WO1998026304A1 - Inertiale kurs-/lagereferenz mit gps kurs-/lagewinkelstützung - Google Patents

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WO1998026304A1
WO1998026304A1 PCT/EP1997/006598 EP9706598W WO9826304A1 WO 1998026304 A1 WO1998026304 A1 WO 1998026304A1 EP 9706598 W EP9706598 W EP 9706598W WO 9826304 A1 WO9826304 A1 WO 9826304A1
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reference system
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inertial
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Manfred Krings
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Litef Gmbh
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    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/14—Receivers specially adapted for specific applications
    • G01S19/15—Aircraft landing systems

Definitions

  • the invention relates to a reference system for course and attitude angles, consisting of an inertial system, which has an analytical platform, and a GPS receiver to support the inertial system.
  • analytical platform is understood here primarily to mean strapd ⁇ wn systems (ST systems) in which, in contrast to the "mechanical platform", the mechanics present there are simulated by calculation in the system computer.
  • GPS information can be briefly mutilated or interrupted due to a very dynamic environment and reusable effects, for example interruptions of up to 8 minutes can occur.
  • an inertial system determines the heading and the attitude angle very precisely even in a very dynamic environment with a high data refresh rate.
  • long-term accuracy is limited due to instrument errors, which means that the inertial system can generally only be used for short missions.
  • it is known to support inertial systems with external measurements. Reference systems for course and position angles can e.g. are supported by course and position angles. which are obtained from a magnetic field sensor and a spirit level.
  • the disadvantage here is e.g. the dragonfly's dependence on accelerations and the resulting inaccuracy.
  • the inertial system For the resulting problem of precisely determining the heading and the attitude angle even during long missions without interruptions with a high data refresh rate, it is known to support (monitor) the inertial system with a GPS receiver, here the support by means of GPS position and speed is done.
  • this combined system does not offer an optimal solution in that the GPS Position and speed in the inertial system cannot be used directly to support the course and attitude angles.
  • the GPS data are used to support a system model integrated in a Cayman filter, whereby the GPS data must be available over a longer period of time.
  • these systems also require accelerometers.
  • the invention is based on the object of specifying a reference system for course and attitude angles which can determine the attitude angles and the heading of vehicles and aircraft in the long term precisely and without interruptions with a high data refresh rate.
  • the invention is based on the knowledge that inertial systems are fundamentally able to keep course and position angles very precisely for a limited time with a high data refresh rate, and that special GPS receivers with several antennas are able to follow the course and Determine the position angle and provide it to support the inertial system.
  • the reference system according to the invention for course and position angles consisting of an inertial system which has an analytical platform and a GPS receiver for supporting the inertial system, is characterized according to the invention in that course and position angles of the analytical platform of the inertial system are determined by course - And position angle of the GPS receiver are supported.
  • the course and attitude angles of the inertial system and the GPS receiver are combined by a Kaiman filter present in the inertial system, whereby an optimally filtered control course and an optimally filtered attitude are obtained.
  • FIG. 1 shows the block diagram of the basic structure of a reference system according to the invention
  • FIG. 2 shows a basic circuit diagram corresponding to FIG. 1 of the reference system according to the invention.
  • the filtered attitude and the filtered heading are output by the inertial system 1 at a clock frequency of 64 Hz.
  • the GPS receiver 2 which has four antennas 6, applies the hanging angle / roll angle, the pitch angle / pitch angle, the heading and the latitude to the inertial system. These values are transmitted from the GPS receiver 2 to the inertial system 1 at a clock frequency of 1 Hz.
  • the latitude is used by the inertial system 1 to calculate and compensate for the earth's rotation rate.
  • the GPS-PPS time pulse is used for S n chronization of GPS and inertial data, i.e. only the inertial and GPS data associated with the PPS time pulse are assigned to each other.
  • the data age related to the last PPS time pulse is also output.
  • the support with a magnetic field sensor and a spirit level which is used in conventional inertial systems, can be used as a replacement solution in the event of a failure of the GPS receiver 2.
  • 2 shows the basic circuit diagram of the reference system according to the invention.
  • the inertial system 1 is formed by a fiber optic gyroscope 8 (FOG) as an inertial sensor, the error compensation unit 11 and a memory 12 for calibration constants for error compensation, as well as a computing unit for the platform calculation of the inertial system designed as an analytical platform.
  • the computing unit is composed of a quaternion and integration stage 3, which receives the error-compensated values of the FOG 8, a downstream transformation stage 4 and an Euler angle extraction stage 5, which outputs the heading and attitude angles.
  • the calculated course and position angles are output on the one hand as a heading and position angle with a clock frequency of 64 Hz by the inertial system.
  • the suspension angle / roll angle, the pitch angle / pitch angle and the control course act on a Cayman filter 7, which generates correction evaluations for the quaternion and integration level 3.
  • the GPS receiver 2 which is equipped with four antennas 6, also supplies a hanging angle / roll angle, a pitch angle / pitch angle and a heading to the Cayman filter 7.
  • the GPS receiver 2 also supplies validity values to a shutdown logic 9. If the GPS receiver 2 determines that no valid data is being delivered or the data flow is interrupted, the GPS receiver 2 applies such validity values to the shutdown logic 9 that this interrupts the data applied to the Cayman filter 8.
  • the suspension angle / roll angle, pitch angle / pitch angle and heading values supplied by the GPS receiver 2 are each subtracted from the corresponding values generated by an Euler angle extraction stage 5, and the difference values are each applied to a separate filter stage of the Cayman filter 7 for each difference value. places or not created.
  • the GPS receiver 2 provides the geographical latitude with which a further correction value for the quaternion and integration stage 3 is formed by a calculation unit 10 for the earth's rotation.

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Abstract

Das Referenzsystem für Kurs- und Lagewinkel besteht aus einem inertialen System (1) mit analytischer Plattform und einem GPS-Empfänger (2) zur Stützung des inertialen Systems (1). Die Kurs- und Lagewinkel der analytischen Plattform des inertialen Systems (1) werden durch Kurs- und Lagewinkel des GPS-Empfängers (2) gestützt.

Description

Beschreibung
Inertiale Kurs-/Lagereferenz mit GPS Kurs-/Lagewinkel- stützung
1 Die Erfindung betrifft ein Referenzsystem für Kurs- und Lagewinkel, bestehend aus einem inertialen System, das eine analytische Platform aufweist, und einem GPS-Empfänger zur Stützung des inertialen Systems. Unter dem Begriff "analytische Plattform" werden hier in erster Linie Strapdαwn-Systeme (ST-Systeme) verstanden, bei denen im Gegensatz zur "mechanischen Plattform" die dort vorhandene Mechanik durch Berechnung im Systemrechner nachgebildet wird.
Referenzsysteme, die mit einem GPS-Empfänger arbeiten, sind in der La- ge, den Steuerkurs und die Lagewinkel eines Fahrzeuges oder Fluggerätes auch auf langen Missionen genau zu bestimmen. Hier besteht jedoch der Nachteil, daJ3 die GPS-Information aufgrund einer sehr dynamischen Umgebung und von Mehrwegeffekten kurzzeitig verstümmelt oder unterbrochen sein kann, beispielsweise können Unterbrechungen bis zu 8 Minuten auftreten.
Im Vergleich mit einem GPS-System bestimmt ein Inertialsystem den Steuerkurs und die Lagewinkel auch in einer sehr dynamischen Umgebung bei hoher Datenauffrischungsrate sehr genau. Aufgrund von Instru- mentenfehlern ist hier jedoch die Langzeitgenauigkeit beschränkt, wodurch das Inertialsystem in der Regel nur für kurze Missionen einsetzbar ist. Zur Verbesserung der Lanzeitgenauigkeit ist es bekannt, inertiale Systeme durch externe Messungen zu stützen. Referenzsysteme für Kursund Lagewinkel können z.B. durch Kurs- und Lagewinkel gestützt werden. die von einem Magnetfeldsensor und einer Libelle erhalten werden. Nachteilig ist hier jedoch z.B. die Abhängigkeit der Libelle von Beschleunigungen und die dadurch entstehende Ungenauigkeit.
Für das sich ergebende Problem, den Steuerkurs und die Lagewinkel auch bei langen Missionen ohne Unterbrechungen mit einer hohen Datenauffrischungsrate genau zu bestimmen, ist es bekannt, das inertiale System mit eine GPS-Empfänger zu stützen (zu überwachen), wobei hier die Stützung mittels der GPS-Position und -Geschwindigkeit erfolgt. Dieses kombinierte System bietet jedoch insofern keine optimale Lösung, als die GPS- Position und -Geschwindigkeit im inertialen System nicht direkt zur Stützung der Kurs- und Lagewinkel herangezogen werden können. In der Regel werden hierbei die GPS-Daten zur Stützung eines in einem Kaimanfilter eingebundenen Systemmodells verwendet, wobei die GPS-Daten über el- nen längeren Zeitraum verfügbar sein müssen. Auch benötigen diese Systeme neben den Drehratensensoren (Kreisel) noch Beschleunigungsmesser.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Referenzsystem für Kurs- und Lagewinkel anzugeben, das langfristig die Lagewinkel und den Steuerkurs von Fahrzeugen und Fluggeräten genau und ohne Unterbrechungen mit einer hohen Datenauffrischungsrate bestimmen kann.
Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, daj3 Inertialsysteme grund- sätzlich in der Lage sind, Kurs- und Lagewinkel mit einer hohen Datenauffrischungsrate für eine begrenzte Zeit sehr genau zu halten, und daJ3 spezielle GPS-Empfänger mit mehreren Antennen in der Lage sind, den Kursund Lagewinkel zu ermitteln und zur Stützung des inertialen Systems bereitzustellen.
Das erfindungsgemäJ3e Referenzsystem für Kurs- und Lagewinkel, bestehend aus einem inertialen System, das eine analytische Plattform aufweist, und einem GPS-Empfänger zur Stützung des inertialen Systems, ist erfindungsgemäj3 dadurch gekennzeichnet, daJ3 Kurs- und Lagewinkel der analytischen Plattform des inertialen Systems durch Kurs- und Lagewinkel des GPS-Empfängers gestützt werden.
Durch diese Lösung ergibt sich eine hochgenaue Kurs- /Lagereferenz, die unabhängig von Beschleunigungen ist und die gewünschte Information kontinuierlich mit hoher Bandbreite bereitstellt.
Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen des erfindungsgemä- J3en Referenzsystems sind in den Unteransprüchen definiert. Weiterhin erfindungsgemäj3 werden die Kurs- und Lagewinkel des inertialen Systems und des GPS-Ξ pfängers durch ein im inertialen System vorhandenes Kaiman-Filter vereinigt, wodurch ein optimal gefilterter Steuerkurs und eine optimal gefilterte Fluglage erhalten werden.
Die Erfindung und vorteilhafte Einzelheiten werden nachfolgend unter Bezug auf die Zeichnungen in prinzipieller Ausführungsform näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1 das Blockschaltbild des prinzipiellen Aufbaus eines erfin- dungsgemäj^en Referenzsystems; und Fig. 2 ein der Fig. 1 entsprechendes Prinzipschaltbild des erfin- dungsgemäßen Referenzsystems.
Die Fig. 1 zeigt in zwei Schaltungsblöcken die wesentlichen Komponenten des erfindungsgemäj3en Referenzsystems. Vom inertialen System 1 wird die gefilterte Fluglage und der gefilterte Steuerkurs mit einer Taktfrequenz von 64Hz ausgegeben. Zur Stützung des inertialen Systems wird vom GPS- Empfänger 2 , der vier Antennen 6 aufweist, der Hängewinkel/Rollwinkel, der Längsneigungswinkel/Nickwinkel, der Steuerkurs und die geographische Breite an das inertiale System angelegt. Diese Werte werden vom GPS-Empfänger 2 mit einer Taktfrequenz von 1 Hz an das inertiale System 1 übertragen. Die geographische Breite wird von dem inertialen System 1 zur Berechnung und Kompensation der Erddrehrate verwendet. Zur S n- chronisation von GPS- und Inertial-Daten wird der GPS-PPS-Zeitpuls benutzt, d.h. es werden nur die zeitgleichen zum PPS-Zeitpuls zugehörigen Inertial- und GPS-Daten einander zugeordnet.
Mit der Ausgabe der gefilterten inertialen Daten wird gleichzeitig das Da- tenalter bezogen auf den letzten PPS-Zeitpuls mit ausgegeben.
Die Stützung mit einem Magnetfeldsensor und einer Libelle, die in herkömmlichen inertialen Systemen eingesetzt wird, kann bei einem Ausfall des GPS-Empfängers 2 als Ersatzlösung verwendet werden. Die Fig. 2 zeigt das Prinzipschaltbild des erfindungsgemäj3en Referenzsystems. Das inertiale System 1 wird durch einen faseroptischen Kreisel 8 (FOG) als inertialen Sensor, der Fehlerkompensationseinheit 1 1 und einem Speicher 12 für Kalibrierungskonstanten zur Fehlerkompensation, sowie eine Recheneinheit für die Plattformrechnung des als analytische Plattform ausgelegten inertialen Systems gebildet. Die Rechnereinheit setzt sich aus einer Quaternions- und Integrationsstufe 3, die die fehlerkompensierten Werte des FOG 8 empfängt, einer dieser nachgeschalteten Transformationsstufe 4 und einer dieser nachgeschalteten Eulerwinkel- Extraktionsstufe 5 zusammen, die die Kurs- und Lagewinkel ausgibt.
Die errechneten Kurs- und Lagewinkel werden einerseits als Steuerkurs und Lagewinkel mit einer Taktfrequenz von 64 Hz vom inertialen System ausgegeben. Andererseits beaufschlagt der Hängewinkel/Rollwinkel, der Längsneigungswinkel/Nickwinkel und der Steuerkurs ein Kaiman-Filter 7, welches daraus Korrekturbewertungen für die Quaternions- und Integrationsstufe 3 erzeugt. Zur Stützung des inertialen Systems liefert der mit vier Antennen 6 ausgestattete GPS-Empfänger 2 ebenfalls einen Hän- gewinkεl/Rollwinkel, einen Längsneigungswinkel/Nickwinkel und einen Steuerkurs an das Kaiman-Filter 7. Diese vom GPS-Empfänger 2 bereitgestellten Werte beeinflussen die Korrekturbewertungen für die Quaternions- und Integrationsstufe 3 und damit den vom inertialen System ausgegebenen Steuerkurs und die ausgegebene Fluglage.
Der GPS-Empfänger 2 liefert weiter Gültigkeitswerte an eine Abschaltlogik 9. Sollte durch den GPS-Empfänger 2 festgestellt werden, daJ3 keine gültigen Daten abgegeben werden oder der Datenflujß unterbrochen ist, so werden durch den GPS-Empfänger 2 solche Gültigkeitswerte an die Abschaltlogik 9 angelegt, daß diese die an das Kaiman-Filter 8 angelegten Daten unterbricht. Die vom GPS-Empfänger 2 gelieferten Hängewinkel/Rollwinkel, Längsneigunswinkel/Nickwinkel und Steuerkurswerte werden jeweils von den entsprechenden von einer Eulerwinkel-Extraktionsstufe 5 erzeugten Werten abgezogen, und die Differenzwerte werden jeweils an eine separate Filterstufe des Kaimanfilters 7 für jeden Differenzwert ange- legt bzw. nicht angelegt. Der GPS-Empfänger 2 stellt die geographische Breite bereit, mit der durch eine Berechnungseinheit 10 für die Erddrehung ein weiterer Korrekturwert für die Quaternions- und Integrationsstufe 3 gebildet wird.

Claims

Patentansprüche
1. Referenzsystem für Kurs- und Lagewinkel, bestehend aus einem inertialen System ( 1) mit analytischer Plattform und einem GPS-Empfänger (2) zur Stützung des inertialen Systems ( 1), dadurch gekennzeichnet, daj3 Kurs- und Lagewinkel der analytischen Plattform des inertialen Sy- stems ( 1) durch Kurs- und Lagewinkel des GPS-Empfängers (2) gestützt werden.
2. Referenzsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daJ3 der GPS-Empfänger (2) den Kurs- und Lagewinkel aus den Empfangs- Signalen mehrerer Antennen (6) ermittelt.
3. Referenzsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daJ3 der GPS-Empfänger (2) mit vier Antennen (6) verbunden ist.
4. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daj3 als Aushilfssystem für den GPS-Empfänger (2) ein Magnetfeldsensor und eine Libelle vorgesehen sind.
5. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der GPS-Empfänger (2) den Kurs- und Lagewinkel, die geographische Breite und Gültigkeitswerte an das inertiale System (1) bereitstellt.
6. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daj3 das inertiale System ( 1) ein Kaiman-Filter (7) aufweist, das aus den durch einen inertialen Sensor (8) über die analytische Plattform gewonnen Kurs- und Lagewinkeln Korrekturbewertungen zur Plattformrechnung liefert, wodurch wiederum mit neuen vom inertialen Sensor (8) gelieferten Werten über die analytische Plattform neue Kurs- und Lagewinkel berechnet werden.
7. Referenzsystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daJ3 die dem inertialen System ( 1) durch den GPS-Empfänger (2) zur Stützung bereitgestellten Kurs- und Lagewinkel über das Kaiman-Filter (7) in das inertiale System ( 1 ) einkoppelbar sind.
8. Referenzsystem nach Ansprüche 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß die über den GPS-Empfänger (2) bereitgestellten Kurs- und Lage- Winkel von den vom inertialen System ( 1) gewonnenen Kurs- und Lagewinkeln subtrahiert werden und das Kaiman-Filter (7) die Korrekturbewertungen zur Plattformrechnung aus diesen Differenzen bildet.
9. Referenzsystem nach Anspruch 8 in Verbindung mit Anspruch 5, da- durch gekennzeichnet, daß eine Abschaltlogik (9) durch die vom GPS- Empfänger (2) zur Verfügung gestellten Gültigkeitswerte entscheidet, ob die gebildeten Differenzen an das Kaiman-Filter (7) angelegt werden.
10. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche 6 bis 9, da- durch gekennzeichnet, daß die über den GPS-Empfänger (2) bereitgestellte geographische Breite an eine Berechnungsvorrichtung ( 10) für die Erddrehung geführt wird, durch die eine weitere Korrekturbewertung zur Plattformrechnung bereitgestellt wird.
1 1. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche 6 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß eine Rechnereinheit (3, 4, 5) der analytischen Plattform aus einer Quaternions- und Integrationsstufe (3), die die Werte des inertialen Sensors (8) und die Korrekturbewertungen des Kaiman-Filters (7) empfängt, einer dieser nachgeschalteten Transforma- tionsstufe (4) und einer dieser nachgeschalteten Eulerwinkel-Extrak- tionsstufe (5) besteht, die die Kurs- und Lagewinkel ausgibt.
12. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche 6 bis 1 1 , dadurch gekennzeichnet, daß der inertiale Sensor (8) ein faseroptischer Kreisel ist. dessen Meßwerte vor der Plattformrechnung von einer Fehlerkompensationseinrichtung ( 1 1 , 12) fehlerkompensiert werden.
13. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß als Kurs- und Lagewinkel im Referenzsystem intern jeweils der Hängewinkel/Rollwinkel, der Längsneigungswinkel/ Nickwin- kel und der Steuerkurs berechnet wird, und vom Referenzsystem der Lage- winke! und der Steuerkurs ausgegeben werden.
GEÄNDERTE ANSPRUCHE
[beim Internationalen Büro am 27. Mai 1998 (27.05.98) ei ngegangen ; ursprüngl iche A nsprüche 1 - 13 durch geänderte Ansprüche 1 - 1 1 ersetzt ( 2 Seiten ) ] 1. Referenzsystem f r Kurs- und Lagewinkel, bestehend aus einem inertialen System ( 1) mit analytischer Plattform und einem GPS-Empfanger (2) zur Stutzung des inertialen Systems ( 1) , wobei Kurs- und Lagewinkel der analytischen Plattform des inertialen Systems ( 1) durch Kurs- und Lagewinkel des GPS-Empfangers (2) gestutzt werden, dadurch gekennzeichnet, daß das inertiale System ( 1) ein Kaiman-Filter (7) aufweist, das aus den durch einen inertialen Sensor (8) über die analytische Plattform gewonnen Kurs- und Lagewinkeln Korrekturbewertungen zur Plattformrechnung liefert, wodurch wiederum mit neuen vom inertialen Sensor (8) gelieferten Werten über die analytische Plattform neue Kurs- und Lagewinkel berechnet werden, und die über den GPS-Empfanger (2) bereitgestellten Kurs- und Lagewinkel von den vom inertialen System ( 1) gewonnenen Kurs- und Lagewinkeln subtrahiert werden und das Kaiman-Filter (7) die Korrekturbewertungen zur Plattformrechnung aus diesen Differenzen bildet
2. Referenzsystem nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, daß der GPS- Empfanger (2) den Kurs- und Lagewinkel aus den Empfangssignalen mehrerer Antennen (6) ermittelt
3. Referenzsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der GPS- Empfanger (2) mit vier Antennen (6) verbunden ist
4. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß als Aushilfssystem für den GPS-Empfanger (2) ein Magnet- feldsensor und eine Libelle vorgesehen sind
5. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der GPS-Empfanger (2) den Kurs- und Lagewinkel, die geographische Breite und Gultigkeitswerte an das inertiale System ( 1) bereitstellt.
6. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die dem inertialen System ( 1) durch den GPS-Empfanger (2) zur Stutzung bereitgestellten Kurs- und Lagewinkel über das Kaiman-Filter (7) in das inertiale System ( 1 ) einkoppelbar sind.
7. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche in Verbindung mit Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß eine Abschaltlogik (9) durch die vom GPS-Empfänger (2) zur Verfügung gestellten Gültigkeitswerte entscheidet, ob die gebildeten Differenzen an das Kaiman-Filter (7) angelegt werden.
8. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die über den GPS-Empfänger (2) bereitgestellte geographische Breite an eine Berechnungsvorrichtung ( 10) für die Erddrehung geführt wird, durch die eine weitere Korrekturbewertung zur Plattformrechnung bereitgestellt wird.
9. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß eine Rechnereinheit (3, 4, 5) der analytischen Plattform aus einer Quaternions- und Integrationsstufe (3) , die die Werte des inertialen Sensors (8) und die Korrekturbewertungen des Kaiman-Filters (7) empfängt, einer dieser nachgeschalteten Transformationsstufe (4) und einer dieser nachgeschalteten Eu- lerwinkel-Extraktionsstufe (5) besteht, die die Kurs- und Lagewinkel ausgibt.
10. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch ge- kennzeichnet, daß der inertiale Sensor (8) ein faseroptischer Kreisel ist, dessen
Meßwerte vor der Plattformrechnung von einer Fehlerkompensationseinrichtung ( 1 1 , 12) fehlerkompensiert werden.
11. Referenzsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch ge- kennzeichnet, daß als Kurs- und Lagewinkel im Referenzsystem intern jeweils der Hängewinkel/Rollwinkel, der Längsneigungswinkel/Nickwinkel und der Steuerkurs berechnet wird, und vom Referenzsystem der Lagewinkel und der Steuerkurs ausgegeben werden.
IN ARTIKEL 19 GENANNTE ERKLÄRUNG
1. Zur Änderung der Ansprüche reicht die Anmelderm Austauschseiten 6 und 7 ein.
2. Der neue Patentanspruch 1 basiert auf den ursprunglichen Patentansprüchen 1. 6 und 8.
Die Patentansprüche 2 bis 5 haben sich nicht geändert, der Patentanspruch 6 ist der durch neue Rückbeziehungen angepaßte ursprungliche Patentanspruch 7 und die Patentansprüche 7 bis 1 1 sind die durch eine Änderung der Rückbeziehungen angepaßten ursprunglichen Patentansprüche 9 bis 13.
3. Durch die Änderung des Patentanspruchs 1 wurde die Erfindung gegenüber dem gesamten recherchierten Stand der Technik abgegrenzt, denn bei allen Entgegenhaltungen wird ein komplexer Kaiman-Filter zur optimalen Verknüpfung der redundanten Information eingesetzt, wohingegen im erfindungsgemäßen Referenzsystem eine Rückführung der Differenzen zwischen der redundanten Information mit variablen Verstärkungen eingesetzt wird, wobei die vom GPS gelieferte Position nicht im Filter verarbeitet wird, sondern nur zur Bestimmung und Kompensation der Erddrehrate bzw. der Transportrate dient.
Durch diese einfache erhndungsgemaße Vorgehensweise weist das erfindungsgemäße Referenzsystem gegenüber den in den Entgegenhaltungen angegebenen eine höhere Robustheit auf.
PCT/EP1997/006598 1996-12-11 1997-11-26 Inertiale kurs-/lagereferenz mit gps kurs-/lagewinkelstützung WO1998026304A1 (de)

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