusätzlichen Beschleunigungsmesser 35 umfassende Hilfssystem 33 mit dem Beschleunigmgsmesser um ein Gelenk 37 wieder schwenkbar ist, das um 90º gegenüber Fig. 3A versetzt ist. Der Grund hierfür liegt darin, daß die Messungen durch den Beschleunigungsmesser 35 ausgeführt werden, wenn sich die Rakete 107 in der horizontalen Position befindet, wie dies durch die rechte Seite in Fig. 4 gezeigt ist. Nachdem die Messungen ausgeführt sind, wie dies unter Bezugnahme auf Fig. 3A beschrieben wurde, wird die Rakete in eine vertikale oder halb-vertikale Position in Abhängigkeit von der Flugbahn angehoben, die für das Abfangen erwünscht ist, wie dies durch die gestrichelte gebogene Linie angezeigt ist, und die Messungen vor dem Flug dienen sodann als eine Referenz während des Fluges bis die Rakete, welche typischerweise ebenfalls einen Sucher umfaßt, beispielsweise ein Radar, einen Wärmesensor oder einen ähnlichen Sensor, den Aufnahmebereich erreicht, wo der Sucher die Steuerung übernehmen kann und auf ein abzufangenes Fahrzeug gerichtet wird.
Nachdem die Erfindung in Einzelheiten beschrieben wurde, seien im folgenden die Vorteile zusammengefaßt, die durch die Erfindung vorgegeben werden:
1. Es wird ein schwenkbarer vierter Beschleunigungsmesser vorgesehen, der vor dem Flug kalibriert werden kann, da die empfindliche Achse (ebenfalls als Eingangsachse bekannt) in bezug auf den Schwerkraftvektor neu ausgerichtet werden kann, der als Kalibrierreferenz dient; und
2. Ein Geschwindigkeits-Anpaßprozeß, bei dem der redundante vierte Beschlemigungsmesser als Referenz zum Vergleich mit Messungen der inertialen Kern-Meßeinheit verwendet wird, wobei diese auf die empfindliche Achse des vierten Beschleunigungsmessers ausgerichtet ist. (Während des Boosterfluges ist die primäre Beschleunigung der Boosterschub, der nominal auf die Raketen- Rollachse ausgerichtet ist. Für eine beste Leistungscharakteristik ist die empfindliche Achse des vierten Beschleunigungsmessers auf die Raketen- Schubachse ausgerichtet, die ungefähr der Rollachse entspricht. Das Schwenkgelenk des vierten Beschleunigungsmessers macht diese Ausrichtung möglich). Die Wirkung dieses Geschwindigkeits-Anpaßprozesses liegt darin, daß die inertiale Kern-Meßeinheit, die vor dem Flug nicht kalibriert werden kann, aus der Messung des vierten Beschleunigungsmessers Nutzen zieht und nach der Kalibrierung vor dem Flug genauer wird.
Die zwei Kernelemente dieser Erfindung liegen somit in dem schwenkbaren vierten Beschleunigungsmesser und der Geschwindigkeits-Anpaßverarbeitung zwischen dem redundanten vierten Beschleunigungsmesser und der inertialen Kern-Meßeinheit.
Modifikationen und Veränderungen der vorliegenden Erfindung sind möglich im Lichte der vorstehenden Lehren. Es versteht sich daher, daß innerhalb des Rahmens der angefügten Ansprüche die Erfindung anders als speziell beschrieben ausgeübt werden kann.

Claims

1. Trägheitsmeßvorrichtung umfassend eine Trägheitsmeßeinheit (13), die zur Befestigung und Verdrahtung in einem Träger aufgebaut ist, wobei die Trägheitsmeßeinheit wenigstens drei Kreiseleinrichtungen (25, 27, 29) umfaßt, die zur Messung der Drehgeschwindigkeit des Trägers um die x(Roll)-, y(Neigungs)- und z(Gier)-Achsen derselben angeordnet sind und wenigstens drei Beschleunigungsmeßeinrichtungen (19, 21, 23) umfaßt, die zur Messung der Translationsbewegung des Trägers entlang jeder dieser Achsen angeordnet sind; gekennzeichnet durch eine getrennt angeordnete schwenkbare Beschleunigungsmeßeinrichtung (35) zur Messung des Gravitationsfeldes auf diesen Träger entlang vorbestimmter Richtungen der empfindlichen Achse der Beschleunigungsmeßeinrichtung vor dem Abschuß für die Kalibrierung von Bias- und Skalenfaktorfehlern und zur Positionsverriegelung zur Verwendung der Messung vor dem Flug als eine Anpassungsreferenz für Daten im Flug, die durch die Trägheitsmeßeinheit (13) erzeugt werden, wenn sich der Träger im Flug befindet, um die Zielgenauigkeit der Trägheitsmeßeinheit zu verbessern, ohne daß eine Kardanlagerung der Trägheitsmeßeinheit erforderlich ist, um die Messung vor dem Flug zu bewirken.

Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die schwenkbare Beschleunigungsmeßeinrichtung (35) aufgebaut ist, um um die v(Neigungs)-Achse des Trägers zu schwenken, wenn sie darin gelagert ist.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die schwenkbare Beschleunigungsmeßeinrichtung (35) aufgebaut ist, um um die x(Roll)- Achse des Trägers zu schwenken, wenn sie darin angeordnet ist.

4. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Träger eine Interkontinentalrakete ist, die die Vorrichtung in sich gelagert aufweist.

5. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Träger eine Abfangrakete (107) ist, die von einem aufrichtbaren Werfer (101) abschießbar ist, wobei die Rakete die Vorrichtung in sich gelagert aufweist.

6. Vorrichtung nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die schwenkbare Beschleunigungsmeßeinrichtung (35) nach Kalibrierung vor dem Flug eine größere Genauigkeit aufweist als die wenigstens drei Beschleunigungsmeßeinrichtungen (19, 21, 23), die in der Trägheitsmeßeinheit (13) angeordnet sind.

7. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die schwenkbare Beschleunigungsmeßeinrichtung (35) mit einem Schrittmotor (51) verbunden ist, um die schwenkbare Beschleunigungsmeßeinrichtung zu schwenken.

8. Vorrichtung nach Anspruch 1, ferner gekennzeichnet durch eine Recheneinrichtung (39), die an die Trägheitsmeßeinheit (13) und die schwenkbare Beschleunigungsmeßeinrichtung (35) angeschlossen ist, um Daten von diesen aufzunehmen, um die Positionsveränderung eines Trägers zu berechnen, wobei die Vorrichtung für die Führung desselben angeordnet ist und zum Kalibrieren dieser Daten basierend auf einem Dateneingang von der schwenkbaren Beschleunigungsmeßeinrichtung vor dem Abschießen des Trägers.

9. Verfahren zur Verbesserung der Meßgenauigkeit einer Strapdown- Trägheitsmeßeinheit in einem Träger, wobei die Trägheitsmeßeinheit wenigstens drei Kreiseleinrichtungen umfaßt, die angeordnet sind, um die Drehbewegung des Trägers um die x(Roll)-, y(Neigungs)- und z(Gier)-Achsen derselben zu messen und wenigstens drei Beschleunigungsmeßeinrichtungen umfaßt, die angeordnet sind, um die Translationsbewegung des Trägers entlang jeder dieser Achsen zu messen, wobei das Verfahren gekennzeichnet ist durch die getrennte Anordnung einer schwenkbaren Beschleunigungsmeßeinrichtung für die Messung des Gravitationsfeldes entlang einer vorbestimmten Achse des Trägers vor dem Abschuß zum Kalibrieren der Bias- und Skalenfaktorfehler und durch die Verwendung im Fluge zur Kalibriermessung vor dem Fluge, um Fehler in Meßdaten zu korrigieren, die durch die Trägheitsmeßeinheit erzeugt werden, wenn sich der Träger im Flug befindet.

10. Verfahren nach Anspruch 9, gekennzeichnet dadurch, daß die Messung um die y(Neigungs)-Achse des Trägers ausgeführt wird, wobei der Träger eine Interkontinentalrakete ist.

11. Verfahren nach Anspruch 9, gekennzeichnet dadurch, daß die Messung um die x(Roll)-Achse des Trägers ausgeführt wird, wobei der Träger eine Abfangrakete ist und die Messung ausgeführt wird, wenn sich die Abfangrakete auf einem Werfer vor dessen Aufrichtung befindet.