DE69211766T2

DE69211766T2 - Fehlertolerantes Inertialnavigationssystem

Info

Publication number: DE69211766T2
Application number: DE69211766T
Authority: DE
Inventors: James R Huddle
Original assignee: Litton Systems Inc
Current assignee: Northrop Grumman Guidance and Electronics Co Inc
Priority date: 1991-04-26
Filing date: 1992-02-12
Publication date: 1996-10-24
Anticipated expiration: 2012-02-13
Also published as: CA2057625A1; EP0511730A2; US5184304A; CA2057625C; EP0511730B1; JPH06102053A; EP0511730A3; DE69211766D1

Description

Die Erfindung betrifft die Trägheitsnavigation, und insbesondere ein fehlertolerantes System zur Trägheitsnavigation, das zumindest ein Instrument innerhalb einer Trägheitsnavigationseinheit, das eine beträchtlich verschlechterte Funktion zeigt, erkennt und abtrennt.
Unter Navigation versteht man den Vorgang, ein (Land-, See- oder Luft-)Fahrzeug von einem ersten Punkt (oder Ursprungspunkt) zu einem weiteren bzw. zweiten Punkt im Raum räumlich zu führen. Die Navigation wird oft in Positionsbestimmung und Besteckrechnung unterteilt. Beispiele für die Positionsbestimmung umfassen die Astronavigation bzw. das Bestimmen des eigenen Standorts bezüglich bekannter Objekte oder Landmarken. Weitere Beispiele für die Standortbestimmungsnavigation sind LORAN und verwandte Radarsysteme sowie das neuere NAVSTAR GPS (Global Positioning System). Allgemein ausgedrückt besteht der Besteckrechnungsvorgang darin, seinen Standort dadurch zu schätzen, daß man seinen früheren Standort, seinen Kurs, seine Geschwindigkeit und die verstrichene Zeit kennt. Diese Art von Besteckrechnung schließt Dopplerradar und Trägheitsnavigationssysteme ein.
Die Trägheitsnavigation unterscheidet sich weiterhin dadurch von anderen Verfahren, daß sie eine besondere Navigationsform ist, bei der man sich vom Punkt Eins zum Punkt Zwei bewegen kann, ohne daß Unterstützung durch irgendeine Information von außerhalb des Fahrzeugs erforderlich ist. Die Trägheitsnavigation ist innerhalb des sich bewegenden Fahrzeugs völlig autonom. Sie ist unabhängig von den Umgebungsbedingungen, unter denen sie arbeitet, beispielsweise Wind, Sichtweite oder Fluglage. Da eine derartige Navigationsform keine Hochfrequenzenergie abstrahlt, ist sie für Gegenmaßnahmen unempfindlich. Die Trägheitsnavigation benutzt die grundlegenden physikalischen Bewegungsgesetze, die Sir Isaac Newton vor mehr als dreihundert Jahren zuerst beschrieben hat.
Ein zur Zeit verwendetes Standard-Trägheitsnavigationssystem (INS, INS = Inertial Navigation System), beispielsweise an Bord von Verkehrsflugzeugen oder Militärflugzeugen, umfaßt oft drei oder mehr unabhängige Trägheitsnavigationseinheiten. Jede Einheit ist aus 3 Beschleunigungsmessern und drei Gyroskopen aufgebaut, so daß jede Einheit für sich die Navigationsfunktion vollständig ausführen kann. Drei oder mehr INU's (INU = Inertial Navigation Unit, Trägheitsnavigationseinheit) stellen ein teueres Verfahren zum Sicherstellen der Redundanz und Genauigkeit der Navigation dar. Einen frühen Versuch, Redundanz mit weniger als drei INU's bereitzustellen, stellt das U.S. Patent 3,489,004 dar, veröffentlicht am 13. Januar 1970, von D.H. Barnhill et. al. für ein NAVIGATIONAL REFERENCE DEVICE (Inhaber: Honeywell, Inc.). Dieses Patent lehrt den Gebrauch von mindestens vier mechanischen Sensor-Gyroskopen in jeder INU, die an eine Lagebezugsvorrichtungs-Grundeinheit montiert sind. Ist eines der Gyroskope der INU fehlerhaft, so sind die verbleibenden Gyroskope dazu verwendbar, als INU zu arbeiten. Somit wird in dem hier mit Patent '004 bezeichneten Patent die Redundanz innerhalb jeder INU und unabhängig von anderen INU-Systemen bereitgestellt. Ein derartiges Schema könnte auf einen Ringlaser-Gyroskopinstrumentenverbund angewendet werden. Ringlasergyroskope sind jedoch normalerweise Einrichtungen mit einem Freiheitsgrad, und diese Ringlaser-INU's sind allgemein ausschließlich mit drei Instrumentensätzen, drei Gyroskopen und drei Beschleunigungsmessern zusammengebaut.
Ein weiteres früher angegebenes Redundanzschema ist im U.S. Patent 3,680,355 zu finden, veröffentlicht am 1. August 1972, von Goldstein et. al. für METHOD AND APPARATUS FOR PERFORMANCE MONITORING OF DUAL PLATFORM INERTIAL NAVIGATION SYSTEMS (Inhaber: The Singer Company). In diesem Patent '355 werden zwei Plattformen dazu verwendet, die erforderliche Redundanz bereitzustellen. Jede Plattform verwendet jedoch zwei mechanische Gyroskope mit zwei Freiheitsgraden, um eine hinreichende Redundanz bereitzustellen. Dies ist gleichwertig mit dem Gebrauch von mindestens vier Ringlasergyroskopen und wäre damit wiederum teuer.
In IEEE PLANS 86 SYMPOSIUM RECORD, 4-7 Nov. 1986, Las Vegas, NV, USA, Seite 445-455 sind ebenfalls redundante Trägheitseinheiten offengelegt, in diesem Fall mit zwei identischen Einheiten mit jeweils redundanten Gyroskopen und Beschleunigungsmessern. D. h., jede Einheit erfordert vier Gyroskope und vier Beschleunigungsmesser ohne Einschränkung bezüglich der relativen Ausrichtung der Einheiten.
Ein weiterer Ansatz ist in JOURNAL OF SPACECRAFT AND ROCKETS, vol. 9, Nr. 1, 1. Januar 1972, NEW YORK US, Seite 39-47 beschrieben, wobei eine einzige Einheit oder Plattform zwölf Sensoren trägt, sechs Gyroskope und sechs Beschleunigungsmesser, die ohne gemeinsame Achsen angeordnet sind, d. h., daß ihre Achsen senkrecht zu den jeweiligen Flächen eines Dodekaeders stehen. Folglich mißt jeder Sensor redundante Daten, so daß es möglich ist, Fehler bis zu einem gewissen Punkt zu erkennen und zu isolieren.
Eine Verbesserung des Stands der Technik erzielt man mit einem Trägheitsnavigationssystem nach Anspruch 1, wobei nur zwei Navigationseinheiten erforderlich sind.
Die Erfindung wird nunmehr zur besseren Darstellung und um zu zeigen, wie sie ausgeführt werden kann, beispielhaft mit Bezug auf die beiliegenden Zeichnungen beschrieben.
Es zeigt:
Fig. 1 eine perspektivische schematische Ansicht der Flugzeugeinbauanordnung der beiden Trägheitsnavigations-Instrumentenbaugruppen (INA, INA = Inertial Navigation Instrument Assemblies);
Fig. 2A eine perspektivische Ansicht des Aufbaus der beiden erfindungsgemäßen Trägheitsnavigations-Instrumentenbaugruppen, so wie diese Baugruppen während des Flugs in ihren jeweiligen Systemgehäusen angeordnet sind;
Fig. 2B eine rückwärtige Ansicht des in Fig. 2A gezeigten Aufbaus;
Fig. 3 eine schematische Zeichnung des Aufbaus eines redundanten Navigationssystems gemäß dem Stand der Technik;
Fig. 4 eine schematische Zeichnung des fehlertoleranten Trägheitsnavigationssystems gemäß einer Ausführungsform der Erfindung;
Fig. 5A eine schematische Zeichnung, die darstellt, wie das Fehlererkennungs- und Abtrennlogiksystem mit den Trägheitsnavigationssystemen zusammenwirkt; und
Fig. 5B eine ausführliche schematische Zeichnung, die darstellt, wie das Fehlererkennungs- und Abtrennlogiksystem Fehler mit Bezug auf die Trägheitsnavigationssystem-Parameter schätzt.
Eine Ausführungsform der Erfindung wendet zwischen den beiden unabhängigen Navigationseinheiten ein Vergleichsverfahren für die Navigationslösungen so an, daß ein Instrument als fehlerhaft erkannt (und abgetrennt) wird, falls sich die Funktion eines Gyroskops und/oder eines Beschleunigungsmessers beträchtlich verschlechtert (Fehler, der nicht zum Ausfall des Gesamtsystems führt). In der herkömmlichen Anordnung nach Fig. 3 sind zumindest drei (3) getrennte und redundante Trägheitsnavigationssysteme (INS) 62, 64 und 66 nötig, um einen Piloten (über den Flugleitrechner 60) mit der Information zu versorgen, daß ein beträchtlich schlechter gewordenes Navigationsinstrument erkannt wurde. Erkennt man ein solches schlechter gewordenes Navigationsinstrument durch den Gebrauch der dreifachen Redundanz und Mehrheitsauswahl, so wird das gesamte INS nicht mehr beachtet.
Im Gegensatz zum Stand der Technik, wie er in Fig. 3 ausgeführt ist, besitzt die Erfindung die Fähigkeit, ein schlechter gewordenes Instrument zu erkennen und abzutrennen, wobei nur zwei Trägheitsnavigationssysteme 72 und 74 verwendet werden (siehe Fig. 4). Damit das in Fig. 4 offenbarte fehlertolerante Trägheitsnavigationssystem 70 richtig funktionieren kann, ist es nützlich, Fig. 1, 2A und 2B zu untersuchen, um zu sehen, wie jeder Trägheitsnavigationssystem-Instrumentenverbund 30 bzw. 44 aufgebaut ist.
Es wird nun Bezug auf Fig. 2A genommen. Man beachte, daß auf dem Instrumentenblock 40 zumindest drei Winkelgeschwindigkeitssensoren mit einem Freiheitsgrad montiert sind, bevorzugt Ringlasergyroskope 32, 34 und 36. Die Gyroskope 32, 34 und 36 sind entlang jeweils zueinander senkrechter Richtungen orientiert. Auf dem Instrumentenblock 40 sind auch mindestens drei Beschleunigungsmesser angebracht (in Fig. 2A ist der Beschleunigungsmesser 38 schematisch zu sehen). Die Beschleunigungsmesser, beispielsweise der Beschleunigungsmesser 38, sind wie die Winkelgeschwindigkeitssensoren 32, 34 und 36 entlang jeweiliger Richtungen orientiert, die normalerweise den gleichen Achsen entsprechen, um die die Gyroskope 32, 34 und 36 montiert sind. Der Beschleunigungsmesser 38 ist z. B. entlang der gleichen Richtung oder Achse orientiert wie das Gyroskop 34. Die Beschleunigungsmesser 94 und 96 sind ebenfalls auf dem Instrumentenblock 90 montiert und entlang der jeweiligen Achsen der Gyroskope 54 und 56 ausgerichtet.
Damit das fehlertolerante Trägheitsnavigationssystem 70 arbeiten kann, ist es wichtig, daß die Achsen 18 und 20 (Fig. 1) der Trägheitsnavigationssysteme 14 und 16 so ausgerichtet sind, daß keine der drei Richtungen in jedem System kolinear ist. Um diese Anforderung zu erfüllen, kann man jeden Instrumentenverbund unterschiedlich anordnen, beispielsweise in der Art, in der die Achsen 18 und 20 angeordnet sind. Alle Achsen der beiden Systeme sind 60º voneinander entfernt (um die Y-Achse). Dies ist in Fig. 2A und 2B erläutert. Ordnet man die beiden Instrumentenblöcke 40 und 90 entlang paralleler Achsen 50 und 50' an, so sieht man, daß die am Block 90 befestigten Instrumente gegeneinander um 60º gedreht sind (Drehung 42 um die Achse 50'). Keine der Messungs-Fühlachsen irgendeines der Gyroskope 32, 34 oder 36 (Fig. 2A) ist mit irgendeinem der Gyroskope 52, 54 oder 56 (Fig. 2B) ausgerichtet. Montiert man die Systeme 14 und 16 mit ihren Rückseiten gegeneinander (Fig. 1) (entlang der Montagerichtungen 22 und 24), so erzielt man die 60 -Drehung der Ausrichtung automatisch, und die Meßachsen sind ausgerichtet.
Um diese Fähigkeit zu erreichen, ist kein einziger Beschleunigungsmesser einer Navigationseinheit zu irgendeiner Beschleunigungsmesser-Sensorachse der anderen Navigationseinheit ungefähr kolinear, und keine einzige Gyroskop-Sensorachse einer Navigationseinheit ist mit irgendeiner Gyroskop-Sensorachse der anderen Navigationseinheit ungefähr kolinear.
Die Navigationslösungen, die man aus den beiden Navigationseinheiten erhält, können verglichen werden entweder bezüglich des berechneten Fahrzeugstandorts oder der berechneten Fahrzeuggeschwindigkeit oder der berechneten Fahrzeugrichtung oder bezüglich irgendwelcher Verknüpfungen dieser Größen. Es wird nun Bezug auf Fig. 4 genommen und vorausgesetzt, daß keine der Instrumentenmeßachsen ausgerichtet ist. Die INS 72 und 74 stellen die Ausgabevariablen X&sub1; und X&sub2; für den gleichen gemessenen Parameter bereit (beispielsweise Richtung, Geschwindigkeit und/oder Standort). Das System 70 verknüpft diese Variablen X&sub1; und X&sub2; an einem Differenzknoten 76. Die Kalmanfilter 78 und 80 verarbeiten die Differenz in Echtzeit gemäß bekannter Algorithmen, um einen Schätzwert der Genauigkeit eines jeden Ausgangssignals und andere modellierte Fehlerparameter bereitzustellen. An den Filterausgängen 82 und 84 werden jeweils Sätze von Fehlerschätzwerten als Fehlerschätzgrößenvektoren ê&sub1; und ê&sub2; ausgegeben. Anhand dieser Vektoren kann bestimmt werden, ob die Instrumente in jedem System 72 und 74 korrekt arbeiten. Wenn nicht, so ist die Stelle des fehlerhaften Instruments in einem der beiden Systeme 72 und 74 bestimmbar. Auf diese Weise wird ein fehlertolerantes Trägheitsnavigationssystem hergeleitet. Die Unterschiede in den verglichenen berechneten Größen (Standort, Geschwindigkeit und/oder Richtung) werden mit einem Optimalschätzalgorithmus (Kalmanfilter) verarbeitet, der als seine Fehlerzustände die Fehler in den berechneten Navigationsvariablen (Standort, Geschwindigkeit, Richtung) und geeignete Fehlerzustände für die Trägheitsinstrumente enthält. Beispiele dafür sind die Abweichungen der einzelnen Gyroskope und Beschleunigungsmesser, Skalierungsfaktorfehler, aufeinander bezogene Fehlausrichtungen der Beschleunigungsmesser und Gyroskope innerhalb jeder Navigationseinheit und mechanische Fehlausrichtungen zwischen den beiden Navigationseinheiten. Das Muster der Differenzen zwischen den Navigationslösungen der beiden Navigationseinheiten wird im Fall der schlechter gewordenen Funktion oder des Ausfalls eines Beschleunigungsmessers und/oder Gyroskops über den Kalmanfiltervorgang in einer der Navigationseinheiten (bezüglich der normalen Erwartung) eine große Schätzung der Fehlerparameter des Instruments (beispielsweise eines Gyroskops) in der schlechter gewordenen Navigationseinheit ergeben. Andererseits werden die Schätzwerte der Instrumentenfehlerparameter für die gleichen Instrumente (d. h. das Gyroskop, falls ein Gyroskop ausgefallen ist) in der nicht schlechter gewordenen Navigationseinheit (bezogen auf die normale Erwartung) ebenfalls eine beträchtliche Größe aufweisen. Dies tritt auf, da die Sensorachsenrichtungen der Gyroskope (oder auch der Beschleunigungsmesser) der nicht schlechter gewordenen Navigationseinheit sich wesentlich von der Richtung der Gyroskope (oder Beschleunigungsmesser) der schlechter gewordenen Navigationseinheit unterscheiden. Dadurch entsteht die Zuweisung (Schätzung) eines verschlechterten Funktionsverhaltens für mehr als ein Instrument in der nicht schlechter gewordenen Navigationseinheit. Nimmt man an, daß in einer Navigationseinheit zu irgendeinem Zeitpunkt nur ein einziges Gyroskop und/oder ein Beschleunigungsmesser schlechter wird, so unterstellt man, daß die Einheit, die eine Instrumentenverschlechterung für mehrere Instrumente diese Instrumentenart anzeigt, die nicht schlechter gewordene Einheit ist. Das schlechter gewordene Instrument wird als das Instrument in der anderen Einheit erkannt, das einen Fehler zeigt.
Es wird nun Bezug auf Fig. 4 genommen. Die Ausgabevektoren X&sub1;, X&sub2;, die die Ausgangssignale der Trägheitsnavigationssysteme (INS's) 72 und 74 enthalten, sind Zustandsvektoren, die man wie folgt ausdrücken kann:
Dabei bezeichnet X&sub1; einen Satz Zustandsvariable, die dem INS 72 zugeordnet sind, und X&sub2; einen Satz von Zustandsvariablen, die dem INS 74 zugeordnet sind. XT ist der wahre oder ideale Zustandsvektor, und e&sub1; und e&sub2; sind die Fehler in den tatsächlichen Zustandsvektoren der INS 72 und 74. Werden die Ausgabevektoren X&sub1;, X&sub2; am Differenzknoten 76 zusammengeführt, so hebt sich der wahre Zustandsvektor XT heraus, so daß das verbleibende Ausgangssignal des Knotens 76 [e&sub1;-e&sub2;] ist. Zwei getrennte Kalmanfilter 78 und 80 verarbeiten diese Differenzgröße [e&sub1;-e&sub2;] jeweils für sich, so daß die ausgegebenen Fehlerschätzvektoren ê&sub1; und Ωe&sub2; [82, 84], die zu den jeweiligen Filtern gehören, den jeweiligen INS entsprechen.
Damit ist eine beträchtliche Erweiterung des Stands der Technik für ein redundantes Navigationssystem erzielt, von dem man voraussetzt, daß es zwei unabhängige Navigationseinheiten verwendet, von denen jede nur drei Beschleunigungsmesser und drei Gyroskope enthält. Üblicherweise würde ein solches System als "ausfallsicher" bezeichnet, wenn die Navigationslösungen wie oben verglichen werden und sie zueinander innerhalb einer vorgeschriebenen Toleranz bleiben. Man schließt dann, daß beide Navigationseinheiten korrekt arbeiten und daß die Navigationslösungen als verläßlich oder "sicher" gelten. Verläßt dagegen der Vergleich der Navigationslösungen eine vorgeschriebene Toleranz, so würde ein Fehler oder eine Verschlechterung angegeben, und keine der Navigationslösungen würde als verläßlich betrachtet, da man nicht feststellen könnte, welche Lösung von der schlechter gewordenen Navigationseinheit erhalten wird. Folglich besteht nun ohne den Gebrauch weiterer unabhängiger Navigationssysteme ein "unsicherer" Zustand.
Da jedoch in dieser Erfindung die schlechter gewordenen oder ausgefallenen Beschleunigungsmesser und/oder Gyroskope in einer Navigationseinheit erkannt werden, wird die nicht schlechter gewordenen Navigationseinheit mit ihrer verläßlichen Navigationslösung erkannt. Folglich wurde gegenüber dem Zustand, der im obigen Absatz beschrieben ist, eine Verbesserung verwirklicht, ohne weitere unabhängige Navigationssensoren zu verwenden.
Die beschriebene Ausführungsform enthält auch ein Merkmal, so daß die "betriebssicher" bzw. "ausfallsicher" genannte Eigenschaft verwirklicht wird. Um das letztere Stadium der "Ausfallsicherheit" zu erreichen, falls in einer Einheit ein ausgefallenes oder schlechter gewordenes Gyroskop und/oder ein Beschleunigungsmesser auftritt, müssen zusätzliche Navigationslösungen aus den verbleibenden nicht schlechter gewordenen Instrumenten erhalten werden, so daß ein weiterer Ausfall oder eine Verschlechterung eines Beschleunigungsmessers und/oder eines Gyroskops durch den Vergleich dieser Navigationslösungen erkannt wird (ein Abtrennen ist nicht erforderlich). Diese Fähigkeit erlangt man durch die Einzelverknüpfung der verbleibenden, nicht schlechter gewordenen Instrumente in der verschlechterten Navigationseinheit mit den einzelnen Gyroskopen und Beschleunigungsmessern der nicht schlechter gewordenen Navigationseinheit, um einen Satz von 3 Navigationslösungen zu erzeugen.
Ist beispielsweise ein schlechter gewordenes oder ausgefallenes Gyroskop in einer Einheit erkannt worden, so können die drei Beschleunigungsmesser und die 2 nicht schlechter gewordenen Gyroskope in dieser Einheit jedes für sich mit den 3 Gyroskopen in der nicht schlechter gewordenen Einheit verwendet werden, um 3 getrennte Navigationslösungen zu erzeugen (man beachte, daß zehn unterschiedliche Navigationslösungen existieren). Der Vergleich dieser Lösungen untereinander und mit der Navigationslösung aus der nicht schlechter gewordenen Einheit liefert die Grundlage zum Erkennen eines zusätzlichen Instrumentenausfalls oder einer Verschlechterung in einer der beiden Navigationseinheiten.
Die praktische Schwierigkeit beim Erhalten exakter Navigationslösungen mit dem obigen Ansatz, Instrumente in verschiedenen Navigationseinheiten zu verwenden, entsteht dadurch, daß unbekannte statische und dynamische Fehlausrichtungen zwischen den beiden Instrumentenbaugruppen (oder Blöcken) der zwei Navigationseinheiten vorhanden sind.
Die statischen und/oder sich langsam ändernden Fehlausrichtungen zwischen den Instrumentenblöcken sind auf fortlaufender Basis sehr genau meßbar, und zwar durch den Vergleich der berechneten Fahrzeug- oder Körperausrichtung, die von jeder der Navigationseinheiten erhalten wird. Die Messung wird durch das Verarbeiten in einem Kalman-Schätzer weiter verbessert, der diese Fehlausrichtungen als Fehlerzustände enthält. Man beachte ferner, daß die Montagefehlausrichtungen der Gyroskope und Beschleunigungsmesser relativ zueinander innerhalb jeder Navigationseinheit ebenfalls fortlaufend kalibriert werden, auch wenn sie eine wesentlich unbedeutendere Quelle von Navigationsfehlern darstellen.
Die dynamischen Fehlausrichtungen zwischen den Instrumentenblöcken der 2 Navigationseinheiten hängen in hohem Maß von dem verbindenden mechanischen Aufbau ab und von den Kräften, die aufgrund der Fahrzeugdynamik darauf einwirken. Arbeiten alle Trägheitsinstrumente korrekt, so liefern die verarbeiteten Differenzmessungen (z. B. gemessene Winkeländerungen und Kraftdifferenzen und berechnete Richtungsunterschiede) zwischen den Trägheitsinstrumenten der 2 Navigationseinheiten präzise Angaben über diese dynamischen Fehlausrichtungen (Biegung) einschließlich der Amplitude, der Frequenz, der relativen Phase und dem Grad an Kohärenz der Bewegung um 3 beliebige, zueinander senkrechte Achsen. Diese Information ist dazu verwendbar, dynamische Vorhersagemodelle der dynamischen Differenzbiegung zwischen den Instrumentenblöcken der zwei Navigationseinheiten aufzubauen. Für einen leidlich gutmütigen mechanischen Aufbau (d. h., einen Aufbau, der eine gewisse Kohärenz zwischen der Differenzdrehbewegung um 3 senkrechte Achsen zeigt) kann ein derartiges Vorhersagemodell die dynamische Biegebewegung schätzen, falls ein vollständiger Satz von verarbeiteten Differenz-Instrumentenbewegungen zwischen den 2 Navigationseinheiten nicht zur Verfügung steht. Wird bei einem Gyroskop und/oder einem Beschleunigungsmesser in einer Navigationseinheit ein fehlerhafter Betrieb erkannt, so ist folglich das Vorhersagemodell der dynamischen Differenzbewegung der Instrumentenblöcke der 2 Navigationseinheiten dazu verwendbar, einen verbesserten Gebrauch der Instrumentenmessungen zu ermöglichen, und zwar der Messungen, die man von einer Navigationseinheit erhält zusammen mit den Messungen, die man von der anderen Navigationseinheit erhält, um eine verbesserte Navigationslösung zu erhalten.
Wird ein fehlerhafter Beschleunigungsmesser erkannt, so kann man natürlich die dynamische Differenzdrehbewegung zwischen den beiden Instrumentenblöcken aus den korrekt arbeitenden Gyroskop-Dreiergruppen jeder Navigationseinheit vollständig erhalten. Dies erlaubt es, die Beschleunigungsmesser-Messungen aus der nicht schlechter gewordenen Navigationseinheit zusammen mit den 2 Beschleunigungsmesser-Messungen der schlechter gewordenen Navigationseinheit zu verwenden, um ziemlich hochwertige Navigationslösungen zu erhalten. Man beachte auch, daß die Navigationslösungen, die man durch den Gebrauch der Instrumente aus einer Trägheitseinheit zusammen mit denen der anderen Navigationseinheit erhält, und die durch das Verwenden statischer und dynamischer Schätzwerte der Fehlausrichtungen zwischen den Instrumentenblöcken der 2 Trägheitseinheiten verbessert werden, fortlaufend berechnet und mit den (genauesten) Navigationslösungen jeder Navigationseinheit verglichen werden können. Dieser Vergleich zeigt nicht nur die Güte einer solchen Navigationslösung an, sondern dient auch als Grundlage zum Verbessern der Schätzwerte der dynamischen Fehlausrichtungen und der Vorhersagemodelle für die dynamische Fehlausrichtung.
Fig. 5A und 5B stellen den Betrieb des Fehlererkennungssystems ausführlicher dar. Es wird nun Bezug auf Fig. 5A genommen. Die Trägheitsnavigationssysteme INS 1 (101) und INS 2 (102) stellen allgemein Systemnavigations-Ausgangssignale Xout für den Flugzeug- oder Fahrzeugrechner bereit. Diese Ausgaben sind dann zur Navigation verwendbar. Zusätzlich können die jeweiligen Ausgabe-Zustandsvektoren X&sub1; und X&sub2; im Summierer 103 verknüpft werden, um Fehlersignale bereitzustellen, die es gestatten festzustellen, welche Instrumente der doppelten INS-Ausrüstung eine verschlechterte Funktion zeigen. Die Aufgabe der Fehlererkennungs- und Abtrennlogik 100 nach Fig. 5A besteht darin, große Differenzen vergleichbarer Navigationsausgaben zwischen den beiden INS- Systemen 101 und 102 als berechnete Parameter, beispielsweise Standort, Geschwindigkeit und Richtung des Fahrzeugs (oder Instrumentenrahmens) für folgende Zwecke zu verwenden: (1) Erkennen, daß ein ausgefallenes oder fehlerhaftes Instrument vorhanden ist; und (2) Zuordnen dieses Fehlers zu dem einzelnen Trägheitsinstrument, das fehlerhaft arbeitet, so daß dieses Instrument abgetrennt werden kann. Kann der Fehler abgetrennt werden und tritt er nur in einem der Navigationssysteme 101 oder 102 auf, so verbessert sich die Fehlertoleranz des Systems, da das korrekt arbeitende System erkannt wird.
Eine geeignete Architektur zum Implementieren einer bevorzugten Ausführungsform des allgemein in Fig. 5A dargestellten fehlertoleranten Systems zeigt Fig. 5B. Die Trägheitsnavigationssysteme INS 1 (101) und INS 2 (102) stellen Systemnavigations-Ausgangssignale Xout für den Flugzeug- oder Fahrzeugrechner bereit. Diese Ausgangssignale sind dann (wie in Fig. 5A) zur Navigation verwendbar. Zusätzlich können die jeweiligen Ausgabevektoren 110 (XT + e&sub1;) und 112 (XT + e&sub2;) (an den Knoten 111 bzw. 113) wie folgt verknüpft werden: Vektor 110 mit ê&sub1; und Vektor 112 mit ê&sub2;. Die Differenz, die sich aus einer solchen Verknüpfung ergibt, erzeugt eine Ausgabe XT + &sub1; auf dem Pfad 114 und eine Ausgabe XT + &sub2; auf dem Pfad 116 (dabei sind &sub1; und &sub2; Fehler in den Schätzwerten ê&sub1; und ê&sub2; der Fehler e&sub1; und e&sub2; jeweils in den einzelnen INS's). Die entstehenden Differenzen 114 und 116 werden dann (im Summierknoten 115) verknüpft und erzeugen ein Ergebnis, das am Pfad 120 dargestellt ist, nämlich Θ = &sub1; - &sub2;, wobei gilt &sub1; = [e&sub1;-ê&sub1;], &sub2; = [e&sub2;-ê&sub2;] und Θ = Beobachtung. Der Vektor ê&sub1; ist bekannt als Schätzwert des Fehlervektors e&sub1; für das INS 1 (101). Der Vektor ê&sub2; ist bekannt als Schätzwert des Fehlervektors e&sub2; für das INS 2 (102). Es sind die Schätzwerte ê&sub1; und ê&sub2; bereitgestellt, die es ermöglichen, zu bestimmen, welche Instrumente der doppelten INS-Einrichtung eine verschlechterte Funktion zeigen. Verschiedene Fehlerzustandsvariablen (für den Standort (P), die Geschwindigkeit (V) und die Richtung (O)), ausgedrückt in den Navigationskoordinaten N (Norden), E (Osten) und V (Höhe) bilden die Untervektoren es1 und es2:
Es werden lediglich die Untervektoren es1 und es2 der Rohbeobachtung Θ = &sub1;- &sub2; in den Kalmanfiltern 122 und 124 verarbeitet (Verstärkungsglieder), um ein Eingangssignal für die nicht zurückgekoppelten Schätzfilter-Propagatoren 126 und 128 abzuleiten, das zum Schätzen neuer Werte von §e&sub1; und ê&sub2; verwendet wird. Andere Fehlerzustandsvariablen, beispielsweise die Gyroskopdrift, die in den Vektoren e&sub1; und e&sub2; enthalten sind, gehören nicht zu den Untervektoren es1 und es2, und die Kalmanfilter 122 und 124 verarbeiten sie nicht. Die Propagatoren 126 und 128 verarbeiten diese Werte ebenfalls nicht. Die Propagatoren 126 und 128 sind Optimalschätzpropagatoren, die hier im nicht zurückgekoppelten Betrieb arbeiten, um die Optimalfehler-Schätzsignal ê&sub1; und ê&sub2; zu erzeugen. Eine ausführliche Beschreibung der Wirkungsweise der nicht zurückgekoppelten Optimalschätz-Propagatoren, beispielsweise der Propagatoren 126 und 128 (und ebenso der Verstärkungsglieder 122 und 124) ist in einen Artikel von J. R. Huddle veröffentlicht (dem Anmelder dieses Patents). Der Artikel trägt den Titel "Chapter 11 - APPLICA- TION OF KALMAN FILTERING THEORY TO AUGMENTED INERTIAL NAVI- GATION SYSTEMS" und ist zu finden auf den Seiten 231-268 der Veröffentlichung 139 des Guidance and Control Panel of ADARD-NATO (North Atlantik Treaty Organization [NATO], Advisory Group for Aerospace Research and Development [AGARD]) mit dem Titel THEORY AND APPLICATION OF KALMAN FILTERING (1970). Insbesondere die Fig. 10 (Seite 262) des Artikels und die begleitende Beschreibung (auf den Seiten 247-251 des Artikels) erklären die Wirkungsweise der Propagatoren, z. B. der Propagatoren bei 126 und 128 in Fig. 5B und 5C, die mit den Verstärkungsgliedern 122 und 124 zusammenwirken, um eine nicht rückgekoppelte Kalmanfilterschätzung bereitzustellen. Die Ausgaben der Propagatoren 126 und 128 sind erneut berechnete Werte der Fehlerschätzvektoren ê&sub1; und ê&sub2;. Diese Werte werden dazu verwendet, den Fehlervektor für jedes Navigationssystem zu korrigieren.
Eine weitere Ausführungsform des in Fig. 5B gezeigten Systems weist ein Fehlererkennungs- und Abtrennlogiksystem auf, das den Fehler bezogen auf die Parameter des Trägheitsnavigationssystems (INS) schätzt, wobei die Fehlerschätzwerte, die zu einem der Trägheitsnavigationssysteme gehören, von den Fehlerschätzwerten getrennt sind, die zum anderen System gehören. Wie beim System nach Fig. 5B stellen die Trägheitsnavigationssysteme INS 1 (101) und INS 2 (102) Navigationssystemausgaben Xout für den Flugzeug- oder Fahrzeugrechner bereit. Diese Ausgaben sind dann (wie in Fig. 5A) zur Navigation verwendbar. Zusätzlich können die jeweiligen Ausgabevektoren (X + e&sub1;) und (X + e&sub2;) an einem Knoten verknüpft werden und ergeben auf einem Pfad eine Ausgabe der Rohbeobachtung Θ, berechnet gemäß der Gleichung Θ = e&sub1; - e&sub2;. Diese Beobachtung wird dann mit den gültigen Fehlerschätz- Zustandsvariablen (für Standort, Geschwindigkeit und Richtung) aus den Untervektoren es1 und es2 korrigiert. Die Kalmanfilter (122 und 124) verarbeiten nur diese Untervektoren. Die jeweiligen Propagatoren (126 und 128) verarbeiten dann die Ausgaben der Kalmanfilter (122 und 124).
Die Fehlersignale &sub1; und - &sub2; werden dann in den Kalmanfiltern 122 und 124 verarbeitet (die Verstärkungsglieder berechnen), um ein Eingangssignal für die nicht zurückgekoppelten Fehlerschätzfilter-Propagatoren (126 und 128) abzuleiten. Die Propagatoren (126 und 128) sind wie in Fig. 5B Optimalschätzpropagatoren, die im nicht zurückgekoppelten Betrieb arbeiten, um Optimalfehler-Schätzwerte ê&sub1; und ê&sub2; der Fehlervektoren e&sub1; bzw. e&sub2; im System bereitzustellen. Man kann sehen, daß in dieser Ausführungsform die sich ergebenden Fehlervektoren ê&sub1; und ê&sub2; berechnet werden, ohne daß sie sich bei der Berechnung gegenseitig beeinflussen. Dies steht im Gegensatz zur Ausführungsform nach Fig. 5B, in der eine solche Einwirkung von ê&sub1; auf ê&sub2; und von ê&sub2; auf ê&sub1; gegeben ist.
Es wurden bevorzugte Ausführungsformen beschrieben; es ist jedoch einsichtig, daß andere gleichwertige Ausführungsformen der Erfindung vorstellbar sind, die adäquate Abwandlungen bereitstellen, ähnliche Funktionen wie die bevorzugte Ausführungsform ausführen und die gleichen grundlegenden Gedanken und Prinzipien der hier beschriebenen Erfindung verwenden. Obwohl die Erfindung hauptsächlich auf fehlertolerante Navigationssysteme abzielt, sind die bestimmenden Prinzipien solcher Systeme auch auf Flugregelsysteme anwendbar, um ausfallsichere bzw. betriebssichere Bedingungen zu erkennen. Es ist auch möglich, anstelle von Kalmanfiltern einen Algorithmus der kleinsten Fehlerquadrate zu verwenden, um die Optimalschätzfunktionen in den obigen Ausführungsformen durchzuführen.

Claims

1. Fehlertolerantes Trägheitsnavigationssystem (70), umfassend zwei unabhängige Trägheitsnavigationseinheiten, wobei jede der Trägheitsnavigationseinheiten (101, 102) die Navigationsfunktionen vollständig ausführen kann, und jede Trägheitsnavigationseinheit zwei Arten von Navigationsinstrumenten mehrmals enthält, umfassend drei lineare Kraftsensoren (38) und drei Winkeländerungssensoren (32, 34 und 36), dadurch gekennzeichnet, daß bei den beiden Navigationseinheiten weder zwei lineare Sensoren noch zwei Winkeländerungssensoren aus beiden Einheiten kolinear oder koplanar sind, und die Trägheitsnavigationseinheiten so betreibbar sind, daß sie jeweils unabhängige Sätze von Navigationslösungen (X&sub1;, X&sub2;) an ihren jeweiligen Ausgängen erzeugen, und eine Optimalschätzeinrichtung (100) vorhanden ist, geeignet zum Vergleichen der unabhängigen Navigationslösungen aus jeder Navigationseinheit durch Verarbeiten von Unterschieden in den Lösungen, wobei die Optimalschätzung für jede Einheit einen jeweiligen Fehlerschätzvektor erzeugt, der die Fehler in den Navigationsvariablen, beispielsweise Position, Geschwindigkeit und Orientierung und auch die Instrumentenfehler umfaßt, und eine Einrichtung, geeignet zum Erkennen jeder wesentlich verschlechterten Funktion eines jeden Sensors der beiden Arten durch Erkennen einer Verschlechterung eines einzelnen Instruments einer gegebenen Instrumentenart in den zugehörigen Fehlerschätzvektoren in einer ersten Navigationseinheit und gleichzeitig einer Verschlechterung mehrerer Instrumente der gleichen Instrumentenart in der zweiten Navigationseinheit, wobei die Erkennungseinrichtung daran angepaßt ist, das einzelne Instrument in der ersten Navigationseinheit zu isolieren, und anzuzeigen, daß die verschlechterte Funktion als fehlerhaft erkannt ist.

2. Fehlertolerantes Trägheitsnavigationssystem nach Anspruch 1, wobei die Einrichtung (100) zum Vergleichen der unabhängigen Navigationslösungen einen Optimalschätzalgorithmus mit kleinsten Fehlerquadraten enthält.

3. Fehlertolerantes Trägheitsnavigationssystem nach Anspruch 2, wobei die Einrichtung (100) zum Vergleichen der unabhängigen Navigationslösungen ein Kalman-Optimalschätzfilter (78, 80) enthält, das gemäß einem Kalmanalgorithmus arbeitet.

4. Fehlertolerantes Trägheitsnavigationssystem nach Anspruch 2 oder 3, wobei die Zustandsfehler für die Instrumentenfehler Faktoren enthalten, etwa die einzelnen Abweichungen der Winkeländerungssensoren, Fehlausrichtungen bei der Montage der Winkeländerungs- und linearen Kraftsensoren in jeder der Navigationseinheiten bezüglich der anderen Einheit und mechanische Fehlausrichtungen zwischen den beiden Navigationseinheiten.

5. Fehlertolerantes Trägheitsnavigationssystem nach irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Einrichtung (100) zum Vergleichen der unabhängigen Navigationslösungen umfaßt:

Einrichtungen (126, 128), geeignet zum Berechnen eines Satzes Fehlerschätzwerte aus Untervektoren ês1 und ês2 der Fehlerschätzvektoren ê&sub1; und ê&sub2;, wobei die Untervektoren aus Fehlerschätzwerten für berechnete Navigationsvariablen bestehen, beispielsweise Position, Geschwindigkeit und Orientierung;

Einrichtungen (111, 113), geeignet zum Verknüpfen des Satzes der unabhängigen Navigationslösungen, wobei die Lösungen an jedem der jeweiligen Ausgänge der Trägheitsnavigationseinheiten (101, 102) bereitgestellt sind, und zwar mit entsprechenden Werten der berechneten Fehlerzustands- Schätzwerte;

Einrichtungen, geeignet zum Bestimmen von Korrekturen in den Fehlerzustands-Schätzwerten als Funktion des Fehlers in den geschätzten Werten der unabhängigen Navigationslösungen aus beiden Trägheitsnavigationseinheiten; und

Einrichtungen, geeignet zum Aktualisieren der Fehlerzustands-Schätzwerte mit den Korrekturen, wodurch die geschätzten Navigationslösungen die wahren Navigationslösungen für jede Navigationseinheit annähern, so daß eine Fehlererkennung von Navigationsinstrumenten erzielbar ist.

6. Fehlertolerantes Trägheitsnavigationssystem nach irgendeinem der Ansprüche 1 bis 4, wobei die Einrichtung zum Vergleichen der unabhängigen Navigationslösung enthält:

Vorrichtungen, geeignet zum Berechnen von zwei Sätzen Fehlerschätzwerten, wobei die jeweiligen Sätze für jede Navigationseinheit Schätzwerte umfassen, die zu den Fehlerzustandsvariablen gehören, beispielsweise Fehler in der Position, Geschwindigkeit und Orientierung;

Vorrichtungen, geeignet zum Bestimmen von Korrekturen in den Fehlerschätzwerten, wobei für jede der Trägheitsnavigationseinheiten eine Funktion der Fehlerschätzwerte erhalten wird, ohne eine Wirkung nur auf die andere Einheit zu haben; und

Vorrichtungen, geeignet zum Aktualisieren der Fehlerschätzwerte mit den Korrekturen, wobei die geschätzten Navigationslösungen die wahren Navigationslösungen für jede Navigationseinheit annähern, so daß eine Fehlererkennung von Navigationsinstrumenten erzielbar ist.