CN105698788A - 产生两个独立不同的姿态解、惯性解或两者的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

产生两个独立不同的姿态解、惯性解或两者的系统和方法。公开了用于从一个改进的导航设备产生两个独立不同的姿态解、两个独立不同的惯性解或两者的系统和方法。在一个实施例中，航空电子系统包括：惯性导航设备，其被配置成产生姿态解的第一集合；姿态航向和参考单元，其被配置成产生姿态解的主要集合和姿态解的次要集合；和显示设备，其被配置成接收姿态解的第一集合、姿态解的主要集合和姿态解的次要集合，其中如果姿态解的第一集合和姿态解的主要集合产生不同的结果，则显示设备被配置成通过确定姿态解之间的差异并确定哪个差异在阈值以下来确定姿态解的第一集合还是姿态解的主要集合是正确的。

Description

产生两个独立不同的姿态解、惯性解或两者的系统和方法
相关申请的交叉引用
本申请要求2014年10月9日提交的、题为“SYSTEMSANDMETHODSFORPRODUCINGTWOINDEPENDENTDISSIMILARATTITUDESOLUTIONS，TWOINDEPENDENTDISSIMILARINERTIALSOLUTIONSFORBOTHFROMONEIMPROVEDNAVIGATIONDEVICE”的美国临时专利申请号62/061,787的优先权和利益，并且其通过引用被整体结合到本文。
背景技术
飞行器利用导航设备，其将姿态解(solution)(例如，仰俯(pitch)，滚动(roll)和航向信息)连同惯性解(例如，加速度和机身角速率(angularbodyrates)，可以从其中确定速度)提供到飞行器的各种显示器和系统。这些导航设备中的一些是冗余的，以在设备故障的情况下提供安全的措施(measure)并且提供正确读数的确认。飞行器的派遣有时也取决于提供姿态和惯性解的冗余导航设备的可用性。常规实施方式使用多个设备来提供冗余测量。
在许多常规实施方式中，三个空气数据惯性参考单元(ADIRU)被用来提供冗余测量。然而，存在用不同类型的导航单元，例如全球定位系统(GPS)-辅助的姿态航向参考系统(AHRS)来替代ADIRU之一的期望。虽然进行此转换，但是如果ADIRU之一故障的话还存在能够派遣的期望。然而，如果剩余的ADIRU和GPS-辅助AHRS计算两个独立的不同姿态解，两个独立的不同惯性解或者两者，则不能确定剩余的ADIRU还是GPS-辅助AHRS在计算错误的姿态解。
由于上面阐明的原因，并且由于下面阐明的原因(在阅读和理解本说明书时，对于本领域技术人员而言其将变得显而易见)，在本领域中存在对用于确定系统中的错误姿态误差的改进的系统和方法的需要，其利用不同类型的导航单元的组合。
发明内容
本公开的实施例提供了用于从一个改进的导航设备产生两个独立的不同姿态解、两个独立的不同惯性解或两者的系统和方法。
在一个实施例中，航空电子系统包括：惯性导航设备，其被配置成产生姿态解的第一集合；姿态航向和参考单元，其被配置成产生姿态解的主要集合和姿态解的次要集合；和显示设备，其被配置成接收姿态解的第一集合、姿态解的主要集合和姿态解的次要集合，其中如果姿态解的第一集合和姿态解的主要集合之间的差异大于阈值，则显示设备被配置成通过确定姿态解的第一集合和姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值，或者姿态解的主要集合与姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值来确定姿态解的第一集合还是姿态解的主要集合是正确的。
附图说明
应理解的是，附图仅描述示例性实施例，并且因此不被认为是在范围方面的限制，通过使用附图，将以另外的特征和细节来描述示例性实施例，其中：
图1是包括改进的GPS-辅助AHRS的示例性航空电子系统的框图，其提供了两个独立的不同姿态解，两个独立的不同惯性解或者两者；和
图2是用于从一个改进的导航设备产生两个独立的不同姿态解、两个独立的不同惯性解或两者的示例性方法。
根据惯例，各种描述的特征并未按比例绘制，而是被绘制成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，参考附图，该附图形成本文的一部分，并且在附图中以图示的方式示出了特定的说明性实施例。然而，应当理解的是，可以利用其它实施例并且可以进行逻辑的、机械的和电气的改变。此外，不应将绘制图形和说明书中提出的方法解释为限制其中可以执行各个步骤的顺序。因此，下面的详细描述不应以限制性意义进行。
本文提供的实施例可以检测导航系统中的错误的姿态误差，其利用不同类型的导航单元的组合，其中第一导航单元之一已经故障。如上面解释的，存在仅使用飞行器上的两个ADIRU和一个GPS-辅助AHRS的期望。在这种情况下，如果ADIRU之一故障，并且剩余的ADIRU和GPS-辅助AHRS不产生相同的姿态解，则我们不能确定哪个姿态解是正确的。本文描述的实施例提供了此问题的解。特别地，GPS-辅助AHRS被改进的GPS-辅助AHRS替代，其计算不同的姿态参数的另外的集合。这些另外的不同姿态参数可以确定两个解中的哪个是不正确的。
图1是示例性航空电子系统100的框图，其包括改进的GPS-辅助AHRS102，其提供了两个独立的不同姿态解、两个独立的不同惯性解或两者。系统100还包括两个ADIRU104A，104B、显示设备106和GPS接收器107。虽然示出了三个导航单元102，104A，104B，但是更多的或更少的导航单元可以被包括在飞行器上，这取决于飞行器。此外，不同类型的导航设备可以被包括在系统中，只要至少一个改进的GPS-辅助AHRS102被包括在系统100中即可。
如图1中所示，ADIRU104A，104B包括惯性传感器组件108。惯性传感器组件108包括加速计110和陀螺仪112。在一些实施例中，在每个惯性传感器组件108中包括三个陀螺仪112和三个加速计110。然而，在惯性传感器组件108中可以包括更多的或更少的陀螺仪112和加速计110。ADIRU104A，104B还包括被配置成从惯性传感器组件108接收惯性数据并基于接收的惯性数据提供姿态和惯性解的处理设备114。此外，ADIRU104A，104B包括通信地耦合到处理设备114的输入/输出(I/O)单元116。I/O设备116接收由处理设备114计算的姿态和惯性解，并将姿态和惯性解输出到飞行器内的其它系统，例如显示设备106。
如图1中所示，改进的GPS-辅助AHRS102由GPS接收器107辅助，并且包括主要惯性传感器组件118和次要惯性传感器组件120。在常规实施方式中，由于费用和其它限制，GPS-辅助AHRS仅包括一个惯性传感器组件。如本领域技术人员已知的，AHRS102开始使用不同的形状因数，包括4MCU形状因数，其测定为高7.64英寸，长度12.76英寸，并且宽度4.88英寸。除其它形状因数之外，本文所描述的实施例可以被包括在此4MCUAHRS102形状因数中。
与ADIRU104A，104B中的该惯性传感器组件108类似，主要和次要惯性传感器组件118，120包括加速计122和陀螺仪124。此外，并且与上面类似，在某些实施例中，每个惯性传感器组件118，120中可以分别包括三个加速计122和三个陀螺仪124。然而，在某些实施例中，每个惯性传感器组件108，118，120中的陀螺仪112，124和加速计110，122的数目和类型可以不同。例如，在某些实施例中，惯性传感器组件108可以包括环形激光陀螺仪112，并且惯性传感器组件118，120可以包括微机电系统(MEMS)陀螺仪或光纤陀螺仪124。在其它实施例中，惯性传感器组件118中的加速计122和陀螺仪124可以与包括在惯性传感器组件120中的加速计122和陀螺仪124不同。然而，这些仅是示例，并且不意味着是限制性的。
改进的GPS-辅助AHRS102还分别地包括用于每个惯性传感器组件118，120的专用的处理设备126，128。也就是说，主要处理设备126被配置成从主要惯性传感器组件118接收惯性数据，并且基于接收的惯性数据提供姿态和惯性解；并且，次要处理设备128被配置成从次要惯性传感器组件120接收惯性数据，并基于接收的惯性数据提供姿态和/或惯性解。除了具有专用的处理设备126、128的每个惯性传感器组件118，120之外，在示例性实施例中，由相应的处理设备126，128中的每个所执行的软件是不同的。专用处理设备126，128和在每个处理设备126，128上运行的不同软件的原因是为了防止共模故障。因此，处理设备126，128和/或由处理设备126，128执行的软件中的任何普通缺陷将不会影响两个惯性传感器组件118，120。这与其中常规GPS-辅助AHRS由于花费和其它限制而仅包括一个处理设备的常规实施方式是相反的。
在一些实施例中，次要处理设备128能够计算主要处理设备126所计算的姿态和惯性解的子集。例如，在一些实施例中，专用于次要惯性传感器组件120的次要处理设备128可以仅计算姿态解，而主要处理设备126则计算姿态和惯性解。
每个惯性传感器组件118，120还包括分开的I/O设备130，132。也就是说，主要I/O设备130从主要处理设备126接收惯性解并且将姿态和惯性解输出到飞行器内的其它系统，例如显示设备106；并且，次要I/O设备132从次要处理设备128接收惯性解并且将姿态和/或惯性解输出至飞行器内的其它系统，例如显示设备106。
对于在其导航系统100中包括改进的GPS-辅助AHRS102的飞行器而言，飞行器在具有一个故障的ADIRU104A，104B的情况下起飞是可能的。特别地，由于本文所公开的实施方式，飞行器在具有一个故障的ADIRU104A，104B的情况下起飞是可能的，因为存在由主要惯性组件118或者次要惯性组件120产生的第三导航解，其用作连接中断器(tie-breaker)。例如，假定ADIRU104A已经故障，并且剩余的ADIRU104B和主要惯性组件118在产生不同的结果。因为次要惯性传感器组件120在产生附加的导航解，所以其可以被显示设备106用来确定由工作的ADIRU104B和主要惯性传感器组件118产生的两个姿态解和/或两个姿态惯性解中的哪个是正确的姿态解。用另一方式阐述，存在三个姿态解和/或三个惯性解，两个由改进的GPS-辅助AHRS102产生，并且一个由工作的ADIRU104B产生。如果由主要惯性传感器组件118和处理器126产生的姿态解与由工作的ADIRU104B产生的姿态解相差特定的阈值(例如，超过2％)，则由次要惯性传感器组件120和处理器128产生的姿态解可以被显示设备106用作鉴别器来确定哪个设备正在产生正确的姿态解。这可以通过确定由包括在工作的ADIRU104B中的处理设备114产生的姿态和/或惯性解的集合与由次要处理设备128产生的姿态和/或惯性解的集合之间的差异是否小于阈值(例如2％)或确定由主要处理设备126产生的姿态和/或惯性解的集合和次要处理设备128产生的姿态和/或惯性解的集合之间的差异是否小于阈值(例如，2％)来完成。因此，具有一个故障的ADIRU104A，104B的飞行器仍然能够起飞。
图2是用于确定两个不同的姿态解中的哪个是正确的示例性方法200。该方法200包括使用导航设备来计算姿态解的第一集合(块202)。姿态解的第一集合可以由与上面所讨论的ADIRU104A，104B类似的ADIRU或其它导航设备产生，并且能够包括仰俯(pitch)，滚动(roll)和/或航向。
方法200进一步包括使用改进的姿态航向和参考单元来计算姿态解的主要集合，其中计算姿态解的主要集合使用算法的主要集合来完成(块204)。可以使用包括在改进的导航设备中的主要惯性传感器组件来计算姿态和惯性解的主要集合。在某些实施例中，主要惯性传感器组件可以具有与上述讨论的主要惯性传感器组件118相同的特征中的一些或全部。此外，在示例性实施例中，第一处理器可以被用来计算姿态和惯性解的第一集合。在一些实施例中，第一处理器可以具有与上述讨论的处理设备126相同的特征中的一些或全部。
方法200进一步包括使用改进的姿态航向和参考单元来计算姿态解的次要集合，其中使用算法的第二集合来完成计算姿态解的次要集合，其中算法的主要集合与算法的第二集合不同(块206)。根据次要惯性数据来计算姿态解的次要集合。在某些实施例中，除了姿态解的次要集合之外可以计算惯性解的次要集合。与上面类似，次要的姿态和惯性数据可以通过包括在改进的导航设备中的次要惯性传感器组件产生。在一些实施例中，次要惯性传感器组件可以具有与上述讨论的次要惯性传感器组件120相同的特征的一些或全部。此外，在示例性实施例中，第二处理器可以被用来计算姿态解和惯性解的第二集合。在一些实施例中，第二处理器可以具有与上述讨论的处理设备128相同的特征中的一些或全部。
方法200进一步包括当主要姿态解与姿态解的第一集合之间的差异大于阈值(例如2％)时，通过确定姿态解的第一集合和姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值(例如，2％)或者姿态解的主要集合和姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值(例如，2％)来确定姿态解的第一集合还是姿态解的主要集合是正确的(块208)。在一些实施例中，这可以通过与上面讨论的显示设备106类似的显示设备来完成。在一些实施例中，当姿态解的第一集合之间的差异与姿态解的主要集合相差阈值时，则可以在显示设备上显示警报。例如，如果姿态解的第一集合中所计算的仰俯与姿态解的主要集合中所计算的仰俯相差超过2％，则可以触发此块应被执行的警报。然而，这仅是示例，并且不意味着是限制性的。
在某些实施例中，方法200可以进一步包括在第一总线上将姿态和惯性解的主要集合输出到显示设备。在某些实施例中，该总线可以具有与上面讨论的I/O设备130相同的特征中的一些或全部。此外，在一些实施例中，方法200可以进一步包括在第二总线上输出姿态解的次要集合。在一些实施例中，该总线可以具有与上面讨论的I/O设备132相同的特征中的一些或全部。
在本系统和方法中使用的存储器可以是用于存储处理器可读指令或数据结构的任何合适的、有形的、并且非暂态处理器可读介质。适当的处理器可读介质可包括诸如磁性或光学介质的有形媒介。例如，有形介质可包括物理设备，例如，但不限于，常规硬盘、紧凑式磁盘(例如，只读或可重写的)，易失或非易失介质，诸如随机存取存储器(RAM)，其包括但不限于同步动态随机存取存储器(SDRAM)、双倍数据速率(DDR)RAM、RAMBUS动态RAM(RDRAM)、静态RAM(SRAM)等)、只读存储器(ROM)、电可擦可编程ROM(EEPROM)以及闪速存储器等。
可以使用如本领域技术人员已知的软件、固件、硬件或其任何适当的组合来实现在本系统和方法中使用的处理设备。这些可以由专门设计的专用集成电路(ASIC)或现场可编程门阵列(FPGA)来补充或者被并入在其中。处理设备还可以包括具有软件程序、固件或其它计算机可读指令的功能，以用于执行在本方法和系统中使用的各种过程任务、计算以及控制功能。
可由至少一个处理器所执行的计算机可执行指令(诸如程序模块或部件)来实现本方法中所描述的一个或多个动作。通常，程序模块包括执行特定任务或实现特定抽象数据类型的例程、程序、对象、数据部件、数据结构、算法等。
可以用软件、固件或其它计算机或处理器可读指令来实现用于执行各种过程任务的指令、计算和在本文所述的方法的操作中使用的其它数据的生成。这些指令通常被存储在包括被用于存储计算机可读指令或数据结构的计算机可读介质的任何适当计算机程序产品上。此类计算机可读介质可以是能够被通用或专用计算机或处理器或任何编程逻辑设备访问的任何可用介质。
示例实施例
示例1包括航空电子系统，包括：惯性导航设备，其被配置成产生姿态解的第一集合；姿态航向和参考单元，其被配置成产生姿态解的主要集合和姿态解的次要集合；和显示设备，其被配置成接收姿态解的第一集合，姿态解的主要集合和姿态解的次要集合，其中如果姿态解的第一集合和姿态解的主要集合之间的差异大于阈值，则显示设备被配置成通过确定姿态解的第一集合和姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值，或者姿态解的主要集合与姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值来确定姿态解的第一集合还是姿态解的主要集合是正确的。
示例2包括示例1的航空电子系统，其中姿态航向和参考单元包括：被配置成产生主要惯性数据的主要惯性传感器组件；通信地耦合到主要惯性传感器组件的主要处理设备，其中主要处理设备被配置成接收主要惯性数据并根据主要惯性数据来计算姿态解的主要集合；被配置成产生次要惯性数据的次要惯性传感器组件；以及通信地耦合到次要惯性传感器组件的次要处理设备，其中次要处理设备被配置成接收次要惯性数据并计算姿态解的次要集合。
示例3包括示例2的航空电子系统，其中改进的姿态航向和参考单元进一步包括：通信地耦合到主要处理设备的主要输入-输出单元，其中主要输入-输出单元被配置成从主要处理设备接收姿态和惯性解的主要集合，并且将姿态和惯性解的主要集合输出到显示设备；以及通信地耦合到次要处理设备的次要输入-输出单元，其中次要输入-输出单元被配置成从次要处理设备接收姿态解的次要集合，并将姿态解的次要集合输出到显示设备。
示例4包括示例2-3的任何一个的航空电子系统，其中主要处理设备是微处理器，并且次要处理设备是现场可编程门阵列。
示例5包括示例2-4的任何一个的航空电子系统，其中主要处理设备执行算法的主要集合来计算姿态解的主要集合，并且次要处理设备执行算法的第二集合来计算姿态解的次要集合，其中算法的主要集合与算法的第二集合不同。
示例6包括示例2-5的任何一个的航空电子系统，其中主要惯性组件包括三个主要陀螺仪和三个主要加速计，并且其中次要惯性传感器包括三个次要陀螺仪和三个次要加速计，其中三个主要陀螺仪与三个次要陀螺仪不同，并且其中三个主要加速计与三个次要加速计不同。
示例7包括示例1-6的任何一个的航空电子系统，其中姿态解的第一集合，姿态解的主要集合，以及姿态解的次要集合是下面中的至少一个：仰俯，滚动或航向。
示例8包括示例1-7的任何一个的航空电子系统，其中姿态航向和参考单元被配置成从全球导航卫星接收器接收信号。
示例9包括示例1-8的任何一个的航空电子系统，其中当姿态解的第一集合和姿态解的主要集合之间的差异超过阈值时，显示设备显示警报。
示例10包括一种姿态航向和参考单元，包括：被配置成产生主要惯性数据的主要惯性传感器组件；通信地耦合到主要惯性传感器组件的主要处理设备，其中主要处理设备被配置成接收主要惯性数据并根据主要惯性数据计算姿态解的主要集合；被配置成产生次要惯性数据的次要惯性传感器组件；通信地耦合到次要惯性传感器组件的次要处理设备，其中次要处理设备被配置成接收次要惯性数据并计算姿态解的次要集合；并且其中，如果姿态解的第一集合和姿态解的主要集合之间的差异大于阈值，则显示设备被配置成通过确定姿态解的第一集合和姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值，或者姿态解的主要集合与姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值来确定姿态解的第一集合还是姿态解的主要集合是正确的。
示例11包括示例10的改进的姿态航向和参考单元，进一步包括：通信地耦合到主要处理设备的主要输入-输出单元，其中主要输入-输出单元被配置成从主要处理设备接收姿态和惯性解的主要集合，并将姿态和惯性解的主要集合输出到显示设备；以及通信地耦合到次要处理设备的次要输入-输出单元，其中次要输入-输出单元被配置成从次要处理设备接收姿态解的次要集合，并将姿态解的次要集合输出到显示设备。
示例12包括示例10-11的任何一个的姿态航向和参考单元，其中主要处理设备是微处理器，并且次要处理设备是现场可编程门阵列。
示例13包括示例10-12的任何一个的姿态航向和参考单元，其中主要处理设备执行算法的主要集合来计算姿态解的主要集合，并且次要处理设备执行算法的第二集合来计算姿态解的第二集合，其中算法的主要集合与算法的第二集合不同。
示例14包括示例10-13的任何一个的姿态航向和参考单元，其中姿态解的第一集合、姿态解的主要集合、以及姿态解的次要集合是下面的至少一个：仰俯，滚动或航向。
示例15包括示例10-14的任何一个的姿态航向和参考单元，其中姿态航向和参考单元被配置成从全球导航卫星接收器接收信号。
示例16包括示例10-15中的任何一个的姿态航向和参考单元，其中主要惯性组件包括三个主要陀螺仪和三个主要加速计，并且其中次要惯性传感器包括三个次要陀螺仪和三个次要加速计，其中三个主要陀螺仪与三个次要陀螺仪不同，并且其中三个主要加速计与三个次要加速计不同。
示例17包括示例10-16的任何一个的姿态航向和参考单元，其中当姿态解的第一集合和姿态解的主要集合之间的差异超过阈值时，显示设备显示警报。
示例18包括用于确定两个不同的姿态解中的哪个是正确的方法，包括：使用惯性导航设备来计算姿态解的第一集合；使用姿态航向和参考单元来计算姿态解的主要集合，其中使用算法的主要集合来完成计算姿态解的主要集合；使用姿态航向和参考单元来计算姿态解的次要集合，其中使用算法的第二集合来完成计算姿态解的次要集合，并且其中算法的主要集合与算法的第二集合不同；并且当主要姿态解和姿态解的第一集合之间的差异大于阈值时，通过确定姿态解的第一集合和姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值，或者姿态解的主要集合与姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值来确定主要姿态解还是姿态解的第一集合是正确的。
示例19包括示例18的方法，进一步包括当姿态解的第一集合和姿态解的主要集合之间的差异超过阈值时生成警报信号。
示例20包括示例18-19的任何一个的方法，其中姿态解的第一集合、姿态解的主要集合、以及姿态解的次要集合是下面中的至少一个：仰俯，滚动或航向。
虽然本文已经图示出并描述了特定的实施例，但是本领域普通技术人员将理解的是，被计算成实现相同目的的任何布置可以替代示出的特定实施例。该申请试图涵盖本发明的任何改变或者变化。因此，明显地意图在于本发明仅被权利要求及其等价物限制。

Claims (3)

1.一种姿态航向和参考单元(102)，包括：
主要惯性传感器组件(118)，其被配置成产生主要惯性数据；
主要处理设备(126)，其被通信地耦合到主要惯性传感器组件(118)，其中主要处理设备(126)被配置成接收主要惯性数据并根据主要惯性数据来计算姿态解的主要集合；
次要惯性传感器组件(120)，其被配置成产生次要惯性数据；
次要处理设备(128)，其被通信地耦合到次要惯性传感器组件(120)，其中次要处理设备(128)被配置成接收次要惯性数据并计算姿态解的次要集合；并且
其中，如果姿态解的第一集合和姿态解的主要集合之间的差异大于阈值，则显示设备(106)被配置成通过确定姿态解的第一集合和姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值，或者姿态解的主要集合与姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值来确定姿态解的第一集合还是姿态解的主要集合是正确的。
2.权利要求1所述的姿态航向和参考单元(102)，其中主要处理设备(126)执行算法的主要集合来计算姿态解的主要集合，并且第二处理设备(128)执行算法的第二集合来计算姿态解的次要集合，其中算法的主要集合与算法的第二集合不同。
3.一种用于确定两个不同的姿态解中哪个是正确的方法(200)，包括：
使用惯性导航设备计算姿态解的第一集合(202)；
使用姿态航向和参考单元计算姿态解的主要集合，其中计算姿态解的主要集合是使用算法的主要集合来完成(204)；
使用姿态航向和参考单元来计算姿态解的次要集合，其中计算姿态解的次要集合使用算法的第二集合来完成，并且其中算法的主要集合与算法的第二集合不同(206)；并且
当主要姿态解和姿态解的第一集合之间的差异大于阈值时，通过确定姿态解的第一集合和姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值，或者姿态解的主要集合与姿态解的次要集合之间的差异是否小于阈值来确定主要姿态解还是姿态解的第一集合是正确的(208)。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106292486A (zh) * 2016-08-12 2017-01-04 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种基于双余度的机载惯性导航系统的信息处理方法
WO2021217604A1 (en) * 2020-04-30 2021-11-04 Baidu.Com Times Technology (Beijing) Co., Ltd. Dual inertial measurement units for inertial navigation system

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107450109A (zh) * 2017-06-16 2017-12-08 吉林大学 地空电磁探测线圈三维姿态同步测量方法及装置
CN108051003A (zh) * 2017-12-21 2018-05-18 深圳市航天华拓科技有限公司 一种人员位姿监测方法和系统
FR3081838B1 (fr) * 2018-05-30 2020-09-04 Airbus Operations Sas Dispositif et procede d’insensibilisation a des pannes d’un systeme d’affichage.
DE102020131669B3 (de) * 2020-11-30 2021-12-23 Daimler Ag Verfahren zur Erkennung von Fehlfunktionen in Inertialmesseinheiten
CN112923923A (zh) * 2021-01-28 2021-06-08 深圳市瑞立视多媒体科技有限公司 一种imu与刚体姿态、位置对齐的方法、装置、设备以及可读存储介质
CN112945231A (zh) * 2021-01-28 2021-06-11 深圳市瑞立视多媒体科技有限公司 一种imu与刚体姿态对齐的方法、装置、设备以及可读存储介质

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6493631B1 (en) * 2001-05-31 2002-12-10 Mlho, Inc. Geophysical inertial navigation system
US7409290B2 (en) * 2004-04-17 2008-08-05 American Gnc Corporation Positioning and navigation method and system thereof
US20100152929A1 (en) * 2008-12-16 2010-06-17 Honeywell International Inc. Systems and methods of redundancy for aircraft inertial signal data
CN102221365A (zh) * 2010-04-19 2011-10-19 霍尼韦尔国际公司 用于确定惯性导航系统故障的系统和方法
CN102792128A (zh) * 2009-12-21 2012-11-21 康弗蒂姆技术有限公司 故障检测方法
US20130238172A1 (en) * 2010-01-28 2013-09-12 Honeywell International Inc. Systems and methods for providing aircraft heading information

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3505641A (en) 1965-10-20 1970-04-07 Honeywell Inc Aircraft condition control apparatus with redundant sensors
DE3634023A1 (de) 1986-10-07 1988-04-21 Bodenseewerk Geraetetech Integriertes, redundantes referenzsystem fuer die flugregelung und zur erzeugung von kurs- und lageinformationen
JP3189560B2 (ja) * 1994-03-25 2001-07-16 株式会社デンソー 車間距離検知装置および車間距離警報装置
US6266582B1 (en) 1997-08-06 2001-07-24 Rockwell Collins. Inc. GPS analytic redundancy for gyroscope failure detection
US6341248B1 (en) * 1999-06-22 2002-01-22 Honeywell International, Inc. Apparatus, methods, and computer program products for monitoring the attitude of an aircraft
US6285298B1 (en) * 2000-02-24 2001-09-04 Rockwell Collins Safety critical system with a common sensor detector
US6408245B1 (en) * 2000-08-03 2002-06-18 American Gnc Corporation Filtering mechanization method of integrating global positioning system receiver with inertial measurement unit
FR2816704B1 (fr) * 2000-11-14 2003-02-21 Eads Airbus Sa Procede et dispositif pour la detection de l'envol d'un avion en cours de decollage
US6405107B1 (en) * 2001-01-11 2002-06-11 Gary Derman Virtual instrument pilot: an improved method and system for navigation and control of fixed wing aircraft
EP1407226A1 (en) * 2001-07-17 2004-04-14 Honeywell International Inc. Pitch angle alerting device for ground proximity warning systems (gpws)
US6654685B2 (en) 2002-01-04 2003-11-25 The Boeing Company Apparatus and method for navigation of an aircraft
US6907332B1 (en) 2003-08-18 2005-06-14 The Boeing Company Method and apparatus to align auxiliary aircraft equipment attitude and heading
US7107833B2 (en) 2003-12-23 2006-09-19 Honeywell International Inc. Inertial reference unit with internal backup attitude heading reference system
RU2265190C1 (ru) * 2004-03-23 2005-11-27 Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" Комплексная навигационная система
FR2917175B1 (fr) * 2007-06-08 2010-04-16 Eurocopter France Procede et systeme d'estimation de la vitesse angulaire d'un mobile
US8412389B2 (en) 2008-04-21 2013-04-02 Bombardier Inc. Integrity monitoring of inertial reference unit
US8082099B2 (en) 2009-01-09 2011-12-20 Universal Avionics Systems Corporation Aircraft navigation using the global positioning system and an attitude and heading reference system
US8290641B2 (en) * 2009-04-21 2012-10-16 Pilot Disorientation Prevention Technologies, L.L.C. Aircraft attitude systems and related methods
US8421649B2 (en) * 2010-02-22 2013-04-16 Jerry Lee Marstall Aircraft attitude systems
US9261883B2 (en) * 2010-05-07 2016-02-16 Honeywell International Inc. Systems and methods for performing excessive negative pitch alert and for biasing a sink rate alert
US8441396B2 (en) 2010-11-12 2013-05-14 Honeywell International Inc. Systems and methods of providing error tolerant robust simplex wireless data for systems employing time correlated data transfer
US8665120B2 (en) 2011-05-25 2014-03-04 The Boeing Company Primary flight display pitch- and power-based unreliable airspeed symbology
US8949027B2 (en) 2012-07-10 2015-02-03 Honeywell International Inc. Multiple truth reference system and method
FR2998958B1 (fr) 2012-12-05 2019-10-18 Thales Procede de gestion de donnees air (air data) d'un aeronef
US9688416B2 (en) 2014-10-20 2017-06-27 Honeywell International Inc System and method for isolating attitude failures in aircraft

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6493631B1 (en) * 2001-05-31 2002-12-10 Mlho, Inc. Geophysical inertial navigation system
US7409290B2 (en) * 2004-04-17 2008-08-05 American Gnc Corporation Positioning and navigation method and system thereof
US20100152929A1 (en) * 2008-12-16 2010-06-17 Honeywell International Inc. Systems and methods of redundancy for aircraft inertial signal data
CN102792128A (zh) * 2009-12-21 2012-11-21 康弗蒂姆技术有限公司 故障检测方法
US20130238172A1 (en) * 2010-01-28 2013-09-12 Honeywell International Inc. Systems and methods for providing aircraft heading information
CN102221365A (zh) * 2010-04-19 2011-10-19 霍尼韦尔国际公司 用于确定惯性导航系统故障的系统和方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘志俭 等: "惯导辅助的基于GPS的航向姿态参考系统的设计与实现", 《中国惯性技术学报》 *
张宗麟 等: "一种主备配置的惯导系统故障诊断原理", 《中国惯性技术学报》 *
梁海波: "基于陀螺冗余的微惯性系统关键技术研究", 《中国博士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑 》 *
王振西 等: "基于系统冗余关系的可诊断性方法研究", 《航天控制》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106292486A (zh) * 2016-08-12 2017-01-04 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种基于双余度的机载惯性导航系统的信息处理方法
WO2021217604A1 (en) * 2020-04-30 2021-11-04 Baidu.Com Times Technology (Beijing) Co., Ltd. Dual inertial measurement units for inertial navigation system
CN113874680A (zh) * 2020-04-30 2021-12-31 百度时代网络技术（北京）有限公司 用于惯性导航系统的双惯性测量单元
US11592581B2 (en) 2020-04-30 2023-02-28 Baidu Usa Llc Dual inertial measurement units for inertial navigation system

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