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Dokumentenidentifikation DE60205851T2 29.06.2006
EP-Veröffentlichungsnummer 0001326153
Titel Vorrichtung und Verfahren zur Navigation eines Flugzeugs
Anmelder The Boeing Company, Seattle, Wash., US
Erfinder McIntyre, Melville Duncan W., Bellevue, Washington 98006, US
Vertreter Patent- und Rechtsanwälte Kraus & Weisert, 80539 München
DE-Aktenzeichen 60205851
Vertragsstaaten DE, FR, GB
Sprache des Dokument EN
EP-Anmeldetag 30.12.2002
EP-Aktenzeichen 020805628
EP-Offenlegungsdatum 09.07.2003
EP date of grant 31.08.2005
Veröffentlichungstag im Patentblatt 29.06.2006
IPC-Hauptklasse G05D 1/00(2006.01)A, F, I, 20051017, B, H, EP

Beschreibung[de]
Erfindungsgebiet

Diese Erfindung betriff Flugzeugnavigationssysteme und spezieller eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Navigation eines Flugzeugs, die bzw. das eine Mischarchitektur verwendet, die aus einem globalen Positionierungssystem (Global Positioning System, GPS) und mikroelektromechanischen Sensoren (Micro-Electromechanical Sensors, MEMS) für das primäre Navigationssystem und einem Laser-Gyroskopsystem für das sekundäre Navigationssystem besteht.

Hintergrund der Erfindung

Ein Flugzeugnavigationssystem ist die Datenquelle für viele kritische Avionikfunktionen, wie z.B. das primäre Flugkontrollsystem, die Pilotenraumanzeigen und Führungs-, Steuerungs- und Stabilisationssysteme, einschließlich automatische Landesysteme. Das Navigationssystem misst eine Vielzahl von Parametern, welche den Zustand des Flugzeugs definieren, wie z.B. Lage, Steuerkurs, Winkelgeschwindigkeiten, Beschleunigung, Kurswinkel, Flugbahnwinkel, Geschwindigkeit über Grund und Position, und stellt die Daten den Avioniksystemen zur Anzeige und zur Verwendung bei der Steuerung des Fluges des Flugzeugs bereit.

Kommerzielle Flugzeuge haben allgemein auf einer Trägheitsnavigation beruht. Eine Trägheitsnavigation erfordert, dass das Navigationssystem in einer Startposition initialisiert wird, und bietet basierend auf dieser Referenz autonome und kontinuierliche Messungen. Als solche sind Trägheitsnavigationssysteme insbesondere nützlich für eine Navigation über Wasser, wo es schwieriger ist, Bodenbezugspunkte für die Messungen zu erhalten. Die meisten Trägheitsnavigationssysteme sind jedoch teuer und unterliegen über die Zeit Zunahmen hinsichtlich eines Positionsfehlers, üblicherweise als „Drift" bezeichnet.

Spezieller sind die meisten kommerziellen Flugzeuge mit traditionellen oder, weniger üblich, fehlertoleranten Flugdaten-Trägheitsreferenzeinheiten (Air Data Inertial Reference Units, ADIRU) ausgestattet, um eine eigenständige Trägheitsnavigation durchzuführen und die notwendigen Flugdaten den Avioniksystemen bereitstellen. Um sicherzustellen, dass Navigationsdaten während eines Fluges kontinuierlich bereitgestellt werden, haben Flugzeuge allgemein mehr als ein, typischerweise drei, traditionelle ADIRUs, welche in einer redundanten Anordnung parallel arbeiten, was als Triplex-Konfiguration bezeichnet wird. Solche traditionellen ADIRUs werden in dem Großteil von großen kommerziellen Flugzeugen verwendet. Diesbezüglich erfordern diejenigen Flugzeuge, welche eine automatische Landefähigkeit nach Kategorie 3B aufweisen, drei ADIRUs, während die anderen Navigationserfordernisse mit minimal zwei ADIRUs erfüllt werden können. Alternativ können die meisten modernen kommerziellen Flugzeuge eine einzige fehlertolerante ADIRU-Anordnung aufweisen, welche dazu aufgebaut ist, zu drei separaten traditionellen ADIRUs äquivalent zu sein. Die einzige fehlertolerante ADIRU ist derart aufgebaut, dass, wenn irgendeine Komponente ausfällt, die ADIRU betriebsbereit bleibt, da dieselbe ADIRU redundante Komponenten beinhaltet. Tatsächlich ist die fehlertolerante ADIRU allgemein dazu aufgebaut, betriebsbereit zu bleiben, selbst wenn zwei beliebige Komponenten ausfallen.

Jede traditionelle ADIRU verfügt über drei Ring-Laser-Gyroskope der Navigationsklasse und drei Beschleunigungsaufnehmer. Daher hat eine Triplex-Konfiguration aus den drei traditionellen ADIRUs eine Gesamtzahl von neun Ring-Laser-Gyroskopen der Navigationsklasse und neun Beschleunigungsaufnehmern. Jede fehlertolerante ADIRU hat hingegen sechs Ring-Laser-Gyroskope der Navigationsklasse und sechs Beschleunigungsaufnehmer. Die Ring-Laser-Gyroskope der Navigationsklasse und Beschleunigungsaufnehmer bieten dem Flugzeug eine Trägheitsnavigation mit einem geringen Ausmaß an Drift, typischerweise weniger als 0,01 Grad/Stunde, aber sie sind teuer. Alle ADIRUs, traditionelle und fehlertolerante, erfordern, dass die Trägheitsmessungen mit einer großen Präzision aufgenommen werden und dass eine nachfolgende Verarbeitung dieser Messungen diese Präzision beibehält. Somit haben ADIRU-Prozessoren allgemein eine komplexe und proprietäre Sensorschnittstelle, um die genaue Zeitsteuerung, die genauen Messungen und spezielle Merkmale, welche notwendig sind, bereitzustellen. Zusätzlich müssen die Prozessoren und Schnittstellen allgemein von demselben Unternehmen hergestellt oder geliefert werden, welches die Sensoren geliefert hat, um die Kompatibilität unter den Komponenten der ADIRU sicherzustellen. ADIRUs sind von verschiedenen Anbietern verfügbar, einschließlich der Honeywell HG2050 (traditionelle ADIRU) und HG2060 (fehlertolerante ADI-RU) und der Litton (Northrop Grumman) LTN-101 (traditionelle ADIRU).

Ein mit einer fehlertoleranten ADIRU ausgestattetes Flugzeug trägt auch eine sekundäre Lageflugdaten-Referenzeinheit (Secondary Attitude Air Data Reference Unit, SAARU), welche in dem seltenen Fall, dass die ADIRU versagt, ein Ersatz für die ADIRU ist. Diese Architektur wird als ein fehlertolerantes Flugdaten-Trägheitsreferenzsystem (Fault-Tolerant Air Data Inertial Reference System, FT-ADIRS) bezeichnet. Die Komponenten der SAARU sind absichtlich unähnlich zu der ADIRU, um gleichartige Fehler in beiden Einheiten auszuschließen. Das heißt, dass die SAARU allgemein keine Ring-Laser-Gyroskope beinhalten wird, wenn die ADIRU Ring-Laser-Gyroskope beinhaltet. Die SAARU kann über vier faseroptische Gyroskope der Lageklasse verfügen. Die faseroptischen Gyroskope bieten die notwendige unähnliche Gestaltung, leiden jedoch unter einem höheren Ausmaß an Drift als die Laser-Gyroskope der ADIRU, wobei die Drift allgemein mehrere Grad/Stunde beträgt. Zusätzlich sind faseroptische Gyroskope ebenfalls kostspielig. Wie bei den Laser-Gyroskopen der ADIRU erfordert die faseroptische Gyroskopkonfiguration der SAARU ihre eigenen Prozessoren, Energieversorgungen, Eingabe/Ausgabe-Module und eine proprietäre Schnittstelle, um Signale zu verarbeiten, was ebenfalls die Kosten der SAARU erhöht. Darüber hinaus ist die SAARU nicht fehlertolerant, so dass sie vor dem Betrieb des Flugzeugs vollständig funktionsfähig sein muss, um die Verfügbarkeit dieser Ersatzeinheit sicherzustellen.

Beispielhaft stellt 1 eine herkömmliche FT-ADIRS-Architektur mit einer einzigen fehlertoleranten ADIRU 12 dar, welche sich in dem vorderen Elektro-/Elektronikschacht eines Boeing-777-Flugzeugs befindet. Die ADIRU 12 hat sechs Ring-Laser-Gyroskope und sechs Beschleunigungsaufnehmer, welche allgemein mit 14 bezeichnet sind, und vier Prozessoren 16 (P1-P4), um die Signale von den Gyroskopen und Beschleunigungsaufnehmern 14 zu verarbeiten. Die Prozessoren 16 kommunizieren mit anderen Avioniksystemen über die Flugkontrollbusse, welche allgemein einen rechten Flugkontrollbus 26, einen mittleren Flugkontrollbus 28 und einen linken Flugkontrollbus 30 beinhalten. Die drei Flugkontrollbusse entsprechen dem ARINC-Standard 629 und sind bidirektionale Hochgeschwindigkeitsdatenbusse, welche von allen mit ihnen verbundenen teilnehmenden ARINC-629-Terminals zur Eingabe-/Ausgabe (I/O) gemeinsam genutzt werden. Die I/O-Module in der fehlertoleranten ADIRU dienen dazu, Flugdatensensoreingaben zu empfangen und die gesamte Gruppe von Trägheits- und Flugdatenzustandssignalen an Benutzeravioniksystemen, wie z.B. Fluginstrumente, ein Flight-Management-System, automatische Pilotensteuerungen und primäre Flugsteuerungen, zu übertragen. Da Signale über den rechten 26 und linken 30 Flugkontrollbus sowohl zu als auch ausgehend von der ADIRU 12 übertragen werden können, sind allgemein Transceiver 20, 24 zwischen den jeweiligen Eingabe-/Ausgabe-Modulen 18 und dem rechten 26 und linken 30 Flugkontrollbus angeordnet. Da hingegen allgemein ausgehend von dem mittleren Flugkontrollbus 28 Signale von der ADIRU 12 empfangen werden, ist allgemein ein Empfänger 22 zwischen den jeweiligen Eingabe/Ausgabe-Modulen 18 und dem mittleren Flugkontrollbus 28 angeordnet. Um die gewünschte Redundanz bereitzustellen, beinhaltet die ADIRU 12 allgemein mehrfach redundante Prozessoren 16, wenigstens zwei Eingabe-/Ausgabe-Module 18, welche zu jedem Flugkontrollbus 26, 28, 30 gehören, und wenigstens zwei Transceiver oder Empfänger 20, 22, 24, welche in Verbindung mit dem jeweiligen Flugkontrollbus stehen.

1 zeigt auch die Ersatz-SAARU 32 mit Komponenten, welche unähnlich zu den Komponenten der ADIRU 12 sind. Die SAARU 32 verfügt über vier faseroptische Gyroskope 34 und zwei Prozessoren 36 (PY, PZ), um die von den Gyroskopen 34 ausgehenden Signale zu verarbeiten. Die SAARU 32 beinhaltet auch mehrere Eingabe-/Ausgabe-Module 38, von welchen jeweils eines zu jedem Flugkontrollbus 26, 28, 30 gehört. Die jeweiligen Eingabe/Ausgabe-Module 38 sind wiederum mit dem rechten 26 und linken 30 Flugkontrollbus durch entsprechende Empfänger 40, 44 und mit dem mittleren Flugkontrollbus 28 durch einen Transceiver 42 verbunden.

Die Flugkontrollbusse sind auch mit dem linken Flugzeug-Informationsmanagementsystem (Aircraft Information Management System, AIMS) 52 und dem rechten AIMS 50 verbunden. Das linke AIMS 52 ist allgemein mit dem linken Flugkontrollbus 30 durch einen Transceiver 64 und mit dem mittleren 28 und rechten 26 Flugkontrollbus durch einen Empfänger 60, 62 verbunden. Das rechte AIMS 50 ist hingegen allgemein mit dem rechten Flugkontrollbus 26 durch einen Transceiver 58 und mit dem linken 30 und mittleren 28 Flugkontrollbus durch einen Empfänger 54, 56 verbunden. Wie es 1 veranschaulicht, ist das linke AIMS 52 mit dem Fühler 49 für eine Gesamtlufttemperatur (Total Air Temperature, TAT) und dem linken Messflügel 48 für den Anstellwinkel (Angle Of Attack, AOA) verbunden und empfängt davon ausgehend Daten. Das rechte AIMS 50 ist ebenfalls mit dem TAT-Fühler 49 und dem rechten AOA-Messflügel 46 verbunden und empfängt ausgehend davon Informationen. Somit stellen das rechte und linke AIMS 50, 52 eine Schnittstelle bereit, indem die analogen Ausgaben der AOA-Flügelsonde 48 und des TAT-Fühlers 49 in digitale Signale zur Übertragung über die Flugkontrollbusse an die ADIRU 12 und SAARU 32 umgewandelt werden.

Zusätzlich sind die Flugkontrollbusse mit sechs primären Flugdatenmodulen (Air Data Module, ADM) verbunden. Diese Module messen den gesamten und den statischen Druck, welcher mit der das Flugzeug umgebenden Luft verbunden ist, und stellen über die Flugkontrollbusse Signale an die ADIRU 12 und SAARU 32 bereit. Ein ADM 68 misst den Gesamtdruck ausgehend von einem mittleren Pitot-Fühler 67, wobei das ADM 68 durch einen Transceiver 84 direkt mit dem mittleren Flugkontrollbus 28 verbunden ist. Wie es denjenigen mit Fachkenntnissen bekannt ist, misst ein Pitot-Fühler allgemein den Gesamtdruck. Auf ähnliche Weise misst ein ADM 70 den Gesamtdruck ausgehend von einem linken Pitot-Fühler 69 und ist durch einen Transceiver 68 direkt mit dem linken Flugkontrollbus 30 verbunden. Auf ähnliche Weise misst ein ADM 66 den Gesamtdruck ausgehend von dem rechten Pitot-Fühler 65 und ist durch einen Transceiver 82 mit dem rechten Flugkontrollbus 26 verbunden. Ein ADM 72, 74, 76 und ein STBY ADM 78 messen ebenfalls den statischen Druck über Statikports 94. Das ADM 72 ist wiederum durch einen Transceiver 88 mit dem linken Flugkontrollbus 30 verbunden, das ADM 74 ist durch einen Transceiver 90 mit dem rechten Flugkontrollbus 26 verbunden, und das ADM 76 ist durch einen Transceiver 92 mit dem mittleren FLugkontrollbus 28 verbunden.

Zusätzlich zu dem Flugkontrollbus sind in 1 auch Stand-by-Anzeigebusse als gestrichelte Linien dargestellt, welche in dem seltenen Fall, dass die primären Anzeigen oder die ARINC-629-Flugkontrollbusse versagen, Informationen an die Standby-Anzeigen 100 bereitstellen. Die Standby-Anzeigebusse entsprechen ARINC-Standard 429 und verbinden die SAARU 32 und die STBY ADMs 78 und 80 mit den Standby-Anzeigen 100. Der ARINC-429-Bus stellt ein zu dem ARINC-629-Bus unähnliches Mittel bereit, um kritische Lagedaten ausgehend von der SAARU 32 durch das 429-Modul 98 zu der Standby-Lageanzeige zu übertragen, welche ebenfalls unähnlich zu den primären Anzeigen ist.

Als ein weiterer Gesichtspunkt sind sowohl die ADIRU als auch die SAARU in der Lage, die Drehgeschwindigkeit des Flugzeugs um die Querachse zu messen. Die Messungen der Drehgeschwindigkeit um die Querachse der ADIRU und SAARU können jedoch für das primäre Flugsteuerungssystem ungeeignet sein, weil die A-DIRU und SAARU sich in dem vorderen Elektro-/Elektronikschacht des Flugzeugs befinden, welcher auch den longitudinalen Biegemoden des Flugzeugs ausgesetzt ist. Aufgrund ihrer Position enthalten die ADIRU- und SAARU-Messungen der Flugzeugdrehgeschwindigkeit um die Querachse ein nicht akzeptable hohes Niveau an Signalen, welche die mit den longitudinalen Biegemoden des Flugzeugs verbundene Bewegung darstellen, was ungeeignete Messungen der Drehgeschwindigkeit um die Querachse bewirkt. Um somit das primäre Flugsteuerungssystem mit geeigneten Messungen der Drehgeschwindigkeit um die Querachse zu versorgen, welche vergleichsweise frei von longitudinaler Biegebewegung sind, sind vier zusätzliche Sensoren für die Drehgeschwindigkeit um die Querachse an dem Flügelhauptholm installiert, welcher einer sehr viel geringeren strukturellen Biegebewegung ausgesetzt ist.

Wie es ersichtlich sein wird, ist die FT-ADIRS-Gruppe, welche die fehlertolerante ADIRU, SAARU, sechs primäre Flugdatenmodule, zwei Standby-Flugdatenmodule und vier zusätzliche Sensoren für die Drehgeschwindigkeit um die Querachse beinhaltet kostspielig, wobei sie häufig mehr als $ 200.000 kostet. Als Folge der erheblichen Kosten eines herkömmlichen Trägheitsnavigationssystems für ein kommerzielles Flugzeug besteht ein Bedarf in der Flugzeugindustrie für ein sehr viel weniger kostspieliges, jedoch im gleichen Maße oder darüber hinausgehend genaues und redundantes Navigationssystem. Zusätzlich würde die Industrie stark von einem Navigationssystem profitieren, welches aus einer vergleichsweise einfachen Kombination von Komponenten hervorgeht, die keine eigens zugewiesenen Prozessoren erfordert, welche über eine proprietäre Schnittstelle kommunizieren.

Die US-A-5 719 764 offenbart ein Trägheitsreferenzsystem zur Verwendung in einem Flugzeug, welches ein primäres Navigationssystem und ein sekundäres Navigationssystem aufweist, wobei beide Systeme ein globales Positionierungssystem und eine Vielzahl von elektromechanischen Sensoren aufweisen. Sowohl das primäre Navigationssystem als auch das sekundäre Navigationssystem verwenden daher ähnliche Komponenten und sind folglich nicht zur Anwendung bei großen kommerziellen Flugzeugen geeignet.

Zusammenfassung der Erfindung

In Übereinstimmung mit dieser Erfindung werden eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Navigation eines Flugzeugs bereitgestellt, welche eine Mischarchitektur mit einem globalen Positionierungssystem (Global Positioning System, GPS) und mikroelektromechanischen Sensoren (Micro-Electromechanical Sensors, MEMS) für das redundante primäre Navigationssystem und ein Laser-Gyroskop-System für das sekundäre Navigationssystem verwenden. Der Aufbau des Navigationssystems der vorliegenden Erfindung bietet ein Navigationssystem mit vergleichsweise niedrigen Kosten, weil GPS- und MEMS-Komponenten weniger kostspielig sind als die Laser-Gyroskope und Beschleunigungsaufnehmer, welche bei den von kommerziellen Flugzeugen verwendeten herkömmlichen Trägheitsnavigationssystemen, wie z.B. dem FT-ADIRS, verwendet werden. Obwohl die vorliegende Erfindung in dem sekundären Navigationssystem Laser-Gyroskope verwendet, sind weniger Laser-Gyroskope für ein sekundäres Navigationssystem erforderlich als in herkömmlichen Navigationssystemen. Das Navigationssystem der vorliegenden Erfindung kann auch niedrigere Kosten aufweisen, weil das primäre Navigationssystem keine proprietäre Sensorschnittstelle erfordert und Verarbeitungsressourcen mit anderen Avioniksystemen gemeinsam nutzen kann, anders als bei herkömmlichen Systemen, welche eine proprietäre Sensorschnittstelle haben und fest zugeordnete Prozessoren erfordern. Zusätzlich muss das primäre Navigationssystem der vorliegenden Erfindung nicht zentralisiert sein und kann über das gesamte Flugzeug an den optimalen Positionen für die jeweiligen Komponenten verteilt sein, so dass das primäre Navigationssystem Winkelgeschwindigkeiten, wie z.B. die Drehgeschwindigkeit um die Querachse, und Beschleunigungen ausgehend von Positionen in dem Flugzeug messen kann, welche optimal für den anstehenden Messungstyp sind. Dies eliminiert die Kosten von zusätzlichen Komponenten, welche bei einem herkömmlichen Navigationssystem notwendig sind, um die Drehgeschwindigkeit um die Querachse zu messen. Insgesamt ist das Navigationssystem der vorliegenden Erfindung erheblich weniger kostspielig und einfacher zu unterhalten als die herkömmlichen Navigationssysteme, welche von kommerziellen Flugzeugen verwendet werden, weil die Komponenten weniger kosten und unterstützende Systeme mit anderen Avioniksystemen gemeinsam genutzt werden können.

Gemäß der vorliegenden Erfindung umfasst die Vorrichtung zur Navigation eines Flugzeugs ein primäres Navigationssystem und ein sekundäres Navigationssystem. Das primäre System kann redundante Empfänger für ein globales Positionierungssystem (Global Positioning System, GPS), um eine Position des Flugzeugs anzeigende Signale bereitzustellen, und redundante mikroelektromechanische Sensoren (Micro-Electromechanical Sensors, MEMS), um eine Trägheitsreferenzierung des Flugzeugs durchzuführen, aufweisen. Die GPS-Empfänger können auch den Steuerkurs des Flugzeugs bestimmen. Die MEMS können MEMS-Geschwindigkeitssensoren und MEMS-Beschleunigungsaufnehmer beinhalten. Das sekundäre Navigationssystem kann ein einziges Laser-Gyroskop-Systemsein, welches typischerweise drei Ring-Laser-Gyroskope und drei Beschleunigungsaufnehmer der Navigationsklasse beinhaltet und welches kontinuierlich eine Trägheitsreferenzierung des Flugzeugs durchführt und rein trägheitsbasierte Navigationssignale erzeugt. Die Ausgabe des primären Navigationssystems wird benutzt, um die notwendigen Daten an alle Avioniksysteme bereitzustellen. Die von dem sekundären Navigationssystem bereitgestellten Daten können hingegen in dem seltenen Fall benutzt werden, dass das redundante primäre Navigationssystem vollständig versagt. Indem sie typischerweise nur eine einzige traditionelle ADIRU beinhaltet und anstelle dessen primär auf redundantem GPS und den MEMS-Sensoren beruht, ist die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung wirtschaftlicher.

Die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung kann auch einen Mehrzweck-Computer beinhalten, welcher zusätzlich zu weiteren Avioniksystemen das primäre Navigationssystem unterstützt. Der Mehrzweck-Computer kann redundante Prozessoren aufweisen. Die Vorrichtung dieses Ausführungsbeispiels reduziert auch signifikant die Kosten eines Flugzeugnavigationssystems, weil ein eigens zugewiesener Computer nicht erforderlich ist, um die Signale von dem primären Navigationssytem zu verarbeiten, im Unterschied zu den herkömmlichen Trägheitsnavigationssystemen für kommerzielle Flugzeuge, welche eigens zugewiesene Prozessoren erfordern, um die notwenige Präzision bereitzustellen. Darüber hinaus braucht die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung, da das primäre Navigationssystem nicht auf der von Ring-Laser-Gyroskopen bereitgestellten Präzision beruht, nicht die komplexe und proprietäre Schnittstelle beinhalten, welche in herkömmlichen Navigationssystemen für kommerzielle Flugzeuge enthalten ist.

Die MEMS-Geschwindigkeitssensoren und MEMS-Beschleunigungsaufnehmer können über das gesamte Flugzeug verteilt sein. Die MEMS-Geschwindigkeitssensoren und MEMS-Beschleunigungsaufnehmer können in Clustern von drei MEMS-Geschwindigkeitssensoren und drei MEMS-Beschleunigungsaufnehmern verteilt sein. Da jeder MEMS-Geschwindigkeitssensor eine Ausgabe bereitstellen kann, welche auf einer Bewegung des Flugzeugs in einer entsprechenden Richtung basiert, können die Cluster von drei MEMS-Geschwindigkeitssensoren derart angebracht sein, dass die Richtungen, in welchen die entsprechenden MEMS-Geschwindigkeitssensoren eine Bewegung des Flugzeugs erfassen, wechselseitig orthogonal sind. In ähnlicher Weise können, da jeder MEMS-Geschwindigkeitsaufnehmer eine Ausgabe bereitstellen kann, welche auf einer Bewegung des Flugzeugs in einer entsprechenden Richtung basiert, die Cluster von drei MEMS-Beschleunigungsaufnehmern derart angebracht sein, dass die Richtungen, in welchen die entsprechenden MEMS-Beschleunigungsaufnehmer eine Bewegung des Flugzeugs erfassen, wechselseitig orthogonal sind. Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung können die drei MEMS-Geschwindigkeitssensoren eines Clusters derart angebracht sein, dass jeder eine Bewegung des Flugzeugs entlang einer entsprechenden von den drei wechselseitig orthogonalen Hauptachsen des Flugzeugs erfasst. In derselben Weise können die drei MEMS-Beschleunigungsaufnehmer eines Clusters derart angebracht sein, dass jeder eine Bewegung des Flugzeugs entlang einer entsprechenden der drei wechselseitig orthogonalen Hauptachsen des Flugzeugs erfasst. Diese verteilte Anordnung der MEMS-Sensoren ist vorteilhaft, weil die Cluster an Positionen platziert sein können, wo die geeignetsten Messungen zur Verwendung durch die Avioniksysteme, z.B. das primäre Flugsteuerungssystem, erhalten werden. Dies ist eine erhebliche Verbesserung gegenüber dem herkömmlichen Ansatz, das FT-ADIRS vollständig innerhalb des vorderen Elektro-/Elektronikschachts des Flugzeugs unterzubringen und dann zusätzliche Sensoren an dem Hauptflügelholm zu installieren, um die Drehgeschwindigkeit des Flugzeugs um die Querachse zu messen.

Bei einem Ausführungsbeispiel des Verfahrens der vorliegenden Erfindung werden zunächst ein primäres Navigationssystem mit redundantem GPS und MEMS-Sensoren und ein sekundäres Navigationssystem mit einem einzigen Laser-Gyroskop-System bereitgestellt. Während des Fluges kann das GPS dann unter anderem die Position, Geschwindigkeit über Grund und den Steuerkurs des Flugzeugs anzeigende Signale bereitstellen und die MEMS-Sensoren können die Trägheitsbewegung des Flugzeugs anzeigende Signale bereitstellen. Gemäß dem Verfahren der vorliegenden Erfindung wird das Flugzeug basierend auf den von dem GPS und den MEMS-Sensoren bereitgestellten Signalen navigiert, geführt und gesteuert, solange das GPS und die MEMS-Sensoren funktionsfähig sind. Die von dem bzw. den redundanten GPS und MEMS-Sensoren bereitgestellten Signale können in einem geeigneten Filter zusammengeführt und gemischt werden, um eine einzige Signalgruppe von Navigationsdaten mit hoher Integrität zur Verwendung in den Avioniksystemen abzuleiten. In dem seltenen Fall, dass das redundante primäre Navigationssystem vollständig versagt, kann das Flugzeug basierend auf den die Trägheitsbewegung des Flugzeugs anzeigenden Signalen von dem Laser-Gyroskopsystem navigiert, geführt und gesteuert werden.

Somit bieten die Vorrichtung und das Verfahren der vorliegenden Erfindung der Industrie ein im Vergleich zu den herkömmlichen von kommerziellen Flugzeugen benutzten Navigationssystemen weniger kostspieliges, aber in gleicher Weise oder darüber hinausgehend genaues und redundantes Navigationssystem. Die Industrie wird stark von dem primären Navigationssystem der vorliegenden Erfindung profitieren, welches durch eine Kombination von kostengünstigen GPS- und MEMS-Komponenten geschaffen ist, welche keine eigens zugewiesenen Prozessoren oder proprietäre Schnittstelle erfordern. Obwohl für das sekundäre Navigationssystem eine herkömmliche Gyroskop-Konfiguration verwendet wird, reduziert die Gesamtgestaltung des Navigationssystems der vorliegenden Erfindung die Kosten, weil weniger kostspielige Gyroskope, Beschleunigungsaufnehmer und eigens zugewiesene Prozessoren erforderlich sind. Somit wird der industrielle Bedarf für ein Navigationssystem mit Komponenten, welche über das gesamte Flugzeug verteilt werden können, und welche Verarbeitungsressourcen mit anderen Avioniksystemen gemeinsam nutzen können, um Signale zu verarbeiten und den Avioniksystemen Daten bereitzustellen, von der vorliegenden Erfindung erfüllt.

Kurzbeschreibung der Zeichnungen

Nachdem somit die Erfindung in allgemeiner Weise beschrieben wurde, wird nun auf die beigefügten Zeichnungen Bezug genommen, welche nicht unbedingt maßstabsgerecht gezeichnet sind und in welchen:

1 ein herkömmliches Trägheitsnavigationssystem veranschaulicht, welches eine einzige fehlertolerante ADIRU und eine Ersatz-SAARU aufweist;

2 eine Blockdiagrammdarstellung eines Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung ist, welche ein primäres Navigationssystem darstellt, das eine Mischarchitektur aufweist, die aus einem GPS und MEMS-Sensoren und einem sekundären Navigationssystem mit Laser-Gyroskopen besteht; und

3 eine detaillierte Darstellung des primären Navigationssystems eines Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung ist.

Detaillierte Beschreibung der Erfindung

Die vorliegende Erfindung wird hiernach nun vollständiger unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben, in welchen bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt sind. Diese Erfindung kann jedoch in vielen unterschiedlichen Formen ausgeführt werden und sollte nicht als auf die hierin dargestellten Ausführungsbeispiele begrenzt verstanden werden; vielmehr sind diese Ausführungsbeispiele zur Verfügung gestellt, um diese Offenbarung genau und vollständig zu machen, und sie werden den Umfang der Erfindung denjenigen mit Kenntnissen der Technik vollständig vermitteln. Ähnliche Ziffern beziehen sich durchweg auf ähnliche Elemente.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist eine Vorrichtung zur Navigation eines Flugzeugs bereitgestellt, welche eine Mischarchitektur verwendet, die aus redundanten Empfängern eines globalen Positionierungssystems (Global Positioning System, GPS) und redundanten elektromechanischen Sensoren (Micro-Electromechanical Sensors, MEMS) für das primäre Navigationssystem und einem einzigen Laser-Gyroskop-System für das sekundäre Navigationssystem besteht. Der Aufbau des Navigationssystems der vorliegenden Erfindung bietet aus mehreren Gründen eine Verringerung der Kosten, jedoch eine gleiche oder größere Genauigkeit und Redundanz als ein herkömmliches redundantes Trägheitsnavigationssystem für kommerzielle Flugzeuge. Diesbezüglich bietet das Mischen von GPS-Empfängern und MEMS-Sensoren Navigationsdaten mit wenigstens genauso viel, wenn nicht sogar einer größeren, Genauigkeit und Redundanz als die herkömmlichen Navigationssysteme, wie z.B. das in 1 dargestellte ADIRS, jedoch mit einem Bruchteil der Kosten. Zusätzlich ist die GPS- und MEMS-Struktur in der Lage, Computerhardware-Ressourcen mit anderen Avioniksystemen gemeinsam zu nutzen und erfordert keine eigens zugewiesenen Prozessoren oder proprietäre Schnittstelle, um die notwendigen Berechnungen durchzuführen und mit den anderen Avioniksystemen zu kommunizieren. Indem ferner ein sekundäres Navigationssystem mit einem einzigen Laser-Gyroskop und mit Komponenten, welche unähnlich zu denjenigen des primären GPS-/MEMS-Systems sind, verwendet wird, bietet die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung sowohl die gewünschte Redundanz und Fehlertoleranz in einer Weise, welche Common-Mode-Fehler vermindert. Indem allgemein nur eine einzige traditionelle ADIRU mit drei Ring-Laser-Gyroskopen als das sekundäre System enthalten ist, kann die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung jedoch weniger kostspielig bleiben als herkömmliche Navigationssysteme, welche sechs oder mehr Ring-Laser-Gyroskope aufweisen.

2 ist eine Blockdiagrammdarstellung eines Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung, welche ein primäres Navigationssystem 118 darstellt, das redundante GPS-Empfänger und MEMS-Sensoren, und ein sekundäres Navigationssystem 110, welches typischerweise drei Ring-Laser-Gyroskope und drei Beschleunigungsaufnehmer der Navigationsklasse beinhaltet. Die GPS-Empfänger 102 stellen Positionsdaten bereit, welche als eine langfristige Navigationsreferenz dienen, während die MEMS-Sensoren 104 die kurzfristige Trägheitsreferenz bereitstellen. Die Signale von den redundanten GPS-Empfängern 102 und den redundanten MEMS-Sensoren 104 können auf eine beliebige Weise, welche denjenigen mit Kenntnissen der Technik bekannt ist, zusammengeführt werden, um einen einzigen Satz von GPS- und MEMS-Daten mit hoher Integrität zu erhalten. Zum Beispiel können die Signale von den redundanten GPS-Empfängern und den redundanten MEMS-Sensoren 104 von den redundanten Mehrzweckprozessoren empfangen werden und dann durch Abstimmung und Überwachung zusammengeführt werden, um ausgefallene Empfänger oder Sensoren zu isolieren und einen einzigen Satz von GPS- und MEMS-Sensordaten mit hoher Integrität zu erhalten. Die resultierenden GPS- und MEMS-Daten werden dann durch ein Kalman-Filter gemischt, um beispielsweise Winkelgeschwindigkeiten, Beschleunigungen, Lage, Steuerkurs, Kurswinkel, Flugbahnwinkel, Geschwindigkeit über Grund und Position des Flugzeugs zu generieren. Als alternatives Beispiel können die Signale von jedem GPS-Empfänger 102 mit den Daten von einem einzigen MEMS-Sensorcluster durch ein Kalman-Filter gemischt werden, und die resultierenden redundanten Gruppen von Navigationsdaten können zusammengeführt werden, um eine einzige Gruppe von Navigationsdaten mit hoher Integrität zu erzeugen. Der Prozess eines Vermischens von Sensordaten, wie z.B. die von den GPS- und MEMS-Sensoren bereitgestellten Daten, mit einem Kalman-Filter ist wohl bekannt und wird hier nicht beschrieben. Der Kalman-Filterprozess ist detailliert in einer Reihe von Lehrbüchern beschrieben, ein Beispiel ist A. Gelb, ed., Applied Optimal Estimation, The Analytical Sciences Corporation, The M.I.T. Press, Cambridge, Mass., 1974.

Das GPS 102 der vorliegenden Erfindung beinhaltet einen GPS-Empfänger und einen zugehörigen Prozessor, um Signale von einer Konstellation von Satelliten zu empfangen und zu verarbeiten, um die Breiten- und Längenposition des GPS und dadurch des Flugzeugs zu jedem Zeitpunkt zu bestimmen. Das GPS 102 kann auf vielfältige Weise konfiguriert sein, um sicherzustellen, dass das GPS fehlertolerant ist. Ein Beispiel ist, das GPS 102 so zu konfigurieren, dass es drei Empfänger aufweist, so dass wenn ein Empfänger versagt, das GPS 102 dennoch vollständig „fail-operational" ist, und wenn zwei Empfänger versagen, das GPS 102 dennoch vollständig „fail-passive" ist.

Das Ausführungsbeispiel des GPS 102 der vorliegenden Erfindung, welches zwei oder mehr GPS-Antennen beinhaltet, ist in der Lage, den Steuerkurs des Flugzeugs zu bestimmen. Um den Steuerkurs des Flugzeugs ausgehend von dem GPS 102 zu bestimmen, verwendet jeder GPS-Empfänger Eingaben von zwei Antennen, um eine differentielle Trägerphasen-Positionsmessung durchzuführen. Eine anfängliche Steuerkursbestimmung wird durchgeführt, während das Flugzeug geparkt und in der Nähe der Meereshöhe ist. Die nachfolgenden Steuerkursmessungen sind allgemein auf ein Grad genau, solange die Antennen um einige Fuß beabstandet sind. Wenn die Antennen des GPS 102 während des Fluges abgeschattet sind, beispielsweise bei überhöhten Kurven, und nicht ausreichend Satelliten beobachten können, um entweder die Position zu bestimmen oder die differentielle Trägerphasen-Steuerkursmessung durchzuführen, dann kann das Kalman-Filter vorrübergehend darauf ausweichen, nur die MEMS-Sensoren 104 zu verwenden. Somit können für viele Minuten die MEMS-Sensoren 104 alleine eine Coasting-Fähigkeit bereitstellen, um ununterbrochene Lage- und Steuerkursmessungen zu gewährleisten, bis die GPS-Antennen eine ordnungsgemäße Funktion wieder aufnehmen können. Wenn das gesamte primäre Navigations-System 118 versagt, dann ist das Ring-Laser-Gyroskop-System 112 des sekundären Navigationssystems 110 in der Lage, den Steuerkurs, Lage und Navigation des Flugzeugs unbegrenzt, oder bis das primäre Navigationssystem eine ordnungsgemäße Funktion wieder aufnimmt, zu bestimmen. Das primäre Navigationssystem der vorliegenden Erfindung kann ein beliebiges GPS verwenden, welches zur primären Flugzeugnavigation zertifiziert ist und denjenigen mit Kenntnissen der Technik bekannt ist. Zum Beispiel können das Litton LTN-2012 oder Rockwell Collins GPS-4000A oder ähnliche Systeme verwendet werden.

Weil das GPS die Position des Flugzeugs genau bestimmt, ist die von Ring-Laser-Gyroskopen bereitgestellte Präzision nicht erforderlich, und die Ring-Laser-Gyroskope herkömmlicher Gestaltungen können durch weniger präzise Trägheitssensoren ersetzt werden. Ein Beispiel von geeigneten Trägheitssensoren sind die denjenigen mit Fachkenntnissen bekannten MEMS-Sensoren. MEMS-Sensoren können durch Laser-Mikrobearbeitung von Silizium oder Quarz hergestellt werden, um Sensoren mit sehr kleinen (0,2-0,5 Zoll) Abmessungen zu schaffen. Diese MEMS-Sensoren können typischerweise eine kurzfristige Driftstabilität von 1,0-10 Grad/Stunde aufweisen. Mehrere Hersteller stellen MEMS her, welche für Trägheitssensoren verwendet werden können, z.B. der Geschwindigkeitssensor QRS 11 der Beschleunigungsaufnehmer VQA von BEI Systron-Donner. Ein Aufbau des primären Navigationssystem mit MEMS-Sensoren reduziert dramatisch die Kosten des Navigationssystems, da MEMS-Geschwindigkeitssensoren typischerweise 10-20% der Kosten eines Ring-Laser-Gyroskops aufweisen.

Die MEMS-Sensoren 104 beinhalten MEMS-Winkelgeschwindigkeitssensoren und MEMS-Beschleunigungsaufnehmer. Jeder MEMS-Winkelgeschwindigkeitssensor und jeder MEMS-Beschleunigungsaufnehmer stellt eine Ausgabe bereit, welche auf einer Bewegung des Flugzeugs in einer entsprechenden Richtung basiert. Die MEMS-Winkelgeschwindigkeitssensoren und MEMS-Beschleunigungsaufnehmer können in einer Vielzahl von Clustern über das gesamte Flugzeug verteilt sein. Zum Beispiel können die MEMS-Winkelgeschwindigkeitssensoren und die MEMS-Beschleunigungsaufnehmer in vier Clustern 120, 122, 124 und 126 über das gesamte Flugzeug verteilt sein. Gemäß einem spezielleren Beispiel können sich die Cluster an dem oder in der Nähe des Flügelhauptholms befinden, wo die strukturelle Biegebewegung des Flugzeugs minimiert ist, so dass die MEMS-Winkelgeschwindigkeitssensoren und MEMS-Beschleunigungsaufnehmer eine Bewegung des Flugzeugs mit dem geringsten Ausmaß an Beeinträchtigung durch die strukturelle Biegebewegung des Flugzeugs erfassen. Somit sind, weil die Cluster von MEMS-Sensoren sich dort befinden, wo die strukturelle Biegung des Flugzeugs minimiert ist, die Winkelgeschwindigkeit, einschließlich der Drehgeschwindigkeit um die Querachse, und die Beschleunigungsmessungen geeignet zur Verwendung durch die Avioniksysteme 116, z.B. durch das primäre Flugsteuerungssystem. Die Möglichkeit, die Cluster von MEMS-Winkelgeschwindigkeitssensoren und MEMS-Beschleunigungsaufnehmern zu verteilen, eliminiert daher das Erfordernis bei dem herkömmlichen Ansatz, separate Sensoren für die Drehgeschwindigkeit um die Querachse zu erwerben und installieren.

Darüber hinaus kann jedes Cluster 120, 122, 124 und 126 drei MEMS-Winkelgeschwindigkeitssensoren enthalten, welche in einer wechselseitig orthogonalen Konfiguration angebracht sind, um eine Bewegung des Flugzeugs in wechselseitig orthogonalen Richtungen zu erfassen. In ähnlicher Weise kann jedes Cluster 120, 122, 124 und 126 drei MEMS-Beschleunigungsaufnehmer enthalten, welche in einer wechselseitig orthogonalen Konfiguration angebracht sind, um eine Bewegung des Flugzeugs in wechselseitig orthogonalen Richtungen zu erfassen. Bei weiteren Ausführungsbeispielen der vorliegenden Erfindung können die Cluster 120, 122, 124 und 126 derart angebracht sein, dass jeder der drei MEMS-Winkelgeschwindigkeitssensoren und jeder der drei MEMS-Beschleunigungsaufnehmer eine Bewegung des Flugzeugs entlang einer entsprechenden Achse der drei wechselseitig orthogonalen Hauptachsen des Flugzeugs erfasst.

2 stellt auch die Weise dar, auf welche das primäre Navigationssystem 180 in der Lage ist, einen Mehrzweck-Computer 106 gemeinsam mit ausgewählten Avionik-Systemen 116 des Flugzeugs zu nutzen. Zu einem beliebigen der Avioniksysteme des Flugzeugs gehörende Software kann potenziell den Mehrzweck-Computer 106 mitnutzen. Die Avioniksysteme, welche tatsächlich die Ausgangsdaten von der Anwendungssoftware 107 des primären Navigationssystems verwenden, können dieselben sein, deren Software gemeinsam den Mehrzweck-Computer 106 nutzt, sind es jedoch nicht notwendigerweise. Der Mehrzweck-Computer 106 verarbeitet die die Position des Flugzeugs anzeigenden Signale von dem GPS 102 und die die Trägheitsbewegung des Flugzeugs anzeigenden Signale von den MEMS-Sensoren 104, berechnet die gemischten GPS-MEMS-Navigationsdaten und führt diese Daten den geeigneten Avioniksystemen 116 zu. Somit enthält der Mehrzweck-Computer 106 zusätzlich zu weiterer Anwendungssoftware 108 von Avioniksystemen, um die zu und von den Avioniksystemen 116 übertragenen Signale zu verarbeiten, MEMS- und GPS-Navigationssystem-Anwendungssoftware 107, um die von den MEMS-Sensoren 104 und dem GPS 102 empfangenen Signale zu verarbeiten. Zusätzlich kann, weil jedes andere System, welches einen Prozessor erfordert, ebenfalls den Mehrzweck-Computer 106 verwenden kann, der Mehrzweck-Computer 106 auch zu diesen Systemen gehörende Anwendungssoftware enthalten. Einen Computer mit den Avioniksystemen und anderen Systemen des Flugzeugs gemeinsam zu nutzen, reduziert die Kosten des primären Navigationssystems der vorliegenden Erfindung im Vergleich zu den herkömmlichen Navigationssystemen, welche eigens zugewiesene Prozessoren oder Computer erfordern. Das primäre Navigationssystem kann Computerressourcen gemeinsam nutzen, weil neben weiteren Gründen die MEMS-Sensoren eine geringere Präzision hinsichtlich ihrer Messungen erfordern als die Gyroskope und Beschleunigungsaufnehmer der herkömmlichen Systeme. Zumindest aus genau diesem Grund erfordert das primäre Navigationssystem der vorliegenden Erfindung nicht die proprietären Schnittstellen, welche von herkömmlichen Systemen benötigt werden, und kann anstelle dessen gebräuchlichere und weniger teuere Standardschnittstellen verwenden, welche eine offene Architektur aufweisen.

Das primäre Navigationssystem liefert den Avioniksystemen Navigationssignale zur Anzeige und zur Verwendung bei der Führung, Steuerung und Stabilisierung des Flugzeugs, einschließlich einer automatischen Landung des Flugzeugs. Obwohl es neben anderen Gründen aufgrund der Zuverlässigkeit der Komponenten und der Redundanz des Systems sehr unwahrscheinlich ist, dass das primäre Navigationssystem ausfällt, ist das sekundäre Navigationssystem vorgesehen, um die notwendigen Navigationsinformationen in dem Fall des Versagens des primären Navigationssystems bereitzustellen. Das sekundäre Navigationssystem kann als die Ersatzdatenquelle für zumindest die folgenden Funktionen dienen: Navigation über Wasser; Lage und Steuerkurs für Pilotenraumanzeigen; Präzisionsführung zur Vollendung einer GPS-geführten automatischen Landung; und Winkelgeschwindigkeiten, Beschleunigungen und Lage für Flugsteuerungen.

Das sekundäre Navigationssystem 110 der vorliegenden Erfindung ist ebenfalls in 2 dargestellt. Das sekundäre Navigationssystem 110 führt ebenfalls kontinuierlich eine Trägheitsreferenzierung des Flugzeugs durch und erzeugt Navigationssignale, welche von den Avioniksystemen 116 in dem Fall verwendet werden, dass das primäre Navigationssystem versagt. Das sekundäre Navigationssystem 110 der vorliegenden Erfindung kann eine einzige traditionelle Laser-Flugdaten-Trägheitsreferenzeinheit (Air Data Inertial Reference Unit, ADIRU) beinhalten, welche drei Ring-Laser-Gyroskope als das Gyroskopsystem 112 und wenigstens einen Prozessor 114, um die von den Gyroskopen bereitgestellten Signale zu verarbeiten aufweist, z.B. eine herkömmliche ADIRU vom Boeing-737NG-Typ. Wie oben im Zusammenhang mit herkömmlichen Navigationssystemen beschrieben, beinhaltet das sekundäre Navigationssystem 110 allgemein auch einen proprietäre Schnittstelle, um einen interne Kommunikation zwischen dem Prozessor 114 und dem Gyroskopsystem 112 zu erleichtern. Die Ring-Laser-Gyroskope 112 können von einem beliebigen, demjenigen mit Kenntnissen der Technik bekannten Typ sein, welcher eine Trägheitsreferenzierung durchführt und Navigationssignale erzeugt. Zum Beispiel kann das Gyroskop Honeywell GG 1320 verwendet werden. Obwohl ein Ring-Laser-Gyroskopsystem 112 vergleichsweise kostspielig ist, werden die Kosten der Vorrichtung der vorliegenden Erfindung minimiert, indem sie typischerweise nur ein Laser-Gyroskop-System beinhaltet, welches die notwendigen Navigationsinformationen in dem Fall, dass das primäre Navigationssystem versagt, bereitstellt.

3 ist eine detaillierte Darstellung des primären Navigationssystems 118 eines Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung. Wie schematisch dargestellt, kann das primäre Navigationssystem 118 mehrere GPS-Empfänger 102 und mehrere Cluster von MEMS-Sensoren 104 beinhalten, welche typischerweise über das gesamte Flugzeug verteilt sind, wie z.B. entlang des Hauptflügelholms. Von dem GPS 102 und den MEMS-Sensoren 104 bereitgestellte Signale werden den Schränken 128, 130 und 132 für integrierte modulare Avioniksysteme (Integrated Modular Avionics, IMA) zugeführt. Die IMA-Schränke 128, 130 und 132 beinhalten den Mehrzweck-Computer 106 mit Mehrzweckkern-Prozessormodulen, welche mit anderen Avioniksystemen gemeinsam genutzt werden. Jedes Prozessorkernmodul ist eine Computerplattform mit hoher Integrität und kann redundante Prozessoren beinhalten, um eine Eingrenzung von Komponentenfehlern zu gewährleisten. Die IMA-Schränke 128, 130 und 132 beinhalten auch gemeinsam genutzte Mehrzweck-Eingabe-/Ausgabe-Module und Energieversorgungsmodule. Die Eingabe-/Ausgabe-Module empfangen die GPS- und MEMS-Dateneingaben und übertragen die verarbeiteten Ausgaben zum Empfang durch die Avioniksysteme und andere Systeme auf den Systembus.

Die Eingabe-/Ausgabe-Module der IMA-Schränke 128, 130 und 132 empfangen auch Flugdaten- und Anstellwinkeleingaben von den Modulen für Flugdaten (Air Data Modules, ADM) und Modulen für den Anstellwinkel (Angle Of Attack, AOA). Das in 3 dargestellte Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung hat sechs ADMs, zwei STBY ADMs und zwei AOAs, obwohl andere Konfigurationen andere Anzahlen dieser Module aufweisen können. Die ADMs 142, 138 und 144 messen den rechten, mittleren bzw. linken Luftdruck ausgehend von Pitot-Fühlern 156, 158 und 160 an der Außenseite des Flugzeugs. Das STBY ADM 140 ist ein Ersatz-ADM, um den mittleren Gesamtluftdruck zu messen und ihn der sekundären ADIRU 154 bereitzustellen. Auf ähnliche Weise messen die ADMs 146, 148 und 152 den linken, mittleren bzw. rechten statischen Luftdruck ausgehend von Statikports 162. Das STBY ADM 150 ist ein Ersatz-ADM, um den mittleren statischen Luftdruck zu messen und ihn der sekundären ADIRU 154 bereitzustellen. AOA-Module 136 und 134 messen den rechten bzw. linken Astellwinkel des Flugzeugs ausgehend von den AOA-Messflügeln 164 und 166. Die Flugdaten und Anstellwinkeldaten werden den IMA-Schränken 128, 130 und 132 zugeführt, wo sie zusammen mit den von dem GPS 102 und den MEMS-Sensoren 104 bereitgestellten Daten vor der Übertragung über den Systembus zu den Avioniksystemen verarbeitet werden.

Die Vorrichtung von 3 beinhaltet auch eine sekundäre A-DIRU 154, welche Informationen von den STBY ADMs 150 und 140 empfängt. Für kontinuierliche Avionikfunktionen, wenn das GPS 102 und/oder die MEMS-Sensoren 104 versagen, empfängt und überträgt die sekundäre ADIRU 154 auch Lage- und Navigationsinformationen ausgehend von und zu dem IMA-Schrank 128.

Insgesamt ist das primäre Navigationssystem 118 der vorliegenden Erfindung, welches das GPS 102 und die MEMS-Sensoren 104 umfasst, zumindest ebenso redundant und fehlertolerant wie das oben beschriebene herkömmliche Navigationssystem. Obwohl es auch eine sekundäre ADIRU 154 beinhaltet, ist das primäre Navigationssystem 118 ist voll funktionsfähig, nachdem zwei beliebige Komponenten versagt haben. Zusätzlich sind die Architektur und die Komponenten des sekundären Navigationssystems unähnlich zu denjenigen des primären Navigationssystems der vorliegenden Erfindung, was gegenüber Common-Mode-Ausfällen oder -fehlern in dem primären und sekundären Navigationssystem schützt.

Das primäre Navigationssystem 118 der vorliegenden Erfindung ist auch in gleichem Maße genau oder genauer als herkömmliche Navigationssysteme. Die Navigationsdaten, einschließlich Position, Geschwindigkeit über Grund, Kurs und kursbezogene Beschleunigungen des primären Navigationssystems der vorliegenden Erfindung sind aufgrund der von dem GPS gewährleisteten Präzision denjenigen überlegen, welche von herkömmlichen Trägheitsnavigationssystemen bereitgestellt werden. Zusätzlich ist die Genauigkeit der Lage-, Steuerkurs-, Winkelgeschwindigkeits- und Beschleunigungsmessungen des primären Navigationssystems der vorliegenden Erfindung vergleichbar zu derjenigen, welche von herkömmlichen Trägheitsnavigationssystemen bereitgestellt wird. Wie oben beschrieben ist die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung auch erheblich weniger kostspielig als herkömmliche Navigationssysteme an Bord eines kommerziellen Flugzeugs, mit einem Kosteneinsparungspotenzial von $ 150.000 oder mehr pro Flugzeug.

Einer Person mit Kenntnissen der Technik, auf welche sich diese Erfindung bezieht, welche über den Vorteil der in den vorangegangenen Beschreibungen und den zugehörigen Zeichnungen dargestellten Lehren verfügt, werden viele Modifikationen und weitere Ausführungsbeispiele der Erfindung einfallen. Daher versteht es sich, dass die Erfindung nicht auf die spezifischen offenbarten Ausführungsbeispiele beschränkt sein soll und dass beabsichtigt ist, dass Modifikationen und andere Ausführungsbeispiele innerhalb des Umfangs der beigefügten Ansprüche enthalten sind. Obwohl hierin spezifische Ausdrücke eingesetzt werden, werden sie nur in einem allgemeinen und beschreibenden Sinn und nicht zu Einschränkungszwecken verwendet.


Anspruch[de]
  1. Vorrichtung zur Navigation eines Flugzeugs, wobei die Vorrichtung umfasst:

    ein primäres Navigationssystem (118) mit einem globalen Positionierungssystem (102), welches in der Lage ist, eine Position des Flugzeugs anzeigende Signale bereitzustellen, und einer Vielzahl von mikroelektromechanischen Sensoren (104), welche in der Lage sind, eine Trägheitsbewegung des Flugzeugs anzeigende Signale bereitzustellen,

    ein sekundäres Navigationssystem (110), welches in der Lage ist, eine Trägheitsreferenzierung des Flugzeugs durchzuführen,

    dadurch gekennzeichnet,

    dass die Vielzahl von mikroelektromechanischen Sensoren des primären Navigationssystems (118) einen mikroelektromechanischen Geschwindigkeitssensor und einen mikroelektromechanischen Beschleunigungsaufnehmer umfasst, wobei die von dem globalen Positionierungssystem und den mikroelektromechanischen Sensoren bereitgestellten Signalen zum Navigieren des Flugzeugs zu verwenden sind; und

    dass das sekundäre Navigationssystem (110) ein Laser-Gyoroskopsystem (112) aufweist, welches Navigationssignale erzeugt, welche in dem Fall, dass das primäre Navigationssystem versagt, verwendet werden.
  2. Vorrichtung nach Anspruch 1, darüber hinaus umfassend ein Mehrzweck-Computersystem (106), um das primäre Navigationssystem und eine Vielzahl von anderen Avioniksystemen (116) zu unterstützen.
  3. Vorrichtung nach Anspruch 2, wobei das Mehrzweck-Computersystem (106) redundante Prozessoren aufweist.
  4. Vorrichtung nach Anspruch 1, wobei die Vielzahl von mikroelektromechanischen Sensoren eine Vielzahl von mikroelektromechanischen Geschwindigkeitssensoren (104) und eine Vielzahl von mikroelektromechanischen Beschleunigungsaufnehmern umfasst, welche über das gesamte Flugzeug verteilt sind.
  5. Vorrichtung nach Anspruch 4, wobei die Vielzahl von mikroelektromechanischen Geschwindigkeitssensoren und die Vielzahl von mikroelektromechanischen Beschleunigungsaufnehmern in einer Vielzahl von Clustern (120, 122, 124, 126) von drei Geschwindigkeitssensoren und drei Beschleunigungsaufnehmern verteilt sind, wobei jeder mikroelektromechanische Geschwindigkeitssensor eine Ausgabe bereitstellt, welche auf einer Bewegung des Flugzeugs in einer entsprechenden Richtung basiert, wobei die drei Geschwindigkeitssensoren eines Clusters derart angebracht sind, dass die Richtungen, in welchen die entsprechenden Geschwindigkeitssensoren eine Bewegung des Flugzeugs erfassen, wechselseitig orthogonal sind, wobei jeder mikroelektromechanische Beschleunigungsaufnehmer eine Ausgabe bereitstellt, welche auf einer Bewegung des Flugzeugs in einer entsprechenden Richtung basiert, und wobei die drei Beschleunigungsaufnehmer eines Clusters derart angebracht sind, dass die Richtungen, in welchen die entsprechenden Beschleunigungsaufnehmer eine Bewegung des Flugzeugs erfassen, wechselseitig orthogonal sind.
  6. Vorrichtung nach Anspruch 5, wobei das Flugzeug drei wechselseitig orthogonale Hauptachsen aufweist, wobei die drei Geschwindigkeitssensoren eines Clusters derart angebracht sind, dass jeder Geschwindigkeitssensor eine Bewegung des Flugzeugs entlang einer entsprechenden Achse des Flugzeugs erfasst, und wobei die drei Beschleunigungsaufnehmer eines Clusters derart angebracht sind, dass jeder Beschleunigungsaufnehmer eine Bewegung des Flugzeugs entlang einer entsprechenden Achse des Flugzeugs erfasst.
  7. Vorrichtung nach Anspruch 1, wobei das globale Positionierungssystem (102) in der Lage ist, einen Steuerkurs des Flugzeugs zu ermitteln.
  8. Vorrichtung nach Anspruch 1, wobei das Laser-Gyroskopsystem (112) des sekundären Navigationssystems (110) nicht mehr als drei Ring-Laser-Gyroskope aufweist.
  9. Verfahren zum Navigieren eines Flugzeugs, wobei das Verfahren umfasst:

    Bereitstellen eines primären Navigationssystems (118) mit einem globalen Positionierungssystem (102) und einer Vielzahl von mikroelektromechanischen Sensoren, welche einen mikroelektromechanischen Geschwindigkeitssensor und einen elektromechanischen Beschleunigungsaufnehmer umfassen;

    Bereitstellen eines sekundären Navigationssystems (110), welches ein Laser-Gyroskopsystem aufweist und in der Lage ist, eine Trägheitsreferenzierung des Flugzeugs durchzuführen;

    Bereitstellen von eine Position des Flugzeugs anzeigenden Signalen von dem globalen Positionierungssystem (102);

    Bereitstellen von eine Trägheitsbewegung des Flugzeugs anzeigenden Signalen von den mikroelektromechanischen Sensoren (120, 122, 124, 126);

    Navigieren des Flugzeugs basierend auf den Signalen, welche von dem globalen Positionierungssystem und den mikroelektromechanischen Sensoren bereitgestellt werden; und

    Navigieren des Flugzeugs basierend auf die Trägheitsbewegung des Flugzeugs anzeigenden Signalen des Laser-Gyroskopsystems in dem Fall, dass das primäre Navigationssystem versagt.
  10. Verfahren nach Anspruch 9, darüber hinaus umfassend ein Prozessieren der von dem primären Navigationssystem (118) bereitgestellten Signale mit einem Mehrzweck-Computersystem (106), welches auch eine Vielzahl von anderen Avioniksystemen (116) unterstützt.
  11. Verfahren nach Anspruch 9, wobei das Bereitstellen von Signalen von den mikroelektromechanischen Sensoren ein Bereitstellen von Signalen von einer Vielzahl von mikroelektromechanischen Geschwindigkeitssensoren und einer Vielzahl von mikroelektromechanischen Beschleunigungsaufnehmern, welche über das gesamte Flugzeug verteilt sind, umfasst.
  12. Verfahren nach Anspruch 11, wobei das Bereitstellen von Signalen von den mikroelektromechanischen Sensoren darüber hinaus ein Bereitstellen von Signalen von einem Cluster von mikroelektromechanischen Sensoren, welche in einer wechselseitig orthogonalen Konfiguration angeordnet sind, umfasst.
  13. Verfahren nach Anspruch 12, wobei das Flugzeug drei wechselseitig orthogonale Hauptachsen aufweist, wobei das Bereitstellen von Signalen von den mikroelektromechanischen Sensoren darüber hinaus ein Bereitstellen von Signalen von dem Cluster von mikroelektromechanischen Sensoren, welche dazu angeordnet sind, eine Bewegung entlang der Hauptachsen des Flugzeugs zu erfassen, umfasst.
  14. Verfahren nach Anspruch 9, wobei das Bereitstellen von Signalen von dem globalen Positionierungssystem (102) ein Bereitstellen eines einen Steuerkurs des Flugzeugs anzeigenden Signals umfasst.
  15. Verfahren nach Anspruch 9, wobei das Navigieren des Flugzeugs basierend auf den von dem globalen Positionierungssystem (102) und den mikroelektromechanischen Sensoren bereitgestellten Signalen ein Mischen der von dem globalen Positionierungssystem und den mikroelektromechanischen Sensoren bereitgestellten Signale, um Trägheitsdaten zur Verwendung in Avioniksystemen abzuleiten, umfasst.
  16. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei

    die Vielzahl von mikroelektromechanischen Sensoren eine Vielzahl von mikroelektromechanischen Geschwindigkeitssensoren und eine Vielzahl von mikroelektromechanischen Beschleunigungsaufnehmern umfasst, welche über das gesamte Flugzeug in einer Vielzahl von Clustern (120, 122, 124, 126) von drei Geschwindigkeitssensoren und drei Beschleunigungsaufnehmern verteilt sind; und wobei

    das sekundäre Navigationssystem nicht mehr als drei Ring-Laser-Gyroskope umfasst, welche in der Lage sind, eine Trägheitsreferenzierung des Flugzeugs durchzuführen und Navigationssignale zu erzeugen, welche in dem Fall, dass das primäre Navigationssystem versagt, verwendet werden.
  17. Vorrichtung nach Anspruch 16, wobei jeder mikroelektromechanische Geschwindigkeitssensor der Vielzahl von mikroelektromechanischen Sensoren eine Ausgabe basierend auf einer Bewegung des Flugzeugs in einer entsprechenden Richtung bereitstellt, wobei die drei Geschwindigkeitssensoren eines Clusters derart angebracht sind, dass die Richtungen, in welchen die jeweiligen Geschwindigkeitssensoren eine Bewegung des Flugzeugs erfassen, wechselseitig orthogonal sind, und wobei jeder mikroelektromechanische Beschleunigungsaufnehmer der Vielzahl von mikroelektromechanischen Sensoren eine Ausgabe basierend auf einer Bewegung des Flugzeugs in einer entsprechenden Richtung bereitstellt, wobei die drei Beschleunigungsaufnehmer eines Clusters derart angebracht sind, dass die Richtungen, in welchen die jeweiligen Beschleunigungsaufnehmer eine Bewegung des Flugzeugs erfassen, wechselseitig orthogonal sind.
Es folgen 3 Blatt Zeichnungen






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