CN105526947B - 基于磁力计测量值检测姿态故障的方法 - Google Patents

基于磁力计测量值检测姿态故障的方法 Download PDF

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Abstract

本申请提供一种基于磁力计测量值检测姿态故障的方法。一种航空电子系统包括：一个或多个姿态源，均配置为产生相应计算的姿态解；至少一个磁力计，配置为测量磁场；以及至少一个姿态监视器，配置为使用来自一个姿态源的相应计算的姿态解来投射测量的磁场估计值或地球磁场模型（EMFM）估计值，使得测量的磁场估计值与EMFM估计值在共同共享坐标系中。所述至少一个姿态监视器还被配置为确定在共同共享坐标系中的测量的磁场估计值和EMFM估计值之间的差值。至少一个姿态监视器还被配置为：如果差值超过预定阈值，则输出警报，该警报指示用于投射测量的磁场估计值或EMFM估计值的相应计算的姿态解是错误的。

Description

基于磁力计测量值检测姿态故障的方法
相关申请的交叉引用
本申请要求2014年10月20日提交的美国临时专利申请序列号62/066133的权益，该申请由此通过引用并入本文。
背景技术
出于飞机安全性原因，需要检测姿态故障。检测姿态故障的一个典型的方法是使冗余姿态系统结合某种比较方法。当冗余下降到只有两个姿态系统并且它们不一致时，可能难以判定哪一个是错误的。在这种情况下，以及一般在其它情况下，需要可以检测姿态故障的系统。能够检测姿态故障的系统被称为姿态监视器。
发明内容
在一个实施中，航空电子系统被提供。航空电子系统包括：一个或多个姿态源，均被配置为产生相应计算的姿态解；至少一个磁力计，配置为测量在所述航空电子系统的坐标系中的磁场；以及至少一个姿态监视器，配置为使用来自所述一个或多个姿态源中的至少一个的相应计算的姿态解来投射测量的磁场估计值或地球磁场模型估计值中的至少一个，使得测量的磁场估计值与地球磁场模型估计值在共同共享坐标系中。所述至少一个姿态监视器被进一步配置为确定在共同共享坐标系中的测量的磁场估计值和地球磁场模型估计值之间的相应差值。所述至少一个姿态监视器被进一步配置为：如果测量的磁场估计值和地球磁场模型估计值之间的相应差值超过预定阈值，则输出警报，该警报指示用于投射测量的磁场估计值或地球磁场模型估计值中的至少一个的相应计算的姿态解是错误的。
附图说明
理解的是，附图仅描绘了示例性实施例，并且因此不被认为在范围上是限制性的，将通过使用附图描述具有附加明确性和细节的示例性实施例，附图中：
图1是用于监视姿态误差的示例性系统的一个实施例的框图。
图2是用于监视姿态误差的示例性系统的另一实施例的框图。
图3是用于监视姿态误差的示例性系统的另一实施例的框图。
图4示出用于姿态误差监视中的磁场向量的示例比较。
图5是描绘监视姿态故障的示例性方法的一个实施例的流程图。
根据惯例，各种描述的特征不按比例绘制，而是被绘制为强调与示例性实施例相关的特定特征。
具体实施方式
在下面的详细描述中，参考形成详细描述一部分的附图，并且附图中通过图示的方式示出特定示例性实施例。然而，要理解的是，可以利用其它实施例并且可以做出逻辑、机械和电气的改变。此外，在绘制的附图和说明书中呈现的方法不应被解释为限制个体步骤可以被执行的顺序。下面的详细描述因此不应被视为具有限制意义。
本文描述的实施例使得能够使用磁力计来检测姿态故障，与使用磁力计来测量姿态相区别。即，磁力计用于检测已经由正被监视的系统确定的姿态是否错误。此外，一些飞机构造已经包括磁力计，用于确定磁航向的目的。在这种情况下，磁力计可以被配置用于检测姿态故障而无需附加硬件。
图1是用于监视姿态误差的系统100的一个实施例的框图。系统100包括磁力计102、一个或多个姿态源104和姿态监视器106。一个或多个姿态源104可以使用本领域技术人员已知的系统来实施，已知的系统诸如但不限于，大气数据惯性基准单元（ADIRU）、惯性基准单元（IRU）、或姿态航向基准单元（AHRU）。每个姿态源104包括用于计算姿态的部件，诸如但不限于，一个或多个速率陀螺仪和一个或多个加速度计。速率陀螺仪配置为测量关于相应的轴的角速度。另外，在一些实施例中，磁力计102被包括作为姿态源104的部件。然而，出于解释的目的，磁力计102被描绘和解释为与姿态源104分离。
在本示例中，磁力计102是三轴磁力计。三轴磁力计102沿三个独立的轴测量局部磁场的强度。在一些实施例中，三个独立的轴是正交的。在其它实施例中，三个独立的轴不正交，但仍然是相互独立的。系统100还包括一个或多个位置传感器114，诸如但不限于全球导航卫星系统（GNSS）接收器或惯性基准系统（IRS）。位置传感器114提供用于确定飞机的位置（即纬度、经度和高度）的附加测量值。合适的位置传感器是本领域技术人员已知的并且本文中没有更详细描述。
该姿态监视器106可以使用中央处理单元（CPU）、微控制器、微处理器（例如、数字信号处理器（DSP））、现场可编程门阵列（FPGA）、专用集成电路（ASIC）、及其它处理设备来实施。存储器设备112可包括有形介质，诸如磁或光学介质。例如，有形介质可以包括常规硬盘、压缩盘（例如，只读或可重写的）、易失性或非易失性介质，诸如随机存取存储器（RAM）（包括但不限于：同步动态随机存取存储器（SDRAM）、双数据速率（DDR）RAM、RAMBUS动态RAM（RDRAM）、静态RAM（SRAM）等）、只读存储器（ROM）、电可擦除可编程ROM（EEPROM）、和闪速存储器等。
例如，在本实施例中，监视器106被实施为中央处理单元，其包括如下各项或者利用如下各项起作用：软件程序、固件或其它计算机可读指令，它们存储在存储器设备112上以用于执行各种方法、过程任务、计算和控制功能，用于磁力计校准和补偿。例如，在该实施例中存储在存储器设备112上的是监视器指令118，其在被处理单元执行时使处理单元执行本文所描述的一种或多种技术以监视姿态源。此外，在这个示例中，地球磁场模型（EMFM）120被存储在存储器设备112上。由国际地磁学与高层大气物理学协会（IAGA）使得这种地球磁场模型的一个非限制性示例（被称为国际地磁基准场（IGRF））公开可获得。这种模型的另一个非限制性示例是世界磁场模型（WMM），由国家海洋和大气管理局（NOAA）使得其公开可获得。虽然监视器指令118和EMFM 120被存储在同一存储器设备112上，但在本示例中，要理解的是，分离的存储器设备可在其它实施例中使用。
在操作中，姿态监视器106接收来自位置传感器114的位置测量值、来自姿态源104的估计的姿态解以及来自磁力计102的测量的磁场估计值。基于来自位置传感器114的位置估计值，姿态监视器106计算地球磁场模型估计值（例如在EMFM估计器107中）。具体来说，姿态监视器106使用纬度、经度、高度和时间估计值作为给地球磁场模型120的输入以用于基于所述地球磁场模型计算估计的磁场值。地磁场模型处于参考坐标系 (诸如北东地（NED）坐标系或向北局部水平（NOLL）（North-Oriented Local Level）坐标系) 中。与此相反，来自磁力计102的测量的磁场估计值是在飞行器的主体坐标系中。
该姿态监视器106被配置为把测量的磁场估计值或EMFM估计值中的至少一个投射或变换到共同的共享坐标系中（例如，通过磁场坐标系变换109）。共同共享坐标系意味着EMFM估计值和测量的磁场估计值两者都共享或在相同坐标系中。例如，在该实施例中，姿态监视器106被配置为基于由所述姿态源104提供的姿态解把测量的磁场估计值投射到EMFM估计值的参考坐标系中。可替代地，在其它实施例中，姿态监视器106被配置为基于由姿态源104提供的姿态解把地球磁场模型估计值投射到主体坐标系中。在其它实施例中，姿态监视器106将EMFM估计值和测量的磁场估计值的每一个变换到相同坐标系，该坐标系既不是EMFM估计值的参考坐标系，也不是主体坐标系。
另外，在一些实施例中，不包括位置传感器114并且基于来自姿态源104的位置估计值计算地球磁场模型估计值。在把测量的磁场估计值投射到EMFM估计值的参考坐标系之后，姿态监视器106比较测量的磁场估计值和EMFM估计值（例如，在比较器111中）。如果测量的磁场估计值和EMFM估计值之间的差值超过阈值，则姿态监视器106向输出设备130输出警告，如所述差值是由于用于投射测量的磁场估计值的姿态解的误差导致的。例如，在一些实施例中，输出设备是显示单元。在其它实施例中，警告可被输出到音频设备，直接到飞行控制，或利用所述姿态解的其它下游单元。
如果该差值不超过阈值，则当姿态监视器106接收到新的数据时和/或当姿态监视器106接收到另一计算的姿态解时，姿态监视器106可以重复上述过程。例如，阈值可以被设置为检测超过±5度俯仰和±10度的横滚的姿态误差。要理解的是，这些值仅作为示例被提供，而不应被认为是限制性的。
如上所述，监视器106可以通过配置为使得至少一个可编程处理器执行本文所描述的动作的可执行指令来实施。因此，相应的姿态监视器206可以在多个姿态源204的每一个内实施，如例如图2中所示的。虽然图2中示出了三个姿态源204-1……204-3，但是在替代实施例中，系统200可以包括多于或少于3个姿态源。三个姿态源204中的每一个输出数据到一个或多个座舱姿态显示器240，座舱姿态显示器240提供飞机姿态测量信息给机组人员。
在一些情况下，姿态源204中的一个或多个可以正常停止工作。在这些情况下，常规的导航系统通常不能确定剩余的处于服务中的姿态源204之一是否无法正常工作。在本文所述的实施例中，相应的姿态监视器206被用于该目的。具体来说，每一个姿态源204具有相关联的姿态监视器206，姿态监视器206使用本文讨论的技术识别来自姿态数据的相应姿态源204的姿态数据何时是可疑的或失效的。当确定所述姿态数据的误差超过预定阈值时，相应的姿态监视器206生成警告，该警告被输出到输出设备230，诸如例如仪器状态显示器。在其它实施例中，可以使用其它输出设备，如以上所讨论的。例如，在一些实施例中，警报或警告被输出到座舱姿态显示器240。
尽管在图2中所示的示例中姿态监视器206与姿态源204成为整体，但在其它实施例中，监视器从姿态源的外部实施。例如，姿态监视器可以被实施在与座舱姿态显示器240、输出设备230、或其它航空电子装备相关联的航空电子装备内。另外，虽然在图2的示例中分离的监视器206与每个姿态源204相关联，但在其它实施例中，仅单个监视器被用于所有的姿态源。例如，在图3中，单个姿态监视器306被实施在姿态源304的外部。
除了确定姿态解是否超过预定阈值，每一个姿态监视器206还可以用于确定相应姿态监视器206的灵敏度水平是否超过预定阈值。换句话说，如果姿态监视器206的灵敏度水平不大于阈值，则不能确定姿态监视器结果是否有效。例如，对于AHRU，姿态误差监视器阈值可被设置为与正常期望的姿态误差一致，正常期望的姿态误差可以是例如2°的俯仰和横滚误差。此外，如果姿态误差监视器206被用来保证5°的俯仰安全性限制，则对于5°误差的姿态误差灵敏度一定超过2°的阈值以用于姿态监视器206产生可用的结果。
图4示出了用于姿态误差监视的磁场向量的示例比较，如上面所讨论的那样。注意，虽然这个示例在二维中示出，但是实际监视可在所有3个维度中进行，三个维度包括与磁场向量的所有分量一道的横滚、俯仰和航向姿态。图4的示例示出如下情况：姿态源（如IRS或AHRU）在阈值内，从而指示不存在过量姿态误差。这种情况在图4中由位于表示正北和阈值向量的轴之间的向量mmeasured指示。监视器灵敏度水平大于阈值，从而指示姿态误差可足够被观察到，使得监视器结果是有效的。这通过阈值向量位于表示正北和灵敏度水平向量的轴之间而在图4中描绘。要理解的是，下面描述的姿态监视方法验证单个姿态源，并且可以独立地被应用到多个姿态源。图4中的示例性向量定义如下：
•mestimated =由地球磁场模型（EMFM）给出的、针对当前位置和时间的、估计的磁场向量（本文中也称为作为mtruth）
•mmeasured =使用正被监视的姿态源投射到参考坐标系（诸如NED（北东下）坐标系）的、测量的磁场向量。
一般地，姿态误差监视涉及计算两个磁向量之间的向量点积，并确定结果是否超过阈值。此外，该监视器指示结果是有效还是无效的。假定用于测量磁场的仪器没有故障，并保持在其预期的误差水平内。在一些实施例中，针对单个姿态源的姿态故障逻辑如下：
•如果灵敏度水平在阈值内或小于阈值，则监视器结果无效。
•如果灵敏度水平超出或大于阈值，则监视器结果有效。
•如果监视器结果有效并且
Figure DEST_PATH_IMAGE001
超出或大于该阈值，则姿态源出现故障。
•否则姿态源未出现故障。
另外，在一些实施例中，针对多个姿态源的姿态故障逻辑如下：
•如果针对给定姿态源的灵敏度水平在阈值内，则针对该姿态源的监视器结果是无效的。
•如果针对给定姿态源的灵敏度水平超出阈值，则针对该姿态源的监视器结果是有效的。
•如果监视器结果针对给定姿态源是有效的并且针对给定姿态源的
Figure 463680DEST_PATH_IMAGE001
超出阈值并且针对给定姿态源的
Figure 69236DEST_PATH_IMAGE001
比具有有效监视器结果的所有其它姿态源更差（例如针对给定姿态源的
Figure 848974DEST_PATH_IMAGE001
比针对其它有效姿态源的
Figure 181866DEST_PATH_IMAGE001
超过阈值多），则给定姿态源出现故障。
•否则的姿态源未出现故障。
此外，相对于下面的数学表达式，使用以下定义：
•
Figure 996238DEST_PATH_IMAGE002
=来自EMFM的NED坐标系中的“真实”磁场向量
•
Figure DEST_PATH_IMAGE003
=来自EMFM的主体坐标系中的“真实”磁场向量
•
Figure 943334DEST_PATH_IMAGE004
=来自磁力计的飞机主体坐标系中的测量的磁场向量
•
Figure DEST_PATH_IMAGE005
=使用真实姿态的从NED到主体坐标系的变换方向余弦矩阵（DCM）
•
Figure 898783DEST_PATH_IMAGE006
=使用姿态源的从NED到主体坐标系的变换DCM
•
Figure DEST_PATH_IMAGE007
=当使用姿态源时NED坐标系中的变换误差。
根据上面的定义，要理解的是，
Figure 910733DEST_PATH_IMAGE008
。从横滚角、俯仰角和真实航向角
Figure DEST_PATH_IMAGE009
生成变换DCM，如下：
Figure 268027DEST_PATH_IMAGE010
。
针对正被监视的姿态源的品质因数可以表达如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE011
。
品质因数等同于测量的磁场向量和真实磁场向量之间的角度（
Figure 199074DEST_PATH_IMAGE012
）的余弦，因为两个向量的点积为
Figure DEST_PATH_IMAGE013
。因此，品质因数将在0.0和1.0之间变化，其中值1.0表示不具有姿态误差、不具有磁性测量误差以及不具有真实模型误差的完美数据。
合乎期望的是，确定品质因数对该问题中各种误差源（姿态误差、磁测量误差和真实磁模型误差）的灵敏度以使得可以确定高于磁测量误差的姿态误差是可观察到的，并且还使用该灵敏度来设置判定限制和阈值。在一些实施例中，真实磁模型误差可以假定为零，以期望真实磁模型将在姿态误差监视器中被充分地实施，以使真实磁模型误差超过磁测量误差的1/10。因此，品质因数的灵敏度可近似为姿态误差和磁测量误差的一阶函数，如下：
Figure 78037DEST_PATH_IMAGE014
姿态误差灵敏度+磁测量误差灵敏度
因此，
Figure DEST_PATH_IMAGE015
可用于在姿态误差监视器实时实施方式中设置阈值，以便确定姿态源是否超过某一感兴趣的水平，诸如正常预期的误差水平。此外，在一些实施例中，姿态误差监视器结果仅当姿态误差灵敏度超过某一最低水平时被使用，诸如当对安全性限制的姿态灵敏度超过阈值时。
以上的灵敏度等式可以针对成为实时系统的实施方式被简化，在成为实时系统的实施方式中真实姿态
Figure 503464DEST_PATH_IMAGE005
和主体坐标系中的真实磁测量值
Figure 26850DEST_PATH_IMAGE003
将不可用。对于第一项的分子，矩阵求逆可以被重新布置以允许
Figure 456694DEST_PATH_IMAGE003
成为
Figure 636003DEST_PATH_IMAGE002
，如下所示：
Figure 911126DEST_PATH_IMAGE016
到
Figure DEST_PATH_IMAGE017
，并且然后到
Figure 741548DEST_PATH_IMAGE018
。
对于第一项的分母，向量的量值是相同的，不管该坐标系如何，即
Figure DEST_PATH_IMAGE019
。在第二项中，合乎期望的是，知道真实磁场向量与磁测量误差的最坏情况向量相加
Figure 14397DEST_PATH_IMAGE020
。例如，当两个向量彼此垂直时，这种最坏情况发生，并且在这个条件期间，真实磁场向量和误差测量的场向量之间的角度由下式确定：
Figure 743319DEST_PATH_IMAGE022
。
因此，整个第二项可以被代替为
Figure DEST_PATH_IMAGE023
，它表示真实磁场向量和仅由磁测量误差导致的误差测量的场向量之间的角度的余弦。因此，针对
Figure 510549DEST_PATH_IMAGE024
的等式可以简化为下式，下式现在在易于根据可用于姿态误差监视器的数据计算的各项中被表达：
Figure DEST_PATH_IMAGE025
姿态误差灵敏度+磁测量误差灵敏度
因此，如以上所讨论的，监视器能够使用上述等式和值来设置监视器中的阈值并且确定姿态误差灵敏度是否超过某一最低水平。
图5是描绘监视姿态故障的示例性方法500的一个实施例的流程图。要理解的是，尽管方法500以串行方式被讨论，但是个体动作可以以不同的顺序或与其它动作并行地执行。
在框502，从姿态参考系统（本文也称为姿态源）获得姿态解，如以上所讨论那样。在框504，获得地理位置，如以上所讨论那样。例如，地理位置可以基于来自位置传感器的位置测量值或基于来自姿态源的位置估计值来确定。在框506，获得磁场测量值（也称为测量的磁场估计值），诸如利用上面讨论的磁力计。在框508，基于地理位置和时间计算来自地球磁场模型的磁场估计值（也称为EMFM估计值）。例如，获得位置测量值的地理位置和时间可被用作到地球磁场模型的索引。
在框510，该磁场估计值中的至少一个基于所述姿态解被投射或变换，使得磁场估计值在共同共享坐标系中。例如，磁场估计值之一可以基于所述姿态解被变换到另一个磁场估计值的坐标系中。具体来说，测量的磁场估计值基于所获得的姿态解被投射到EMFM估计值的参考坐标系中，或者EMFM估计值基于所获得的姿态解被投射到测量的磁场估计值的坐标系中，如上面所讨论的那样。在其它实施例中，共同共享坐标系既不是所测量的磁场估计值的坐标系，也不是EMFM估计值的坐标系，并且两个磁场估计值都被变换到该共同共享坐标系中。
在框512，确定在共同共享坐标系中测量的磁场估计值和EMFM估计值之间的差值是否超过预定阈值。例如，如果测量的磁场估计值被投射到EMFM估计值的坐标系中，则被投射的测量的磁场估计值和EMFM估计值之间的差值与阈值相比较。类似地，如果EMFM估计值被投射到测量的磁场估计值的坐标系中，则被投射的EMFM估计值和测量的磁场估计值之间的差值与阈值相比较。如果该差值不超过预定阈值，则方法500返回到框502来分析随后的估计值。如果差值超过该预定阈值，则在框514警报或警告被输出到显示单元，以指示姿态解是错误的。
在框516，可选地确定姿态误差灵敏度水平是否大于预定阈值，如以上所讨论的那样。如果姿态误差灵敏度水平小于预定阈值，则在框518指示测量磁场估计值和地球磁场模型估计值之间的差值对于确定姿态解是否错误是无效的。在一些这样的实施例中，如果差值对于确定姿态解是否错误是无效的，则在框514中不输出的警报。在框516和518被省略的实施例中，基于在框512的判定而在框514输出该警报，如以上所讨论的那样。
尽管本文已图示和描述了具体实施例，但是将被本领域普通技术人员意识到的是，被设计为实现相同目的的任何布置可以代替所示的具体实施例。因此，显然希望本发明仅由权利要求及其等同物来限定。
示例实施例
示例1包括一种航空电子系统，其包括：一个或多个姿态源，均被配置为产生相应计算的姿态解；至少一个磁力计，配置为测量在所述航空电子系统的坐标系中的磁场；以及至少一个姿态监视器，配置为使用来自所述一个或多个姿态源中的至少一个的相应计算的姿态解来投射测量的磁场估计值或地球磁场模型估计值中的至少一个，使得测量的磁场估计值与地球磁场模型估计值在共同共享坐标系中；其中所述至少一个姿态监视器还被配置为确定在共同共享坐标系中的测量的磁场估计值和地球磁场模型估计值之间的相应差值；其中所述至少一个姿态监视器还被配置为：如果测量的磁场估计值和地球磁场模型估计值之间的相应差值超过预定阈值，则输出警报，该警报指示用于投射测量的磁场估计值或地球磁场模型估计值中的至少一个的相应计算的姿态解是错误的。
示例2包括示例1的航空电子系统，其中，所述至少一个姿态监视器被进一步配置为：确定所述至少一个监视器的姿态灵敏度水平是否超过预定阈值；并且其中所述至少一个姿态监视器被配置为：如果姿态灵敏度水平小于预定阈值，则提供测量磁场估计值和地球磁场模型估计值之间的差值无效的指示。
示例3包括权利要求2的航空电子系统，其中所述一个或多个姿态源包括多个姿态源，所述多个姿态源中的每一个被配置成提供相应测量的磁场估计值；其中所述至少一个姿态监视器被进一步配置为：确定地球磁场模型估计值与所述多个姿态源之一的相应测量的磁场估计值之间的差值是否比地球磁场模型估计值和其它姿态源的相应测量的磁场估计值之间的相应差值超过预定阈值多；并且其中所述至少一个姿态监视器被配置为指示如下姿态源出现故障：针对该姿态源的差值比针对其它姿态源的相应差值超过预定阈值多。
示例4包括示例1-3中任一个的航空电子系统，其中所述一个或多个姿态源包括多个姿态源；并且其中所述至少一个监视器包括多个监视器，所述多个监视器中的每一个对应于所述多个姿态源中相应的一个。
示例5包括示例4的航空电子系统，其中，所述多个姿态监视器的每一个与所述多个姿态源中相应的一个成为整体。
示例6包括示例1-4中任一个的航空电子系统，还包括位置传感器，配置为提供位置数据给所述至少一个姿态监视器，所述至少一个姿态监视器配置为至少部分地基于所述位置数据确定地球磁场模型估计值。
示例7包括示例6的航空电子系统，其中所述位置传感器是全球导航卫星系统接收器和惯性基准系统中的一个。
示例8包括示例1-7中任一个的航空电子系统，其中，所述一个或多个姿态源中的每一个包括大气数据惯性基准单元（ADIRU）、惯性基准单元（IRU）或姿态航向基准单元（AHRU）之一。
示例9包括示例1-8中任一个的航空电子系统，其中所述一个或多个姿态源中的至少一个被配置为提供位置数据给所述至少一个姿态监视器，所述至少一个姿态监视器配置为至少部分地基于所述位置数据确定地球磁场模型估计值。
示例10包括示例1-9中任一个的航空电子系统，其中，共同共享坐标系是航空电子系统的坐标系或地球磁场模型估计值的参考坐标系之一。
示例11包括监视航空电子系统中姿态故障的方法，所述方法包括：获得姿态解；获得航空电子系统的地理位置；获得航空电子系统的坐标系中测量的磁场估计值；至少部分地基于航空电子系统的地理位置计算参考坐标系中的地球磁场模型（EMFM）估计值；基于所述姿态解变换所述测量的磁场估计值或EMFM估计值中的至少一个，使得所述测量的磁场估计值和EMFM估计值在共同共享坐标系中；确定在共同共享坐标系中所述测量的磁场估计值和EMFM估计值之间的差值是否超过预定阈值；如果所述差值超过预定阈值，则输出指示姿态解错误的警报。
示例12包括示例11的方法，其中，获得所述地理位置包括从位置传感器或生成姿态解的姿态源之一获得所述地理位置。
示例13包括示例12的方法，其中，从位置传感器获得地理位置包括：从全球导航卫星系统接收器获得所述地理位置。
示例14包括示例11-13中任一个的方法，其中，所述共同共享坐标系是航空电子系统的坐标系或EMFM估计值的参考坐标系之一。
示例15包括示例11-14中任一个的方法，还包括：确定姿态误差灵敏度水平是否大于预定阈值；并且如果姿态误差灵敏度水平小于预定阈值，则提供测量磁场估计值和地球磁场模型估计值之间的差值无效的指示。
示例16包括一种程序产品，该程序产品包括处理器可读介质，程序指令体现在处理器可读介质上，其中所述程序指令在由至少一个可编程处理器执行时被配置为使得所述至少一个可编程处理器：接收航空电子系统的坐标系中的测量的磁场估计值；至少部分地基于所述航空电子系统的地理位置计算在参考坐标系中的地球磁场模型（EMFM）估计值；基于从姿态源接收的姿态解变换所接收的测量的磁场估计值或EMFM估计值中的至少一个，使得所述测量的磁场估计值和EMFM估计值在共同共享坐标系中；确定在共同共享坐标系中所述测量的磁场估计值和EMFM估计值之间的差值是否超过预定阈值；以及如果所述差值超过预定阈值，则输出指示姿态解错误的警报。
示例17包括示例16的程序产品，其中所述程序指令还被配置为使得所述至少一个可编程处理器从位置传感器获得地理位置。
示例18包括示例16-17中任何一个的程序产品，其中所述共同共享坐标系是航空电子系统的坐标系或EMFM估计值的参考坐标系之一；并且其中所述程序指令还被配置为使得所述至少一个可编程处理器把所述测量的磁场估计值变换到EMFM估计值的参考坐标系或者把EMFM估计值变换到航空电子系统的坐标系。
示例19包括示例16-18中任何一个的程序产品，其中所述程序指令还被配置为使得所述至少一个可编程处理器确定姿态灵敏度水平是否超过预定阈值。
示例20包括示例16-19中任何一个的程序产品，其中所述程序指令还被配置为使得所述至少一个可编程处理器确定姿态误差灵敏度水平是否大于预定阈值；并且，如果姿态误差灵敏度水平小于预定阈值，则输出如下指示：测量磁场估计值和地球磁场模型估计值之间的差值对于确定姿态解是否错误是无效的。

Claims (3)

1.一种航空电子系统（100），包括：
一个或多个姿态源（104），均被配置为产生相应计算的姿态解；
至少一个磁力计（102），配置为测量在所述航空电子系统的坐标系中的磁场估计值；以及
至少一个姿态监视器（106），配置为使用来自所述一个或多个姿态源（104）中的至少一个的所述相应计算的姿态解来投射所述测量的磁场估计值或地球磁场模型估计值中的至少一个，使得所述测量的磁场估计值与地球磁场模型估计值在共同共享坐标系中；
其中所述至少一个姿态监视器（106）还被配置为确定在共同共享坐标系中的所述测量的磁场估计值和地球磁场模型估计值之间的相应差值；
其中所述至少一个姿态监视器（106）还被配置为：如果所述测量的磁场估计值和地球磁场模型估计值之间的所述相应差值超过预定阈值，则输出警报，所述警报指示用于投射所述测量的磁场估计值或地球磁场模型估计值中的至少一个的所述相应计算的姿态解是错误的。
2.如权利要求1的航空电子系统（100），其中所述至少一个姿态监视器（106）还被配置为：确定所述至少一个姿态监视器的姿态灵敏度水平是否超过所述预定阈值；并且
其中所述至少一个姿态监视器（104）被配置为：如果所述姿态灵敏度水平小于预定阈值，则提供测量磁场估计值和地球磁场模型估计值之间的所述差值无效的指示。
3.根据权利要求1的航空电子系统（100），其中所述共同共享坐标系是航空电子系统的坐标系或地球磁场模型估计值的参考坐标系之一。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109703787A (zh) * 2018-12-11 2019-05-03 上海航天控制技术研究所 一种近地卫星三轴磁强计数据有效性的故障诊断方法
US11472568B2 (en) * 2019-05-16 2022-10-18 Rosemount Aerospace Inc. Prognostic monitoring of complementary air data system sensors
CN110514228B (zh) * 2019-09-02 2022-09-13 哈尔滨工业大学 微小型无人机航姿测量系统动态综合性能测试装置及方法
US12078486B1 (en) * 2021-01-06 2024-09-03 Honeywell International Inc. Navigation with magnetic field sensors

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1747905A1 (ru) * 1990-10-31 1992-07-15 Botuz Sergej P Способ многоканальной регистрации результатов измерений и устройство дл его осуществлени
US5841537A (en) 1997-08-11 1998-11-24 Rockwell International Synthesized attitude and heading inertial reference
US6480152B2 (en) * 2000-07-20 2002-11-12 American Gnc Corporation Integrated GPS/IMU method and microsystem thereof
US20030006910A1 (en) * 2001-07-06 2003-01-09 Dame Stephen G. Aural/visual interactive aircraft communications module, system and methods
US6860023B2 (en) * 2002-12-30 2005-03-01 Honeywell International Inc. Methods and apparatus for automatic magnetic compensation
US20050040985A1 (en) * 2003-08-19 2005-02-24 Trammell Hudson System and method for providing improved accuracy relative positioning from a lower end GPS receiver
KR100574506B1 (ko) * 2004-02-26 2006-04-27 삼성전자주식회사 연산된 방위각의 오류여부를 표시하는 지자기센서 및 그방위각측정방법
RU2282869C1 (ru) * 2004-12-27 2006-08-27 Владимир Петрович Панов Система для определения пространственного положения объекта
US8275544B1 (en) * 2005-11-21 2012-09-25 Miltec Missiles & Space Magnetically stabilized forward observation platform
US7587277B1 (en) * 2005-11-21 2009-09-08 Miltec Corporation Inertial/magnetic measurement device
US8576169B2 (en) * 2008-10-20 2013-11-05 Sensor Platforms, Inc. System and method for determining an attitude of a device undergoing dynamic acceleration
US8204635B2 (en) * 2008-12-16 2012-06-19 Honeywell International Inc. Systems and methods of redundancy for aircraft inertial signal data
JP2010266214A (ja) 2009-05-12 2010-11-25 Aichi Micro Intelligent Corp 異常磁気検出装置、磁気ジャイロ、電子コンパス
FR2955934B1 (fr) * 2010-01-29 2012-03-09 Eurocopter France Estimation stabilisee en virage des angles d'assiettes d'un aeronef
RU2427799C1 (ru) * 2010-06-15 2011-08-27 Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") Система для определения пространственного положения и курса летательного аппарата
WO2012068359A2 (en) * 2010-11-17 2012-05-24 Hillcrest Laboratories, Inc. Apparatuses and methods for magnetometer alignment calibration without prior knowledge of the local magnetic
US9228842B2 (en) * 2012-03-25 2016-01-05 Sensor Platforms, Inc. System and method for determining a uniform external magnetic field
US9207079B2 (en) * 2012-06-21 2015-12-08 Innovative Solutions & Support, Inc. Method and system for compensating for soft iron magnetic disturbances in a heading reference system
RU131151U1 (ru) * 2013-03-11 2013-08-10 Общество с ограниченной ответственностью "АВИАРЕАЛ" Система коррекции дрейфа микромеханического гироскопа, используемого в системе дополненной реальности на движущемся объекте
CN103630137B (zh) 2013-12-02 2016-03-23 东南大学 一种用于导航系统的姿态及航向角的校正方法
CN103954303B (zh) * 2014-05-15 2016-09-21 东南大学 一种用于磁力计导航系统航向角动态计算及校正方法

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