ARRANGEMENT FOR INITIALIZING AND/OR RECALIBRATING A REPEATING INERTIAL NAVIGATOR

Abstract: Filter means comprise a model which simulates the mutual relationships between a main and a repeating inertial navigator. Supplied to said filter means are the differences between the mutually corresponding measured variables of the inertial navigators. The filter means then supply optimum estimated values of the alignment angles for initialising the positional angle of the repeating inertial navigator and estimated values of the sensor errors for correcting sensor errors in the repeating inertial navigator. <IMAGE>

Description: Anordnung zur Initialisierung und/oder Rekalibrierung eines Tochter-Trägheitsnavigations systems Die Erfindung betrifft eine Anordnung zur Initialisierung und/oder Rekalibrierung eines Tochter-Trägheitsnavigationssystems durch Vergleich mit einem Mutter-Trägheitsnavigationssystem unter Verwendung von Filtermitteln. Trägheitsnavigationssysteme bestimmen die Position eines Fahrzeugs oder Flugkörpers im Raum durch zweimalige zeitliche Integration der gemessenen Beschleunigungswerte. Sie enthalten Beschleunigungsmesser und zusätzlich Drehgeschwindigkeitssensoren, durch welche die Lage des Trägheitsnavigationssystems im Raum und damit die Richtungen der gemessenen Beschleunigungswerte bestimmt werden. Es gibt Fälle, in denen ein Mutter-Trägheitsnavigationssystem und ein Tochter-Trägheitsnavigationssystem vorgesehen sind, die sich gegeneinander bewegen können, wobei aber deren gegenseitige Bewegung bestimmt werden muss. Ein Beispiel hierfür sind Flugzeuge, bei denen mehrere Trägheitsnavigationssysteme redundant an voneinander entfernten, miteinander flexibel verbundenen Stellen des Flugzeugs angebracht sind. Eine solche Anordnung von Trägheitsnavigationssystemen wird beispielsweise bei Flugzeugen für militärische Zwecke angewandt, um eine grössere Unempfindlichkeit gegen Treffer zu erzielen. Bei Zerstörung eines Trägheitsnavigationssystems durch einen Treffer soll nach Möglichkeit ein anderes, davon entferntes Trägheitsnavigationssystem noch funktionsfähig bleiben. Durch Lageveränderungen des Flugzeugs und durch Verwindungen der Flugzeugzelle können jedoch die Sensoren der beiden Trägheitsnavigationssysteme unterschiedliche Signale liefern. Es ist wichtig, die relative Lage der beiden Trägheitsnavigationssysteme zueinander laufend zu erfassen. Eine weitere Anwendung ist der Vergleich der Messwerte eines in einem Flugzeug vorgesehenen Trägheitsnavigationssystems als Mutter-Trägheitsnavigationssystem mit einem Tochter-Trägheitsnavigationssystem, das in einem an dem Flugzeug angebrachten Flugkörper vorgesehen ist. Im Flugzeug selbst ist als Mutter-Trägheitsnavigationssystem üblicherweise ein Trägheitsnavigationssystem mit Sensoren hoher Güte, also beispielsweise sehr geringer Kreiseldrift, vorgesehen. Für einen vom Flugzeug abzuschiessenden Flugkörper wird üblicherweise aus Kostengründen ein Trägheitsnavigationssystem wesentlich geringerer Güte verwendet. Ein solches Tochter-Trägheitsnavigationssystem in einem vom Flugzeug abzuschiessenden Flugkörper hat die Aufgabe, den Flugkörper zunächst in eine bestimmte Position relativ zu dem Flugzeug zu lenken, in welcher der Pilot mit Hilfe der am Flugzeug vorgesehenen Messeinrichtungen ein Zielobjekt geortet hat. Diese Position kann relativ weit von dem Flugzeug entfernt sein, so dass die Zielverfolgungssensoren des Flugkörpers noch nicht ansprechen. Der Flugkörper wird auf diese Weise von seinem eigenen Trägheitsnavigationssystem von aussen nicht störbar in die Nähe des Zielobjektes geführt. Dort kann dann der Zielverfolgungssensor des Flugkörpers das Zielobjekt erfassen und den Flugkörper auf das Zielobjekt führen. Es ist auf diese Weise nicht erforderlich, dass das abschiessende Flugzeug selbst sich in diese Position begibt, in welcher es unter Umständen durch Feindeinwirkung selbst gefährdet wäre. Es ist erforderlich, vor dem Einsatz das Tochter-Träghei tsnavi gati ons system auszurichten, also seine Lage in bezug auf Nord zu bestimmen, und Sensorfehler zu kalibrieren. Standardverfahren zur Bestimmung der Ausrichtung von Trägheitsnavigationssystemen basieren auf dem Kreiselkompassverfahren. Dieses Verfahren erweist sich aber als ungeeignet, wenn die Driften der Kreisel wesentlich grösser als 0,01"/h und die Nullpunktsfehler der Beschleunigungsmesser wesentlich grösser als 10 4 g sind. Das Kreiselkompassverfahren ist auch für die vorstehend geschilderte Flugkörperanwendung nicht geeignet, weil die Ausrichtzeit üblicherweise mehr als 10 Minuten beträgt. Bei der vorstehend geschilderten Anwendung wird eine Initialisierung des Tochter-Trägheitsnavigationssystems innerhalb weniger Sekunden gefordert. Die Bestimmung einer Anfangslage eines Trägheitsnavigationssystems wird als Initialisierung bezeichnet und sie kann durch Vergleich der Information des Tochter-Trägheitsnavigationssystems mit der des Mutter-Trägheitsnavigationssystems erfolgen. Ein anderes Problem ist folgendes: Wenn für das Tochter-Trägheitsnavigationssystem Sensoren, also z.B. Kreisel und Beschleunigungsmesser, geringerer Güte verwendet werden, dann werden die von dem Tochter-Trägheitsnavigationssystem gelieferten Positionssignale zunehmend stärker mit Fehlern behaftet, wenn sich das Tochter-Trägheitsnavigationssystem nach der Initialisierung von dem Mutter-Trägheitsnavigationssystem gelöst hat. Es ist wünschenswert, die Sensorfehler zu bestimmen, so dass sie bei der Navigation rechnerisch berücksichtigt werden können. Dies wird als Rekalibrierung bezeichnet. Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Anordnung zu schaffen zur Initialisierung und/oder Rekalibrierung eines Tochter-Trägheitsnavigationssystems durch Vergleich mit einem Mutter-Trägheitsnavigationssystem. Erfindungsgemäss wird diese Aufgabe dadurch gelöst, dass (a) die Filtermittel ein Modell enthalten, welches die gegenseitigen Beziehungen der beiden Träg heitsnavigationssysteme nachbildet, (b) auf die Filtermittel die Differenzen der ein ander entsprechenden Messgrössen von Mutter- und Tochter-Trägheitsnavigationssystem aufgeschal tet sind und (c) die Filtermittel optimale Schätzwerte der Aus richtwinkel zur Initialisierung der Lagewinkel des Tochter-Trägheitsnavigationssystems bzw. Schätzwerte der Sensorfehler zur Korrektur von Sensorfehlern des Tochter-Trägheitsnaviga tionssystems liefern. Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert: Fig. 1 zeigt als einen Anwendungsfall der An ordnung in perspektivischer Darstellung ein Flugzeug, welches das (nicht darge stellte) Mutter-Trägheitsnavigations system enthält, mit an den Enden der Tragflächen angebrachten Flugkörpern, welche Tochter-Trägheitsnavigations systeme enthalten, wobei in einer vergrösserten Darstellung die Schwin gungen der Tragflächen veranschaulicht sind. Fig. 2 ist eine schematisch-perspektivische Darstellung eines Strapdown Trägheits navigationssystems. Fig. 3 zeigt für eine typische Tragflächen schwingung den zeitlichen Verlauf des Rollwinkels des Tochter-Trägheits navi gati onssystems. Fig. 4 ist ein schematisches Blockschaltbild der Anordnung zur Initialisierung und Rekalibrierung des Tochter-Tragheits navigationssystems. Fig. 5 ist eine Blockdarstellung eines nach der Methode der kleinsten Fehlerqua drate arbeitenden Filters zur Ermitt lung von optimalen Schätzwerten der Sensorfehler. Fig. 6 ist eine Blockdarstellung eines diskre ten Kalman-Filters zur Ermittlung opti maler Schätzwerte der Ausrichtwinkel für die Initialisierung. Fig. 7 zeigt das Ergebnis einer Simulation der dynamischen Ausrichtwinkel und des Ver laufs der zugehörigen, durch das Kalman-Filter berechneten Schätzwerte. In Fig. 1 ist ein Flugzeug 10 dargestellt, das am Ende seiner Tragfläche 12 einen Flugkörper 14 trägt. Das Flugzeug 10 trägt ein Mutter-Trägheitsnavigationssystem, welches drei Koordinatenachsen x M , y M und z M festgelegt. Der Flugkörper 14 trägt ein Tochter-Trägheitsnavigationssystem, welches drei Koordinatenachsen xS , y S und z S festgelegt. Ein solches Trägheitsnavigationssystem ist in Fig.2 schematisch-perspektivisch dargestellt und mit 18 bezeichnet. Das Trägheitsnavigationssystem 18 ist ein Strapdown-Trägheitsnavigationssystem, d.h. ein Trägheitsnavigationssystem, bei welchem die Beschleunigungsmesser nicht auf einer stabilisierten Plattform sondern zusammen mit Wendekreiseln flugkörperfest angeordnet sind und die von den Wendekreiseln nach Integration gelieferten Lagewinkel rechnerisch berücksichtigt werden. Das Trägheitsnavigationssystem 18 enthält zwei Kreisel 20 und 22, deren Drallachsen z.B. in der Richtung der x S -Achse bzw. der z -Achse liegen und deren Eingangsachsen mit den Richtungen der y -Achse und der z5 -Achse bzw. der x -Achse und y5 -Achse zusammenfallen. Das Trägheitsnavigationssystem 18 enthält weiterhin drei Beschleunigungsmesser 24,26, 28, deren Eingangsachsen mit der xs -Achse bzw. der 5 y S -Achse bzw. der z -Achse zusammenfallen. Die Beschleunigungsmesser 24,26,28 sprechen auf die Komponenten einer Beschleunigung an. Die Wendekreisel 20 und 22 liefern Winkelgeschwindigkeiten um die Messachsen des Systems 18, woraus die Lagewinkel errechnet werden, so dass die Komponenten der Beschleunigungen in ein erdfestes Koordinatensystem transformiert werden können. Die so transformierten Komponenten werden zweimal integriert und liefern so die Position des Flugzeuges 10 bzw. des Flugkörpers 14. Das ist bekannte Technik und daher hier nicht im einzelnen beschrieben. Da sich bei solchen Trägheitsnavigationssystemen Position und Lage durch Integration ergeben, müssen die Anfangsbedingungen bestimmt und eingegeben werden, also z.B. Position, Geschwindigkeit und Lage zum Zeitpunkt des Abschusses des Flugkörpers 14. Wenn, wie in dem dargestellten Beispiel, der Flugkörper 14 am Ende der Tragfläche 12 angeordnet ist, dann kann sich durch Verformung oder Schwingungen der Tragfläche 12 infolge von Böen oder Manövern die Lage des Flugkörpers 14 gegenüber dem Flugzeug 10 ändern. Diese Änderung kann in einer Bewegung um die Rollachse um einen Winkel ç bestehen, wie in Fig.l dargestellt ist, aber auch in einer Nickbewegung um einen Winkel 8 bei einer Verwindung der Tragfläche 12, und ggf. in einer Bewegung um die Hochachse um einen Winkel + . Die Bewegungen sind in der Regel gedämpfte, u.U. miteinander gekoppelte Schwingungen. Eine typische Tragflügelschwingung der in Fig.l dargestellten Art ist in Fig.3 als Ausrichtwinkel r über der Zeit t dargestellt. Infolgedessen weichen die Sensorsignale des Mutter-Trägheitsnavigationssystems 30 (Fig.4) von den Sensorsignalen des Tochter-Trägheitsnavigationssystems ab, das weiter mit 18 bezeichnet werden soll. Eine solche Abweichung tritt auch auf durch Sensorfehler wie z.B. Nullpunkt- und Skalenfaktorfehler der Wendekreisel 20,22 und der Beschleunigungsmesser 24,26 und 28. Es werden nun, wie bei 32 in Fig.4 dargestellt ist, die Differenzen entsprechender Sensorsignale der beiden Trägheitsnavigationssysteme 18 und 30 gebildet, also beispielsweise die Differenz der Winkelgeschwindigkeiten, die um die x -Achse und um die x M -Achse gemessen werden, oder die Differenz der Beschleunigungen die in Richtung der x S -Achse von dem Beschleunigungsmesser 24 und in Richtung der x M -Achse von dem entsprechenden Beschleunigungsmesser des Mutter-Trägheitsnavigationssystem gemessen werden. Die so erhaltenen Differenzsignale sind auf Filtermittel 32 geschaltet. Die Filtermittel 32 enthalten ein Filter 34, das nach der Methode der kleinsten Fehlerquadrate aus den erhaltenen Differenzen Schätzwerte für die Sensorfehler des Tochter-Trägheitsnavigationssystems 18 bildet. Die Sensorfehler des Mutter-Trägheitsnavigationssystems werden dabei als vernachlässigbar angesehen. Diese Schätzwerte liefern Kalibrierdaten mittels derer die Signale des Tochter-Trägheitsna vigationssystems anschliessend, d.h. auch nach dem Lösen des Flugkörpers 14 vom Flugzeug 10 laufend korrigiert werden, wie in Fig.4 durch Block 36 dargestellt ist. Die Filtermittel 32 enthalten weiterhin ein Kalman-Filter 38, auf welches die Differenzen der einander entsprechenden Sensorsignale ebenfalls aufgeschaltet sind. Dieses Kalman-Filter 38 liefert die Ausrichtwinkel, die als Ausrichtdaten in die Kurs- und Lageberechnung eingehen, die durch einen Block 40 symbolisiert ist und in welche weiter, wie dargestellt, die hinsichtlich der Sensorfehler kompensierten Sensorsignale des Tochter-Trägheitsnavigationssystems 18 eingegeben werden. Durch das Ergebnis der Kurs- und Lagerechnung mit den initialisierten Ausrichtwinkeln 9 , + und 9 für die Lage des Tochter-Trägheitsnavigationssystems 18 werden die Signale der Beschleunigungsmesser 24,26, 28 in ein erdfestes Koordinatensystem transformiert. Mit den so transformierten Beschleunigungskomponenten erfolgt, wie durch Block 42 dargestellt ist, die Navigationsrechnung. Links von der Linie 44 in Fig.5 ist die dem Filter 34 zugrundeliegende Vorstellung von der "realen Welt" dargestellt. Auf das Filter 34 werden die Differenzen der Drehgeschwindigkeiten und Beschleunigungen aufgeschaltet, die von Tochter- und Mutter-Trägheitsnavigationssystem 18 bzw. 30 ge M messen werden, also beispielsweise #S - #M usw. X X Diese Differenzen sind zu einem Vektor y (k) zu- sammengefasst, wobei "k" der Index des Taktes der Abtastung und Verarbeitung der Messwerte ist. Nach dem links von Linie 44 dargestellten Modell hängen die Komponenten dieses Vektors von Grössen ab, die in einer Matrix u T (k) zusammengefasst sind, und von den Sensorfehlern, die zu einem Vektor a zusammengefasst und in Fig. 5 durch einen Block 46 dargestellt sind. So ist z.B. #SX - #MX= #SX. SFK X+ BX + EX , wobei " SX und o MX die von den Tochter- bzw. Mutter-Trägheitsnavigationssystem gemessenen Winkelgeschwindigkeiten um die x-Achse sind, SFKX der Skalenfaktorfehler des Wendekreisels für die x-Achse ist und B X der entsprechende Nullpunktfehler ist. Die Differenz ist ein Element des Vek tors y(k)' SX und "1" sind Elemente der Matrix T (k) und SFK X und BX sind Elemente des Vektors a. Dem Produkt u T (k) . a überlagert ist ein Vektor tAk), der das Messrauschen repräsentiert. Der Vektor y(k) ist auf das Filter 34 geschaltet, das optimale Schätzwerte für die Komponenten des Vektors a liefert. Dies geschieht nach einem Rekur si onsal gori thmus: ä(k) = â(k-l) + k(k) y(k) - uT (k) . â(k-l) wie beispielsweise aus dem Aufsatz von V.Krebs und H.Thöm "Parameter-Identifizierung nach der Methode der kleinsten Quadrate - ein Überblick" in der Zeitschrift "Regelungstechnik und Prozess-Datenverarbeitung" 22(1974), Seiten 1 bis 32, bekannt ist. Von dem Vektor y(k) wird im Punkt 48 ein Vektor u T â(k-l) subtrahiert, wobei â(k-l) der durch ein Zeitglied 50 um einen Takt verzögerte Wert von â(k) ist. Der so erhaltene Differenzvektor wird mit Faktoren einer Gewichtsmatrix k(k) multipliziert. Zu dem daraus erhaltenen Vektor wird im Punkt 52 der Vektor a(k-l) der Schätzwerte für die Parameter addiert. Das ergibt einen Vektor â(k), der über das Zeitglied 50 mit einem Takt Verzögerung als Vektor â(k-l) ausgegeben wird. Fig. 6 zeigt das ähnlich aufgebaute, diskrete Kalman-Filter 38. Solche Kalman-Filter sind beispielsweise beschrieben in dem Buch von Arthur Gelb "Applied Optimal Estimation", The MTI Press, 1974, Seiten 107-113, insbesondere Figur 4.2-2 auf Seite 111. Wiederum zeigt das Blockdiagramm links von der Linie 53 in Fig.6 die Vorstellung von der realen Welt, die dem Kalman-Filter 38 zugrunde liegt: Der dynamische Verlauf des Zustandsvektors x(k) ist in diskreter Zeit durch die Differenzengleichung x(k) = ç (k-l) . x(k-l) + w(k-l) beschrieben, wobei hier x ein Vektor ist, der als Komponenten die Ausrichtwinkel und ihre Ableitungen sowie konstante Winkel anteile und die Anregung der flexiblen Verbiegung der Tragflächen (oder sonstiger Strukturen) enthält. Die Matrix ç (k-l) verknüpft linear den Vektor im Takt (k-l) mit dem gleichen Vektor im Takt k. Die Elemente der Matrix hängen von den mechanischen und geometrischen Eigenschaften der Struktur ab. Der Vektor w stellt stochastische Störungen dar. Rechts von der Linie 53 in dem gestrichelt umrandeten Block 54 ist das Messmodell dargestellt, d.h. der Zusammenhang zwischen Winkelgeschwindigkeitsund Beschleunigungsdifferenzen und den Zustands grössen x(k). Dieser lineare Zusammenhang wird durch die Matrix H repräsentiert. Den so erhaltenen Winkelgeschwindigkeits- und Beschleunigungsdifferenzen ist noch das Messrauschen v(k) bei 56 überlagert. Das ergibt den auf das Kalman-Filter 38 aufgeschalteten Vektor y(k). Das Kalman-Filter bildet dieses geschilderte Modell nach und variiert die Parameter des Modells so, dass eine optimale Übereinstimmung zwischen den Messwerten und den vom Modell gelieferten Schätzwerten erreicht wird. Am Ausgang 58 des Kalman-Filters 38 erscheint ein Schätzvektor x(k) für den Zustandsvektor x(k). Dieser geschätzte Zustandsvektor x(k) wird, wie durch Block 60 dargestellt ist, um einen Takt verzögert und als x(k-l) mit der Matrix g (k-l) multipliziert, wie durch den Block 62 dargestellt ist. Der so erhaltene Vektor wird mit der Mess- matrix H(k) multipliziert, die durch Block 64 dargestellt ist. Dieser Vektor repräsentiert eine Schätzung y(k) für den Messvektor y(k). In 66 wird die Differenz dieser beiden Vektoren gebildet. Der erhaltene Differenzvektor wird mit einer Verstärkungsmatrix K(k), dargestellt durch Block 68, multipliziert. Der so erhaltene Vektor wird bei 70 dem Vektor überlagert, der durch Multiplikation der Matrix (k-l) mit dem Vektor x(k-l) erhalten wurde. Das ergibt den Vektor x(k). Fig.7 zeigt das Ergebnis einer Simulation der dynamischen Ausrichtwinkel , , (F und der von dem beschriebenen Kalman-Filter 38 gelieferten Schätzwerte.

Claims: Arrangement for initializing and/or recalibrating an inertial slave navigation system by comparison to an inertial master navigation system by using filter means, characterized in that (a) the inertial master navigation system (18) and the inertial slave navigation system (30) are "strapdown" inertial navigation systems having sensors stationary with respect to a carrier, (b) the inertial slave navigation system (30) is displaceable relative to the inertial master navigation system (18), (c) the filter means (34, 38) contain a model reproducing the reciprocal relations between the two inertial navigation systems (18, 30), (d) the differences of mutually corresponding measured values of the sensors of the inertial master and slave navigation systems (18, 30) are applied to the model, and (e) the filter means (34, 38) contain means for generating optimum estimated values of the angles of alignment for initializing the position angles of the inertial slave navigation system (30) and optimum estimated values of the sensor errors, respectively, for correcting sensor errors of the inertial slave navigation system (30) by means of this model. Arrangement ase set forth in claim 1, characterized in that the filter means contain a filter operating according to the method of least error squares for generating the estimated values of the sensor errors. Arrangement as set forth in claim 1, characterized in that the filter means contain a Kalman filter for generating the estimated values of the angles of alignment.

Inventors: BOCH, WOLFGANG, HOOS, DIETER, WAGNER, DIETER WOLFGANG
Applicants: BODENSEEWERK GERAETETECHNIK GMBH
Application year: 1985
Main classification: G01C21
IPC codes: G01C25, G01C21