DE2648227A1

DE2648227A1 - Ausrichtungssystem fuer flugzeugtraegheitsplattformen

Info

Publication number: DE2648227A1
Application number: DE19762648227
Authority: DE
Inventors: Boris Danik
Original assignee: Singer Co
Current assignee: Singer Co
Priority date: 1975-10-24
Filing date: 1976-10-25
Publication date: 1977-05-12
Also published as: FR2329020B1; IL50300A; US4032759A; IL50300A0; NO150533C; DE2648227C2; FR2329020A1; JPS5254463A; NO150533B; SE7611768L; JPS5936208B2; CA1093662A; NO763376L; SE431127B; GB1516765A

Description

Ausrichtungssystem für Flugzeugträgheitsplattformen

Die Erfindung bezieht sich auf ein System der im Oberbegriff des Hauptanspruchs angegeben Gattung.

Solche Systeme sind dem Gebiet der Trägheitsnavigation zuzurechnen, einem Navigations verfahr en, wobei keine außerhalb des jeweiligen Fahrzeugs liegende Bezugspunkte benötigt werden, sondern vielmehr Bezugssysteme mit Trägheitsplattformen Verwendung finden.

¥enn ein auf einem Flugzeugträger stationiertes Flugzeug vom Flugzeugträger abhebt, dann muß die Trägheit splattfοrm des Flugzeugs bezüglich Azimut und Vertikalität genau ausgerichtet sein, um den auf dem Flugzeugträger gegebenen Zustandsvektor wiederzugeben. Dazu wird in der Regel ein an Bord des Schiffes installiertes ■Bezugssystem äußerst hoher Genauigkeit verwendet, welches leicht gedämpft ist, und zwar durch die elektromagnetische Geschwindigkeitsmeßeinrichtung (EM-Log), welche diejenigen Schuler-Schwingungen unterdrückt, die durch sta-

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tistische oder zufällige Komponentenabwanderung (Komponentendrift) bewirkt werden. Wenn einmal ausgerichtet, liefert ein solches System sehr genaue Geschwindigkeitsund Positionsinformationen über eine lange Zeitdauer. Nur gelegentlich werden äußere Positionsbezugspunkte benutzt, um das System nachzuführen, also auf den letzten Stand zu bringen.

Solch ein System liefert Ausrichtungsinformationen (Nord- und Ostgeschwindigkeit) an das Flugzeug, welche dazu verwendet werden, die Trägheitsplattform des Flugzeugs schnell auszurichten. Um eine solche schnelle Ausrichtung durchzuführen, wird im Flugzeug gewöhnlich mit der Technik des Kaiman-Filters gearbeitet.

Auf diese Weise lassen sich ganz gute Ergebnisse erzielen, jedoch ist das hochgenaue Bezugssystem an Bord des Schiffes sehr teuer. Beispielsweise kann es zwei Millionen Dollar kosten. Daraus ergibt sich, daß es wünschenswert wäre, eine solche Ausrichtung unter Verwendung einer Trägheitsplattform mit Flugzeugqualität ausführen zu können, welche zwar weniger genau, aber sehr viel billiger ist. Wenn Jedoch eine solche Trägheitsplattform mit Flugzeugqualität benutzt wird, dann muß sie eine für die besagte Ausrichtung ausreichende Genauigkeit gewährleisten.

Frühere Versuche, Trägheitsplattformen mit Flugzeugqualität als Bezugssystem an Bord von Schiffen zu verwenden, sind wenig erfolgreich gewesen. Dabei divergieren die Geschwindigkeits- und Azimutgenauigkeiten in einer verhältnismäßig kurzen Zeitspanne, wenn keine neuerliche Ausrichtung erfolgt. Selbst bei einer guten, ursprünglichen Ausrichtung im Hafen liegt die Geschwindigkeitsgenauigkeit während der ersten Stunden in der Regel

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in der Größenordnung 1 Fuß/Sek. Die Trägheitsplattform muß auf See in regelmäßigen Zeitabständen neu ausgerichtet werden, und zwar unter Verwendung von Informationen aus einer elektromagnetischen Geschwindigkeitsmeßeinrichtung (EM-Log) und/oder einer elektronischen Positionsmeßeinrichtung, wie beispielsweise einem Loran- oder Omega-System. Die erste Ausrichtung einer solchen Trägheitsplattform auf See würde wenigstens eine Stunde dauern, möglicherweise noch langer.

Demgemäß erfordert ein solches Bezugssystem entweder einen Wechsel zwischen Ausrichtungs- und Navigationsbetrieb, oder aber es müßte dauernd mit einem hybriden Ausrichtungs- und Navigationsbetrieb gearbeitet werden. Bei Aufrechterhaltung eines hybriden Betriebes ist es auch möglich, einem Kaiman-Filter auf dem Schiff regelmäßig Informationen von der Trägheitsplattform, einer elektromagnetischen Geschwindigkeitsmeßeinrichtung (EM-Log) und einer Positionsmeßeinrichtung, wie beispielsweise einem Omega- oder Loran-System, zuzuführen, so daß der Kaiman-Filter kontinuierlich eine genaue Berechnung der gewünschten Zustandsvektorgroßen liefert. Auf diese Weise läßt sich ein Geschwindigkeitsfehler in der Größenordnung von nur 1 Fuß/Sek oder besser erzielen.

Wenn jedoch eine solche Ausgangsinformation vom Kaiman-Filter des Schiffs dem Bezugssystem mit Trägheitsplattform des Flugzeugs eingegeben wird, dann erhält man keine genauen Bezugsazimutinformationen, wenn nicht eine übermäßig lange Ausrichtungszeitspanne gegeben ist, wie noch näher erläutert wird. Man ist daher von diesem Weg abgekommen. Zwar sind Versuche unternommen worden, die damit verbundenen Nachteile zu vermeiden, jedoch ist dabei ein verwickelter Aufbau des Systems im Flugzeug un-

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umgänglich.

Es ist dalier Aufgabe der Erfindung, die Verwendung einer billigen Trägheitsplattform mit Flugzeugqualität als Bezugssystem an Bord von Schiffen oder dergleichen zur Ausrichtung der Trägheitsplattformen von Flugzeugen zu ermöglichen. Solche Trägheit snavigationsbezugssysteme mit Flugzeugqualität haben einen Preis, welcher wenigstens um eine Größenordnung niedriger als derjenige eines hochgenauen Trägheitsnavigationsbezugssystems mit Schiffsqualität ist, also um die Differenz zwischen hunderttausend Dollar und zwei Millionen Dollar, so daß beträchtliche Ersparnisse resultieren.

Die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe ist durch die im Hauptanspruch angegebenen Merkmale gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den restlichen Ansprüchen hervorgehoben.

Die Erfindung vermittelt ein einfaches, billiges, an Bord von Schiffen oder sonstiger Fahrzeuge zu installierendes Trägheitsnavigationsbezugssystem für das schnelle Ausrichten der Trägheitsplattformen an Bord von Flugzeugen, wobei ein Trägheitsnavigationsbezugssystem mit Flugzeugqualität an Bord des jeweiligen Fahrzeugs vorgesehen und in Verbindung mit einem Kaiman-Filter an Bord des Fahrzeugs betrieben wird, welcher dem Bezugssystem IJachf uhr informationen liefert. Die entsprechende Leitung vom Kaiman-Filter zum Bezugssystem an Bord des Fahrzeugs wird normalerweise abgeschaltet gehalten und ist stets während des Flugzeugträgheitsplattformausrichtens unterbrochen, so daß sich im Flugzeug verwendbare, Bezugsinformationen enthaltende Ausgangssignale ergeben, welche frei von korreliertem Rauschen sind, jedoch eine für das

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schnelle Ausrichten mit einem kleinen Azimutfehler ausreichende Genauigkeit aufweisen.

Die Erfindung beruht auf der Erkenntnis, daß ein Bezugssystem mit Trägheitsplattform von Flugzeugqualität während des Ausrichtens unter Verwendung eines Kaiman-Filters verhältnismäßig große Fehler in der Größenordnung von 1 Fuß/Sek hinsichtlich der Bezugsgeschwindigkeit in Kauf nehmen kann, wenn solche Fehler in Form von Schuler-Schwingungen vorliegen, nicht jedoch als korreliertes Rauschen. Solange eine klassische, regressive Ausrüstung oder ein Kaiman-Filter zur Ausrichtung einer Trägheitsplattform verwendet wird, ist die Genauigkeit des Azimutberechnungsergebnisses gegenüber Schuler-Schwingungen bei der Bezugsgeschwindigkeit dynamisch unempfindlich. Der Geschwindigkeitsberechnungsfehler der Trägheitsplattform wird dynamisch gleich dem Bezugsgeschwindigkeitsfehler. Der Grund für dieses vorteilhafte Phänomen liegt darin, daß ein Kaiman-Filter der Trägheitsplattform, welche ausgerichtet wird, im vorliegenden Fall der Filter eines Flugzeugs, zwischen den Schuler-Schwingungen bei der eigenen Trägheitsplattformgeschwindigkeit und den Schul er-Schwingungen bei der Bezugsgeschwindigkeit nicht unterscheiden kann, und daher die Gesamtheit der Schuler-Schwingungen berechnet sowie der eigenen Trägheitsplattform zuordnet, so daß der Schuler-Fehler der Bezugsgeschwindigkeit in das System der Trägheitsplattform eingeht.

Bei dieser "Verfahrensweise wird die Genauigkeit .des Azimutberechnungsergebnisses nicht beeinträchtigt, weil der Kaiman-Filter des Flugzeugs auf Grund eines einprogrammierten, mathematischen IherfcLalmodells weiß, daß die Schul er-Schwingungen nicht von einem Azimutfehler ver-

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ur sacht werden, wenn nicht auch ein konstanter Nordgeschwindigkeitsfehler vorliegt, was durch den !Filter festgestellt wird, und zwar wiederum unter Benutzung der Bezugsgeschwindigkeit. Genau dies geschieht, wenn ein anfänglicher Azimutfehler vorliegt, und er wird durch den Filter leicht berechnet, solange kein korreliertes Rauschen vorhanden ist.

Demgemäß werden erfindungsgemäß Bezugsgeschwindigkeitsinformationen unmittelbar von einem Inertialuntersystem mit Flugzeugqualität an Bord des jeweiligen Fahrzeugs geliefert. Das Inertialuntersystem wird in Verbindung mit einem Kaiman-Filter an Bord des Fahrzeugs betrieben, welcher Nachführinformationen an das Inertialuntersystem liefert, also Informationen, welche dazu dienen, das System auf den jeweils letzten Stand zu bringen. Die entsprechende Leitung zwischen dem Kaiman-Filter und dem Inertialuntersystem ist normalerweise abgeschaltet, und diese Verbindung zur Übermittlung von Nachführinformationen ist während der Flugzeugträgheitsplattformausrichtung stets unterbrochen. Während dieser Zeitspanne kann das Inertialuntersystem hinsichtlich der Genauigkeit abwandern (driften), doch geschieht diese Abwanderung (Drift) in erster Linie in Form einer Schuler-Schwingung, welche bei der Trägheitsplattform des Flugzeugs in Kauf genommen werden kann. Periodisch, und zwar während solcher Zeitspannen, in denen kein Flugzeugträgheitsplattformausrichten erfolgt, werden die Ausgangsinformationen bzw. -signale des Kaiman-Filters an Bord des Fahrzeugs dazu verwendet, das Inertialuntersystem an Bord des Fahrzeugs nachzuführen, also auf den jeweils letzten Stand zu bringen. Da die Ausgangsinformationen bzw. -signale des Kaiman-Filters, welche korreliertes Rauschen enthalten, das unmittelbar vom Rauschen in den von der elektromagnetischen

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Geschwindigkeitsmeßeinrichtung (EM-Log) und dem Omegaoder Loran-System kommenden Eingangsinformationen bzw. -Signalen und von der Art der Durchführung des Kalman-Filterns selbst herrührt, während der Flugzeugträgheits plattformausrichtung dem Inertialuntersystem nicht zugeführt werden, ergibt sich ein im wesentlichen reines Signal, welches neben Schuler-Schwingungen nichts enthält. Demzufolge erfolgt ein sehr schnelles Flugzeugträgheitsplattformausrichten mit einem sehr kleinen Azimutfehler.

Nachstehend ist eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung an Hand der Zeichnung beispielsweise beschrieben. Darin zeigen:

1 ein Schaubild zur Verdeutlichung des Fehlers des wiedergewonnenen Kurses in einem Flugzeug vom korrelier·beil Bauschen;

Fig. 2 schematisch als Blockschaltbild ein erfindungsgemäßes Bezugssystem an Bord des Fahrzeugs bzw. Flugzeugträgers;

Fig. 3 schematisch als Blockschaltbild das Bezugssystem des Flugzeugs;

Fig. 4 ein schematisch.es Schaubild zur Veranschaulichung der Maßnahmen für das Trägheitsplattformausrichten ;

Fig. 5 ein Blockschaltbild zur Veranschaulichung der Ausgestaltung der Rechnermodule nach der Erfindung zur Berücksichtigung der Kaiman-Gleichungen;

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Fig. 6a und 6b eine Programmliste zum Zustandebringen des Kaiman-Filters nach der Erfindung; und

Fig. 7a und 7b Unterprogramme zum Zustandebringen des Kaiman-Filters.

Hie oben hervorgehoben, erhält man bei der Verwendung eines Bezugssystems mit Trägheitsplattform von Flugzeugqualität an Bord eines Flugzeugträgers, wobei unter Aufrechterhaltung eines hybriden Betriebes einem Kaiman-Filter auf dem Flugzeugträger regelmäßig Informationen von der Trägheitsplattform, einer elektromagnetischen Geschwindigkeitsmeßeinrichtung (EM-Log) und einer Positionsmeßeinrichtung, wie beispielsweise einem Omegaoder Loran-System, zugeführt werden, so daß der Kaiman-Filter kontinuierlich ein genaues Berechnungsergebnis der gewünschten Zustandsvektorgrößen liefert, keine genauen Bezugsazimutinformationen, wenn nicht eine übermäßig lange AusrichtungsZeitspanne gegeben ist. Dies veranschaulicht Fig. 1, welche den Fehler des wiedergewonnenen Kurses im Flugzeug als Funktion der Korrelationszeit des korrelierten Rauschens zeigt, wobei die Korrelationszeit das Reziproke der Bandbreite des Rauschens ist. Gemäß Fig. 1 kann sich mit einer kurzen Ausrichtungszeitspanne von 300 Sek und einem Rauschen entsprechend nur 0,25 Fuß/Sek in dem Bezugs ausgangs signal ein Kurs- oder Azimutfehler von 0,5° ergeben. Kur durch Vergrößerung der Ausrichtungszeitspanne auf eine Länge von beispielsweise 1000 Sek läßt sich mit einem Kaiman-Filter der erwünschte, niedrige Fehler erzielen. Wegen dieser Auswirkung des korrelierten Rauschens auf die Azimutgenauigkeit hat man es als undurchführbar angesehen, ein solches Bezugssystem an Bord eines Flugzeugträgers zu verwenden. Zwar sind Ver-

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suche unternommen worden, die geschilderten Nachteile zu vermeiden, und zwar in den meisten Fällen durch Einbau eines Modells des der Bezugsgeschwindigkeit korrelierten Rauschens im Kaiman-Filter des Flugzeugs, jedoch ist damit ein verhältnismäßig verwickelter und aufwendiger Aufbau des Systems im Flugzeug verbunden.

Das erfindungsgemäße, vorzugsweise an Bord eines Flugzeugträgers installierte Bezugssystem gemäß Fig. 2 weist ein Inertialuntersystem 11 mit Flugzeugqualität, eine G-eschwindigkeitsmeßeinrichtung 13 zur Bestimmung der Geschwindigkeit gegenüber dem Wasser, eine Positionsmeßeinrichtung 15 und einen digitalen Rechner 17 auf.

Bei dem Inertialuntersystem 11 kann es sich um eines der Systeme handeln, welche unter der Bezeichnung "SKN-2600" bzw. "Gamma-1" von der Firma THE SINGER COHPANY (KEARFOTT DIVISION) vertrieben werden. Vorzugsweise wird eine elektromagnetische Geschwindigkeitsmeßeinrichtung (EM-Log) verwendet, wie sie beispielsweise von der Firma CONTROL INSTRUMENTS COMPANT in Brooklyn, New York, hergestellt wird. Bei der Positionsmeßeinrichtung 15 kann es sich um ein Omega- oder Loran-System handeln. Beispielsweise können das unter der Bezeichnung "ARN-99" bekannte und von der Firma NORTHEUP hergestellte Omega-System oder die unter den Bezeichnungen "CMA-719" bzw. "CMA-723" bekannten Systeme der Firma CANADIAN MARCONI verwendet werden. Als digitaler Rechner 17 kann der unter der Bezeichnung "SKC-3000" bekannte Rechner der Firma THE SINGER COMPANY (KEARFOTT DIVISION) eingesetzt werden.

Das Inertialuntersystem 11 enthält einen eigenen digitalen Rechner und wird daher mit Eingangs signal en in Form von digitalen Wörtern oder digitalen Impulsen beauf-

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schlagt, und gibt Ausgangssignale ab, bei denen es sich ebenfalls um digitale Wörter oder digitale Impulse handelt. Die Geschwindigkeitsmeßeinrichtung 13 sowie die Positionsmeßeinrichtung 15 liefern jeweils ein analoges Ausgangssignal, weswegen zwischen der Geschwindigkeitsmeßeinrichtung 13 und der Positionsmeßeinrichtung 15 einerseits sowie dem digitalen Rechner 17 andererseits jeweils ein Analog/Digital-Umsetzer 19 bzw. 21 vorgesehen ist.

Um eine Verdoppelung zu vermeiden, kann der Digitalrechner 17 mit dem digitalen Rechner im Inertialuntersystem 11 kombiniert werden, wobei dafür zu sorgen ist, daß das erforderliche zusätzliche Speichervermögen vorhanden ist. Der besseren Verständlichkeit wegen wird jedoch im Folgenden der Rechner 17 als gesondertes Bauelement betrachtet.

Der digitale Rechner 17 erfüllt; eine (Jr und aufgäbe, wird nämlich dazu verwendet, einen Kaiman-Filter zu vermitteln. Solche Filter werden dazu benutzt, um beste Berechnungen sich verändernder Zustandevektoren zu entwickeln. Dazu verwendet ein Kaiman-Filter Nachführinformationen, also Informationen, welche den jeweils letzten Stand repräsentieren, und die Ergebnisse früherer Berechnungen in einer Weise, die im einzelnen noch geschildert wird.

Im vorliegenden Fall wird der Kaiman-Filter bzw. der Rechner 17 mit einem Ausgangssignal des Inertaaluntersystems 11 in Form eines Impulszuges beaufschlagt, wobei die Impulse Geschwindigkeitsinkremente darstellen, so daß der Kaiman-Filter bzw. Rechner 17 Geschwindigkeitsinformationen schnell erhält. Beispielsweise gibt ein als

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Inertialuntersystem 11 verwendbares "SKN-2600"-System Impulse im Maßstab 0,032 Fuß/Sek ab. Weiterhin werden dem Kaiman-Filter bzw. Rechner 17 zwei die Geschwindigkeit gegenüber dem ¥asser repräsentierende bzw. Nachfuhr informationen bezüglich der Position beinhaltende Signale (sogenannte Beobachtungssignale) von der Geschwindigkeit smeßeinrichtung 13 über den Analog/Digital-Umsetzer 19 bzw. von der Positionsmeßeinrichtung 15 über den Analog/Digital-Umsetzer 21 zugeführt. Je nach dem verwendeten System können diese Informationen in Form von Zeit- oder Phasendifferenzen vorliegen oder Informationen über die geographische Breite und Länge darstellen.

Mit Hilfe dieser Informationen werden im Kaiman-Filter bzw. Rechner 17 die erforderlichen Berechnungen angestellt, wobei die Ergebnisse über eine Ausgangsleitung 25 zum Inertialuntersystem 11 rückgeführt werden. Auf diese ¥eise werden die Nord- und Ostgeschwindigkeit, die Vertikalität, das Azimut und die geographische Breite sowie Länge nachgeführt bzw. auf den jeweils letzten Stand gebracht. Erfindungsgemäß werden die Ergebnisse der Berechnungen nicht kontinuierlich rückgeführt, sondern lediglich selten. Die sehr geringe Nachführhäufigkeit, nämlich einmal im Laufe von zwei Stunden oder seltener, ist ein wesentliches Merkmal der Erfindung. Ein Schalter 23 oder dergleichen im Rechner 17 bzw. in dessen Ausgangsleitung 25 dient dazu, die Verbindung zwischen dem Kaiman-Filter bzw. Rechner 17 und dem Inertialuntersystem 11 zu unterbrechen oder herzustellen.

Die Ausgangssignale der Geschwindigkeitsmeßeinrichtung 13 und der Positionsmeßeinrichtung 15 sind im allgemeinen verrauscht. Da weiterhin ein Kaiman-Filter inkremental arbeitet, ergibt sich ein Ausgangssignal, welches aus einer Reihe von Schritten oder Stufen bestehen

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kann. Falls dieses verrauschte, das Zustandsvektorberechnungsergebnis repräsentierende Ausgangssignal über die Ausgangsleitung 25 dem Inertialuntersystem 11 zugeführt wird, dann wird es durch dieses dem Bezugsgeschwindigkeitsinformationen enthaltenden Ausgangs signal in der Ausgangsleitung 27 des Inertialunt er syst ems 11 übertragen. Selbst wenn dieses Rauschen im Ausgangssignal nur ein verhältnismäßig geringes Niveau hat, also in der Größenordnung eines Fehlers von 1 Euß/Sek liegt, so handelt es sich doch um ein korreliertes Rauschen, welches erwähntermaßen die Möglichkeit einer schnellen und genauen Flugzeugträgheitsplattformausrichtung erheblich beeinträchtigt. Wenn der Schalter 23 oder dergleichen geöffnet ist, dann wandert das Ausgangssignal des Inertialuntersystems 11 auf dessen Ausgangsleitung 27 zwischen den Nachführungen ab, doch ergibt sich ein Fehler in Form einer Schuler-Schwingung, welcher festgestelltermaßen vom Bezugssystem an Bord des jeweiligen Flugzeugs leicht in Kauf genommen werden kann, ohne daß ein beachtlicher Azimutfehler eingeführt werden würde.

Im Flugzeug ist ein anderes Inertialuntersystem vorhanden, beispielsweise ebenfalls ein "SKN-2600"-System. Das Bezugssystem an Bord des Flugzeugs ist in Fig. 3 als Blockschaltbild veranschaulicht. Im wesentlichen weist es eine aus einer Trägheitsplattform und einem lokalen Datenverarbeitungswerk bestehende Einheit 31 sowie ein Kaiman-Filter-Rechnermodul 33 auf. In praxi sind das lokale Datenverarbeitungswerk der Einheit 31 und das Rechnermodul 33 in einem einzigen Rechner enthalten, beispielsweise dem oben erwähnten, unter der Bezeichnung "SKG-3OOO" bekannten Rechner. ¥ie weiter unten im einzelnen noch geschildert, empfängt das Rechnermodul 33 von der Einheit 31 V - und Y -Signale. Die verschiedenen, vom

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Hechnermodul 33 erfüllten Funktionen sind in der Zeichnung angegeben.

Das Rechnermodul 33 empfängt weiterhin vom Bezugssystem 35 an Bord des Flugzeugträgers, v/ie es in Fig. 2 veranschaulicht ist, Bezugsgeschwindigkeitsinformationen und Fluglagesynchroinformationen. Die letztgenannten Informationen werden dazu verwendet, die relative Geschwindigkeit zwischen dem Flugzeug und dem Bezugssystem auf Grund von Hebelarmen zu berechnen. Das Ausrichten des Bezugssystems wird unter Terwendung eines Kaiman-Filters im Rechnermodul 33 durchgeführt. Es wird durch explicite Berechnung von Azimutausrichtungsfehlern und Neigungsfehlern erreicht. Die beiden Hebelarmzustände werden während der Ausrichtung auf dem Flugzeugträger verwendet, um Auswirkungen der Relativbewegung zwischen dem Bezugssystem des Flugzeugträgers und dem auszurichtenden Flugzeugbezugssystem zu kompensieren.

Fig. 4· veranschaulicht die Maßnahmen für die Trägheitsplattformausrichtung. Dabei repräsentieren ausgezogene Linien im Rechner ausgeführte Funktionen, während gestrichelte Linien kinematische Kreisel- und Beschleunigungsmessereingangssignale darstellen. Die Trägheitsplattform liegt in einer Schuler-Schleife und weist zwei Beschleunigungsmesser sowie drei Kreisel auf, nämlich einen X-Beschleunigungsmesser 41 und einen Y-Beschleunigungsmesser 55 sowie einen X-Kreisel 47, einen X-Kreisel 61 und einen Z-Kreisel 69- Die Trägheitsplattform wird mit drei Eingangssignalen beaufschlagt, welche die Schwenkgeschwindigkeiten für die drei Kreisel 47, 61 und 69 repräsentieren, und das Inertialuntersystem liefert zwei Ausgangssignale V sowie Y , welche dem Kaiman-Filter zugeführt werden.

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Die Kreisel 47, 61 und 69 werden in Abhängigkeit von den Geschwindigkeiten, der geographischen Breite und dem a priori berechneten Azimutwinkel oC drehmomentbeaufschlagt. Zwischen diesem und dem wahren Azimutversatz *y ist ein Fehler c/"_u vorhanden. Mährend des Grob aus rieht ens ist der Winkel et = 0, während des Endausrichtens gleich dem während der Grobausrichtung berechneten Azimutausrichtungsfehler. In lig. 4 sind die vom Inertialuntersystem berechneten Geschwindigkeiten V . und Y . angegeben.

In Fig. 4 sind verschiedene Eingangssignale für den X-Beschleunigungsmesser 41 dargestellt, welche diejenigen Faktoren repräsentieren, die das Ausgangssignal des X-Beschleunigungsmessers 41 bewirken. Dazu gehören die tatsächliche Beschleunigung A . in Richtung der X-Achse, zu welcher gemäß Block 43 die Wirkung der Schwerkraft addiert wird, welche sich bemerkbar macht, wenn die Trägheitsplattform geneigt wird. Das Eingangssignal 0 des Blocks 43 repräsentiert die Neigung um die X-Achse und stellt die Summe der von einem Block 45 und dem Y-Kr.eisel 47 kommenden Signale dar, wobei der Block 45 die Rotation der lokalen Vertikalen entsprechend der Bewegung entlang der Erdoberfläche mit R = Erdradius repräsentiert. Das vom T-Kreisel 47 kommende Signal repräsentiert die Auswirkung der Drehmomentbeaufschlagung des Y-Kreisels

Das Ausgangssignal des X-Beschleunigungsmessers enthält also leigungsfehler. Zu diesem Aus gangs signal wird an einer Summierverknüpfung 49 die Coriolis-Korrektur addiert. Das Aus gangs signal der Summierverknüpfung 49 wird gemäß Block 51 integriert. Der Block 51 ist mit Signalen "VrN (Ο) cos oC und Vjvg (0) sin CC beaufschlagt, den Geschwindigkeitsanfangsbedingungen, welche unter Verwendung

des Minkels oC vom Kord- und Ostbezugssystem in die Trägheitsplattformkoordinaten übergeführt worden sind. Das die Geschwindigkeit Y- repräsentierende Ausgangssignal wird dazu verwendet, die Trägheitsplattform drehmomentzubeaufschlagen.

Analog liefert der Y-Beschleunigungsmesser 55 ein Ausgangssignal mit Fehleranteilen, welche von einem die Wirkung der Schwerkraft veranschaulichenden Block 57 herrühren, dessen Eingangssignal » die Neigung um die X-Achse repräsentiert und die Summe der Signale von einem Block 59 und vom X-Kreisel 61 darstellt, wobei der Block 59 dasselbe veranschaulicht, wie Block 45, und die beiden besagten Signale jeweils das Analogon zum oben geschilderten Signal des Blocks 4-5 bzw. des Y-Kreisels 4-7 darstellen und die entsprechenden Faktoren repräsentieren. Dem Aus gangs signal des Y-Beschleunigungsmessers #5 wird ebenfalls an einer Summierverknüpfung 63 die Coriolis-Korrektur hinzugefügt, und es erfolgt dann gleichfalls gemäß Block 65 eine Integration, wobei dem Block 65 die Eingangssignale V,™· (0) sin βί und V^g (0) cos oc zugeführt werden, die Anfangsbedingungen der Geschwindigkeit in Richtung der Y-Achse der Trägheitsplattform. Es ergibt sich ein die Geschwindigkeit V . darstellendes Ausgangssignal.

Die die Geschwindigkeit V und V repräsentierenden Ausgangssignale werden dem Kaiman-Filter zugeführt. Mit den Eingangssignalen der Trägheitsplattform werden erwähntermaßen die drei Kreisel 4-7, 61 und 69 beaufschlagt. Dabei ist zu berücksichtigen, daß die Trägheitsplattform örtlich waagerecht bleiben und ein konstantes Azimut beibehalten soll. Damit dies geschieht, müssen die Kreisel 4-7, 61 und 69 mit einer Geschwindigkeit geschwenkt werden, welche derjenigen Geschwindigkeit entspricht, mit welcher

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sich die Trägheitsplattform im Raum bewegt. Diese Geschwindigkeit setzt sich aus der Geschwindigkeit der Trägheitsplattform bezüglich der Erde, also der Schiffsoder Flugzeuggeschxfindigkeit, und der Erdgeschwindigkeit zusammen.

Demzufolge xtfird der Y-Kreisel 47 mit einem Eingangssignal V/ cos λ sincsC + Y₇-VR beaufschlagt, wobei

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der Anteil ¥ cos ^ sin ct. die der jeweiligen geographischen Breite Λ und dem jeweiligen Azimutwinkel oC zugeordnete Erdgeschwindigkeit und der Anteil Y ./R die durch Division durch den Erdradius R in eine Winkelgeschwindigkeit umgewandelte, auf die Y-Achse der Trägheitsplattform bezogene Geschwindigkeit darstellen. Dieses tatsächlich dem Y-Kreisel 47 zugeführte Eingangssignal ist von verschiedenen Fehlern beeinflußt, x^elche durch die gestrichelt wiedergegebenen Eingangssignale einer imaginären Summierverknüpfung 71 in Fig. 4 veranschaulicht sind.

Analog wird der X-Kreisel 61 mit einem Eingangssignal W cos <* cos «t + V./R beaufschlagt, welches sich aus einem die Erdgeschwindigkeit berücksichtigenden Anteil W cos λ cos clL und einem die auf die X-Achse der Trägheitsplattform bezogene Geschwindigkeit repräsentierenden Anteil Y ./R zusammensetzt. Die dieses Eingangssignal beeinflussenden Fehler sind ebenfalls gestrichelt als Eingangs signale einer imaginären Summierverknüpfung 73 in Fig. 4 angedeutet.

Der Z-Kreisel 69 wird mit einem Eingangssignal \l_Q sin A + Y-gtg λ /R beaufschlagt, wobei der Anteil ¥ sin λ die Erdgeschwindigkeit repräsentiert und der Anteil Y-gtg ^/R die Geschwindigkeit in Richtung der Erddrehung darstellt. Der das Eingangssignal beeinflussende Fehler ist

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wiederum als gestrichelt dargestelltes Eingangssignal einer imaginären Summierverknüpfung 75 veranschaulicht.

Fig. 4 verdeutlicht also die beiden von den Beschleunigungsmessern 4-1 und 55 entwickelten, die Geschwindigkeit V_x und V repräsentierenden Ausgangssignale, ferner die der Trägheitsplattform zugeführten drei Eingangs signale zum Schwenken bzw. zur Drehmomentbeaufschlagung.

Die von der Trägheitsplattform abgeleiteten Geschwindigkeiten V und 7 bzw. die diese repräsentierenden Ausgangssignale werden dem Kaiman-Filter bzw. dem ent sprechenden Eechnermodul 33 zugeführt. Der Kaiman-Filter verwendet auch die Nord- und Ostbezugsgeschwindigkeiten bzw. die entsprechenden Signale, welche als Beobachtungssignale bezeichnet werden und vom Bezugssystem 35 des Flugzeugträgers geliefert werden. Die mechanisierten KaI-man-Filter-Gleichungen, womit der Zustandsvektor und die Kovarianzmatrix nachgeführt bzw. auf den letzten Stand ge bracht werden, sind nachstehend angegeben:

1) Xn=~n ^{+ K}n C ^Tn " ^{h (}V

2) 2L = X , + *?" f (x) dt

5) ^Kn - ⁵X <VX ⁺ V

5) P_n = (1-K_nH_n) P_n .

Dabei ist ψ = Έψ und stellen F sowie H die Jakobsche der Funktionen f (x) und h (x) dar, welche die

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Trägheitsplattformdynamik bzw. die Beobachtungen definieren, nämlich X = f (x) + u und X, = h (2O + ν, , wobei u und ν statistisches Rauschen bedeuten.

Das Blockschaltbild gemäß Fig. 5 veranschaulicht die Ausgestaltung des Rechnermoduls 33 entsprechend den Kaiman-Filter-Gleichungen. Die Ausgangssignale der Trägheitsplattform 31 bringen den Block 98 alle 0,2 Sek auf den jeweils letzten Stand. Die gemessene Beobachtung X, , wobei es sich um die Mord- und Ostbezugsgeschwindigkeit handelt, wird mit einer vorhergesagten Beobachtung Y, auf einer Leitung 85 in einer Summierverknüpfung 87 summiert. Der Fehler wird durch einen Kalman-Verstärkung-Block 89 geliefert, um alle 10 Sek eine Kalman-Nachführung zu erhalten.

Diese wird zu dem extrapolierten Zustandsvektorberechnungsergebnis X, auf einer Leitung 91 addiert, um auf einer Leitung 93 das optimale Zustandsvektorberechnungsergebnis X, zu erhalten. Letzteres wird über die Ausrichtungsfolgeschaltung einmal alle 100 Sek geliefert, um die Trägheitsplattform 31 hinsichtlich Vertikalität, Azimut und Geschwindigkeit nachzuführen bzw. auf den jeweils letzten Stand zu bringen, iaieiterhin wird es in einem Block 97 verzögert oder gespeichert und dazu verwendet, um über eine Integration gemäß Block 99 cLie Veränderung der Größe X während der 10 Sek dauernden Intervalle zwischen den Kaiman-Nachführungen vorherzusagen und das Signal auf Leitung 91 zu vermitteln, welchem bei der nächsten Iteration die neuen Informationen hinzugefügt werden, um ein neues Zustandsvektorberechnungsergebnis zu erhalten. Das extrapolierte Zustandsvektorberechnungsergebnis aus der Verknüpfung 100 wird dem Block 101 zugeführt, um die erwähnte Information auf Leitung 85 zu lie-

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Ai

Eine Rechnerprogrammliste für die Ausbildung des in Fig. 5 wiedergegebenen Kaiman-Filters unter Berücksichtigung der oben angegebenen Gleichungen ist in der Zeichnung enthalten und wird weiter unten erläutert.

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Der Kaiman-Filter bzw. Rechner 17 im Bezugssystem des Flugzeugträgers wird ähnlich aufgebaut. Der Zustandsvektor für diesen Kaiman-Filter umfaßt die geographische Breite, die geographische Länge, die Fordgeschwindigkeit, die Ost geschwindigkeit, die Trägheitsplattformostneigung, die Trägheitsplattformnordneigung, den Trägheitsplattformazimuthfehler, Kreiselnorddrift und Exeiselazimuthdrift.

Beim Bezugssystem des Flugzeugträgers liegt das Intervall der Kalman-Nachführung beispielsweise bei 20 see für die Eingangssignale von der Geschwindigkeitsmeßeinrichtung 13 "und bei 60 see für die Eingangs signale von der Positionsmeßeinrichtung 15. Gemäß Fig. 2 werden diese Eingangssignale des Kaiman-Filters bzw. Rechners 17 über einen Analog/Digital-Tiasetzer 19 bzw. 21 zugeführt. Die Eingangsinformationen können unmittelbar in Form von Phasendifferenzen gegeben werden, oder aber es kann außerhalb des KaLnan-Filters bzw. Rechners 17 ohne Genauigkeitsverlust auf Grund von IJmwandlungsberechnungsverzögerungen eine deterministische Umwandlung von Phasendifferenz in geographische Breite und Länge erfolgen, weil es sich beim Flugzeugträger um. ein sich langsam bewegendes Fahrzeug handelt. Der Kaiman-Filter bzw. Rechner 17 gemäß Fig. 2 kann also unmittelbar mit Informationen bezüglich der geographischen Breite und Länge bzw. mit entsprechenden Eingangs signal en beaufschlagt werden.

Es sind solche Ausgestaltungen möglich, daß die Geschwindigkeit und die Position im Zustandsvektor des Kaiman-Filters entweder als Gesamtgrößen oder als Fehler des Inertialuntersystems 11 Berücksichtigung finden. Im ersten Fall ist der Kaiman-Filter quasi-linear und liefert er das Geschwindigkeits- und Positionsrechnungser-

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gebnis -unmittelbar. Im zweiten Fall ist der Kaiman-Filter linear, -und liefert er die Ergebnisse der Berechnung von Geschwindigkeits- und Positionsfehlern im Inertialuntersystem 11, wobei das Gesamtergebnis dann dadurch erhalten wird, daß man das Berechnungsergebnis des Kaiman-Filters zu den inertialen Geschwindigkeits- und Positionsausgangsinformationen bzw. den entsprechenden Signalen hinzuaddiert, Theoretisch kann jede der beiden Möglichkeiten angewendet werden. Aus 'Umwandlungsrücksichten ist jedoch das quasilinear e Arbeiten zu bevorzugen, wenn der Kaiman-Beobachtungsvektor eine nicht lineare Funktion des Zustandsvek* tors ist. Dies wäre der Fall, wenn von einem Omega-System gelieferte Phasendifferenzen unmittelbar vom Kaiman-Filter benutzt werden. Im vorliegenden Fall wird ein quasi-linearer Kaiman-Filter angenommen.

In Fig. 6a und 6b bzw. 7& "uncl 7b ist jeweils ein Rechnerprogramm wiedergegeben, mit welchem der Kaiman-Filter des Bezugssystems an Bord des Flugzeugs bzw. des Flugzeugträgers zustandegebracht werden kann.

Bei dem Programm gemäß Fig. 6a und 6b stellen die ersten vierzehn Operationen Aufbau- und Dimei§Lonierungsoperationen zur Vorbereitung des Rechners für das folgende Programm dar. Mit der Operation 15 erfolgt die Initiierung. Der bedeutsame Teil des Programms beginnt mit der Operation 39» wobei die Inertialparameter aufgebaut werden, wie angegeben. Es werden Berechnungen angestellt, um den Tangens der geographischen Breite, die Breitengeschwindigkeit (PHIDOT), die Längengeschwindigkeit (LAMDOT), die Nordgeschwindigkeit und die Ostgeschwindigkeit, die Aufwärts- oder Vertikalgeschwindigkeit usw. festzustellen.

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Sobald all dies berechnet worden ist, wird eine Übergangs- oder Eranspositionsmatrix i¹ aufgebaut, beginnend mit der Operation f?2, welche die Irägheitsplattformdynamik definiert. Wie angegeben, wird jeder Term der Matrix Έ berechnet. Danach wird eine Beobachtungsmatrix H aufgebaut, und zwar beginnend mit der Operation 80, welche Beobachtungen definiert, wie oben unter Bezugnahme auf die Gleichungen 1 bis 5 hervorgehoben. Die Beobachtungsmatrix H ist speziell für zwei Möglichkeiten dargestellt, nämlich eine, wo Nord- und Ostgeschwindigkeiten erhalten und die Operationen 82 bis 89 durchgeführt werden, und für die Durchführung der Operationen 93 bis 96 bei Eingabe der Informationen bzw. Signale eines Loran-Systems. Nach Abschluß dieses Programms stehen die Übergangs- oder Iranspositionsmatrix 5¹ und die Beobachtungsmatrix H zur Verfügung, gespeichert im Kechner. Die Berechnungen werden möglichst mit einer Geschwindigkeit höher als die Nachführgeschwindigkeit durchgeführt. Die Operationen sind in 5¹Xg. 5 durch den Block 102 veranschaulicht*

Das in ]?ig. 7a ν&-& 7b angegebene Programm bzw. die davon umfaßten Unterprogramme dienen der eigentlichen Berechnung der oben angegebenen Gleichungen 1 bis 5 zur Nachführung. Nach dem Aufbau und dem Initiieren auf im wesentlichen dieselbe Art und Weise, wie vorstehend für das Programm nach Pig. 6a und 6b geschildert, wird eine Matrix H aufgebaut, und zwar abhängig von der jeweiligen Betriebsweise. Wenn weder ein Loran-System oder irgend eine andere entsprechende Einrichtung benutzt wird, dann werden die Operationen J4- und 35 durchgeführt, wobei vorher gespeicherte, vorbestimmte Werte in der Matrix E benutzt werden. Sie beziehen sich auf Kauschen, wenn

Nord- und Ostinformationen bzw. entsprechende Signale unmittelbar erhalten werden.

Der bedeutsame Teil des Programms beginnt bei der Operation 45 mit dem Abruf eines Unterprogramms EPST, welches die durch die obige Gleichung 4 wiedergegebene Multiplikation durchführt, wobei die Größen I? und P die Größe

φ bzw. P in der Gleichung 4 repräsentieren. Das Ergebnis dieser Multiplikation wird als Matrix D gespeichert, welche der Größe P in der Gleichung 4 entspricht.

Diese Größe wird dazu verwendet, die Verstärkung K_n gemäß Gleichung 3 zu berechnen. Bei der Operation 46 wird die Größe Z zur Matrix D addiert, um zu einer neuen Matrix zu kommen, der Eovarianzmatrix G, welche Kovarianz- oder Geschwindigkeitsgrenzen setzt. Bei der Operation 48 wird die Kovarianzmatrix G als Matrix P gespeichert. Bei der Operation 51 wird ein Unterprogramm zur Matrixamltiplikation abgerufen, um die gerade berechnete Kovarianzmatrix G und die zuvor gespeicherte Beobachtungsmatrix H miteinander zu multiplizieren und eine neue Matrix E zu erhalten· Diese wird bei der nächsten Operation 52 mit der transponierten Beobachtungsmatrix H multipliziert. Diese beiden ergeben den ersten Term Ii_nP_nH _n in der Klammer der Gleichung 3. Bei der Operation 53 wird ein Unterprogramm zur Matrixaddition abgerufen und zu der neuen Matrix B die Matrix R addiert. Dann wird ein Unterprogramm abgerufen, um diese Matrix umzukehren, und der in Gleichung 3 in Klammern angegebene Term H_n^_nH _n + ^_n wird nunmehr eine inverse Matrix, welche in B gespeichert wird. Schließlich wird diese Matrix mit der in E gespeicherten Matrix multipliziert, welche im wesentlichen die Tenne P und H darstellt. Demzufolge stellen die bei S gespeicherten

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Ergebnisse die Verstärkung K_n in obiger Gleichung 3 dar.

Anschließend wird die durch die Gleichung 5 gegebene Kovarianzmatrix berechnet. Wenn die Gleichung 5 ausmultipliziert wird, ergeben sich der Term P_n und der Term P E_nK_n. Bei der Berechnung werden die Beobachtungsmatrix H und die Kovarianzmatrix G miteinander multipliziert, um eine in U gespeicherte Matrix zu erhalten. Die Kovarianzmatrix G entspricht im wesentlichen der Größe P_n und die Beobachtungsmatrix H der Größe H . Die Matrix U, welche das Multiplikationsergebnis der Operation 56 darstellt, wird dann mit der der Verstärkung K entsprechenden Verstärkungsmatrix S multipliziert. Dies ergibt den zweiten Term P₁A₁E_n der ausmultiplizierten Gleichung 5· Dieses in D gespeicherte Ergebnis wird dann bei der Operation 58 von der der Größe P_n entsprechenden Kovarianzmatrix G subtrahiert, um das Ergebnis für die durch Gleichung 5 bestimmte Größe P_n zu erhalten.

Nunmehr müssen die durch die Gleichung 1 repräsentierten Operationen zum Nachführen durchgeführt werden. Zunächst werden die Beobachtungsmatrix H und die Übergangsoder Transpositionsmatrix F miteinander multipliziert, und das Ergebnis wird in U" gespeichert. Dann erfolgt das Zustandsvektornachführen. Die früheren Zustandsvektorwerte sind gespeichert, und bei der Operation 60 wird die Matrix X gleich den früheren X-Werten gesetzt. Dann wird die Beobachtungsinformation erhalten. In dem in Fig. 5 veranschaulichten Fall ist dies die Information, welche bei den Operationen 65 und 66 angegeben ist, nämlich ν_χ und V . Würde ein Loran-System benutzt, wie im Falle des Kaiman-Filters des Bezugssystems an Bord des Flugzeugträgers, dann wären die Beobachtungen selbst die Beobachtungsinformation. Nun-

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mein? erfolgen neue Berechnungen der Matrix X entsprechend Gleichung 1.

Die zuvor durch Multiplikation der Beobachtungsmatrix H und der Übergangs- oder Transpositionsmatrix F berechnete Matrix U wird dazu verwendet, um die Matrix X zu multiplizieren, welche erwähntermaßen die früheren Werte in sich gespeichert hat. Diese Operation entspricht im wesentlichen der Operation auf der linken Seite der Klammer von Gleichung 1. Es ergibt sich eine Matrix 0. Bei der nächsten Operation wird die Matrix 0 von der Beobachtungsgröße Y_n subtrahiert, so daß man das dem Term C^_n - h der Gleichung 1 entsprechende Ergebnis erhält. Dieses Ergebnis wird in 0 gespeichert. Bei der Operation 80 wird dann dieses Ergebnis mit der Yerstärkungsmatrix S multipliziert, und das Ergebnis in Q gespeichert, welches dem Term E_nTY_n - k (X_n)Q ^der Gleichung 1 entspricht. Danach wird die Größe XL mit der Übergangs- oder Transpositionsmatrix 1 multipliziert, um eine Matrix ¥ zu erhalten, zu welcher die Matrix Q addiert wird, und zwar bei der Operation 82, so daß sich eine vollständige Lösung der Gleichung 1 ergibt, und der Zustandsvektor nachgeführt bzw. auf den jeweils letzten Stand gebracht wird. Die letztgenannte Multiplikation entspricht einer Operation, wie sie durch die obige Gleichung 2 veranschaulicht wird.

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Claims

Pat ent anspräche

1·/System, zur schnellen Ausrichtung von Flugzeugträg-

eitsplattformen auf einem Fahrzeug, insbesondere Flugzeugträger, gekennzeichnet durch

a) ein Bezugssystem (35) niedriger Präzision mit Flugzeugqualität auf dem Fahrzeug bzw. Flugzeugträger, welches ein Inertialuntersystem (11) und einen Ealman-Filter (17) aufweist, der mit Nachführinfoxmationen bezüglich des Zustandsvektors des Fahrzeuges bzw. Flugzeugträgers beaufschlagt wird}

b) eine Leitung (27) zur Übermittlung der Geschwindigkeitsausgangsinformationen des Inertialuntersystems (11) zum jeweiligen Flugzeug als Bezugsgeschwindigkeit sinformationenj und

c) eine Leitung (25) zur Übermittlung der Ausgangsinformationen des Kaiman-Filters (17) zum Inertialuntersystem (11), wobei ein Schalter (23) zur Unterbrechung der Verbindung zwischen Ealman-Filter (17) und Inertialuntersystem (11) bei Übermittlung der Geschwindigkeitsausgangsinformationen des Inertialuntersystems (11) zum jeweiligen Flugzeug vorgesehen ist.
2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Kaiman-Filter (17) eingangsseitig mit dem Ausgang einer elektronischen bzw. elektromagnetischen Geschwindigkeit smeßeinrichtung (13) verbunden ist.

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3. System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Kaiman-Filter (1?) eingangsseitig mit dem Ausgang einer elektronischen Positionsmeßeinrichtung (I5)j vorzugsweise einem Loran-System, verbunden ist.

4-. System nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Kaiman-Filter als programmierter, digitaler Rechner (17) ausgebildet ist.

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