Sensorkonzept zur Positionsbestimmung einer Flüssigtreibstoffrakete bis zu einer Höhe von 100 km

Abstract

Um die Lage und Position einer Rakete im Raum bis zu einer maximalen Flughöhe von 100km in Echtzeit bestimmen zu können, ist eine Kombination aus unterschiedlichen Sensoren notwendig. Im ersten Flugabschnitt bis ca. 9 km können alle gewählten Sensoren eingesetzt werden (GPS, Drucksensoren, Beschleunigungssensoren). Zwischen 9km und 25km sind Drucksensoren und Beschleunigungssensoren einsetzbar. Für den letzten und längsten Flugabschnitt von 25km bis 100km kann nur auf Beschleunigungssensoren zurückgegriffen werden. Um dennoch eine möglichst genaue Position zu erhalten, kann mittels Kalman Filter aus einer berechneten erwarteten Position und der gemessenen Position eine Schätzung durchgeführt werden, welche genauer ist als die einzelnen Messungen oder die Berechnung alleine. Je nach Flughöhe wird der Algorithmus so angepasst, dass alle verfügbaren Messwerte berücksichtigt werden. Eine Fehlerbetrachtung ist zwingend notwendig, um schadhafte Sensoren aus der Berechnung ausschließen zu können. Für die Lagebestimmung ist eine Drehratenmessung nicht ausreichend genau. Durch die nachträgliche Integration über das Abtastintervall kommt es bei ruckartigen Veränderungen und in Relation dazu großen Abtastintervallen zu signifikant falschen Ergebnissen. Eine redundante Auslegung des Systems ist zwingend notwendig, da durch Einzelfehler des Systems das Gesamte System gestört werden kann.

In order to be able to determine the location and position of a rocket in space up to a maximum altitude of 100 km in real time, a combination of different sensors is necessary.In the first flight segment up to approx. 9 km, all selected sensors can be used (GPS, pressure sensors, acceleration sensors). Pressure sensors and acceleration sensors can be used between 9km and 25km. For the last and longest flight segment from 25km to 100km, only acceleration sensors can be used.In order to obtain the most precise position possible, a Kalman filter van be used to carry out an estimate from the calculated expected position and the measured position, which is more precise than the individual measurements or the calculation alone. Depending on the flight altutude, the algorithm is adapted so that all availble measured values are taken into account. An error analysis is absolutely necessary in order to be able to exclude defect sensors from the calculation.A rotation rate measurement is not sufficiently accurate for determining the position. Due to the subsequent integration over the sampling interval, sudden changes and in relation to the large sampling intervals, lead to significantly incorrect results.A redundant design of the system is imperative, as individual system errors can disrupt the entire system.