DE2801045A1

DE2801045A1 - Navigationsgeraet

Info

Publication number: DE2801045A1
Application number: DE19782801045
Authority: DE
Inventors: William Fred Webber
Original assignee: E Systems Inc
Current assignee: Raytheon Co
Priority date: 1977-03-15
Filing date: 1978-01-11
Publication date: 1978-09-28
Also published as: GB1547739A; CA1111953A; FR2393361B1; US4144571A; FR2393361A1

Description

Die Erfindung betrifft ein Navigationsgerät für jede Art von sich im Wasser, auf dem Boden oder in der Luft bewegenden Fahrzeugen.

In den letzten Jahren hat sich die Navigationskoppeltechnik wesentlich weiterentwickelt, wozu die Einführung von Computern und die Entwicklung von hochgenauen Geschwindigkeits-, Beschleunigungs- und Richtungsmeßgeräten einen beträchtlichen Beitrag leistete. Trotz dieser beachtlichen Fortschritte bei der Ansteuerung eines bestimmten geografischen Ortes durch ein koppelkursgeleitetes Fahrzeug muß dennoch für eine höchst genaue Navigation weiterhin eine Standortkorrektur in Verbindung mit der Koppelkursleitung vorgenommen werden, da Koppelkursleiteinrichtungen eine Anzahl von charakteristischen Fehlern aufweisen.

Die für die Korrektur erforderlichen Bezugsdaten sind auf verschiedene Weise und von unterschiedlichen Quellen ableitbar. Zwei bekannte Navigationsverfahren bedienen sich der astronomischen Navigation und der terrestrischen Navigation. Die

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astronomische Navigation ist in großen Höhen äußerst zweckmäßig, für tieffliegende, schnelle Flugzeuge weist sie jedoch verschiedenen Nachteile auf. Zum einen können Wetter und Wolken die Navigation von Boden- und Luftfahrzeugen behindern, während für Unterseeboote eine astronomische Navigation überhaupt nicht in Frage kommt. Außerdem weist die Luft in geringer und mittlerer Höhe eine turbulente Grenzschicht auf, die eine Bilddiffusion und -beugung der Sternbilder bewirkt. Dies macht die astronomische Navigation ungenau.

Für die terrestrische Navigation stellt die Topografie der Erde feststehende Parameter dar, die in Form von Bezugsdaten zur Standortbestimmung geeignet sind. Bekannte Navigationsverfahren bedienen sich dabei der durch Radar aufgenommenen topografischen Daten; die Radaraufzeichnung wurde daher auch gewaltig verbessert. Die Radarnavigation ist seit etwa 10 Jahren weit verbreitet, ihr größter Nachteil liegt jedoch in dem umfangreichen Aufbau der Radargeräte.

Es wird darauf hingewiesen, daß mit "Navigation" sowohl die Navigation von Luft-, Boden- und Unterwasserfahrzeugen bezeichnet wird. Obgleich in dem später zu beschreibenden Ausführungsbeispiel die Flugzeugnavigation beschrieben wird, ist die bezüglich eines feststehenden Bezugswertes angenommene Folge von Höhen eine ebenso eindeutige Bodenpunktfolge, wie

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sie durch den Meeresboden vorgegeben ist. Anstelle des für Luftfahrzeuge verwendeten Ausdrucks "Höhenmesser" ist für Unterwasserfahrzeuge ein Echolot und/oder ein anderes druckempfindliches Meßgerät verwendbar.

Ferner wird der Ausdruck "Boden" sowohl für den Erdboden als auch für jeden Teil der Erdoberfläche verwendet, sei es, daß er freiliegt, oder daß er von Wasser überdeckt ist.

Die in bekannten Ortsbestimmungs- und Navigationsverfahren verwendeten, aus der Bodenhöhe abgeleitete Daten basierten auf dem analogen Vergleich der aufgenommenen Daten mit den aus einer Reliefkarte entnommenen Daten. Die aufgenommenen analogen Daten entsprechen dabei einer kontinuierlichen analogen Darstellung von tatsächlichen Bodenhöhenänderungen. Zumindest einige der aufgenommenen und bekannten Daten wurden somit grafisch oder fotografisch auf Papier oder auf fotografischem Film aufgezeichnet, und die dadurch angegebenen Werte waren zumindest in zwei Dimensionen meßbar. Hierzu waren jedoch unhandliche fotografische Ausrüstungen, Kartenausrichtgeräte sowie andere orthogonale Einstelleinrichtungen erforderlich, die sowohl eine Gewichtssteigerung als auch eine Zunahme von Meß- und Gerätefehlern mit sich brachten.

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Aus der US-PS 3 328 795 ist bereits ein gegenüber analogen Verfahren verbessertes Verfahren bekannt, nach dem an diskreten Punkten quantisierte Bodenhöheninformation aufgenommen wird. Bei hoher Geschwindigkeit erfolgt ein numerischer Vergleich der aufgenommenen und der zuvor aufgezeichneten Daten mittels eines Digitalrechners. Da Digitalrechner und ihre zugehörigen Bauteile verhältnismäßig wenig schwingungs-, strahlungs- oder rauschgestört sind, ist kein Gerät zur Durchführung von zweidimensionalen Datenvergleichen und auch keine Rückkopplungs- oder Nullstellungsschaltung zur Bestimmung der besten physikalischen Korrelation der Datenproben mit den vorgegebenen Daten erforderlich. Gegenüber analogen Meßgeräten ist ein Digitalrechner frei von sonst unvermeidlichen Fehlerquellen und außerdem nicht nur genauer sondern auch dann verwendbar, wenn gelegentlich verhältnismäßig große Proben- und Datenfehler auftreten, ohne daß dabei die Genauigkeit der Ortbestimmung leidet.

Dieses bekannte Verfahren bedient sich der Aufnahme von Krümmungseigenschaften des zu betrachtenden Navigationsgeräts aus verfügbaren Quellen, beispielsweise Reliefkarten oder Stereofotos. Während ein Flugzeug über das Navigationsgebiet fliegt, mißt eine Sensoreinheit die Höhenkennlinie einer Bodenprobe auf dem Flugweg. Die Länge der aufgenommenen

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Bodenprobe beträgt vorzugsweise etwa 8 bis 10 km, um einen eindeutigen Verlauf des Geländes wiederzugeben. Der Flugweg kann dabei gerade oder gekrümmt sein. Die aufgenommene Bodenprobe wird mit gespeicherten Bodenkurven des genannten Navigationsbereichs dreifach verglichen, um den genauen Meßort festzustellen. Wird eine beste Übereinstimmung festgestellt, dann erfolgt eine Ortsbestimmung in dem Navigationsbereich und eine Aktualisierung des Koppelkurses in geeigneten Koordinaten.

Das erfindungsgemäße Navigationssystem aktualisiert demgegenüber die Positionsdaten des Fahrzeugs punktweise und stellt eine Verbesserung gegenüber dem Navigationssystem gemäß US-PS 3 328 795 dar, das zur Ortbestimmung lange Bodenproben erfordert. Bei jeder Bodenmessung werden die Fahrzeugposition und seine Geschwindigkeit derart aktualisiert, daß die aktualisierten Daten den vorhergehenden Daten plus der Fahrzeuggeschwindigkeit aufgrund gemessener Geschwindigkeit plus der auf eine Vorspannung bei der Geschwindigkeitsmessung zurückzuführende Bewegung, plus einem charakteristischen Fehlerwert entsprechen. Beim Berechnen der aktualisierten Daten werden Bodenabstandsmessungen und absolute Höhenmessungen über einem Bezugswert mit gespeicherten Bezugsdaten an der vorhergesagten Fahrzeugposition verglichen. Gegenüber terrestrischen Vergleichsmethoden werden die drei Positions-

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raessungen und die drei Geschwindigkeitsmessungen bei jeder Datenprobe durch auf der vorhergehenden Messung basierende, rekursive Berechnungsmethoden aktualisiert.

Eine ideale Ortsbestimmung sollte im Betrieb flexibel und
auch bei Anwesenheit nuklearer Strahlung oder anderer schädlicher Umwelteinflüsse und/oder Flugbedingungen zuverlässig durchführbar sein. Es ist daher Aufgabe der Erfindung, ein Navigationsgerät zu schaffen, das einfacher, kompakter und leichter als bekannte Geräte ist und genauer und zuverlässiger arbeitet.

Zur Lösung dieser Aufgabe dient ein Navigationsgerät gemäß Hauptanspruch.

Die Erfindung wird im folgenden anhand der Figuren näher erläutert; es zeigen:

Fig. 1 ein Blockschaltbild einer Ausführung des erfindungsgemäßen Navigationsgerätes;

Fig. 2 ein Funktionsdiagramm eines in Fig. 1 dargestellten Prozessors;

Fig. 3 ein in einer Richtung aufgenommenes Bodenprofil mit einer linearisierten Posxtionsaktualisierung;

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Fig. 4 ein dreidimensionales Bodenprofil mit Darstellung des Navigationsablaufs entlang einer bestimmten Bodenspur;

Fig. 5 ein eindimensionales Bodenprofil mit Darstellung der rekursiven Aktualisierung von diskreten Navigationspunkten auf einem Navigationskurs.

Gemäß Erfindung erfolgt die Navigation durch Bestimmung der Position eines Fahrzeugs, insbesondere Flugzeugs in Bezug auf eine Folge von Bezugsdaten durch Verknüpfung von Höhenschwankungen angebende diskrete Daten mit einem Bezugswert. Die einzelnen diskreten Datenwerte stellen die gemessenen Höhenveränderungen dar und bilden eine eindeutige Folge zur Positionsfeststellung eines auf einem Navigationskurs befindlichen Flugzeugs. Zur Beschreibung von tatsächlichen Bodenveränderungen werden digitale Bezugsdaten verwendet, die als Nebenprodukt bei der Kartenherstellung üblicherweise anfallen. Eine derartige Karte der Klasse A vom beispielsweise Defense Mapping Agency Topographie Center stellt eine aus fotografischen Daten hergestellte Höhenlinienkarte dar, die zur Lieferung der Bezugsdaten für das erfindungsgemäße Navigationsgerät und -verfahren geeignet ist. Dabei werden eine Folge von diskreten Höhendaten erzeugt, die mit den an bestimmten Punkten gemessenen und aus der Kopplung der geschätzten Position erhaltenen Daten arithmetisch kombiniert werden. Sechs Fehler-

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signale werden erzeugt, wovon drei zur Positionskorrektur und die weiteren drei zur Geschwindigkeitskorrektur erforderlich sind.

Fig. 1 zeigt das erfindungsgemäße Navigationsgerät mit einem Bodenabstandsmeßgerät 10 und einem absoluten Höhenmesser 12, die beide an eine Subtraktionseinheit 14 angeschlossen sind. Die Subtraktionseinheit 14 liefert Bodenhöhen an einen vom Ausgangssignal eines Bodengeschwindigkeitsanzeigers 18 gesteuerten Taktgeber 16. Durch den Bodengeschwindigkeitsanzeiger 18 werden diskrete Bodenhöhenproben über eine Leitung 20 in einen Prozessor 22 geführt. An den zum Rechnen vorgesehenen Prozessor 22 ist ein Datenspeicher 24 angeschlossen, in dem ein vorgegebenes Bodenprofil bestehend aus diskreten Bodenhöhenpunkten aus üblichen Kartendaten gespeichert ist. Zu den zusätzlich dem rechnenden Prozessor 22 eingegebenen Daten gehören dreidimensionale Fahrzeug-Positionsdaten sowie dreidimensionale Fahrzeug-Geschwindigkeitsdaten von einem Navigationsgerät 26, beispielsweise einer üblichen Koppelkursleiteinrichtung. Die vom Navigationsgerät 26 erhaltenen Geschwindigkeitsdaten dienen zum Treiben des Bodengeschwindigkeitsanzeigers 18. Zur Freigabe des Prozessors 22 für eine Minimierung der Fehlersignale werden von einem Fehlercharakteristikspeicher 30 charakteristische Fehlerdaten geliefert.

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Der Rechner-Prozessor 22 kombiniert seine eingegebenen Daten arithmetisch zur Erzeugung von Ausgangssignalen für eine Navigationssteuerung 32, wobei diese Ausgangssignale die drei Zustände bzw. Dimensionen der Fahrzeugposition sowie die drei Geschwindigkeitskoordinaten umfassen. Eine Gruppe der Ausgangssignale der Navxgationssteuerung 32 stellt über eine Leitung an eine Steuereinheit 36 übertragene Steuerbefehle dar. Die Steuereinheit 36 ist vorzugsweise ein bekannter Autopilot zur automatischen Steuerung des Flugzeugs auf einem vorgegebenen Kurs.

Das Bodenabstandsmeßgerät 10 ist vorzugsweise ein Radargerät mit stark gebündeltem Radarstrahl, beispielsweise weniger als 3 , welches den Bodenabstand in Form von digitalen Daten angibt. Obgleich die Bündelung des Radargerätes verhältnismäßig stark ist, wird bei hochfliegenden Flugzeugen ein beträchtlicher Bodenbereich von dem Radarstrahl überdeckt und es ist daher eine einfache Transformation zur Unterdrückung dieses Radarfehlers erforderlich. Diese einfache Transformation umfaßt das Aufsummieren von mit der Antennenverstärkung bewerteten Gebieten beginnend mit dem dem Flugzeug am nächsten liegenden Gebiet, - das ist das gerade vermessene Gebiet - bis zu entfernteren Gebieten, und zwar so lange, bis die reflektierte Leistung eine Leistungsschwelle überschreitet. Durch den Bau eines eine sehr geringe Schwelle messenden Sensors werden alle Fehler mittels dieser Transformation minimiert. Der

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absolute Höhenmesser 12 ist vorzugsweise ein Barometergerät, das mit einem Vertikalbeschleunigungsmesser zur Messung inkorrekter oder zufälliger Höhenschwankungen zusammenwirkt. Vorzugsweise liefert auch der absolute Höhenmesser 12 digitale Höhendaten, bezogen auf Meeresspiegel oder einen anderen Bezugswert .

Die digitalen Ausgangssignale des Bodenabstandsmeßgeräts 10 und des absoluten Höhenmessers 12 werden einer bekannten Subtraktionseinheit 14 mit digitalen Ausgangssignalen zu jedem vorgegebenen Zeitpunkt eingegeben, wobei der Abstand oder die Höhe eines unmittelbar bzw. senkrecht unter dem Flugzeug liegenden Bodenpunktes durch die folgende Gleichung bestimmt ist:

r(t) = Z_R - H_R (1)

Darin sind: r(t) = Bodenabstand (Höhe),

Z = Flugzeugabstand über einem Bezugswert (absolute Höhe),

H_p = Bodenabstand bzw. Flughöhe über dem ^K Boden.

Das Ausgangssignal der Subtraktionseinheit 14 wird in einen den Abstand der Bodendatenproben in Abhängigkeit von der Bodengeschwindigkeit steuernden Taktgeber 16 eingegeben, wobei die Bodengeschwindigkeit dem Taktgeber 16 vom Bodengeschwindig-

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keitsanzeiger 18 geliefert wird. Auf diese Weise erfolgt eine Festlegung der Bodendatenprobenpunkte in Übereinstimmung mit dem erforderlichen Abstand zur genauen Aktualisierung der Flugzeugposition und -geschwindigkeit.

Mit Navigationsgerät 26 ist ein Gerät bezeichnet, wie es für Koppelkursnavigation verwendet wird. Hierzu gehört beispielsweise eine gyroskopisch stabilisierte Trägheitsplattform mit aufgesetzten Beschleunigungsmessern zur Feststellung der Flugzeugbeschleunigung in Bezug auf den trägen Raum. Als Ausgangssignal jedes der Plattformsensoren wird eine dreidimensionale Datenangabe der Fahrzeugposition und -geschwindigkeit erhalten und dem Prozessor 22 und damit der Navigationssteuerung 32 zugeführt. Aus der Trägheitsplattform-Information und aus den vom Prozessor 22 stammenden Korrektursignalen liefert die Navigationssteuerung 32 ein vorzugsweise kontinuierliches Ausgangssignal zur Steuerung des Flugzeugs entlang eines vorgegebenen Kurses sowie Signale an die Steuereinheit 36, die im Rahmen der bei derartigen Geräten üblichen Fehlergrenzen den gewünschten Flugkurs steuern. Dieser dabei auftretende und mit größeren Zeitabständen zunehmende Fehler soll nach dem erfindungsgemäßen Navigationsverfahren möglichst klein gehalten werden.

Die Minimierung des Kursfehlers zur Erreichung einer genauen Flugzeugnavigation wird durch den Rechner-Prozessor 22 erreicht,

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der von den auf der Leitung 20 eingegebenen gemessenen Bodenhöhendaten und von den in einem Datenspeicher 24 gespeicherten Bodenhöhendaten zur Erzeugung eines Fehlerdifferenzsignals angesteuert wird. Dieses Fehlerdifferenzsignal ergibt die Differenz von gemessener Bodenhöhe und gespeicherter Bodenhöhe derjenigen Position wieder, die durch die vom Navigations gerät 26 an den Prozessor 22 gelieferten Eingangssignale identifiziert ist. Dieser Bodenhöhenfehler wird vom Prozessor 22 nach der folgenden Gleichung berechnet:

AH_R = AZ_R - Ar(t) - |-J^- ΔΧ - ||-^- ΔΥ + e (2)

Darin sind: Z = Bodenabstand über einem Bezugswert

^K (Flughöhe) ,

r(t) = Bodenhöhe über dem gleichen Bezugswert, e = Meßfehler, und

die partiellen Ableitungen stellen die Geländeneigung in X- und Y-Richtung dar.

Dieser Fehler der Geländehöhe zwischen der wahren Position des Flugzeugs über einer gemessenen Geländehöhe und der vorhergesagten Position aufgrund von gespeicherter Geländeinformation stellt eine Variable des in Figur 2 schematisch dargestellten Kaiman-Filterverfahrens dar. Das Kalman-Filterverfahren 38 erhält Eingangssignale von einem Fehlercharakteristikspeicher 30 sowie Geschwindigkeits- und Positionssignale vom

809839/0 676 _0RiOINA, ,nspected.

Navigationsgerät 26 über die Leitung 26a. Diese Datensignale dienen bei der Kaiman-Filterung zur Erzeugung von drei Positionssignalen auf der Leitung 40, von denen sich jedes auf eine der drei Hauptachsen bezieht. Außerdem liefert die Kaiman-Filterung drei Geschwindigkeitssignale auf Leitungen 42, die ebenfalls den drei Hauptachsen entsprechen.

Kaiman-Filterung ist ein bekanntes Verfahren, das insbesondere im Journal of Basic Engineering vom März 1960 in dem Artikel von R. E. Kalman "A New Approach to Linear Filtering and Prediction Problems" beschrieben ist.

Der die Kaiman-Filterung vornehmende Prozessor 22 enthält die dazu erforderlichen Recheneinheiten. Da Divisionen in einem Rechner als Folge von Subtraktionen durchgeführt werden, und weil Subtraktionen durch Addiergeräte in Zusammenarbeit mit Komplementiergeräten vorgenommen werden, sind zur Lösung der Gleichungen des Kaiman-Filterverfahrens lediglich Addiereinheiten, Komplementiereinheiten, sowie Vorzeichen und Größenvergleichseinheiten erforderlich. Bei der Berechnung der Fehlersignale für die Navigationssteuerung 32 wird angenommen, daß die Geschwindigkeitsmessungen V (t), V (t) und V (t) dem Prozessor 22 vom Navigationsgerät 26 eingegeben werden. Es wird ferner unterstellt, daß sich die Geschwindigkeitsfehler vom Navigationsgerät 26 langsam ändern, so daß

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die Flugzeugposition folgendermaßen beschreibbar ist: = x(t_k) + /_t ^{k+1 V} _x('^r) ^{dx +} ^k-l-l·"^¹^¹-'^ ^{+ ν7}χ^ ⁽³⁾

V„(t) dx -I- Ct₁^-U₁Jb-Ct,) -h-7„(k) (4)

rVl

Die Geschwindigkeitsfehlerkomponenten der Positionssignale sind dabei folgendermaßen darstellbar:

^{+ w}y^(k)

Durch die Verwendung der Kaiman-Filterung zur Lösung der obigen Gleichungen sind Navigationsgerätsfehler durch sequen tielle Verarbeitung der Radarabstandsmessungen ÄH gemäß Gleichung (2) minimierbar und können dem Filterprozeß 38 ein gegeben werden. Durch arithmetisches Kombinieren der Eingangssignale für die Kaiman-Filterung 38 sind die jeweilige Flugzeugposition und -geschwindigkeit basierend auf einer Folge vorhergehender und gegenwärtiger Messungen berechenbar Der Rechner-Prozessor 22 führt diese Berechnungen durch Linearisierung der Meßgleichungen um die jeweils geschätzte Flugzeugposition durch und aktualisiert sie unter Verwendung von linearer Kaiman-Filterung.

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Anders gesagt entspricht die Flugzeugposition nach der Aktualisierung [x(ti.·])] der Position vor der Aktualisierung [x(t, )] plus der Fahrzeugbewegung aus der gemessenen Geschwindigkeit plus der Bewegung aufgrund einer Vorgabe bei der Geschwindigkeitsmessung plus eines Fehlerausdrucks. Die Geschwindigkeitsfehlergleichungen (6, 7, 8) deuten an, daß die Geschwxndxgkextsvorgabe nach der Aktualisierung der Geschwindigkeitsvorgabe vor der Aktualisierung zuzüglich des Fehlerkorrekturfaktors ist. Letztlich gibt die Geländehöhendifferentialgleichung (2) an, daß die Radarmessung der Höhe über einem Bezugswert Z_n minus der Geländehöhe r(t) an der Stelle

JK

h(x, y) ist.

Fig. 3 zeigt das Rechenverfahren zur Erzeugung der aktualisierten Fahrzeugposition und -geschwindigkeit. In Fig. 3 ist ein Gelände in den Dimensionen X und Z dargestellt, es wird allerdings darauf hingewiesen, daß die dritte Dimension natürlich ebenfalls existiert. Es sei angenommen, ein Flugzeug befände sich an der Stelle 44 und nähme einen Bodenabstand gemäß der Linie 46, dann ist die Geländehöhe über einem Bezugswert 48 gleich der gemessenen Flughöhe an der Stelle 44 minus des gemessenen Radarabstandes zum Gelände. Das Navigationsgerät 26 liefert an den Prozessor 22 Daten, die sich auf den vorgegebenen Kurspunkt 50 des Flugzeugs beziehen. Die Geländehöhe X_Q an dieser Stelle wird aus dem Datenspeicher 24 ent-

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nommen und dadurch ein Boden- oder Geländeprofil an den Prozessor geliefert. In der Umgebung des Punktes X_Q wird die Geländesteigung 52 linear angenommen. Die Geländesteigung 52 ist somit eine lineare Näherung der Steigung an der Stelle X , die aus den gespeicherten Geländehöhendaten berechnet ist. Mit der aus dem Speicher 24 erhältlichen Geländehöhe ist eine entlang der Linie 54 vorhergesagte Radarmessung durchführbar und mit der tatsächlichen Radarmessung 46 vergleichbar. Aus Gleichung (2) ist die Differenz dieser Radarmessungen ableitbar; sie

führt zu einem Wert Δ H , nämlich dem Abstand von der vorherig

gesagten Position 50 zur aktualisierten Position 56 des Flugzeugs. Die aktualisierte Position 56 ist die Stelle, an der das Flugzeug bei der Messung an der tatsächlichen Stelle 44 fliegen sollte. Die Differenz zwischen den Positionen 44 und 56 stellt ein Positionsfehlersignal in der X-Richtung dar, das der Navigationssteuerung 32 zur Kursberichtigung eingegeben wird.

Es wird darauf hingewiesen, daß Fig. 3 eine vereinfachte Darstellung der Arbeitsweise des Prozessors 22 bei der Erzeugung der Positionsfehlersignale für die Navigationssteuerung 32 darstellt. Diese Berechnungen erfolgen nämlich aufgrund gemessener und gespeicherter Daten.

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Fig. 4 zeigt in dreidimensionaler Darstellung den Flug eines Flugzeuges entlang eines Bodenkurses 58. Das Flugzeug 60 nimmt Höhenabstände mittels des Radarstrahls 62 und sammelt bzw. berechnet die Flughöhen über einem Bezugswert 64. Das Navigationsgerät 26 liefert dabei dreidimensionale Daten der beispielsweise durch die Stelle 68 vorausgesagten Flugzeugposition.

Das Navigationsgerät 26 liefert außerdem dreidimensionale Geschwindxgkeitsdaten, also Geschwindigkeitsdaten für jede der in Fig. 4 dargestellten drei Hauptachsen. Unter Verwendung der im Speicher 24 gespeicherten Bezugsdaten und der an der Stelle 66 vorgenommenen Geländesteigungsberechnung in X- und Y-Richtung wird die aktualisierte Position des Flugzeugs 60 für die Stelle 68 berechnet. Der Fehler zwischen der tatsächlichen Position und der gewünschten Position in X-, Y- und Z-Richtung wird der Navigationssteuerung 32 zur Korrektur der Position des Flugzeugs 60 an der Stelle 68 eingegeben.

Eine einzige Messung liefert für die Aktualisierung der Flugzeugposition jedoch keine hinreichende Information. Alle Messungen sowie die im Speicher 24 gespeicherten Bezugsdaten sind mit einem Fehler behaftet, so daß die Berechnung der Geländesteigung lediglich eine Näherung darstellt. Außerdem liefert eine einzige Radarmessung keine eindeutige Positions-

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information. Das Flugzeug 60 mißt daher die Höhe parallel zum Radarstrahl 70 ein zweites Mal, wobei das Navigationsgerät 26 Informationen an einer vorausgesagten Position 72 liefert. Aus den vorausgesagten Positionsdaten, der Radarmessung und den im Speicher 24 abgelegten Daten wird eine aktualisierte Position 74 des Flugzeugs 60 berechnet. Hierbei treten jedoch weiterhin Fehler auf und die Messung für die vorausgesagte Position 74 ist somit nicht genauer als die für die vorausgesagte Position 64 vorgenommene Messung. Zur Minimierung des für jede gemessene Position des Flugzeugs auftretenden Fehler werden die Daten bei der Bestimmung der Position und Geschwindigkeit des Flugzeugs rekursiv weiterverarbeitet.

Fig. 5 verdeutlicht die rekursive Weiterverarbeitung zur Berechnung von Navigationsbefehlen für die Steuereinheit 36. Es sei angenommen, ein Flugzeug bewege sich in Richtung des Kurspfeils 76 über das Gelände, wobei eine erste Radar-Höhenmessung 80 an der Stelle 78 vorgenommen werde. Diese Radarmessung liefert die tatsächliche Flughöhe über dem Gelände. Die absolute Höhe über einem Bezugswert ist durch dia Linie dargestellt. Die für die Stelle 84 vorausgesagte Position des Flugzeugs wird wiederum aus den vom Navigationsgerät 26 aufgenommenen Daten zur Berechnung der Geländesteigung und einer geschätzten aktualisierten Position abgeleitet. Es sei ferner

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angenommen, der Fehler an dieser Position liege zwischen den Grenzen 92 und 94.

Die Geländesteigung 86 wird zur weiteren Verdeutlichung als Linie 86a durch die Flugzeugposition 78 gelegt. Wie erwähnt, sind die Radarmessung sowie die gespeicherten Bezugsdaten mit einem Fehler behaftet, so daß die exakte Lage der Geländesteigungslinie 86a zwischen den Grenzen 88a und 88b unbestimmt ist. Diese Grenzlinien geben die Fehlergrenze für die Radardaten und die gespeicherten Bezugsdaten an. Die Messung des Flugweges über dem Bezugswert ist somit innerhalb der Fehlergrenzen 90a und 90b unbestimmt. Die gemessene Position des Flugzeugs liegt somit irgendwo zwischen den Linien 88a und 88b und den Positionsgrenzen 92 und 94.

Dieser ünbestimmtheitsgrad der Flugzeugposition wird in die Berechnungen der aktualisierten Position gemäß Fig. 3 und 4 eingeführt. Eine vollkommen genaue Positionsaktualisierung ist daher aufgrund dieser unzulänglichen Daten unmöglich.

Während sich das Flugzeug auf dem Flugweg 96 in Richtung des Pfeils 76 weiterbewegt, wird eine weitere Radarmessung in einem Abstand genommen, der einem ganzzahligen Vielfachen eines der Streckenintervalle an der Stelle 98 entspricht. Aus Gründen der Klarheit sind benachbarte Positionsmessungen

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nicht dargestellt. Das Streckenintervall 100 zeigt jedoch den zwischen benachbarten Positionsstellen vom Flugzeug zurückgelegten Weg.

Für die zweite Radarmessung an der Stelle 98 muß man annehmen, daß sowohl bei den Radarbezugsdaten als auch bei der absoluten Höhenmessung die gleichen Fehler auftreten. Die Geländesteigung 1O2 wird aus den vom Geländedatenspeicher 24 zur Verfügung gestellten Bezugsdaten berechnet; sie wird als Geländesteigungslinie TO2a wiederum durch die zweite Meßstelle 98 gelegt. Die Linien 104a und 104b geben die Radar- und Bezugsfehlerschranken an, so daß die Geländesteigungslinie 102a irgendwo zwischen diesen Fehlerschranken verlaufen kann. Die Fehlerschranken 88a und 88b der ersten Meßstelle 78 werden nun an die zweite Meßstelle 98 übertragen und geben durch die Linien 106 und 108 Grenzwerte für eine Positionsunschärfe an. Auch an der Stelle 98 verbleibt jedoch eine gewisse Positionsunschärfe.

Zur Verringung dieser Positionsunschärfe werden die bei der ersten Radarmessung an der Stelle 78 erzeugten und im Rechner-Prozessor 22 gespeicherten Daten nun auf die zweite Meßstelle 98 übertragen. Zu dieser Projektion oder Übertragung werden die vom Navigationsgerät 26 gelieferten Fluggeschwindigkeitsdaten mit den an der ersten Meßstelle 78 erhaltenen Daten

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hochgerechnet, um mit der zweiten Meßstelle 98 zusammenzufallen. Diese erste Schätzung wird an die zweite Meßstelle dadurch projiziert, daß die Geländesteigungslinie 86a durch die Linie 86a¹ und die Radar- und Bezugsdatenschranken durch die Linien 88a¹ und 88b¹ wiedergegeben werden. Der Prozessor 22 kombiniert nun die Daten von der ersten und zweiten Radarmessung zur Begrenzung des Fehlers aus der Bezugswertmessung auf die Linien 114 und 116, wodurch die Positionsunschärfe weiter auf die Grenzen 110 und 112 eingeschränkt wird. Die derart gemessene und berechnete Positionsunschärfe der Flugzeugposition liegt nun innerhalb des Parallelogramms 118. Man erkennt, daß die Flugzeugpositionsunschärfe auf das zwischen den Schnittlinien der ersten und zweiten Schätzung liegende Gebiet beschränkt ist, wodurch die Berechnung der aktualisierten Flugzeugposition durchgeführt werden kann.

Dieses rekursive Verfahren wird bei jeder nachfolgenden Radarmessung erneut angewandt und die zuvor erhaltenen Daten werden mit den jeweils letzten Radarmeßdaten kombiniert. Die die Flugzeugposition innerhalb des Parallelogramms 118 angebenden Daten werden somit mit den Daten einer dritten Radarmessung zur weiteren Fehlerbeschränkung und zur Verringerung der Positionsunschärfe kombiniert.

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Bei jeder neuen Radarmessung werden aktualisierte Positionsdaten zur Berechnung der Flugzeugposition und -geschwindigkeit erzeugt, und diese aktualisierten Daten werde der Navigationssteuerung 32 eingegeben. Die Navigationssteuerung 32 kombiniert die aktualisierten Daten mit dem Ausgangssignal vom Navigationsgerät 26 und liefert daraus Kursbefehle an die Steuereinheit 36. Bei jeder Radarmessung werden somit die Flugzeugposition aktualisiert und die Meßfehler durch rekursives Berechnen der Positionsunschärfegrenzen minimiert. Dies gestattet die Berechnung von korrigierenden Steuerbefehlen an einzelnen Punkten des Flugkurses, der einem Bodenkurs (beispielsweise 58) entspricht.

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Leerseite

Claims

UEXKÜLL & STOLBERG PATENTANWÄLTE BESELERST ^ASSE 4 2000 HAMBURG 52 DR- J-D. FRHR. von UEXKÜLL DR. ULRICH GRAF STOLBERG DIPL.-ING. JÜRGEN SUCHANTKE Ε-Systems, Inc. (Prio: 15. März 1977 US 777 776 - 14490) LBJ Freeway Dallas, Texas/V.St.A. Hamburg, 6. Januar 1978 Navigationsgerät Patentansprüche

1.) Navigationsgerät, gekennzeichnet durch einen Bodenprobendetektor zur in bestimmten Zeitabständen erfolgenden Bestimmung der Höhe eines Fahrzeugs über dem Boden sowie zur Erzeugung von Datenproben der Höhe, durch eineKoppelkursleiteinrichtung zur Erzeugung von Positions- und Geschwindigkeitssignalen, durch einen aufgezeichnete Bodendaten enthaltenden Datenspeicher, durch einen aufgrund der Höhe, der Positions- und Geschwindigkeitssignale sowie der aufgezeichneten Bodendaten diskrete Signalproben der Geschwindigkeits- und Positionskorrektur erzeugenden

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Prozessor, und durch eine auf die Signalproben vom Prozessor ansprechende Navigationssteuerung zur Erzeugung von Navigationsbefehlen.

2. Navigationsgerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Prozessor von den der Bodenhöhe entsprechenden Datenproben ansteuerbar ist, um die diskreten Signalproben bei jedem einzelnen Zeitintervall auf den neuesten Stand zu bringen.

3. Navigationsgerät nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Prozessor von charakteristischen Fehlersignalen ansteuerbar ist, die charakteristischen Fehlern des Bodenprobendetektors und der Koppelkursleiteinrichtung entsprechen.

4. Navigationsgerät nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Prozessor zur rekursiven Erzeugung von auf den neuesten Stand gebrachten diskreten Signalproben von den zuvor erzeugten Signalproben steuerbar ist.

5- Navigationsgerät nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Prozessor eine Kalman-Filtereinheit aufweist, die zur Erzeugung diskreter Signalproben

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der Geschwindigkeits- und Positionskorrektur von Positionssignalproben sowie von Geschwindigkeits- und Positionssignalen ansteuerbar ist.

6. Navigationsgerät nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Kaiman-Filtereinheit durch charakteristische Fehlersignale ansteuerbar ist, die charakteristischen Fehlern des Bodenprobendetektors und der Koppelkursleiteinrichtung entsprechen.

7. Navigationsgerät nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Kaiman-Filtereinheit zur rekursiven Erzeugung von aktuellen, diskreten Signalproben aus zuvor erzeugten Signalproben dient.

8. Navigationsgerät nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Bodenproben eine Bodenabstandsmessung sowie eine Bezugsabstandsmessung umfassen und daß der Prozessor sich zur Erzeugung der Positionsfehlersignalproben der nachstehenden Beziehung bedient:

AH_R = Z_R - h(xy),

worin H_R der Bodenabstand, Z ein Bezugsabstand und h(xy) die Bodenhöhe vorgegebener Daten bedeuten.

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9. Navigationsgerät nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß ein Bodenabstandsmeßgerät zur Erzeugung von Bodenabstandssignalen sowie ein absoluter Höhenmesser zur Erzeugung von Höhenbezugssignalen vorgesehen sind, und daß der Prozessor von den Bodenabstandssignalen und den Höhenbezugssignalen steuerbar ist.

10. Navigationsgerät nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Kaiman-Filtereinheit zur rekursiven Erzeugung aktueller diskreter Signalproben aus zuvor erzeugten Signalproben und aktuellen Positionsund Geschwxndxgkeitsdaten dient-

11. Navigationsgerät nach einem der Ansprüche 1 bis 1O, dadurch gekennzeichnet, daß die Kaiman-Filtereinheit von charakteristischen Fehlersignalen ansteuerbar ist, die charakteristischen Fehlern des Bodenabstandsmeßgeräts, des absoluten Höhenmessers und der Koppelkursleiteinrichtung entsprechen.

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