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Dokumentenidentifikation DE69308814T2 26.06.1997
EP-Veröffentlichungsnummer 0617259
Titel Kalibrierungsverfahren von Navigationssystemen für Luftfahrzeuge
Anmelder Litton Systems, Inc., Beverly Hills, Calif., US
Erfinder Diesel, John W., Woodland Hills, California 91364, US
Vertreter Benedum, U., Dipl.-Chem.Univ.Dr.rer.nat., Pat.-Anw., 81669 München
DE-Aktenzeichen 69308814
Vertragsstaaten DE, FR, GB
Sprache des Dokument En
EP-Anmeldetag 01.12.1993
EP-Aktenzeichen 933096240
EP-Offenlegungsdatum 28.09.1994
EP date of grant 12.03.1997
Veröffentlichungstag im Patentblatt 26.06.1997
IPC-Hauptklasse G01C 21/16
IPC-Nebenklasse G01C 25/00   

Beschreibung[de]

Die Erfindung betrifft eine Einrichtung und ein Verfahren zum Kalibrieren des flugzeugfesten Trägheitsnavigationssystems eines rollenden Flugzeugs.

Die Trägheitsnavigation bei Flugzeugen beruht auf der Integration von Daten während einer Abfolge, die beginnt, wenn das Flugzeug zum Start vorbereitet wird, und die endet, wenn das Flugzeug gelandet und die Bewegung zum Stillstand gekommen ist. Die Trägheitsnavigationseinrichtung eines Flugzeugs umfaßt verschiedene Komponenten, beispielsweise Beschleunigungsmesser und Gyroskope, die die Wirkung der Trägheitskräfte in Beschleunigungs-, Geschwindigkeits- und Positionsmessungen umwandeln. Die Beschleunigungsmesser bestimmen die Beschleunigungskräfte entlang dreier zueinander senkrechter Fühlachsen. Diese Daten werden durch Integration in die Geschwindigkeit und Position des Flugzeugs umgesetzt. In einem flugzeugfesten System, bei dem die Beschleunigungsmesser bezüglich der Flugzeuggeometrie feststehen, messen die Gyroskope, die die Fluglage des Flugzeugs messen, auch die Lage der Beschleunigungsmesser-Plattformen. Die mit den Gyroskopen gemessenen Daten werden dazu verwendet, die Beschleunigungsmesserausgaben fortlaufend entlang der geeigneten Raumachsen aufzulösen.

Die Standardträgheitsinstrumente eignen sich gut dazu, die nttigen Flugdaten eines Flugzeugs zu erhalten, wenn es in der Luft ist. Zu Beginn des Flugs und vor der Flugphase findet jedoch ein wichtiger Kalibriervorqang statt, um sicherzustellen, daß die letztlich vorgenommen Messungen der Beschleunigung, Geschwindigkeit und Position im wesentlichen frei von Ungenauigkeiten und Abweichungen sind. Somit müssen beim ersten Ausrichten der exakte Ort und die Lagen der Trägheitsnavigationsinstrumente bestimmt und in den Flugrechner eingegeben werden. Dieser Vorgang entspricht dem "Nivellieren der Bezugsplattform", der bei einem nicht flugzeugfesten oder kardanisch aufgehängten Navigationssystem stattfindet.

Nach dem anfänglichen Ausrichten der Instrumente geht der Flugrechner in den Navigationsmodus und bleibt für den Rest des Flugs in diesem Modus. Im Navigationsmodus empfängt der Flugrechner Information von den Beschleunigungsmessern und verfolgt die Lage der Trägheitsinstrumente mit Hilfe der Gyroskope. Eine derartige Lageinformation wird aus der Integration der Geschwindigkeitssignale aus den Gyroskopen erhalten.

Der anfängliche Ausrichtmodus gibt auch Gelegenheit, die Instrumentenfehler zu korrigieren. Ein wichtiger Fehler aus dieser Klasse ist die Körperkomponente des Gyroskopbiasfehlers. Dieser Fehler bezieht sich auf den festen Offset oder Bias der ausgegebenen Winkelgeschwindigkeit der Gyroskope entlang der Nickachse und der Rollachse des Flugzeugs. Mit dem Stand der Technik war es unglücklicherweise nur zum Teil möglich, diesen Fehler zu korrigieren.

Herkömmlicherweise wird dieses Problem dadurch angegangen, daß die Gyroskopgeschwindigkeiten um die Nick- und Rollachse in ein Nord- und Ostsystem umgerechnet werden. Während des Ausrichtens (und vor dem Rollen) wird dann ein Verfahren angewendet, das als "mini biasing" bekannt ist, um die Gyroskopkomponenten entlang der Nordachse zu korrigieren. Die Fehlerkomponenten entlang der Ostachse sind während des anfänglichen Ausrichtens unglücklicherweise nicht zu beobachten. Die Unbeobachtbarkeit rührt daher, daß die anfängliche Azimutbestimmung (nämlich mit dem Gyrokompass) die Ostkomponente der Gyroskop-Ausgangssignale zum Bestimmen des Azimuts verwendet, da bekanntlich die Ostkomponente der irdischen Winkelgeschwindigkeit null sein sollte. Daher nimmt man an, daß diese Komponenten korrekt sind. D. h., die Richtung der Umdrehungsgeschwindigkeit der Erde wird dazu verwendet, den Anfangsazimut der Instrumentenplattform festzulegen.

Fig. 1(a) und 1(b) zeigen Draufsichten eines Flugzeugs während des Ausrichtmodus bzw. während des Rollabschnitts des Navigationsmodus. Am Ende des Ausrichtens, siehe Fig. 1(a), wird die Ostkomponente des Gyroskopbiasfehlers εE0 durch die Westkomponente des Fehlers δΩW ( = φZ x ΩN, wobei ΩN die Nordkomponente der irdischen Winkelgeschwindigkeit ist) der irdischen Winkelgeschwindigkeit ausgeglichen, die von einem Azimutrestfehler φZ herrührt. Aus diesem Grund werden Geschwindigkeitsfehler solange nicht beobachtet, bis das Flugzeug seinen Kurs während des Rollabschnitts der Navigationsphase ändert. Ändert sich der Kurs, siehe Fig. 1(b), so dreht sich der ursprüngliche Ost-Gyroskopbiasfehler εE0 mit dem rollenden Flugzeug und liegt nun nicht mehr in der Ost-Koordinatenrichtung, Die Westkomponente des Fehlers δΩW der irdischen Winkelgeschwindigkeit liegt dagegen nach wie vor in der West-Koordinatenrichtung, die durch die Navigationsbezugsachsen bestimmt ist und nicht durch die Körperachsen des Flugzeugs.

Da kein Verfahren zum Bestimmen oder, überflussig zu erwähnen, zum Korrigieren der Ost-Achsenkomponente des Gyroskopfehlers εE0 bekannt ist, können während des Flugs beträchtliche Probleme auftreten, da dieser Fehler εE0 bewirkt, daß sich durch den Integrationsvorgang bei der Flugzeugnavigation die Positionsfehler akkumulieren.

Der Erfinder hat in "Calibration of an Ring Laser Gyro-Inertial Navigation System For Minimum Velocity Error", Fourteenth Biennial Guidance Test Symposium, Central Inertial Guidance Test Facility, Guidance Test Division, 6585th Test Group, Holloman AFB, Vol II (October 3, 4, 5, 1989) auf den Seiten 1-1 bis 1-20 ein Verfahren zum Beseitigen des oben genannten Unvermögens beschrieben, die Ostkomponente des Gyroskopbiasfehlers während der Ausrichtphase zu beobachten. Die Veröffentlichung beschreibt ein System zum Erschließen der ursprünglichen Ostkomponente des Gyroskopfehlers εE0 durch Beobachtungen, die nach dem Ausrichten im Rollabschnitt (d. h. wie in Fig. 1(b) gezeigt) der Navigationsphase gemacht werden. Das Verfahren arbeitet mit dem bekannten Zusammenhang zwischen der Geschwindigkeit quer zum Kurs eines rollenden Flugzeugs und der ursprünglichen Ostkomponente des Gyroskopbiasfehlers.

Beginnt ein Flugzeug zu rollen und ändert es seinen Kurs, so sind, wie oben erwähnt, die Ostkomponente des Gyroskopbiasfehlers und die Westkomponente des irdischen Winkelgeschwindigkeitsfehlers nicht länger ausgeglichen, da sich die ursprüngliche Ostkomponente des Gyroskopbiasfehlers mit dem Flugzeugkörper dreht, wogegen die Westkomponente des ir dischen Winkelgeschwindigkeitsfehlers mit dem Bezugssystem ausgerichtet bleibt. Folglich beginnen sich die Fehler der Nord- und Ostgeschwindigkeit aufzubauen, und diese Fehler bilden die Grundlage zum Bestimmen der Ostkomponente des Gyroskopbiasfehlers. Obwohl die Fehler der Nord- und Ostge schwindigkeit nicht direkt zu beobachten sind, kann die Querkomponente über Grund des Geschwindigkeitsfehlers VCT beobachtet werden, und ihre Beziehung zu den Nord- und Ostgeschwindigkeitsfehlern ist bekannt.

Fig. 2 zeigt die Draufsicht eines rollenden Flugzeugs und dient zum Erläutern des oben beschriebenen Vorgangs zum Kalibrieren der Trägheitsinstrumente, wobei die Quergeschwindigkeit über Grund VCT als Ersatz für die Nord- und Ostgeschwindigkeitsfehler verwendet wird. Das in der oben genannten Veröffentlichung beschriebene Verfahren beruht auf der Tatsache, daß die Geschwindigkeit in Querrichtung (Achse 2) null sein sollte, da die Geschwindigkeit in Querrichtung über Grund per Definition senkrecht zum tatsächlichen Geschwindigkeitsvektor VG steht, Da jedoch Nord- und Ostgeschwindigkeitsfehler auftreten, hat VCT normalerweise einen endlichen Wert. Der Wert von VCT wird jedoch selbst durch eine Reihe von Fehlern verschlechtert, die im folgenden besprochen werden.

Das Trägheitssystem 4 kennt die genaue Querrichtung über Grund nicht. Beim Rollen weicht die Richtung quer zum Kurs (Achse 6) jedoch nur um einen kleinen Schiebewinkel β von der Querrichtung über Grund ab, siehe Fig. 2. Gemäß dem obigen Artikel wird die Geschwindigkeit VC quer zum Kurs beobachtet und dann korrigiert, wobei ein geschätzter Schiebewinkel ß verwendet wird, um die geschätzte Quergeschwindigkeit über Grund VCT zu erhalten. Eine zusätzliche Korrektur wird für den Hebelarm RL (den Abstand zwischen dem Drehpunkt 7 des Flugzeugs und dem Trägheitsnavigationssystem 4) ausgeführt. Die Quergeschwindigkeit über Grund wird dann auf die ursprüngliche Ostkomponente des Gyroskopbiasfehlers zurückgeführt. Die erforderlichen Parameter können durch Berechnungen bestimmt werden, die im Flugzeug auf dem Flugoder Navigationsrechner ausgeführt werden.

Das oben beschriebene System stellt eine nützliche Technik zum Kalibrieren der Navigationsinstrumente bereit. Gewisse Fehler müssen jedoch ausgeglichen werden, um das Verfahren bzw. die Technik praxistauglich zu machen. Manche ergeben sich aus dem Aufbau des Flugzeugs, und andere geben den Zustand der Rollbahnoberfläche und die umgebende physikalische Umgebung wieder. Diese Faktoren erschweren eine genaue Messung der Quergeschwindigkeit über Grund und müssen beachtet werden, um eine Verschlechterung der verschiedenen Berechnungen zu vermeiden.

Wie oben besprochen sind zwei der drei Hauptfehlerquellen leicht zu beseitigen. Die erste Fehlerquelle, der Schiebewinkelfehler β, entsteht durch die Fehlausrichtung des Flugzeugkörpers zur Querrichtung über Grund und spiegelt die Tatsache wieder, daß die Räder eines Flugzeugsbeim Rollen nicht immer gerade nach vorne gerichtet sind. Diese Fehlausrichtung kann durch das Drehen des Flugzeugs auf der Rollbahn, die Fehlausrichtung des Fahrwerks, ungleiche Reifendrücke und/oder Windkräfte quer zum Flugzeugheck entstehen. Jeder dieser Faktoren kann eine gewisse Drehung des Flugzeugs relativ zur Richtung über Grund bewirken. Der Schiebewinkelfehler wird durch Beobachten der Geschwindigkeit VC quer zum Kurs in Zeitabschnitten geschätzt, in denen die Geschwindigkeit über Grund groß ist. Der geschätzte Schiebewinkel wird dann dazu verwendet, die Quergeschwindig keit über Grund zu korrigieren, um die ursprüngliche Ostkomponente des Gyroskopfehlers für Zeitabschnitte zu schätzen, in denen die Geschwindigkeit über Grund und die Drehgeschwindigkeit klein ist.

Ein weiterer dem obigen Verfahren innewohnender Fehler entsteht durch den Hebelarm RL, der den Flugzeugdrehpunkt vom Trägheitsnavigationssystem trennt (das im allgemeinen vor dem Hauptfahrwerk angeordnet ist). Dieser Fehler erzeugt einen zusätzlichen Geschwindigkeitsbias quer zum Kurs, der die beobachteten Werte verschlechtert. Der Hebelarm wird dadurch geschätzt, daß die Geschwindigkeit quer zum Kurs in Zeitabschnitten beobachtet wird, in denen die Drehgeschwindigkeit groß ist. Der geschätzte Hebelarm wird dann für Korrekturen beim Schätzen des ursprünglichen Ostgyroskopfehlers in Zeitabschnitten verwendet, in denen die Geschwindigkeit über Grund und die Drehgeschwindigkeiten klein sind.

Eine dritte wichtige Fehlerquelle ist nicht adäquat modellierbar, da sie im wesentlichen flüchtiger und zufälliger Natur ist. Dieser Fehler δVn beruht auf Quer- und Drehbewegungen des Flugzeugs beim Rollen. Solche Geschwindigkeitstransienten können durch Stöße auf der Rollbahn und ihre Auswirkungen 8 auf das Fahrwerkaufhängungssystem entstehen. Dadurch kann das Flugzeug rollen und sich nach links oder rechts verschieben, siehe Fig. 3 Fig. 3 zeigt eine Vorderansicht eines Flugzeugs, um den Zusammenhang zwischen der Bewegung des Fahrwerkaufhängungssystems und den Transienten (δVn) 10 der Geschwindigkeit quer zum Kurs zu erläutern. Unglücklicherweise sind die scharfen Geschwindigkeitsspitzen, obgleich transient, relativ zur Geschwindigkeit quer zum Kurs so groß, daß sie den Fehler überlagern, der durch den ursprünglichen Gyroskopbiasfehler in Ostrichtung entsteht.

Gemäß einem ersten Aspekt der Erfindung wird ein Verfahren zum Kalibrieren des Trägheitsnavigationssystems eines Flugzeugs bereitgestellt, wobei die Quergeschwindigkeit über Grund (VCT) des Flugzeugs verwendet wird, und das Verfahren die Schritte umfaßt:

a) Erfassen der Nordgeschwindigkeit (VN), der Ostgeschwindigkeit (VE), des Steuerkurses (ψH) und der zeitlichen Ableitung des Steuerkurses (ψH);

b) Bestimmen des Schiebewinkels ( );

c) Bestimmen des Hebelarms (RL);

d) Bestimmen des Integrals der Quergeschwindigkeit über Grund (VCT) aus VN, VE,ψH, ψH, RL und β, um die Position über Grund in Querrichtung PCT zu erhalten;

e) Bestimmen der Kalman-Verstärkungswerte für VE,ψH, ψH, RL und ;

f) Multiplizieren der Kalman-Verstärkungswerte mit der Position über Grund in Querrichtung PCT, um die Fehler von VN, VE,ψH, ψH, RL und u zu bestimmen; und

g) Verwenden der Fehler zum Kalibrieren des Trägheitsnavigationssystems.

Gemäß einem zweiten Aspekt der Erfindung wird eine Einrichtung zum Kalibrieren des Trägheitsnavigationssystems eines rollenden Flugzeugs bereitgestellt, umfassend:

a) eine Vorrichtung (14) zum Messen der Nordgeschwindigkeit (VN), der Ostgeschwindigkeit (VE), des Steuerkurses (ψH) und der Veränderungsgeschwindigkeit des Steuerkurses (ψH);

b) eine Vorrichtung (18) zum Bereitstellen des Schiebewinkels ( );

c) eine Vorrichtung (20) zum Bereitstellen des Hebelarms (RL);

d) eine Vorrichtung (16) zum Bereitstellen des Integrals der Quergeschwindigkeit über Grund (VCT) aus VN, VE, ψH, ψH, RL und ß, um die Position über Grund in Querrichtung PCT zu erhalten;

e) ein Kalmanfilter (22) zum Empfangen der Werte von VN, VE, ψH, ψH, RL und ß und zum Bereitstellen von davon abhängigen Verstärkungswerten;

f) eine Vorrichtung (24) zum Multiplizieren der Position über Grund in Querrichtung PCT mit den Verstär kungswerten; und

g) eine Vorrichtung zum Aufnehmen der Ausgangssignale der letztgenannten Vorrichtung zum Kalibrieren des Trägheitsnavigationssystems abhängig davon.

Die Erfindung wird nunmehr zur besseren Darstellung und um zu zeigen, wie sie ausgeführt werden kann, beispielhaft mit Bezug auf die beiliegenden Zeichnungen beschrieben.

Es zeigt:

Fig. 1(a) und Fig. 1(b) Draufsichten eines Flugzeugs im Ausrichtmodus bzw. im Rollabschnitt des Navigationsmodus, um die Beobachtbarkeit der Ostkomponente des Gyroskopbiasfehlers in Bezug darauf zu erläutern;

Fig. 2 eine Draufsicht eines Flugzeugs zum Erläutern des Kalibriervorgangs von Flugzeugträgheitsinstrumenten, wobei die Quergeschwindigkeit über Grund gemessen und dazu verwendet wird, die Ostkomponente des Gyroskopbiasfehlers zu korrigieren;

Fig. 3 die Vorderansicht eines Flugzeugs um den Zusam

menhang zwischen der Bewegung des Fahrwerkaufhängungssystems und der Geschwindigkeitsänderungen quer zum Kurs zu erläutern; und

Fig. 4 ein schematisches Blockdiagramm eines Systems zum Bereitstellen von Korrekturen beim Kalibriervorgang von Trägheitsinstrumenten aufgrund der in Fig. 2 erläuterten Parameter, wobei die in Fig. 3 dargestellten Fehlerquellen beachtet werden.

Der Erfinder hat an der Schwierigkeit beim Stand der Technik gearbeitet, die das oben beschriebene Verfahren zum Messen der ursprünglichen Ostkomponente des Gyroskopbiasfehlers behindert und in manchen Fällen vereitelt hat, indem die Wirkung der waagrechten Komponente der zufälligen Geschwindigkeitsspitzen δVn "maskiert" wurde, die teilweise auf Rollbahnstöße zurückzuführen sind. Die Lösung des Erfinders vermittelt verschiedene Einblicke in die Art der innewohnenden Beschränkung der Fehler, die auf solche Geschwindigkeitsspitzen zurückzuführen sind.

Es wird nun Bezug auf Fig&sub4; 2 genommen. Die Quergeschwindigkeit über Grund VCT ist wie folgt definiert:

VCT = (VE cosψH - VN sinψH) - VH sin β- RL H .

Es wird nun gemeinsam Bezug auf Fig. 2 und 3 genommen. Die Meßfehler δVCT, die zu den Fehlern beim Bestimmen der Quergeschwindigkeit über Grund beitragen, erhält man wie folgt:

δVCT = ( δVE cosψH - δVN sinψH) - VH δψH - H δ RL + δVn.

Dem obigen Ausdruck ist zu entnehmen, daß die zufällig auftretende Quergeschwindigkeitskomponente δVn die Quergeschwindigkeit über Grund VCT beeinflußt. Diese Auswirkung kann wie oben besprochen ausreichend groß sein, um VCT zu überlagern und damit eine genaue Bestimmung des ursprünglichen Ostgyroskopfehlers mit dem beschriebenen Verfahren des Stands der Technik zu verhindern.

δVn kann in den kurzen Zeitabschnitten, in den sich das Flugzeug von transienten Stößen "erholt", einen relativ großen Wert annehmen. Der Erfinder hat jedoch erkannt, daß während des Rollens das Integral von δVn naturgemäß beschränkt ist, da ein normales Flugzeug nur so stark Hin und Her geschüttelt werden kann, daß das Fahrwerk nicht bricht. Damit ist das Integral von δVCT ebenfalls beschränkt.

Die Erfindung versucht nicht, den Wert der Störungen δVn zu schätzen. Sie macht jedoch den Einfluß dieses Fehlers auf die angesammelten Wirkungen aller bekannten VCT-Fehlerquellen so klein wie möglich. Anschließend werden die "berechenbaren" Fehlerquellen modelliert. Obwohl der Fehler aufgrund von δVn nicht entfernt wurde, wird er durch die Verbindung eines Integrationsvorgangs mit seiner zufälligen und transienten Eigenschaft so klein wie möglich. Dementsprechend tragen hauptsächlich die verbleibenden Fehlerquellen zum Fehler bei, den der unten besprochene Positionsfaktor über Grund in Querrichtung PCT darstellt.

Die Position über Grund in Querrichtung PCT (das Integral von VCT) sollte theoretisch null sein. Aufgrund der im Ausdruck für δVCT erkannten Fehlerfaktoren hat sie üblicherweise einen endlichen Wert. Nachdem die ideelle Position über Grund in Querrichtung PCT berechnet ist, verbleibt ein Fehlerterm, der hauptsächlich von Meßfehlern bei RL, β, VE, VN, ψH und H bestimmt wird&sub1; Die Position über Grund in Querrichtung wird dann mit Verstärkungsfaktoren multipliziert, die durch eine Kalmanfilterung aufeinanderfolgender Beobachtungen der gemessenen Variablen beim Rollen des Flugzeugs bestimmt wurden. Die Produkte der entsprechenden Verstärkungswerte mit PCT ergeben die entsprechenden Fehlerwerte, die dann dazu verwendet werden können, das Trägheitsnaviga tionssystem des Flugzeugs zu korrigieren oder zu initialisieren. Das Kalibrieren des Systems erfordert eine genaue Bestimmung von VCT, da dieser Parameter dazu verwendet wird, den ursprünglichen Ostgyroskopfehler zu bestimmen.

Fig. 4 zeigt ein schematisches Blockdiagramm der Einrichtung zum Verbessern des Kalibrierens von Trägheitsinstrumenten mit dem oben beschriebenen Verfahren. Dieses Verfahren wird wie bereits erwähnt durch die Auswirkungen der Quergeschwindigkeitsspitzen δVn wesentlich beeinträchtigt, und zwar durch Bewegungen, die in der Fahrwerksaufhängung angestoßen werden, wenn das Flugzeug rollt. Derartige Bewegungen sind unvermeidbar und teilweise auf Stöße oder andere Unregelmäßigkeiten der Rollbahn zurückzuführen.

Die erfindungsgemäße Einrichtung verbessert die genaue Bestimmung der Variablen VCT durch Korrigieren dieses abgeleiteten Parameters bezüglich zahlreicher Meßfehler und macht die Auswirkung des Restfehlers δVn, der zufällig und transient ist, so klein wie möglich. Der Wert von VCT wird dann dazu verwendet, den ursprünglichen Ostgyroskopfehler in den Kalibriervorgang des Trägheitsnavigationssystems aufzunehmen.

Das Trägheitsbezugssystem 14 des Flugzeugs, das eine bekannte Anordnung von Beschleunigungsmessern und Gyroskopen enthält, mißt die Nord- und Ostgeschwindigkeitskomponenten VN und VE, den Kurs ψH und die Änderungsrate des geschätzten Kurses der Flugzeugzelle H und stellt sie als maßgebliche Ausgangssignale bereit. Die drei erwähnten Ausgangssignale werden dann mit Hilfe einer Geschwindigkeitsberechnungsschaltung 16 verknüpft, um die Werte der Geschwindigkeit VC quer zum Kurs und die Geschwindigkeit entlang der Flugzeugkursachse VH gemäß dem folgenden Zusammenhang abzuleiten:

VC = VE cos ψH - VN sin ψH

VH = VE sin ψH + VN cos ψH .

Ein Integrator 18 stellt den Wert des Schiebewinkeis β bereit, und ein zweiter Integrator 20 liefert den Wert des Hebelarms RL. Der Wert von β aus dem Integrator 18 wird in einem Multiplizierer 28 mit VH verknüpft. Der sich ergebende Wert wird in einem Differenzknoten 30 von der Geschwindigkeit Vc quer zum Kurs subtrahiert. Der Wert des Hebelarms RL wird in einem Multiplizierer 32 mit der Veränderungsrate H des Kurses verknüpft. Das entstehende Produkt wird dann zusammen mit dem Ausgangssignal des Differenzknotens 30 in einem Differenzknoten 34 subtrahiert. Am Ausgang des Differenzknotens 34 erhält man, wie oben hergeleitet, die folgende Beziehung:

VCT = VC - VH sinβ - RL H.

Für kleine Schiebewinkel ist sin ß ungefähr gleich β. Der Ausdruck für das Ausgangssignal des Differenzknotens 34 ist offensichtlich gleich der (berechneten) Flugzeuggeschwindigkeit in Querrichtung über Grund VCT. Dieser Wert wird einem Integrator 36 zugeführt, dessen Ausqangssignal die (gedachte) Position über Grund in Querrichtung PCT darstellt.

Jeder der Integratoren 18, 20 empfängt als Eingangssignal einen Wert des entsprechenden Parameters (δβ oder δRL), der aus dem Produkt der Position über Grund in Querrichtung PCT und einem Kalman-Verstärkungsfaktor abgeleitet wurde. Der Kalman-Verstärkungsfaktor beruht auf einer Beobachtung der entsprechenden Variablen während des Rollens und wird mit einem Kalmanfilter 22 erzeugt, in das die Meßwerte von VE, VN, ψH und H eingegeben werden, die jeweils mit dem Träg heitsbezugssystem 14 bestimmt wurden, und β und RL, die beim Rollen des Flugzeugs gemessen werden. Die Kalman-Verstärkungsfaktoren werden einem Multiplizierer 24 zugeführt, in den auch der Wert der Position über Grund in Querrichtung eingeht. Der Multiplizierer liefert als Produkte der Position über Grund in Querrichtung und des entsprechenden Kalman-Verstärkungsfaktors die Werte von δVE, δVN, δψH, δH, δβ und δRL. Das Berechnen der Verstärkungsfaktoren durch Kalmanfilterung ist bekannt und beispielsweise bei Gelb, "Applied Optimal Estimation" (MIT Press 1974) erklärt. Die aus dem Multiplizierer 24 erhaltenen Werte von δVE, δVN, δψH und δH werden einer Fehlerberechnungsvorrichtung zugeführt, beispielsweise einem Flugrechner 26, während die aktualisierten Werte von δβ und δRL den Integratoren 18 bzw. 20 zugeführt werden. Der Rechner 26 führt die erforderlichen Berechnungen durch, um dem Trägheitsnavigationssystem 14 intern ein Korrekturkalibriersignal gemäß dem oben beschriebenen Verfahren zuzuführen, bei dem die Schwierigkeiten, die dadurch entstehen, daß der ursprüngliche Ostgyroskopfehler nicht beobachtbar ist, durch das Messen der Geschwindigkeit VCT quer zum Kurs angegangen werden.

Die Erfindung stellt also eine Einrichtung und ein Verfahren zum Kalibrieren des Trägheitsnavigationssystems eines rollenden Flugzeugs bereit. Die Erfindung eignet sich zum Verbessern der Genauigkeit und Brauchbarkeit eines Kalibrierverfahrens, das auf dem Parameter VCT beruht, um den ursprünglichen Ostgyroskopfehler zu bestimmen. Da man einen genauen Wert dieses Parameters erhält, kann man das Trägheitsnavigationssystem des Flugzeugs beim Rollen exakt initialisieren.

Die Erfindung ist in den Ansprüchen 1 - 17 bestimmt.


Anspruch[de]

1. Verfahren zum Kalibrieren des Trägheitsnavigationssysterns eines rollenden Flugzeugs, wobei die Quergeschwindigkeit über Grund (VCT) des Flugzeugs verwendet wird, und das Verfahren die Schritte umfaßt:

a) Erfassen der Nordgeschwindigkeit (VN), der Ostgeschwindigkeit (Vif), des Steuerkurses (ψH) und der zeitlichen Ableitung des Steuerkurses ( H);

b) Bestimmen des Schiebewinkels ( );

c) Bestimmen des Hebelarms (RL);

d) Bestimmen des Integrals der Quergeschwindigkeit über Grund (Vψ) aus VN, VE, ψH, H, RL und β, um die Position über Grund in Querrichtung PCT zu erhalten;

e) Bestimmen der Kalman-Verstärkungswerte für VN, VE, ψH, H, RL und ;

f) Multiplizieren der Kalman-Verstärkungswerte mit der Position über Grund in Querrichtung Pψ, um die Fehler von VN, VE, ψH, H, RL und zu bestimmen; und

g) Verwenden der Fehler zum Kalibrieren des Trägheitsnavigationssystems.

2. Verfahren nach Anspruch 1, umfassend das Bestimmen der Nordgeschwindigkeit (VN), der Ostgesc.hwindigkeit (VE), des Steuerkurses (ψH) und der zeitlichen Ableitung des Steuerkurses ( H) mit einem Bezugsträgheitssystem (14).

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, wobei der Schritt d) den Schritt des Bestimmens der Geschwindigkeit quer zum Steuerkurs (VC) und der Geschwindigkeit in Kursrichtung (VH) als Funktion von VN VE und ψH umfaßt und den Schritt des Bestimmens des Integrals von VCT aus VC und VH.

4. Verfahren nach Anspruch 3, wobei VC und VH gemäß den Beziehungen

VC = VE cos ψH - VN sin ψH

VH = VE sin ψH + VN cos ψH

bestimmt werden.

5. Verfahren nach Anspruch 3 oder 4, wobei VC und VH durch den Gebrauch einer Geschwindigkeitsberechnungsschaltung (16) bestimmt werden.

6. Verfahren nach 3, 4 oder 5, wobei VCT gemäß der folgenden Beziehung

VCT = VC - VHsinβ - RL H

bestimmt wird.

7. Verfahren nach irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Schritt des Bestimmens von RL den Schritt des Integrierens des Fehlers von umfaßt.

8. Verfahren nach irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Schritt des Bestimmens von RL den Schritt des Integrierens des Fehlers von RL umfaßt

9. Einrichtung zum Kalibrieren des Trägheitsnavigationssy stems eines rollenden Flugzeugs, umfassend:

a) eine Vorrichtung (14) zum Messen der Nordgeschwindigkeit (VN), der Ostgeschwindigkeit (VE), des Steuerkurses ( ψH) und der Veränderungsgeschwindigkeit des Steuerkurses (ψH);

b) eine Vorrichtung (18) zum Bereitstellen des Schiebewinkels ( );

c) eine Vorrichtung (20) zum Bereitstellen des Hebelarrns (RL);

d) eine Vorrichtung (16) zum Bereitstellen des Integrals der Quergeschwindigkeit über Grund (VCT) aus VN, VE, ψH, H RL und β, um die Position über Grund in Querrichtung ψCT zu erhalten;

e) ein Kalmanfilter (22) zum Empfangen der Werte von VN, VE, ψH, H, RL und β und zum Bereitstellen von davon abhängigen Verstärkungswerten;

f) eine Vorrichtung (24) zum Multiplizieren der Position über Grund in Querrichtung PCT mit den Verstärkungswerten; und

g) eine Vorrichtung zum Aufnehmen der Ausgangssignale der letztgenannten Vorrichtung zum Kalibrieren des Trägheitsnavigationssystems abhängig davon.

10. Einrichtung nach Anspruch 9, wobei die Vorrichtung (14) zurn Messen der Nordgeschwindigkeit (VN), der Ostgeschwindigkeit (VE), des Steuerkurses (ψH) und der Ver änderungsgeschwindigkeit des Steuerkurses ( H) ein Bezugsträgheitssystem enthält.

11. Einrichtung nach Anspruch 9 oder 10, wobei die Vorrichtung zum Bestimmen von VCT eine Vorrichtung zum Bestimmen der Geschwindigkeit quer zum Steuerkurs (VC) und der Geschwindigkeit in Kursrichtung (VH) als Funktion von VN, VE und ψH enthält und eine Vorrichtung zum Bestimmen des Integrals von VCT aus VC und VH.

12. Einrichtung nach Anspruch 11, wobei VC und VH gemäß den Beziehungen

VC = VE cos ψH - VN sin ψH

VH = VE sin ψH + VN cos ψH

bestimmt werden.

13. Einrichtung nach Anspruch 11 oder 12, wobei VC und VH durch den Gebrauch einer Geschwindigkeitsberechnungsschaltung (16) bestimmt werden.

14. Einrichtung nach Anspruch 11, 12 oder 13, wobei VCT gemß der folgenden Beziehung

VCT = VC - VHsinβ - RL H

bestimmt wird.

15. Einrichtung nach irgendeinem der Ansprüche 9 bis 14, wobei die Vorrichtung (18) zum Bereitstellen des Schiebewinkels ( ) einen ersten Integrator enthält.

16. Einrichtung nach irgendeinem der Ansprüche 9 bis 15, wobei die Vorrichtung (20) zum Bereitstellen des Hebelarms (RL) einen zweiten Integrator enthält

17. Einrichtung nach Anspruch 16 wenn abhängig von Anspruch 10, 13 und 15, wobei die Vorrichtungen (28, 30, 32 und 34) zum Bestimmen von VCT eine Schaltung enthalten, die mit dem Bezugsträgheitssystem (14), der Geschwindigkeitsberechnungsschaltung (16), dem ersten Integrator und dem zweiten Integrator verbunden ist







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