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Dokumentenidentifikation DE60018719T2 13.04.2006
EP-Veröffentlichungsnummer 0001157254
Titel VORRICHTUNG MIT KREISELN UND BESCHLEUNIGUNGSAUFNEHMERN ZUM BESTIMMEN DER LAGEN EINES FLUGZEUGS
Anmelder Thales Avionics S.A., Velizy-Villacoublay, FR
Erfinder MARTIN, Nicolas, 94117 Arcueil Cedex, FR;
CHEVALIER, Jean-Rene, 94117 Arcueil Cedex, FR
Vertreter derzeit kein Vertreter bestellt
DE-Aktenzeichen 60018719
Vertragsstaaten DE, FR, GB
Sprache des Dokument FR
EP-Anmeldetag 31.01.2000
EP-Aktenzeichen 009026956
WO-Anmeldetag 31.01.2000
PCT-Aktenzeichen PCT/FR00/00219
WO-Veröffentlichungsnummer 0000046573
WO-Veröffentlichungsdatum 10.08.2000
EP-Offenlegungsdatum 28.11.2001
EP date of grant 16.03.2005
Veröffentlichungstag im Patentblatt 13.04.2006
IPC-Hauptklasse G01C 21/16(2006.01)A, F, I, 20051017, B, H, EP

Beschreibung[de]

Die Erfindung bezieht sich auf ein Gerät zur Bestimmung der Fluglagen eines Fluggeräts.

Um ein Luftfahrzeug zu steuern, ist es notwendig, seine Fluglagen zu kennen.

Die Fluglagen sind definitionsgemäß die drei Euler-Winkel &psgr;, &thgr;, &phgr;, bzw. Kurs, Trimmlage und Neigung, die die Ausrichtung des mit dem Luftfahrzeug verbundenen Bezugssystems bezüglich des lokalen geographischen Bezugssystems definieren. Das lokale geographische Bezugssystem (oder Trieder) ist ein orthonormiertes Trieder, von dem eine Achse gemäß der lokalen Senkrechten (nach unten) verläuft, und die beiden anderen Achsen den lokalen Richtungen Nord und Ost folgen. Das mit dem Luftfahrzeug verbundene Bezugssystem ist ein orthonormiertes Trieder, dessen X-Achse oder Rollachse zum Triebwerk des Luftfahrzeugs kolinear ist, die Y-Achse oder Nickachse senkrecht zu seiner Symmetrieebene liegt, und die Z-Achse oder Gierachse in der Symmetrieebene liegt.

Die Fluglagen werden mit Hilfe einer so genannten gyrometrischen Vorrichtung mit verbundenen Komponenten bestimmt, die aus mindestens drei Gyrometern besteht, die fest miteinander und mit dem Aufbau des Luftfahrzeugs verbunden sind. Jedes dieser Gyrometer liefert gemäß seiner Achse eine Komponente des Vektors &OHgr; der augenblicklichen Drehung des Luftfahrzeugs bezüglich eines Trägheits-Bezugssystems. Diese Vorrichtung ermöglicht es, die drei Komponenten von &OHgr; im mit dem Luftfahrzeug verbundenen Bezugssystem X, Y, Z zu messen. Diese Komponenten sind das Rollen p gemäß der X-Achse, das Nicken q gemäß der Y-Achse und das Gieren r gemäß der Z-Achse.

Diese drei Komponenten werden zum Beispiel durch die so genannte Quaternion-Methode integriert. Die Integration liefert Fluglagen-Quaternions, von denen man mit der ursprünglichen Ausrichtung des Luftfahrzeugs eine Fluglagenmatrix und dann die Euler-Winkel ableitet.

Die von den Gyrometern gelieferten Messsignale haben Drift genannte Fehler. Da diese Signale integriert sind, vergrößern sich die Fehler bezüglich der Fluglagen mit der Zeit. Daher verwendet man üblicherweise für die Bestimmung der Fluglagen zusätzlich zu den Gyrometern Beschleunigungsmesser, die verwendet werden, um die durch die Integration der Signale der Gyrometer gelieferten Ergebnisse zu korrigieren. Diese Korrektur erfolgt in einer Regelschleife.

Die mit der gyrometrischen Vorrichtung mit verbundenen Komponenten fest verbundenen Beschleunigungsmesser können aufgrund der Schwerkraft die Trimm- und Neigungs-Fluglagen des Luftfahrzeugs liefern; die Signale, die sie liefern, sind aber mit Fehlern behaftet, welche die Ergebnisse als solche schwierig auswertbar machen. Dagegen ermöglicht die Kombination der von den Gyrometern und den Beschleunigungsmessern gelieferten Signale in einer Regelschleife, die Driften der Gyrometer zu kompensieren und gleichzeitig den Vorteil dieser letzteren beizubehalten, der darin besteht, dass kurzfristig Ergebnisse mit einem relativ schwachen Rauschen geliefert werden.

Bei bekannten Geräten stellt der Vergleich zwischen den gyrometrischen und den Beschleunigungsmess-Signalen einen komplexen Vorgang dar, da die Signale der Beschleunigungsmesser so integriert sind, dass sie Geschwindigkeiten darstellen, und diese letzteren werden mit Bezugswerten verglichen; dieser Vergleich dient dazu, die Korrektor der gyrometrischen Vorrichtung zu erarbeiten. Die Integration verwendet die aus der gyrometrischen Vorrichtung stammenden Fluglagen.

Die Druckschrift US-A-4070674 offenbart ein Gerät gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Die Erfindung liefert ein Gerät, bei dem die Korrekturen einfach und zuverlässig ausgeführt werden.

Beim erfindungsgemäßen Gerät wird der Vergleich zwischen einerseits einem senkrechten Richtungsvektor, der von der gyrometrischen Vorrichtung geliefert wird, und andererseits einem senkrechten Richtungsvektor durchgeführt, der von den Beschleunigungsmessern geliefert wird. Vorzugsweise besteht der Vergleich darin, das Vektorprodukt dieser beiden Vektoren zu bilden.

Der von den Beschleunigungsmessern gelieferte senkrechte Richtungsvektor ist kolinear zur Beschleunigung der Schwerkraft während der Phasen des geradlinigen, nicht beschleunigten Flugs. So ist es nicht notwendig, eine Integration der Beschleunigungsmesssignale durchzuführen. Außerdem bildet in der gyrometrischen Vorrichtung der senkrechte Richtungsvektor die letzte Spalte der Fluglagenmatrix, die mit dieser Vorrichtung erhalten wird. Außerdem können die beiden senkrechten Richtungsvektoren in dem gleichen mit dem Luftfahrzeug verbundenen Bezugssystem ausgedrückt werden.

Es wird daran erinnert, dass die Fluglagenmatrix eine 3×3-Matrix ist, bei der die erste Spalte die Nordrichtung im XYZ-Bezugssystem des Luftfahrzeugs, und die zweite und dritte Spalte die Ostrichtung bzw. die senkrechte Richtung ebenfalls im XYZ-Bezugssystem darstellen.

Es ist außerdem anzumerken, dass das Vektorprodukt isotrop ist, d.h. unabhängig vom Bezugssystem.

Wenn man ein Vektorprodukt verwendet, sind die auszuführenden Korrekturen auch besonders einfach, da der Modul des Vektorprodukts proportional zum Sinuswert des Winkels der Drehung ist, die den von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferten senkrechten Richtungsvektor mit dem von der Beschleunigungsmessvorrichtung gelieferten senkrechten Richtungsvektor zusammenfallen lässt. Außerdem ergibt die Richtung des Vektorprodukts die Achse dieser Drehung.

Wenn der Vergleich darin besteht, ein Vektorprodukt zu bilden, können zusätzliche Maßnahmen notwendig sein. Da ein Vektorprodukt definitionsgemäß senkrecht zu jedem der Vektoren des Produkts ist, ist nämlich seine Komponente in senkrechter Richtung Null, und wenn man die senkrechte Komponente der Drift der gyrometrischen Vorrichtung schätzen will, ist es notwendig, über zusätzliche Daten zu verfügen.

In einer Ausführungsform der Erfindung wird zum Erhalt einer Schätzung der senkrechten Komponente der Drift der gyrometrischen Vorrichtung eine orthogonale Projektion des von den Gyrometern gelieferten Vektors &OHgr; mit den Komponenten p, q, r nach Kompensation der Driften (durch die oben erwähnte Regelung) auf die von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferte senkrechte Richtung durchgeführt.

Um diese Projektion zu erhalten, genügt es, das Skalarprodukt des Vektors &OHgr; mit dem Einheitsvektor Ug der von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferten senkrechten Richtung zu bilden. Dieser projizierte Vektor kann in einer Regelung mit integraler Rückkehr verwendet werden, um die senkrechte Komponente der Drift des von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferten Vektors &OHgr; zu kompensieren.

Das Skalarprodukt &OHgr;.Ug stellt die Drift des Gyrometers in senkrechter Richtung nur dann dar, wenn das Flugzeug in der Phase des geradlinigen Flugs ist, d.h., wenn es nicht um die senkrechte Richtung dreht. In einer Ausführungsform erfasst man so die Kurvenphasen und öffnet die Gier-Regelschleife (die es ermöglicht, die senkrechte Komponente der Driften der Vorrichtung zu kompensieren) während der Kurvenphasen.

Auch liefert die Beschleunigungsmessvorrichtung nur während der Phasen des nicht beschleunigten, geradlinigen Flugs einen Vektor, der die Beschleunigung der Schwerkraft darstellt. Vorzugsweise sollten also zumindest bestimmte Regelschleifen der gyrometrischen Vorrichtung während der Kurven- und/oder Beschleunigungsphasen geöffnet werden. Man öffnet die Roll-Regelschleife in den Kurvenphasen, und man öffnet die Nick-Regelschleife während der Beschleunigungsphasen. Bei beschleunigten Kurven öffnet man vorzugsweise die Roll-Regelschleife, während die Nick-Regelschleife geschlossen bleibt.

Um eine Schätzung der senkrechten Komponenten der Drift der gyrometrischen Vorrichtung zu erhalten, verwendet man in einer Variante anstelle einer Gier-Regelung eine Kurs-Regelung, d.h., man regelt die Nordrichtung, die im Luftfahrzeug-Bezugssystem ausgedrückt ist, das von der gyrometrischen Vorrichtung geliefert wird, auf den magnetischen Norden, der von einem äußeren Sensor wie zum Beispiel einem Magnetometer geliefert wird.

Vorzugsweise wird die Kursabweichung von einem Vektor dargestellt, dessen Richtung der Senkrechten der gyrometrischen Vorrichtung entspricht, damit er nicht mit dem oben erwähnten Vektorprodukt in Konflikt gerät, das definitionsgemäß lotrecht zu der senkrechten Richtung liegt, die von der gyrometrischen Vorrichtung geliefert wird. Zu diesem Zweck kann man das Vektorprodukt eines Vektors Um, der die Richtung des magnetischen Nordens darstellt (von einem Magnetometer geliefert), mit einem Vektor b1 verwenden, der die Richtung des von der gyrometrischen Vorrichtung in der ersten Spalte der Fluglagenmatrix gelieferten Nordens darstellt. Dieses Vektorprodukt wird dann auf die senkrechte Richtung b3 projiziert, die von der gyrometrischen Vorrichtung geliefert wird.

Die Erfindung sieht so ein Gerät zur Bestimmung von Fluglagen vor, insbesondere der Trimmlage und der Neigung eines Luftfahrzeugs, gemäß Anspruch 1. Die Merkmale von besonderen Ausführungsformen sind in den abhängigen Ansprüchen 2 bis 19 aufgeführt.

Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung gehen aus der Beschreibung bestimmter Ausführungsformen hervor, die sich auf die beiliegenden Zeichnungen bezieht. Es zeigen:

1 die schematische Darstellung eines Gehäuses eines erfindungsgemäßen Geräts mit seinen Achsen,

2 die schematische Darstellung einer Regelschleife eines erfindungsgemäßen Geräts,

3 eine schematische Darstellung gleich 2, aber für eine Variante,

die 4, 5 und 6 Diagramme, die erfindungsgemäße Betriebsmodi der in 2 oder 3 dargestellten Regelungskreise zeigen,

7 eine schematische Darstellung einer Ausführungsform eines Integrators, der in der in 2 oder 3 gezeigten Ausführungsform verwendet wird,

8 ein Diagramm, das als Beispiel einen Betriebsmodus des in 7 dargestellten Integrators zeigt, und

9 entspricht einer Variante der 3.

Das Ausführungsbeispiel der Erfindung, das nun in Zusammenhang mit den Figuren beschrieben wird, bezieht sich auf ein Instrument oder Gerät zur Bestimmung der Fluglagen eines Flugzeugs, das mindestens drei Gyrometer (nicht dargestellt) aufweist, deren Komponenten eine feste Position bezüglich des Flugzeugs haben. Die gyrometrische Vorrichtung wird unter diesen Bedingungen "mit verbundenen Komponenten" genannt. Anders gesagt, sind die Gyrometer Sensoren, deren Achsen bezüglich der Achsen des Flugzeugs genau definierte Positionen haben.

Das Gerät weist auch Beschleunigungsmesser (nicht gezeigt) auf, um die Fehler oder Driften der Gyrometer zu korrigieren. Man weiß nämlich, dass die Gyrometer Daten (die Fluglagen eines Flugzeugs) mit geringem Rauschen aber mit Driften oder Verzerrungen liefern, die zu mit der Zeit größer werdenden Fehlern führen.

Um die Driften zu kompensieren, verwendet man Beschleunigungsmesser, die die Komponenten der Beschleunigung des Luftfahrzeugs angeben, die der Resultierenden der Kontaktkräfte entspricht, die für dieses Luftfahrzeug gelten. Unter "Kontaktkräften" versteht man den Schub und die aerodynamischen Kräfte (Luftwiderstand und Auftrieb). Ausgehend von diesen von den Beschleunigungsmessern gelieferten Komponenten kann man daraus die Beschleunigung der Schwerkraft ableiten, d.h. die senkrechte Richtung. Tatsächlich liest sich die allgemeine Gleichung der Dynamik wie folgt:

In dieser Formel ist Fd die Summe der so genannten "entfernten" Kräfte, die auf das Luftfahrzeug einwirken, d.h. der Schwerkraft und der Trägheit, Fc ist die Summe der oben erwähnten Kontaktkräfte, &ggr;c ist die kinematische Beschleunigung des Luftfahrzeugs, und m ist die Masse dieses letzteren. Die Trägheitskräfte sind die Coriolis-Kräfte, die hier vernachlässigbar sind.

Im Fall eines geradlinigen Flugs mit gleichmäßiger Geschwindigkeit ist &ggr;c=0. Die Beschleunigungsmesser liefern dann die Komponenten der Beschleunigung g der Schwerkraft. Die Komponenten von g werden bezüglich der Achsen der Sensoren bestimmt, die von den Beschleunigungsmessern gebildet werden. Da diese Sensoren am Gerüst des Flugzeugs befestigt sind, ist es einfach, die Komponenten von g im Bezugssystem des Flugzeugs zu bestimmen. Die Beschleunigungsmesser liefern also eine Angabe über die Ausrichtung des Flugzeugs.

Außerdem kann man beobachten, dass die Beschleunigungsmesser nur während Phasen des geradlinigen gleichmäßigen Flugs des Flugzeugs eine Komponente des Vektors g liefern. In den anderen Phasen kann man die senkrechte Richtung kennen, wenn man über andere Daten verfügt, wie man weiter unten sehen wird.

Im Beispiel sind drei Gyrometer vorgesehen, die gemäß einem Trieder mit drei rechten Winkeln kolinear zu den Achsen des Gehäuses 10 des Geräts (1) angeordnet sind. Es wird also ein Gyrometer gemäß der Achse x, eines gemäß der Achse y und eines gemäß der Achse z vorgesehen.

Dagegen werden nur zwei Beschleunigungsmesser vorgesehen, einer gemäß der Achse x und der andere gemäß der Achse y. Zur Bestimmung der Richtung des Vektors g der Beschleunigung der Schwerkraft genügen nämlich zwei Komponenten des Vektors &ggr; = g, denn da die Norm g des Vektors g bekannt ist, kann man daraus die Komponente &ggr;z gemäß der Z-Achse ausgehend von dieser Norm und den Komponenten &ggr;x und &ggr;y mit Hilfe der folgenden Formel ableiten:

Bei den bekannten Geräten wird zur Korrektur der gyrometrischen Daten durch die von den Beschleunigungsmessern gelieferten Daten eine Regelschleife vorgesehen, in die der von den Gyrometern gelieferte Vektor &OHgr; integriert ist, um die Fluglagen zu liefern. Die Beschleunigungen werden integriert, indem die gyrometrischen Fluglagen verwendet werden, um Projektionen der Bezugssystemänderung durchzuführen, und die so erhaltenen Geschwindigkeiten werden mit einem Bezugswert verglichen, um daraus die Korrekturen abzuleiten, die verwendet werden, um in geschlossener Schleife die gyrometrischen Daten zu korrigieren.

Im Gegensatz zu den Verarbeitungen, die von den klassischen Geräten durchgeführt werden, bei denen man die von den Beschleunigungsmessern gelieferten Daten integriert, besteht die Erfindung darin, den von den Beschleunigungsmessern gelieferten senkrechten Richtungsvektor direkt mit dem von der Fluglagenmatrix gelieferten senkrechten Richtungsvektor zu vergleichen, die von der gyrometrische Vorrichtung geliefert wird.

In der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird dieser Vergleich erhalten, indem das Vektorprodukt &egr; der beiden senkrechten Einheits-Richtungsvektoren Ua (von den Beschleunigungsmessern gelieferte senkrechte Richtung) und Ug (von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferte senkrechte Richtung) gebildet wird, d.h.: &egr; = Ua∧Ug(3)

Das erfindungsgemäße Gerät ist also besonders einfach, da es einerseits nicht notwendig ist, die von den Beschleunigungsmessern gelieferten Daten zu integrieren, und da andererseits die Vektoren Ua und Ug sich im gleichen Bezugssystem befinden, das dasjenige der Sensoren ist, d.h. des Gehäuses 10.

Außerdem kann der Vektor &egr; genutzt werden, um die Korrektur durchzuführen, da seine Norm sin&agr; ist, wobei &agr; der Winkel zwischen den Vektoren Ug und Ua ist. Die Korrektur besteht darin, den Vektor Ug um einen Winkel &agr; drehen zu lassen, um ihn in die Richtung des Vektors Ua zurückzubringen. Man verwendet diesen Vektor &egr; in einer Regelschleife, die den Vektor Ug zum Vektor Ua konvergieren lässt. Diese Konvergenz erfolgt mit einer Drehgeschwindigkeit gleich der Norm des Vektors &egr;, und somit proportional (wenn der Winkel &agr; klein ist) zur Winkelabweichung zwischen den Vektoren Ug und Ua.

Außerdem ist die Korrektur isotrop, d.h. unabhängig vom Bezugssystem, in dem man sich befindet. Allerdings werden die Regelberechnungen im Sensoren-Bezugssystem durchgeführt.

Der Vektor Ug wird von der letzten Spalte der Fluglagenmatrix der gyrometrischen Vorrichtung geliefert.

Nun wird unter Bezugnahme auf 2 ein Regelkreis eines erfindungsgemäßen Geräts beschrieben.

Dieser Regelkreis weist auf: ein Mittel zur Integrationsberechnung, oder Integrator 12, der ein Fluglagen-Quaternion liefert, ein Mittel 14, um die Fluglagenmatrix B aus den Quaternions zu entnehmen, und einen Block 16, der aus der Matrix B die letzte Spalte entnimmt, die den Vektor Ug darstellt, d.h. den senkrechten Einheits-Richtungsvektor im Bezugssystem XYZ des Gehäuses 10.

Der vom Block 16 gelieferte Vektor Ug wird an den ersten Eingang eines Vektorprodukt-Blocks 18 angelegt, dessen zweiter Eingang den senkrechten Einheitsvektor Ua empfängt, der von der Beschleunigungsvorrichtung geliefert wird. So liefert der Block 18 an seinem Ausgang den Vektor &egr;.

Um den Vektor Ug zum Vektor Ua konvergieren zu lassen, sieht man eine erste proportionale Regelschleife vor, die einen Verstärker (oder Dämpfungsglied) 20 mit dem Koeffizienten k1 aufweist.

Diese proportionale Regelung wird durch eine Regelung mit Integrator 22 vervollständigt, die es ermöglicht, die Driften der gyrometrischen Vorrichtung zu schätzen und zu kompensieren. Man sieht also eine zweite Schleife mit einem zweiten Verstärker (oder Dämpfungsglied) 24 mit dem Koeffizienten k2 vor.

Das Signal der ersten Schleife wird an einen ersten – Eingang (minus) eines Subtrahierglieds 26 geliefert, dessen Ausgang mit dem Eingang des Integrators 12 verbunden ist und das einen + Eingang (plus) 28, der den Vektor &OHgr;g empfängt, der von den drei Gyrometern geliefert wird, und einen zweiten – Eingang 30 aufweist, der mit dem Ausgang des Integrators 22 in Reihe mit dem Verstärker 24 verbunden ist.

In jeder der Regelschleifen werden in Reihe mit den Verstärkern 20 und 24 Schalter 32 bzw. 34 vorgesehen, die während der dynamischen Flugphasen offen sind. Tatsächlich liefern während dieser Phasen die Beschleunigungsmesser nicht mehr die Komponenten der Schwerkraftbeschleunigung. Jedoch fährt man während dieser Öffnungen der Regelschleifen fort, die Driften der Gyrometer mit Hilfe des Ausgangssignals des Integrators 22 zu kompensieren.

Es ist anzumerken, dass das in 2 dargestellt Schema eine Vektordarstellung ist. Jede mit Pfeil versehene Zeile stellt eine Vektorinformation der Größe 3 dar. Es gibt also in der Praxis drei Regelschleifen, eine für jede Komponente. Das am besten geeignete Bezugssystem ist das mit dem Luftfahrzeug verbundene Bezugssystem (X, Y, Z).

Um die dynamischen Phasen zu erfassen, während denen die Regelschleifen offen sein müssen, vergleicht man die Komponenten des Vektors &egr; mit Schwellwerten. Wenn die Schwellwerte überschritten werden, öffnet man die Schleife(n). Wie man weiter unten sehen wird, kann eine Regelschleife in einer Richtung offen sein, während andere Regelschleifen geschlossen bleiben. Unabhängig davon ist es notwendig, sorgfältig die Augenblicke der Öffnungen zu wählen, um die Regelung nicht zu verfälschen.

Man muss auch vermeiden, dass der Vektor Ug während der Schleifenöffnungen übermäßig driftet. Weiter unten werden Mittel, die es ermöglichen, die Öffnungen der Regelschleifen in korrekt ausgewählten Zeitpunkten durchzuführen, sowie Sicherheiten beschrieben, die es ermöglichen, die Divergenzen des Vektors Ug während der Öffnungen der Schleifen zu vermeiden.

Nun wird unter Bezugnahme auf 3 ein Regelkreis beschrieben, der Regelschleifen gleich denen der 2 und zusätzlich eine weitere Regelschleife verwendet, die es ermöglicht, die senkrechte Driftkomponente d&OHgr; zu kompensieren.

Da das Vektorprodukt &egr; definitionsgemäß senkrecht zum Vektor Ug liegt, ist nämlich seine Komponente in senkrechter Richtung Null. Dieses Vektorprodukt ermöglicht es also nicht, die senkrechte Komponente der Drift d&OHgr;g zu schätzten, wenn das Flugzeug eine konstante Fluglage beibehält.

Diese Kompensation ist notwendig, um die drei Komponenten der augenblicklichen Drehung &OHgr; korrekt erhalten zu können. Da die senkrechte Komponente der augenblicklichen Drehung den Kurvengrad bildet, dient gemäß einem Aspekt der Erfindung diese Komponente dazu, die geradlinigen Phasen von den Kurvenphasen zu unterscheiden, um in korrekt gewählten Momenten bestimmte Regelschleifen zu öffnen.

In der in 3 dargestellten Ausführungsform wird eine orthogonale Projektion des Vektors &OHgr;c, d.h., des um die geschätzten Driften kompensierten Vektors der augenblicklichen Drehung, auf die Richtung Ug durchgeführt. Zu diesem Zweck wird das Skalarprodukt &OHgr;c. Ug gebildet, und man verwendet den Vektor (&OHgr;c.Ug).Ug, um die Gierregelung durchzuführen.

Um jede Konfusion zu vermeiden, wurde mit &OHgr;g der Vektor der winkelmäßigen Beschleunigung ohne Kompensation und mit &OHgr;c der gleiche Vektor mit Kompensation bezeichnet.

In 3 tragen die denjenigen der 2 entsprechenden Elemente die gleichen Bezugszeichen.

In dieser Ausführungsform wird der Vektor &OHgr;g an den + Eingang eines Subtrahierglieds 40 angelegt, dessen Ausgang mit dem + Eingang eines weiteren Subtrahierglieds 42 verbunden ist, dessen – Eingang das Ausgangssignal des Verstärkers 20 (k1) empfängt. Außerdem ist der – Eingang des Subtrahierglieds 40 über den Integrator 22 mit dem Ausgang eines Addierglieds 44 verbunden.

Ein erster Eingang des Addierglieds 44 ist mit dem Ausgang des Verstärkers 24 (k2) verbunden, während der zweite Eingang dieses Addierglieds mit dem Ausgang eines Verstärkers 46 mit einer Verstärkung k3 verbunden ist, der sich in der Gier-Regelschleife befindet.

Diese Gier-Regelschleife weist einen Block 48 auf, der die Komponenten des Vektors (&OHgr;c.Ug).Ug berechnet. Zu diesem Zweck weist dieser Block 48 einen Eingang 50, der den Vektor &OHgr;c empfängt (&OHgr;g aufgrund der Regelschleife mit Verstärker 24 und Integrator 22 bezüglich der Driften kompensiert), und einen zweiten Eingang 52 auf, der den Vektor Ug empfängt, der vom Ausgang des Blocks 16 geliefert wird. Der Ausgang des Blocks 48 ist mit dem Eingang des Verstärkers 46 über einen Schalter 54 verbunden.

Da die Regelschleife mit Verstärker 46 eine Drift kompensieren muss, weist sie einen Integrator auf, und letzterer ist der Integrator 22, der ebenfalls Teil der Schleife mit Verstärker 24 ist.

Das Skalarprodukt &OHgr;c.Ug stellt die senkrechte Komponente der Drift der gyrometrischen Vorrichtung unter der Bedingung dar, dass das Flugzeug sich nicht um die Senkrechte dreht. Daher ist der Schalter 54 während der Kurven offen.

Nun wird insbesondere im Zusammenhang mit den 4 bis 6 eine gewisse Anzahl von Maßnahmen beschrieben, die es ermöglichen, die Öffnung der Schalter 32, 34 und 54 der Regelkreise während bestimmter Übergangsphasen korrekt zu steuern, während der diese Kreise (oder ein Teil von ihnen) nicht korrekt arbeiten können.

Zunächst wird der Schalter 32 (2 und 3) des Regelkreises vom proportionalen Typ betrachtet.

Dieser Schalter 32 muss während der Beschleunigungen oder der Kurven offen sein, da in diesem Fall der von den Beschleunigungsmessern gelieferte Vektor Ua nicht die reelle senkrechte Richtung darstellt. Um diese Phasen zu erfassen, erfasst man die Winkelabweichungen zwischen den Vektoren Ug und Ua, was durch die Komponenten des Vektors &egr; = UaUg dargestellt wird.

Um diese Öffnungen des Schalters 32 zu begrenzen, verleiht man dem Verstärker 20 eine Sättigungseigenschaft. Diese Eigenschaft ist in 4 dargestellt, die ein Diagramm ist, welches für eine Komponente (zum Beispiel x) die Variation der in die Ordinate eingetragenen Korrektur c des Verstärkers 20 in Abhängigkeit von der Komponente &egr;x des Vektors &egr; zeigt, wobei diese Komponente &egr;x in die Abszisse eingezeichnet ist. Diese Variation wird durch eine Linie 60 dargestellt, die aufweist: eine lineare Zone mit einer Neigung K1, die durch ein Geradesegment 62 dargestellt ist, das durch den Ursprung 0 verläuft, Sättigungszonen, die durch die zur Achse der Abszissen parallelen Geradesegmente 64 und 66 dargestellt sind, und Schnittzonen jenseits der Abszissen &egr;xc und –&egr;xc. Wenn die Abweichung &egr;x im Absolutwert den Wert &egr;xc überschreitet, ist der Schalter 32 offen.

Die Sättigung begrenzt das an den – Eingang des Subtrahierglieds 42 angelegt Signal. Diese Begrenzung des Signals entspricht dem zulässigen Maximum für die Kompensation der Driften. Eine solche Eigenschaft ist ein Kompromiss zwischen einer proportionalen Korrektur und der offenen Schleife. Diese Sättigungseigenschaft dämpft die Wirkung der Fehler von &egr; auf die Präzision von Ug, ohne dass die Regelung unterbrochen werden muss.

Um die Öffnung des Schalters 34 zu steuern, vergleicht man die Normen von &egr; und von &OHgr;c mit Schwellwerten, um die Bewegungen des Luftfahrzeugs zu erfassen, wenn man in die Kurvenphase oder die Beschleunigungsphase übergeht.

Der Schalter 54 ist offen, wenn der Kurvengrad einen Schwellwert überschreitet. Diese Kurvengrad wird durch das Skalarprodukt &OHgr;c.Ug dargestellt.

Nun wird im Zusammenhang mit den Diagrammen der 5 und 6 eine Maßnahme beschrieben, die es ermöglicht, die Gefahr der Divergenz während der Öffnungen des Schalters 32x in Kurvenphasen zu begrenzen.

Diese Maßnahme besteht darin, den Schalter 32y ab dem Moment geschlossen zu halten, in dem der Schalter 32x offen ist, unabhängig vom Wert von &egr;y, indem in diesem Fall das Profil des Verstärkers 20y, wie es in Zusammenhang mit 9 beschrieben wurde, durch dasjenige ersetzt wird, das mit der 5 beschrieben wurde, d.h. mit einer geringeren und kontinuierlichen Neigung ohne Schwellwert.

Anders gesagt, hat die Verstärkung k1y des Verstärkers 20y während der Kurvenphasen einen geringeren Wert. Im Diagramm der 5 sind in die Abszisse die Komponente &egr;y des Vektors &egr; und in die Ordinate das Signal ry am Ausgang des Verstärkers 20y eingetragen. Die gestrichelt dargestellt Linie 60y entspricht der Linie 60 der 4. Diese Veränderung von ry in Abhängigkeit von &egr;y tritt während der Phasen des geradlinigen Flugs ohne Beschleunigung auf, wobei der Schalter 32x der Roll-Regelschleife in diesem Fall geschlossen ist. Während der Kurvenphasen ist dagegen der Schalter 32x offen, und der Schalter 32y bleibt geschlossen. Wie durch die Linie 72y dargestellt, wird aber die Eigenschaft des Verstärkers 20y in dieser Situation verändert: Die Neigung der Geraden 72y ist geringer als die Neigung der Geraden 62y.

Mit dieser Maßnahme konvergieren beim Drehen des Flugzeugs um die Senkrechte die Nick- und Roll-Fluglagenfehler spiralförmig gegen Null, wie in 6 gezeigt ist, wenn die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs konstant bleibt.

Bei Dauerbetrieb erhält man so Nullfehler beim Nicken und Rollen.

Im Diagramm der 6 sind in die Ordinate der Fehler &dgr;ϕ (Rollen) und in die Abszisse der Fehler &dgr;&thgr; (Nicken) eingetragen. Die Spiralkurve 74 konvergiert zu Nullfehlern in ϕ (Rollen) und &thgr; (Nicken).

Bei einer Kurve wird bei Beschleunigungen oder Verlangsamungen in Längsrichtung (Achse x) der von den Beschleunigungsmessern gelieferte senkrechte Bezugswert Ua auch beim Nicken falsch. Dieser Nick-Fehler &Dgr;&thgr; im senkrechten Richtungsvektor Ua äußert sich in einem Fehler beim Rollen ϕ. Im Dauerbetrieb ist dieser Fehler proportional zu &Dgr;&thgr;, K1 und 1/&OHgr;, wobei &OHgr; der Kurvengrad ist, und in einem Fehler Null für &thgr;. Die Reduzierung der Verstärkung des Verstärkers macht so die Vorrichtung weniger empfindlich für Korrekturfehler aufgrund der Längsbeschleunigungen.

Nun wird eine andere Maßnahme beschrieben, die es ermöglicht, die Unterscheidung zwischen den geradlinigen Phasen und den Kurvenphasen zuverlässiger zu machen, um den Schalter 32x geschlossen zu halten, wenn eine Phase geradlinigen Flugs erfasst wird.

Man hat gesehen, dass die Aufrechterhaltung des offenen oder geschlossenen Zustands der Schalter 32 vom Vergleich jeder Komponente von &egr; mit einem Schwellwert abhängt. Man hat auch gesehen, dass man zur Unterscheidung zwischen den Phasen geradlinigen Flugs und den Kurvenphasen auch das Skalarprodukt &OHgr;c.Ug verwenden kann, das den Kurvengrad darstellt. Erfindungsgemäß wird die Öffnung von 32x verhindert, wenn &egr;x seinen Unterbrechungsschwellwert überschreitet, wenn der berechnete Kurvengrad angibt, dass man nicht in einer Kurve ist. In diesem Fall wird das Profil des Verstärkers 20y, wie es in 4 dargestellt ist, durch ein lineares Profil wie die Gerade 72 in 5 ersetzt. Die Neigung dieser Geraden ist aber stärker als die Neigung der Geraden 62. Auf diese Weise bringt man die senkrechte Richtung der gyrometrischen Vorrichtung in die von den Beschleunigungsmessern gelieferte wahre senkrechte Richtung Ua in dem Fall zurück, in dem &egr;x am Ausgang der Kurve nach einer Divergenz während der Phase mit offener Schleife aus seiner Erfassungszone ausgetreten wäre (Zone –&egr;c +&egr;c im Diagramm der 4).

Nun wird in Zusammenhang mit den 7 und 8 eine Ausführungsform des Integrators 22 beschrieben, der zur Schätzung der Driften verwendet wird.

Es wird hier daran erinnert, dass der Integrator 22 in der Lage sein muss, die Driften bei offener Schleife zu kompensieren, d.h., wenn die Regelungen gesperrt sind.

Der Integrator 22 berücksichtigt die Eigenschaften der Driften der gyrometrischen Vorrichtung. Da der Verlauf der Driften in Abhängigkeit von der Zeit durch eine charakteristische maximale Neigung der Gyrometer begrenzt wird, wird insbesondere auch die Ausgangsneigung des Integrators 22 begrenzt.

7 stellt ein abgetastetes System mit einer Periode dt dar. Jeder Block Z–1 ist eine Verzögerung, was bedeutet, dass das Ausgangssignal bezüglich des Eingangssignals um eine Periode verzögert ist.

Im in 7 dargestellten Beispiel besitzt der Integrator 22 zwei Stufen 90 bzw. 92. Die erste Stufe hat eine Verzögerungseinrichtung 94, deren Eingang mit dem Ausgang eines Addierglieds 96 verbunden ist, von dem ein Eingang 961 den Eingang des Integrators 22 bildet und der andere Eingang 962 mit dem Ausgang 222 des Integrators 22 verbunden ist.

Der Ausgang der Verzögerungseinrichtung 94 ist mit dem + Eingang eines Subtrahierglieds 98 verbunden, dessen Ausgang mit dem Eingang eines Abweichungs-Sättigungsglieds 100 verbunden ist, das die Signale zwischen zwei Werten +Emax und –Emax mit umgekehrtem Vorzeichen eingrenzt. Der Ausgang des Sättigungsglieds 100 ist mit einem Eingang eines Addierglieds 102 verbunden, dessen Ausgang mit dem Ausgang 222 des Integrators 22 verbunden ist.

Die zweite Stufe 92 weist auch eine Verzögerungseinrichtung 104 auf, deren Ausgang mit dem zweiten Eingang des Addierglieds 102 und deren Eingang mit dem Ausgang eines Addierglieds 106 verbunden ist, von dem ein Eingang 1061 mit dem Ausgang eines Neigungs-Sättigungsglieds 108 verbunden ist, dessen Eingang mit dem Ausgang des Subtrahierglieds 98 stromaufwärts vor dem Abweichungs-Sättigungsglied 100 verbunden ist.

Der Ausgang der Verzögerungseinrichtung 104 ist auch mit dem – Eingang des Subtrahierglieds 98 und mit dem zweiten Eingang des Addierglieds 106 verbunden.

Das Neigungs-Sättigungsglied 108 ermöglicht es, die Neigung der zweiten Stufe 92 auf zwei maximale Neigungen mit umgekehrten Vorzeichen Pmax, –Pmax zu begrenzen.

Die erste Stufe 90 integriert direkt das Eingangssignal. Ihr Ausgang wird von dem Sättigungsglied 100 in einer Zone mit festgelegter Breite begrenzt, deren Zentrum das Ausgangssignal der zweiten Stufe 92 ist.

Das Ausgangssignal der zweiten Stufe verläuft gemäß zwei entgegengesetzten maximalen Neigungen Pmax und –Pmax, die vom Sättigungsglied 108 bestimmt werden.

Die zweite Stufe 92 dient dazu, die mittlere Neigung des integrierten Signals zu begrenzen, während der Ausgang des Integrators 22 von der ersten Stufe geliefert wird.

Der Verlauf des Ausgangssignals ist in 8 dargestellt. Man sieht, dass das Ausgangssignal 105 zwischen zwei gestrichelten Linien 107 und 109 eingeschlossen ist, von denen alle Segmente zueinander parallel sind. Jedes der Segmente der Linien 107 und 109 hat alternativ eine Neigung Pmax und eine Neigung –Pmax. Solange die Abweichung zwischen den Signalen der beiden Stufen 90 und 92 unterhalb der maximalen Abweichung 2Emax bleibt (Bereiche 110, 112, usw. der Kurve 105), hat das Schätzglied einen linearen Betrieb, d.h.. dass es wie ein einfacher Integrator funktioniert. Man behält so die dynamischen Eigenschaften der Regelung um den Wert Null herum bei. Wenn dagegen die Abweichung die vom Sättigungsglied 100 bestimmte maximale Abweichung überschreitet, wird der Ausgang des Schätzlieds "gezügelt", damit sein Signal sich nicht stärker entwickelt als die maximal zugelassene Neigung Pmax. Dieses Zügeln ist durch die Segmente 111, 113 der 8 dargestellt.

Zusammengefasst ermöglicht der in 7 dargestellte Integrator 22 die Begrenzung der mittleren Verlaufsgeschwindigkeit des Schätzsignals und nicht die Begrenzung der augenblicklichen Geschwindigkeit dieses Schätzsignals. Diese Eigenschaften ermöglichen es, sich von den Schwierigkeiten zu befreien, die bei Flügen mit vielen Kurven und folglich mit häufigen Öffnungen der Regelschleifen entstehen könnten.

Bei allen oben beschriebenen Beispielen wurde angegeben, dass es notwendig ist, bei den nicht geradlinigen und/oder beschleunigten Flugphasen Vorsichtsmaßnahmen zu ergreifen, da die von den Beschleunigungsmessern gelieferte Korrektur während dieser Phasen nicht verwendet werden kann. Bei einem Flug in einer Kurve oder einem beschleunigten Flug liefern die Beschleunigungsmessungen nämlich nicht mehr die mit der Schwerkraft verbundene wahre Senkrechte, sondern die sichtbare Senkrechte, die mit dem Auftrieb des Luftfahrzeugs verbunden ist. In der oben erwähnten Gleichung (1) kann aber der Vektor &ggr;c der kinematischen Beschleunigung ausgehend von der Geschwindigkeit V und der augenblicklichen Drehung &OHgr; gemäß der nachfolgenden klassischen Formel bestimmt werden:

In dieser Formel werden die Vektoren V und &OHgr; sowie die Beschleunigung

als Luftfahrzeug-Bezugssystem betrachtet.

Man sieht so, dass man, wenn man den Vektor V im Luftfahrzeug-Bezugssystem kennt, &ggr;c bestimmen kann, da &OHgr; von den Gyrometern geliefert wird. Anders gesagt, wenn der Vektor V bestimmt werden kann, können die gyrometrischen Daten bei geschlossener Schleife korrigiert werden, selbst in Kurven oder bei Beschleunigungen.

Die Geschwindigkeit V des Luftfahrzeugs kann durch einen Windmesser bestimmt werden. Wenn das Luftfahrzeug ohne Abgleiten mit einem Einfallswinkel Null oder einem kleinen Einfallswinkel fliegt, ist die Geschwindigkeit im Luftfahrzeug-Bezugssystem ein Vektor V, dessen Komponente Vx die vom Windmesser gelieferte Geschwindigkeit ist, und die Komponenten Vy und Vz sind Null (vorausgesetzt, es gibt kein Abgleiten, und der Einfallswinkel ist Null).

Ein Windmesser kann dann entweder dazu verwendet werden, die Regelschleifen konstant geschlossen zu halten, oder dazu, die Öffnungsperiode dieser Schleifen zu begrenzen.

Nun wird insbesondere im Zusammenhang mit 9 eine Maßnahme beschrieben, die in Kombination mit der Verwendung der von einem Windmesser gelieferten Geschwindigkeit verwendet werden kann, um die Fehler und Driften der Gyrometer zu korrigieren.

Diese Maßnahme geht von der Feststellung aus, dass in der Phase des geradlinigen Flugs der Bezugswert der Senkrechten sehr empfindlich ist für die Fehler im Vektor &OHgr;, d.h. für die Schätzfehler bei den Driften. In anderen Worten hängt die Präzision im senkrechten Richtungsvektor stark von den Fehlern im Vektor &OHgr; ab; außerdem verschlechtert sich diese Präzision, wenn die Geschwindigkeit ansteigt. Die Schätzung der Gier-Drift, die mit 3 beschrieben wurde, ist nicht präzise genug, um es zu erlauben, diese Präzisionsveränderung zu korrigieren.

So ersetzt man gemäß einer anderen Maßnahme der Erfindung die Gier-Regelung durch eine Regelung des gyrometrischen Kurses auf den magnetischen Kurs, der von einem Magnetometer geliefert wird. Diese Regelung ist analog derjenigen der Fluglagen, erfordert aber keine Öffnung der Regelschleife in den Kurven. Diese Kurs-Regelung ermöglicht es selbstverständlich, die Kursfehler zu begrenzen und verbessert die Schätzung der Gier-Drift. Man verbessert die Präzision der Berechnung der wahren Senkrechten in der Gleichung (4), wenn man die angezeigte Fluggeschwindigkeit verwendet. Man kann auch die Erfassung der geradlinigen Flugphasen verbessern. Schließlich sind die Qualitätszwänge beim Gier-Gyrometer weniger streng, was die Verwendung eines wirtschaftlicheren Gier-Gyrometers ermöglicht.

Eine Ausführungsform dieser Maßnahme der Erfindung besteht darin, einen senkrechten Richtungsvektor der Kurskorrektur &egr;c zu liefern, damit diese Korrektur nicht in Konflikt mit derjenigen gerät, die vom oben erwähnten Vektor &egr; geliefert wird, der konstruktionsgemäß in der waagrechten Ebene (Vektorprodukt der von der gyrometrischen Vorrichtung und den Beschleunigungsmessern gelieferten senkrechten Richtungen) liegt.

Die Kursabweichung kann mit Hilfe eines Magnetometers oder eines ähnlichen Geräts erhalten werden, das die Komponenten des Erdmagnetfelds B liefert. Unter diesen Bedingungen wird die Kursabweichung gemäß der nachfolgenden Formel berechnet:

In dieser Formel ist der Vektor Um der Einheitsvektor in Richtung des magnetischen Nordens, und

und
sind die drei Vektoren, die von jeder der drei Spalten der Fluglagenmatrix B geliefert werden, mit:

In diesem Fall ist der Vektor b1 der Fluglagenvektor in Richtung Norden, der Vektor b2 ist der Fluglagenvektor in Richtung Osten und der Vektor b3 ist der Fluglagenvektor in senkrechter Richtung.

Die Gleichung (5) bedeutet, dass man das Vektorprodukt von Um und b1 bildet und den Ergebnisvektor auf die von b3 gegebene Senkrechte projiziert.

9 zeigt in vereinfachter Form die bei dieser Ausführungsform verwendeten Regelschleifen, bei denen eine Kurskorrektur durchgeführt wird. Diese 9 ist analog zu 3. Wie bereits oben erwähnt, wird aber die Gier-Regelung durch die Kurs-Regelung ersetzt. Man sieht, dass der Integrator 22 sowohl zur Fluglagen-Regelschleife als auch zur Kurs-Regelschleife gehört. Durch einen Block 120 ist das Organ dargestellt, das die Vektoren &egr;c der Fluglagenabweichung (ausgehend vom Vektorprodukt der einerseits von der gyrometrischen Vorrichtung und andererseits von den Beschleunigungsmessern gelieferten senkrechten Richtungsvektoren) und &egr;c der Kursabweichung bestimmt. Dieser Vektor &egr;c wird ausgehend von der Fluglagenmatrix und dem Vektor B des Erdmagnetfelds erhalten.

Bei der Kurs-Regelung wird eine Korrektur vom proportionalen Typ mit einer Verstärkung &agr; (Verstärker 122) und eine Korrektur vom integralen Typ mit einer Verstärkung &bgr; (Verstärker 124) vorgesehen, wobei diese letztere Korrektur den gleichen Integrator 22 verwendet wie die Verstärkungs-Fluglagenregelung k2.

Unabhängig von der Ausführungsform weist das Gerät in klassischer Weise üblicherweise "caging" genannte Reinitialisierungsmittel auf. Diese Reinitialisierung wird manuell vom Piloten durchgeführt, um die Fluglagen schnell konvergieren zu lassen, damit die von der gyrometrischen Vorrichtung bestimmte senkrechte Richtung mit der reellen Senkrechten übereinstimmt. Diese Funktion kann beim geradlinigen Flug mit konstanter Geschwindigkeit oder in einer beliebigen Flugphase verwendet werden, wenn man die von einem Windmesser oder ähnlichem gelieferten Daten mit den von den Beschleunigungsmessern gelieferten Daten kombiniert.

Um diese Funktion der Reinitialisierung zu gewährleisten, werden in einem Ausführungsbeispiel der Erfindung die Verstärkungen der Verstärker der proportionalen Regelschleifen während einer bestimmten Zeit, zum Beispiel drei Minuten, auf den drei Achsen erhöht, und während dieser Zeit werden die Regelschleifen im geschlossenen Zustand gehalten und die Sättigungen sind gesperrt. Da die Integratoren gezügelt sind, ermöglichen es die Regelschleifen, die Fluglagenfehler schnell konvergieren zu lassen, damit sie in den Erfassungsbereich dieser Regelungen zurückkommen können.


Anspruch[de]
  1. Gerät zur Bestimmung von Fluglagen, insbesondere der Trimmlage (&thgr;) und der Neigung (&PHgr;) eines Luftfahrzeugs, das aufweist:

    eine gyrometrische Vorrichtung mit verbundenen Komponenten, die mindestens drei Gyrometer aufweist und die Komponenten des augenblicklichen Drehvektors (&OHgr;) des Luftfahrzeugs in einem mit dem Luftfahrzeug verbundenen Bezugssystem liefert,

    Mittel, um ausgehend von gyrometrischen Messungen eine Fluglagenmatrix (b1, b2, b3) zu berechnen, die die Orientierung des Luftfahrzeugs bezüglich des lokalen geographischen Bezugssystems definiert, einschließlich insbesondere der Komponenten eines senkrechten Richtungsvektors Ug in einem mit dem Luftfahrzeug verbundenen Bezugssystem,

    Beschleunigungsmesser, die die Komponenten eines Vektors Ua liefern, der die Richtung der Senkrechten in einem mit dem Luftfahrzeug verbundenen Bezugssystem darstellt, wenn das Luftfahrzeug sich in einer nicht beschleunigten, geradlinigen Bewegung fortbewegt,

    Mittel, um ausgehend von den Beschleunigungsmessern berechnete Daten mit Daten zu vergleichen, die ausgehend von den Gyrometern berechnet werden, um Korrekturen zur Kompensation der Fehler oder Drifte der gyrometrischen Vorrichtung zu liefern,

    dadurch gekennzeichnet, dass die Beschleunigungsmesser fest mit der gyrometrischen Vorrichtung verbunden sind, und dass der Vergleich zwischen dem von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferten senkrechten Richtungsvektor Ug und dem von den Beschleunigungsmessern gelieferten senkrechten Richtungsvektor Da durchgeführt und ein den Unterschied zwischen diesen Richtungen darstellendes Fehlersignal erstellt wird.
  2. Gerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Komponenten des von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferten Vektors Ua aus der letzten Spalte (b3) der Fluglagenmatrix bestehen.
  3. Gerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die senkrechten Richtungsvektoren eine Einheitslänge haben.
  4. Gerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Vergleichsmittel das Vektorprodukt (&egr;) der beiden senkrechten Richtungsvektoren herstellen.
  5. Gerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es eine Regelschleife vom proportionalen Typ aufweist.
  6. Gerät nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Regelschleife vom proportionalen Typ eine Verstärkung aufweist, die auf einen vorbestimmten maximalen Wert (64, 66) begrenzt ist.
  7. Gerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es eine Regelschleife mit Integrator (22) aufweist, um die Drifte zu kompensieren.
  8. Gerät nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass es ein Mittel aufweist, um eine Korrektur gemäß der senkrechten Richtung durchzuführen.
  9. Gerät nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass das Mittel zur Durchführung einer Korrektur gemäß der senkrechten Richtung ein Mittel zur Berechnung der Projektion des von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferten augenblicklichen Drehvektors (&OHgr;) auf die senkrechte Richtung aufweist, wobei die senkrechte Richtung, auf die die Projektion durchgeführt wird, von der gyrometrischen Vorrichtung geliefert wird, und der augenblickliche Drehvektor, der projiziert wird, von der Regelschleife korrigiert wird.
  10. Gerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der senkrechte Richtungsvektor einerseits von den Beschleunigungsmessern und andererseits ausgehend von der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs geliefert wird, die zum Beispiel von Windmessungsmitteln geliefert wird.
  11. Gerät nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die senkrechte Richtung ausgehend von der folgenden Gleichung bestimmt wird:
    wobei Fd die Schwerkraft in senkrechter Richtung, V der von den Windmessungsmitteln bestimmte Geschwindigkeitsvektor des Luftfahrzeugs, &OHgr; der durch die gyrometrische Vorrichtung bestimmte augenblickliche Drehvektor des Luftfahrzeugs, Fc die von den Beschleunigungsmessern bestimmte Resultierende der Kontaktkräfte, und m die Masse des Luftfahrzeugs ist.
  12. Gerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es ein Mittel zur Regelung des gyrometrischen Kurses auf den magnetischen Kurs aufweist.
  13. Gerät nach den Ansprüchen 4 und 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Regelung des Kurses ausgehend vom Korrekturvektor (&egr;c) bestimmt wird, der die folgende Gleichung erfüllt:
    Gleichung, in der Um ein Vektor ist, der die Richtung des magnetischen Nordens darstellt, vorzugsweise mit einer Einheitsamplitude, und die Vektoren b1, b2 und b3 drei Vektoren sind, deren Koordinaten von den Spalten der Fluglagenmatrix geliefert werden, die von der gyrometrischen Vorrichtung geliefert wird.
  14. Gerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es geschlossene Regelschleifen der Fluglagen, die die von den Vergleichsmitteln gelieferten Korrektursignale verwenden, und Mittel aufweist, um mindestens eine Schleife außerhalb der Phasen des geradlinigen Flugs mit konstanter Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs zu öffnen.
  15. Gerät nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass das Öffnen der Regelschleifen erfolgt, wenn der Unterschied zwischen dem von der gyrometrischen Vorrichtung gelieferten senkrechten Richtungsvektor und dem von den Beschleunigungsmessern gelieferten senkrechten Richtungsvektor einen vorbestimmten Wert (&egr;xc) überschreitet.
  16. Gerät nach Anspruch 14 oder 15, dadurch gekennzeichnet, dass wenn eine Roll-Regelschleife während einer Kurve offen ist, eine entsprechende Nick-Regelschleife während dieser Kurve geschlossen bleibt.
  17. Gerät nach einem der Ansprüche 14 bis 16, dadurch gekennzeichnet, dass, wenn der Kurvengrad verwendet wird, um zwischen den Phasen des geradlinigen Flugs und anderen Flugphasen zu unterscheiden, eine Roll-Regelschleife geschlossen ist, wenn der Kurvengrad im Absolutwert unter einem bestimmten Schwellwert liegt.
  18. Gerät nach den Ansprüchen 7 und 8, dadurch gekennzeichnet, dass es eine Regelschleife aufweist, um eine Korrektur der gyrometrischen Messungen in senkrechter Richtung zu gewährleisten, und dass diese Regelschleife gemeinsam mit der die Drifte kompensierenden Schleife einen Integrator (22) aufweist.
  19. Gerät nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, dass der Integrator (22) Mittel (108), die es ermöglichen, die mittlere Steigung seines Ausgangssignals zu begrenzen, und Mittel (100) aufweist, damit zu jedem Zeitpunkt das Ausgangssignal einen unter einer Schwelle liegenden Unterschied im Vergleich mit einem Signal mit linearer Veränderung mit bestimmter Neigung aufweist.
Es folgen 4 Blatt Zeichnungen






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