CN105758424A - 一个或多个惯性测量单元中的姿态故障检测的系统和方法 - Google Patents

Abstract

公开一种用于惯性测量单元（IMU）中的姿态故障检测的系统和方法。在一个实施例中，一种航空电子系统包括：IMU，其被配置成产生经计算的俯仰解、经计算的侧滚解或二者??；监视器，其耦合到IMU并且被配置成产生经估计的俯仰解、经估计的侧滚解或二者；比较器，其中比较器确定在经计算的俯仰解和经估计的俯仰解之间的差异、在经计算的侧滚解和经估计的侧滚解之间的差异、或二者；以及显示设备，其通信地耦合到比较器；其中当在经计算的俯仰解和经估计的俯仰解之间的差异大于俯仰阈值时、或者当在经计算的侧滚解和经估计的侧滚解之间的差异大于侧滚阈值时、或这二者，显示设备从比较器接收警告消息。

Description

一个或多个惯性测量单元中的姿态故障检测的系统和方法

对相关申请的交叉引用

本申请要求在2014年10月20日提交并且据此通过引用而以其整体并入的题为“SYSTEMS AND METHODS FOR ATTITUDE FAULT DETECTION IN ONE OR MORE INERTIAL MEASUREMENT UNITS”的美国临时专利申请No.62/066,127的优先权和权益。

背景技术

航空器使用惯性测量单元（IMU）以向航空器的各种显示器和系统提供姿态解（solution）（例如俯仰（pitch）、侧滚（roll）和航向）连同惯性解（例如加速度和机身角速率（angular body rate），能够从其中确定速度）。冗余IMU时常被安装在航空器上，作为在设备故障情况下的安全措施，并且提供正确读数的确认。在许多常规的实现方式中，使用三个IMU。如果一个IMU出故障，仅仅具有两个用于姿态测量的可靠源本身没有问题，但是情形可能发展，其中两个剩余的在服务中的IMU之一在飞行期间降级，并且开始输出包括某种程度的偏移误差的姿态数据。在该情况下，机组人员需要被提醒注意该问题，并且需要能够确定IMU中的哪个正在提供以及哪个不在提供准确的姿态测量。

由于上述原因并且由于在阅读和理解说明书时对本领域技术人员将变得显而易见的下述原因，本领域中存在对用于IMU中姿态故障检测的替代系统和方法的需要。

发明内容

本公开的实施例提供用于一个或多个惯性测量单元中的姿态故障检测的系统和方法。

在一个实施例中，一种航空电子系统包括：至少一个惯性测量单元，其被配置成产生经计算的俯仰解、经计算的侧滚解或二者​​；至少一个监视器，其耦合到所述至少一个惯性测量单元并且被配置成产生经估计的俯仰解、经估计的侧滚解或二者，其中所述至少一个监视器通过将攻角数据添加到飞行路径角数据来产生经估计的俯仰解，并且其中所述至少一个监视器通过使用来自横向装配的双全球导航卫星系统天线的数据来计算二重差分解而产生经估计的侧滚解；比较器，其中所述比较器确定在经计算的俯仰解和经估计的俯仰解之间的差异、在经计算的侧滚解和经估计的侧滚解之间的差异、或二者；以及至少一个显示设备，其通信地耦合到比较器；其中当在经计算的俯仰解和经估计的俯仰解之间的差异大于俯仰阈值时、或者当在经计算的侧滚解和经估计的侧滚解之间的差异大于侧滚阈值时、或这二者，所述至少一个显示设备从比较器接收警告消息。

附图说明

理解的是，附图仅仅描绘示例性实施例，并且因此不被认为在范围上进行限制，将通过使用附图、用附加的特征和细节来描述示例性实施例，其中：

图1A-1B是图示航空电子系统的示例的框图，所述航空电子系统向航空器的机组人员提供在一个或多个惯性测量单元中的姿态故障检测。

图2A-2B是图示可以在图1A-1B中所述的航空电子系统中使用的示例监视器的框图。

图3是用于在一个或多个惯性测量单元中检测姿态故障的示例方法的流程图。

根据惯例，各种所述特征不是按比例绘制，而是被绘制以强调与示例性实施例相关的特定特征。

具体实施方式

在下面的具体实施方式中，对形成其一部分的附图做出参考，并且在附图中通过图示的方式示出具体说明性实施例。然而，要理解的是，可以利用其它实施例，并且可以做出逻辑、机械和电气改变。此外，在附图各图和说明书中呈现的方法不要被解释为限制可以执行各个步骤的次序。

本文讨论的所提出的实施例确定何时在两个剩余的服务中的IMU中的一个或多个IMU的姿态输出中存在俯仰和/或侧滚误差。具体地，可以通过使用横向装配的双全球导航卫星系统（GNSS）天线来估计航空器的侧滚。另一方面，可以通过将飞行路径角添加到攻角来估计俯仰。这些估计可以对照着来自一个或多个IMU的经计算的俯仰和侧滚解而进行比较。如果在经估计的俯仰/侧滚和使用一个或多个IMU计算的俯仰/侧滚之间的差异大于阈值，则监视器可以向显示设备发送警报，以提醒机组人员注意有故障的IMU。

图1A是图示航空电子系统100A的示例的框图，航空电子系统100A向航空器的机组人员提供姿态故障检测。系统100A包括三个IMU 110、120、130。IMU的示例可以包括但不限于空中数据惯性参考单元（ADIRU）和姿态航向参考单元（AHRU）。此外，虽然在图1A中示出三个惯性测量单元110、120、130，但是在替代实施例中，系统100可以包括多于或少于3个的IMU。三个IMU 110、120、130向一个或多个驾驶舱姿态显示器140输出数据，所述驾驶舱姿态显示器140向机组人员提供航空器姿态测量信息。

如上所述，在一些情况下，IMU 110、120、130中的一个或多个可能停止恰当地工作。在这些情况下，因为不再存在第三IMU 110、120、130来充当平局决胜器（tie-breaker），所以常规的导航系统时常不能确定是否剩余的服务中的IMU之一未能恰当地工作。这里，一个或多个监视器115、125、135可以用于该目的，如下面图2中所述。如图1A中所图示，在一些实施例中，IMU 110、120、130中的每一个具有相关联的传感器监视器115、125、135，所述传感器监视器115、125、135标识来自其各自的惯性传感器的姿态数据何时是可疑的或者已经出故障，并且生成在仪器状态显示器150上显示的报警。传感器监视器115、125、135可以集成到IMU 110、120、130，如图1A中所示的。在其它实施例中，传感器监视器115、125、135可以从IMU 110、120、130外部来实现。例如，在一个实施例中，传感器监视器115、125、135可以在与驾驶舱姿态显示器140或仪器状态显示器150相关联的航空电子设备内来实现。在其它实施例中，用于IMU 110、120、130的单个监视器105可以位于IMU 110、120、130外部，如图1B中所示。

图2A是图示可以在图1A-1B中所示的航空电子系统100中使用的示例监视器200的框图。通常，监视器200接收数据，并且基于接收的数据而估计至少一个姿态解。所述至少一个姿态解的估计在本文中将被称为至少一个估计的姿态。在示例性实施例中，监视器200包括用于估计侧滚的侧滚估计器202和用于估计俯仰的俯仰估计器204。然而，在一些其它实施例中，监视器200可以仅仅包括侧滚估计器202或仅仅俯仰估计器204。

在示例性实施例中，侧滚估计器202可以从横向装配的双GNSS天线接收数据206。可以沿着航空器的机身、以已知的相隔距离而装配横向装配的双GNSS天线。使用数据206和天线之间的已知距离，监视器200可以使用与模糊解析（ambiguity resolution）技术组合的二重差分来估计航空器的侧滚。具体地，在信号从卫星行进到双天线时针对信号的路径长度差可以用于确定航空器的姿态，并且在这种情况下是侧滚。也就是说，如果比较卫星信号的两个跟踪的瞬时载波相位（由耦合到双天线的接收器测量），在跟踪的瞬时载波相位之间的差异将是由于对于信号到达双天线的路径长度差。然而，在一些情况下，在两个瞬时跟踪的载波相位之间的路径长度差大于或等于19cm（约略是用于GNSS L1信号的波长）。在这些情况下，有必要使用来自多个卫星的载波相位以基于载波相位测量而确定真实的路径长度差是什么。这样的技术是已知的，并且被称为模糊解析。

由侧滚估计器202确定的该侧滚估计208可以被传送到在监视器200中所包括的比较器210，比较器210可以比较侧滚估计208与由所述至少一个IMU 110、120、130中的一个计算的侧滚解212。在一些实施例中，比较器可以在监视器200外部实现，如图2B中所示。如果在侧滚估计208和来自IMU 110、120、130的经计算的侧滚解212之间的差异小于阈值，则监视器200可以在接收新数据206时和/或在由监视器200接收另一个计算的侧滚解212时重复该过程。然而，如果在侧滚估计208和计算的侧滚212之间的差异大于阈值，则监视器200可以向航空器的仪器状态显示器150发送侧滚警报214，使得可以提醒机组人员注意有故障的IMU。在示例性实施例中，用于向仪器状态显示器150传送侧滚警报214的阈值可以是当侧滚估计208和计算的侧滚212相差多于10度时。然而，这仅仅是示例，并不意味着是限制性的。

一旦由机组人员在仪器状态显示器150处接收到侧滚警报214以及正在产生错误的经计算的侧滚212的相应的IMU 110、120、130，机组人员就可以决定忽略有故障的IMU 110、120、130，仅仅依赖于一个剩余的IMU 110、120、130和/或确保在航空器降落在其目的地之后检查有故障的IMU 110、120、130。

如上所述，在一些实施例中，监视器200可以专用于单个IMU 110、120、130。在这些实施例中，监视器200将比较来自单个IMU 110、120、130的经计算的侧滚212与侧滚估计208。在其中监视器200不是专用于单个IMU 110、120、130的实施例中，监视器将比较来自IMU 110、120、130中每一个的各自计算的侧滚212与侧滚估计208。在这些实施例中，连同侧滚警报214，监视器200将向仪器状态显示器150传送正在产生错误的经计算的侧滚212的特定IMU 110、120、130。

在示例性实施例中，除了产生侧滚估计208外，监视器200还可以通过使用俯仰估计器204而产生俯仰估计216。在一些实施例中，俯仰估计器204可以接收攻角数据216和GNSS飞行路径角218。正如已知的，攻角是在空速矢量和机身的中心线（或者固定在机身上的其它线）之间的角，其中中心线矢量定义相对于本地地理坐标系的俯仰角。飞行路径角是相对于本地地理坐标系的GNSS速度矢量的方向。因此，通过将攻角数据216添加到GNSS飞行路径角218，俯仰估计器204可以产生航空器的俯仰估计220。在一些实施例中，可能存在被包括在俯仰估计器204中的固定偏移，其取决于当攻角为零时航空器的主体的方向。换句话说，对于攻角数据216的零点可以是取决于具体的航空器如何飞行的可调整的参数。

与以上类似，由俯仰估计器204计算的俯仰估计220可以被传送到比较器210，比较器210可以比较俯仰估计220与由所述至少一个IMU 110、120、130中的一个计算的俯仰解212。如果在俯仰估计220和来自IMU 110、120、130的经计算的俯仰解224之间的差异小于阈值，则当接收新数据216、218时和/或当由监视器200接收另一个经计算的俯仰解224时，监视器200可以重复该过程。然而，如果在俯仰估计220和经计算的俯仰224之间的差异大于阈值，则监视器200可以向航空器的仪器状态显示器150发送俯仰警报226，使得可以提醒机组人员注意有故障的IMU。在示例性实施例中，用于向仪器状态显示器150传送俯仰警报226的阈值可以是当俯仰估计220和经计算的俯仰224相差多于5度时。然而，这仅仅是示例，并不意味着是限制性的。

一旦由机组人员在仪器状态显示器150处接收到俯仰警报226以及正在产生错误的经计算的俯仰224的相应IMU 110、120、130，机组人员就可以决定忽略有故障的IMU 110、120、130，仅仅依赖于一个剩余的IMU 110、120、130和/或确保在航空器降落在其目的地处之后检查有故障的IMU 110、120、130。

图3是用于检测一个或多个IMU中的姿态故障的示例方法300的流程图。方法300包括：确定至少一个经估计的俯仰解或至少一个经估计的侧滚解或二者（块302）。在一些实施例中，为了估计航空器的俯仰，可以使用以上在图2A-2B中所述的方法。例如，可以通过将航空器的攻角添加到航空器的飞行路径角来估计俯仰。与以上类似，攻角可以包括针对具体航空器的偏移，其取决于航空器实际上如何飞行，如以上在图2A-2B中所讨论的。在一些实施例中，固定的偏移可以被包括在估计的俯仰解中，其取决于当攻角为零时航空器的主体是什么，如以上在图2A-2B中更详细地描述的。此外，与以上类似，在一些实施例中，为了估计航空器的侧滚，可以使用以上在图2A-2B中所述的方法。例如，通过使用来自横向装配的双GNSS天线的数据来确定二重差分解，可以估计侧滚。

方法300此外包括确定：在所述至少一个经估计的俯仰解和经计算的俯仰解之间的差异、在所述至少一个经估计的侧滚解和经计算的侧滚解之间的差异、或二者（块304）。经计算的姿态解可以由一个或多个IMU提供，其与以上在图1A-1B中所讨论的IMU 110、120、130类似。

该方法在块306处继续，其中如果在经估计的俯仰解和经计算的俯仰解之间的差异大于阈值，或者如果在经估计的侧滚解和经计算的侧滚解之间的差异大于阈值，或二者，则方法300继续进行到块308。然而，如果在经估计的俯仰解和经计算的俯仰解之间的差异小于阈值，或者如果在经估计的侧滚解和经计算的侧滚解之间的差异小于阈值，或二者，则方法300返回到块302。这表示以下情形：其中一个或多个IMU正在产生足够准确的结果从而无理由向机组人员发送警报。在示例性实施例中，用于继续进行到块308的阈值可以是当俯仰估计与经计算的俯仰相差多于5度时或者当侧滚估计与经计算的侧滚相差多于10度时。然而，这些仅仅是示例，并不意味着是限制性的。

如果方法300确实继续进行到块308，因为在经估计的俯仰解和经计算的俯仰解之间的差异超过阈值，或者在经估计的侧滚解和经计算的侧滚解之间的差异超过阈值，或二者，则警报被发送到显示设备（块308）。警报包括关于正在产生错误的侧滚或俯仰解的特定IMU的信息。在一些实施例中，显示设备可以类似于以上在图1A-1B中讨论的仪器状态显示器150。

在本方法中所述的一个或多个动作可以由诸如程序模块或组件之类的由至少一个处理器执行的计算机可执行指令来实现。通常，程序模块包括执行特定任务或实现的特定抽象数据类型的例程、程序、对象、数据组件、数据结构、算法等等。

用于实施在本文所述的方法的操作中使用的其它数据的各种处理任务、计算和生成的指令可以用软件、固件或其它计算机或处理器可读指令来实现。这些指令被典型地存储在任何适当的计算机程序产品上，所述计算机程序产品包括用于存储计算机可读指令或数据结构的计算机可读介质。这样的计算机可读介质可以是可以由通用或专用计算机或处理器或任何编程逻辑器件访问的任何可用介质。

示例性实施例

示例1包括一种航空电子系统，包括：至少一个惯性测量单元，其被配置成产生经计算的俯仰解、经计算的侧滚解或二者​​；至少一个监视器，其耦合到所述至少一个惯性测量单元并且被配置成产生经估计的俯仰解、经估计的侧滚解或二者，其中所述至少一个监视器通过将攻角数据添加到飞行路径角数据而产生经估计的俯仰解，并且其中所述至少一个监视器通过使用来自横向装配的双全球导航卫星系统天线的数据来计算二重差分解而产生经估计的侧滚解；比较器，其中比较器确定在经计算的俯仰解和经估计的俯仰解之间的差异、在经计算的侧滚解和经估计的侧滚解之间的差异、或二者；以及至少一个显示设备，其通信地耦合到比较器；其中当在经计算的俯仰解和经估计的俯仰解之间的差异大于俯仰阈值时、或者当在经计算的侧滚解和经估计的侧滚解之间的差异大于侧滚阈值时、或这二者，所述至少一个显示设备从比较器接收警告消息。

示例2包括示例1的航空电子系统，其中俯仰阈值是5度。

示例3包括示例1-2中任一个的航空电子系统，其中侧滚阈值是10度。

示例4包括示例1-3中任一个的航空电子系统，其中对于所述至少一个惯性测量单元中的每一个，存在被并入到所述最少一个惯性测量单元的每一个中的所述至少一个监视器中的相应监视器。

示例5包括示例1-4中任一个的航空电子系统，其中对于所述至少一个惯性测量单元中的每一个，存在有在相应的惯性测量单元外部并且耦合到相应的惯性测量单元的所述至少一个监视器中的相应监视器。

示例6包括示例1-5中任一个的航空电子系统，其中所述至少一个监视器包括单个监视器，并且所述单个监视器耦合到所述至少一个惯性测量单元中的全部。

示例7包括示例1-6中任一个的航空电子系统，其中比较器被包括在所述至少一个监视器中。

示例8包括示例1-7中任一个的航空电子系统，其中比较器位于所述至少一个监视器外部。

示例9包括示例1-8中任一个的航空电子系统，其中，经估计的俯仰解包括由当攻角为零时航空器的主体的方向确定的固定偏移。

示例10包括非暂时性计算机可读介质，其具有在其上存储的计算机可执行指令，所述计算机可执行指令在由一个或多个处理器执行时使得所述一个或多个处理器执行以下步骤：通过将攻角数据添加到航空器的飞行路径角数据，产生俯仰估计解；并且通过使用来自横向装配的双全球导航卫星系统天线的数据来计算二重差分解，产生侧滚估计解。

示例11包括示例10的非暂时性计算机可读介质，其还包括指令，所述指令在由一个或多个处理器执行时使得所述一个或多个处理器执行以下步骤：确定在经计算的俯仰解和经估计的俯仰解之间的差异、在经计算的侧滚解和经估计的侧滚解之间的差异、或二者。

示例12包括示例11的非暂时性计算机可读介质，其还包括指令，所述指令在由一个或多个处理器执行时使得所述一个或多个处理器执行以下步骤：当在经计算的俯仰解和经估计的俯仰解之间的差异大于俯仰阈值时、或者当在经计算的侧滚解和经估计的侧滚解之间的差异大于侧滚阈值时、或这二者，使得警告消息被发送到显示设备。

示例13包括示例12的非暂时性计算机可读介质，其中俯仰阈值是5度。

示例14包括示例12-13中任一个的非暂时性计算机可读介质，其中侧滚阈值是10度。

示例15包括示例10-14中任一个的非暂时性计算机可读介质，其中经估计的俯仰解包括由当攻角为零时航空器的主体的方向确定的固定偏移。

示例16包括一种用于一个或多个惯性测量单元中的姿态故障检测的方法，包括：确定经估计的俯仰解、经估计的侧滚解、或二者，其中经估计的俯仰解通过将攻角数据添加到飞行路径角数据来被确定，并且其中经估计的侧滚解通过使用来自横向装配的双全球导航卫星系统天线的数据计算二重差分解来被确定；并且确定在经估计的俯仰解和经计算的俯仰解之间的差异、在经估计的侧滚解和经计算的侧滚解之间的差异、或二者；并且当在经估计的俯仰解和经计算的俯仰解之间的差异大于俯仰阈值时、在经估计的侧滚解和经计算的侧滚解之间的差异大于侧滚阈值时、或这二者，向显示设备发送警告消息。

示例17包括示例16的方法，其中俯仰阈值是5度。

示例18包括示例16-17中任一个的方法，其中侧滚阈值是10度。

示例19包括示例16-18中任一个的方法，其中惯性测量单元确定经计算的俯仰解和经计算的侧滚解；其中监视器确定经估计的俯仰解和经估计的侧滚解；并且其中监视器被并入到惯性测量单元中。

示例20包括示例16-19中任一个的方法，其中惯性测量单元确定经计算的俯仰解和经计算的侧滚解；其中监视器确定经估计的俯仰解和经估计的侧滚解；并且其中监视器在惯性测量单元外部且耦合到惯性测量单元。

虽然已经在本文中图示和描述了具体实施例，但将由本领域普通技术人员领会的是：预计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，显然意图的是：本发明仅仅由权利要求及其等同物来限定。

Claims (3)

1.一种航空电子系统（100A，100B），包括：

至少一个惯性测量单元（110，120，130），其被配置成产生经计算的俯仰解（224）、经计算的侧滚解（212）或二者​​；

至少一个监视器（105，115，125，135，200），其耦合到所述至少一个惯性测量单元（110，120，130）并且被配置成产生经估计的俯仰解（220）、经估计的侧滚解（208）或二者，

其中，所述至少一个监视器（105，115，125，135，200）通过将攻角数据（216）添加到飞行路径角数据（218）而产生经估计的俯仰解（220），以及

其中，所述至少一个监视器（105，115，125，135，200）通过使用来自横向装配的双全球导航卫星系统天线的数据（206）来计算二重差分解而产生经估计的侧滚解（208）；

比较器（210），其中比较器（210）确定在经计算的俯仰解（224）和经估计的俯仰解（220）之间的差异、在经计算的侧滚解（212）和经估计的侧滚解（208）之间的差异、或二者；以及

至少一个显示设备（140，150），其通信地耦合到比较器（210）；

其中，当在经计算的俯仰解（224）和经估计的俯仰解（220）之间的差异大于俯仰阈值时、或者当在经计算的侧滚解（212）和经估计的侧滚解（208）之间的差异大于侧滚阈值时、或这二者，所述至少一个显示设备（140，150）从比较器（210）接收警告消息（214，226）。

2.根据权利要求1所述的航空电子系统（100A，100B），其中，经估计的俯仰解（220）包括由当攻角为零时航空器的主体的方向确定的固定偏移。

3.一种用于一个或多个惯性测量单元中的姿态故障检测的方法（300），包括：

确定经估计的俯仰解、经估计的侧滚解、或二者，其中经估计的俯仰解通过将攻角数据添加到飞行路径角数据来被确定，并且其中经估计的侧滚解通过使用来自横向装配的双全球导航卫星系统天线的数据计算二重差分解来被确定（302）；以及

确定在经估计的俯仰解和经计算的俯仰解之间的差异、在经估计的侧滚解和经计算的侧滚解之间的差异、或二者（304）；以及

当在经估计的俯仰解和经计算的俯仰解之间的差异大于俯仰阈值时、在经估计的侧滚解和经计算的侧滚解之间的差异大于侧滚阈值时、或这二者，向显示设备发送警告消息（306，308）。