CN107110975A - 用于旋翼飞行器的驾驶传感器的冗余设备 - Google Patents

用于旋翼飞行器的驾驶传感器的冗余设备 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于旋翼飞行器(2)的驾驶传感器设备(1)，所述设备包括：至少两个IMU惯性模块(51、52)、覆盖不同的GNSS卫星导航系统(100、200、300、400)的至少两个GNSS接收装置(11、12)，该至少两个GNSS接收装置分别配备有用于检测和排除故障的第一模块FDE1(21、22)、用于检测和排除故障的至少两个第二模块FDE2(31)、至少两个混合平台(61、62)、以及用于检测和排除故障的至少一个第三模块FDE3(41)。用于检测和排除故障的模块FDE1、FDE2、FDE3(21、22、31、41)使得可靠信号和/或错误信号被检测以便排除每个有缺陷的GNSS系统(100、200、300、400)。此外，每个混合平台(61、62)使得可以确定混合的地面速度以便最终传递所述飞行器(2)的准确且可靠的地面速度。

Description

用于旋翼飞行器的驾驶传感器的冗余设备
本发明的一般领域是对驾驶飞行器(特别是对驾驶旋翼飞行器)提供协助。
本发明涉及一种基于用于飞行器的至少两个卫星导航系统的驾驶传感器并用于确定飞行器相对于地面的速度的冗余设备，并且本发明还涉及一种确定飞行器相对于地面的所述速度的方法。
这种卫星导航系统包括板载接收机，其接收来自形成卫星群集的一部分的多个卫星的信号，该群集由被称为“地面段”的地面上的固定基础设施控制。由接收机、群集、以及由地面段构成的系统构成了卫星导航系统。这种系统通常被称为全球导航卫星系统(GNSS)。
目前有几种GNSS正在运行，诸如美国全球定位系统(GPS)和俄罗斯GLONASS系统。中国BEIDOU系统、日本QZSS系统和欧洲GALILEO系统目前正被开发或被部署。
在飞行器驾驶系统中使用GNSS系统的一般限制在于可能会同时影响多个卫星，或实际上影响整个群集的多个故障的可能性。
本发明利用多个独立GNSS系统的可用性来克服此限制。
文献US7436354描述了同时使用多个GNSS群集的卫星导航系统。这种系统通过处理来自不同的GNSS系统的定位测量来运行，从而使得可能通过使用接收机自主完整性监控(RAIM)来检测单个和多个故障以及来超出基于单个群集的接收机的完整性水平。然而，这样的系统不能在GNSS系统中的每一个上利用单独的RAIM方法，并且不能实现关键应用所需的完整性水平。此外，此系统不能保证导航信息的连续性，特别是在丢失来自于卫星的信号的情况下(例如由于环境)。最后，这样的导航信息给出了飞行器的定位，但没给出其速度。
还知道，虽然GNSS系统被设计成能够确定各种车辆的定位，但它们也可被用于确定速度。其他技术也可在不利用卫星的情况下估计飞行器的定位和速度。
这样的系统，特别是惯性参考系统(IRS)，可与GNSS接收机组合使用以便限制GNSS系统所遭受的干扰的影响。特别地，通过惯性系统装置获得的地面速度可被用于验证由GNSS接收机提供的地面速度，假设两个地面速度是相似的情况下。此外，作为示例，在由于卫星故障或实际上由于掩蔽而导致GNSS系统故障的情况下，惯性系统能够在有限持续时间内取代GNSS接收机，并且允许估计飞行器的地面速度。
作为示例，文献FR2906893描述了一种混合系统，其具有至少两个GNSS接收机、使得由至少一个GNSS接收机以及至少一个扩展卡尔曼滤波器提供的信息能够混合的至少一个惯性测量单元(IMU)或模块。此混合系统能够检测GNSS系统中的至少一个卫星的故障。此混合系统还能够确定与关于由混合系统提供的定位的错误相对应的保护半径。
由这种混合系统提供的信息是准确的。相反，该混合系统取决于单个GNSS系统，例如，GPS系统。结果，它提供的信息不具有足够的完整性。此外，这样的混合系统需要包括大量的估计器，以用于专门管理两颗卫星的故障。此系统基于作出假设并对其测试。因此，在这些假设中，估计器的数量对应于系统能够检测的故障配置的数量。例如，设计用于检测两个GNSS群集的二十四颗卫星中的两颗卫星的所有故障组合的系统必须包括等于的估计器数目。包括第三GNSS群集将所需的估计器的数量提高到估计器数量的这一增加然后导致了巨大的成本并且导致了当新群集到来时更新这样的系统是不可能的。
同样已知的是文献FR2964468，其描述了一种用于检测和排除多GNSS系统的多个卫星故障的系统，其同时使用多个群集。该系统具有卡尔曼滤波器组，该卡尔曼滤波器组对于每个使用中的卫星包括至少一个滤波器，并且该系统能够排除由被认为故障的卫星提供的信息。此外，此系统可与IMU惯性模块混合。如前所述，卡尔曼滤波器组所需的计算能力随着正在处理的卫星数量和所设想的卫星故障组合数量而非常快速地增加。
文献US2011/060483还描述了一种用于协助导航飞行器的系统，其利用三个不同的通道来确定飞行器的定位。每个通道可利用GNSS系统或与惯性测量混合的GNSS系统。
文献FR2996647描述了一种惯性单元，其连接到使用来自分布在至少两个不同的卫星子集中的多个卫星的测量的接收机以便确定至少两种混合导航解决方案。此惯性单元包括具有主卡尔曼滤波器和多个辅助卡尔曼滤波器的卫星故障检测器，并且在卡尔曼滤波器的下游比较混合导航解决方案以便检测卫星的故障并排除已经故障的卫星。
使用主卡尔曼滤波器和辅助卡尔曼滤波器，及其在使用惯性单元和GNSS接收机的导航系统中的应用具体地在文献“A new failure detection approach and itsapplication to GPS autonomous integrity monitoring(一种新的故障检测方法及其在GPS自主完整性监控中的应用)”—航空航天与电子系统IEEE期刊—卷31，第1号—1995年1月—第499-506页中被描述。
本发明的一个目的在于提出一种可以克服上述限制的用于飞行器的驾驶传感器设备，该驾驶传感器设备能够提供达到驾驶系统所需的完整性、可用性、以及准确性水平的飞行器的地面速度，这使其能够安全地靠近地面和障碍物飞行。该驾驶传感器设备尤其适用于旋翼飞行器。
在本发明的一个方面，一种用于旋翼飞行器的驾驶传感器设备包括用于至少两个独立且不同的GNSS系统的GNSS群集接收机，以及用于检测和排除故障的至少一个故障检测和排除(FDE)模块。每个GNSS接收机连接到至少一个天线并接收来自多个卫星的初始导航信号。每个FDE模块接收至少两个输入信号并传递输出信号，每个输出信号包括测量和完整性状态。
在一个实施例中，本发明的驾驶传感器设备包括至少两个GNSS接收机，并因此可利用至少两个不同的GNSS系统。本发明的驾驶传感器设备优选地包括多个GNSS接收机，该多个GNSS接收机出于分别处理来自属于每个GNSS系统的卫星的初始导航信号的目的而不同且不相似。因此，每个GNSS接收机专用于一个特定的GNSS系统，诸如例如GPS系统、GLONASS系统、GALILEO系统、QZSS系统、以及BEIDOU系统。具体而言，本发明的驾驶传感器的设备对GNSS系统和GNSS接收机两者而言是冗余的，并且可因此消除GNSS系统中的一个或接收机中的一个中的故障。
在本发明的另一个实施例中，每个GNSS接收机是单个多GNSS接收机的子功能，即其能够使用来自属于不同的GNSS系统的卫星的导航信号，同时为每个群集提供不同的解决方案。
在另一实施例中，代替GNSS系统，本发明的驾驶传感器设备可利用使用其自己的卫星群集的卫星电信系统(诸如IRIDIUM系统)。由于这些卫星的轨道数据是已知的，所以可对它们发射的信号使用多普勒效应以便确定交通工具的地面速度。对IRIDIUM系统的这一使用是可能的，因为本发明的驾驶传感器设备寻求确定飞行器的地面速度而不是其位置。
本发明的驾驶传感器设备如下方面是引人注意的：每个GNSS接收机具有第一FDE模块、并且驾驶传感器设备包括至少一个第二FDE模块。
每个第一FDE模块接收并分析初始信号，并且它检测具有完整性的初始信号和/或错误的初始信号。这种处理的实现在缩写的RAIM中是已知的，例如，如文献FR2971857所描述的。
此RAIM方法最初旨在用于合并位置测量，并且当该方法被应用于确定飞行器的地面速度时，其在本文档的下文中被称为V-RAIM方法。
每个GNSS接收机然后在具有完整性的初始信号的基础上并排除错误的任何所述初始信号来在地理参考系中传递飞行器的第一地面速度信号的测量和完整性状态。
第一地面速度信号的可用性取决于GNSS系统中对GNSS接收机可见的正常运行的卫星的数量。
例如，通常需要四颗卫星来确定三维位置和接收机的时钟的时间偏移，或者是飞行器的三维速度以及接收机的时钟的频率偏移。然而，为了具有冗余以便能够检测单个卫星故障的存在，需要至少一个第五卫星。每个第一FDE模块接收至少四个初始信号以便确定第一地面速度信号，以及接收至少五个初始信号以便确保第一地面速度信号是具有完整性的。
有利地，每个GNSS接收机可包括将其用作频率参考的高精度时钟，诸如原子钟。每个第一FDE模块然后需要至少一个初始信号以便确定飞行器的第一地面速度信号。结果，包括原子钟的这种GNSS接收机在三个卫星可见的情况下可确定第一地面速度信号，并且在四个卫星可见的情况下它可检测单个卫星故障。
每个GNSS接收机可传递地面速度测量，其通过第一级自主监控可保证第一级的完整性。该第一级的完整性仅涵盖GNSS接收机群集中的单个卫星故障。
每个第二FDE模块被连接到至少两个GNSS接收机并与该至少两个GNSS接收机进行通信。每个第二FDE模块接收、分析、并比较由至少两个GNSS接收机传递的第一地面速度信号，并然后检测具有完整性的第一地面速度信号和/或错误的第一地面速度信号。然后，每个第二FDE模块可通过定位错误的第一地面速度信号来检测和排除每个有缺陷的GNSS系统(如果有的话)，并且可然后在具有完整性的至少两个第一地面速度信号的基础上同时排除错误的第一地面速度信号(如果有的话)来确定并传递飞行器的第二地面速度信号的测量和完整性状态。
接收第一地面速度信号的第二FDE模块可同时检测影响多个卫星的多个故障，以及影响GNSS系统的地面段的故障。通过比较由覆盖至少两个不同且独立的GNSS系统的至少两个GNSS接收机发出的第一地面速度信号，每个第二FDE模块可检测第一地面速度信号之间的不一致性，并可至少钝化故障。
本文中使用的术语“钝化故障”表示使故障被动，即，对系统没有灾难性或危险的后果。
如果至少三个GNSS系统和三个GNSS接收机是最初可用的，则每个第二FDE模块可检测第一地面速度信号之间的不一致性，可标识正在给出错误的第一地面速度信号的GNSS系统，并可然后排除该GNSS系统。因此，本发明的设备使得可以定位有缺陷的GNSS系统，以便排除它，并且通过有效的GNSS系统来继续运行。
一般地，只接收两个输入信号的FDE模块只能检测那些输入信号之间的不一致性，而不能标识或定位错误的输入信号。因此，这样的FDE模块不能排除提供这种错误输入信号的单个组件。因此，FDE模块必须将两个输入信号都排除。因此，一旦检测到其输入信号之间的不一致性，FDE模块就不能提供有效的输出信号。
相反，接收至少三个输入信号的FDE模块能够检测那些输入信号之间的不一致性，并然后标识并定位错误的至少一个输入信号。这样的FDE模块可然后排除提供错误输入信号的每个组件，并且可在具有完整性的输入信号的基础上提供有效的输出信号。接收至少三个输入信号的FDE模块能够检测和排除故障组件，同时继续提供有效的输出信号。
第二FDE模块可使用已知的中值方法进行操作。
在文献US4264955中作为示例描述了这样的方法。根据该文献，计算输入信号的中值。只要错误的第一地面速度信号的数量小于可用作第二FDE模块的输入的第一地面速度信号的总数的一半，则保证了中值是具有完整性的。
此外，所述中值可被用作与其他输入信号的每个值进行比较的参考。绝对值偏离参考超过预定阈值的输入信号则被认为是有缺陷的。
当第二FDE模块在其输入端仅具有两个有效信号时，则这两个信号之间的过大差异表示它们中的一个具有故障。由于它无法定位所述故障，因此第二FDE模块通过使其输出失效来钝化故障。
最后，当第二FDE模块仅接收到有效的一个第一地面速度信号时，由于不能确定该第一地面速度信号的完整性，所以没有具有完整性的第二地面速度信号被提供。
例如，预定的一致性阈值可以等于0.2米每秒(m/s)。
因此，本发明的驾驶传感器设备使得可以确定飞行器的地面速度信号具有足够的完整性以供用于驾驶系统。飞行器的第二地面速度信号的完整性来自于将第一和第二FDE模块级联，从而第二FDE级检测第一FDE级自身无法检测到的故障。
此外，在第二地面速度信号是由两个以上的不同且独立的GNSS系统所确定的的条件下，该第二地面速度信号是高度可用的。多个故障同时影响多个独立GNSS系统是非常不可能的。
此外，每个GNSS接收机装置可有利地被连接到至少两个接收天线。因此，例如文献FR2964199所描述的，每个GNSS接收机可用于确定来自卫星的初始信号的到达方向，将它们与预期方向进行比较，并丢弃被观察到不匹配的那些所述初始信号。
在本发明的优选实施例中，通过使用惯性测量来改善对于驾驶关系具有完整性的地面速度解决方案的可用性。在此实施例中，本发明的驾驶传感器设备进一步包括至少一个IMU惯性模块和至少一个混合平台。每个IMU惯性模块提供表征飞行器加速度和角速度的惯性测量信号。然后已知将加速度和角速度的这些惯性测量进行整合以估计飞行器的惯性地面速度。每个混合平台被连接到IMU惯性模块和第二FDE模块，并与IMU惯性模块和第二FDE模块进行通信。混合平台和IMU惯性模块形成惯性系统。
每个混合平台接收并处理这些惯性测量信号，也可能伴随着接收和处理构成协助速度的第二地面速度信号，并且它确定构成飞行器的第三地面速度信号的测量。
速度协助混合平台以已知的方式执行以下操作：
整合惯性测量以便获得混合速度估计；
计算所述混合速度估计和所述协助速度之间的差；以及
在所述差的基础上估计惯性测量校正。
在协助速度不可用的飞行阶段，所获得的速度是纯惯性的，但是它受益于最近的估计校正。
因此，包括在第二地面速度信号不可用的情况下，第三地面速度信号是连续可用的。
优选地，本发明的驾驶传感器设备包括至少两个混合平台和至少两个IMU惯性模块。
此外，本发明的驾驶传感器设备可包括至少一个第三FDE模块。每个第三FDE模块被连接到至少两个混合平台并与该至少两个混合平台进行通信。每个第三FDE模块接收、分析并比较由混合平台传递的第三地面速度信号，并检测具有完整性的第三地面速度信号和/或错误的第三地面速度信号。
每个第三FDE模块可然后检测惯性系统中的故障，并且可至少钝化此故障。在驾驶传感器设备具有多于两个惯性系统的实施例中，第三FDE模块还可定位有缺陷的惯性系统并将其排除。
因此，每个第三FDE模块可在具有完整性的至少两个第三地面速度信号的基础上同时排除错误的第三地面速度信号(如果有的话)来确定并传递飞行器的第四地面速度信号的测量和完整性状态。
每个第三FDE模块可使用用于检测并可能定位并排除有缺陷的第三地面速度信号的中值方法。
第三FDE模块还可被连接到至少一个第二FDE模块并且与该至少一个第二FDE模块进行通信以便接收、分析和比较至少一个第二地面速度信号和第三地面速度信号。每个第三FDE模块可然后检测和定位具有完整性的第二和/或第三地面速度信号与错误的第二和/或第三地面速度信号。
每个第三FDE模块可在具有完整性的至少一个第二地面速度信号和/或具有完整性的至少两个第三地面速度信号的基础上同时排除错误的第二和/或第三地面速度信号(如果有的话)来确定并传递飞行器的第四地面速度信号的测量和完整性状态。
每个第三FDE模块可因此定位检测到的故障，该故障可能是惯性系统的故障或GNSS系统的常见故障。每个第三FDE模块可然后在错误的所定位的第二和第三地面速度信号的基础上排除有缺陷的惯性系统或GNSS系统。
第三FDE模块传递第四地面速度信号，例如，通过应用中值确定方法。
此外，至少一个惯性系统的使用因此使得可以确保在没有可用的具有完整性的第二地面速度信号的情况下提供飞行器的第三地面速度信号的连续性，并且因此确保第四地面速度信号的连续性。
有利地，在驾驶传感器设备中使用多个惯性系统使得可以钝化在所有GNSS系统中同时且一致的故障。如果所考虑的故障是非自愿性故障，这种情况实际上是不可能的。然而，个人或组织伪造飞行器接收到的所有GNSS信号的恶意尝试并不是不可能的。因此，在这种情况下，根据本发明的系统拒绝所有第二地面速度信号，并且继续传递具有完整性和纯惯性的第四地面速度信号。
在本发明的特定实施例中，每个混合平台包括彼此通信的纯惯性虚拟平台和混合错误滤波器。每个纯惯性虚拟平台被连接到IMU惯性模块并与该IMU惯性模块进行通信，从而形成惯性单元。
引导传感器的设备然后具有两个惯性单元、有两个计算通道的计算机，并且每个惯性单元有两个混合错误滤波器，每个计算通道中有一个混合错误滤波器。每个计算通道计算两个混合错误滤波器，首先利用第二FDE模块并其次利用第三FDE模块。每个第二FDE模块被连接到两个混合错误滤波器并与该两个混合错误滤波器进行通信，并且每个第三FDE模块与每个计算通道的两个混合错误滤波器进行通信。并行使用这两个计算通道使得可以在其中一个计算通道中检测并钝化故障(如果有的话)。
每个纯惯性虚拟平台接收来自IMU惯性模块的惯性测量信号，纯惯性虚拟平台将惯性测量信号转换成纯惯性地面速度。每个惯性单元传递飞行器的纯惯性地面速度。每个混合错误滤波器然后被连接到惯性单元和第二FDE模块，以便接收飞行器的纯惯性地面速度和飞行器的第二地面速度信号。
此外，每个混合错误滤波器优选地是卡尔曼滤波器，卡尔曼滤波器估计影响状态变量的错误而不是直接估计状态变量。
本发明还提供一种确定飞行器的地面速度的方法，所述方法包括多个步骤。
在第一步骤中，接收来自属于至少两个独立GNSS系统的多个系统的初始导航信号。
在第二步骤中，分析每个GNSS系统的初始导航信号。
在第三步骤中，检测具有完整性的初始导航信号和/或错误的初始信号。
在第四步骤中，根据具有完整性的初始信号同时排除错误的初始信号(如果有的话)，在至少两个不同和独立的GNSS系统的地理参考系中传递飞行器的至少两个第一地面速度信号的测量和完整性状态。
在第五步骤中，分析和比较第一地面速度信号。
在第六步骤中，检测具有完整性的第一地面速度信号和/或错误的第一地面速度信号。
在第七步骤中，检测并排除提供错误的第一地面速度信号的每个有缺陷的GNSS系统。
在第八步骤中，根据具有完整性的至少两个第一地面速度信号同时排除错误的所述第一地面速度信号(如果有的话)来确定并传递所述飞行器的至少一个第二地面速度信号的测量和完整性状态。
在第八步骤中，如果至少两个第一地面速度信号可用，则可能确定飞行器的至少一个第二地面速度信号。飞行器的每个第二地面速度信号是由中值方法确定的。
确定飞行器的地面速度的方法因此使得可以检测GNSS系统中的单个卫星故障和/或一个或多个GNSS系统内的多个故障。因此尽管有多个故障，飞行器的第二地面速度信号仍保持可用并具有完整性。
在本发明的此实现的第一变型中，该方法可包括附加步骤。
在第九步骤中，获取惯性测量信号，该惯性测量信号表征飞行器的加速度和角速度。
在第十步骤中，处理每个第二地面速度信号和惯性测量信号。
在第十一步骤中，在惯性测量信号和具有完整性的第二地面速度信号(如果有的话)的基础上，确定并传递构成飞行器的至少一个第三地面速度信号的至少一个测量，然后第三地面速度信号连续可用。
在该第十一步骤中，可使用作为在航空领域中传统使用的已知的混合方法来确定每个第三地面速度信号。这种混合方法使得可以传递混合的第三地面速度信号。
在第十二步骤中，分析和比较第三地面速度信号。
此后，在第十三步骤中，检测具有完整性的第三地面速度信号和/或错误的第三地面速度信号。
在第十四步骤中，在具有完整性的至少两个第三地面速度信号的基础上同时排除错误的所述第三地面速度信号(如果有的话)来确定并传递飞行器的第四地面速度信号的测量和完整性状态。该第十四地面速度信号可通过中值方法来确定。
在本发明的此实现的第二变型中，这些附加步骤如下发生，其中第九、第十、以及第十一步骤与第一变型中的那些相同。
在第十二步骤中，分析并比较至少第二地面速度信号和第三地面速度信号。
在第十三步骤中，检测并定位具有完整性的第二地面速度信号和/或具有完整性的第三地面速度信号，以及错误的第二地面速度信号和/或错误的第三地面速度信号。
在第十四步骤中，在具有完整性的至少一个第二地面速度信号和/或具有完整性的至少两个第三地面速度信号的基础上同时排除错误的第二和/或第三地面速度信号(如果有的话)来确定并传递飞行器的第四地面速度信号的测量和完整性状态。
这些步骤可相继按顺序地运行。然而，第九步骤与前八个步骤中的至少一个同时运行也是可能的。
本发明及其优点将在对以说明方式且参照附图给出的对实施例的以下描述的上下文中更详细地表现出，在附图中：
图1示出了配备有本发明的驾驶传感器设备的旋翼飞行器；以及
图2到4示出了本发明的驾驶传感器设备的各种实施例。
存在于附图中的一个以上附图的元素在它们的每一者中被给予相同的参考标号。
图1示出了具有本发明的驾驶传感器设备的旋翼飞行器2。此驾驶传感器设备1具有四个天线111、112、121、以及122。天线中的两个111和121被定位在飞行器2的机身3的顶部，而天线中的两个112和122被定位在飞行器2的尾桁4上。这些天线111、112、121、以及122用于捕捉由各种卫星101、102、201、202、301、302、401、以及402发射的初始导航信号。
卫星101、102、201、202、301、302、401、以及402属于相应的GNSS系统100、200、300、以及400，诸如GPS系统、GLONASS系统、GALILEO系统、QZSS系统、以及BEIDOU系统。
在如图2所示的驾驶传感器设备1的第一实施例中，驾驶传感器设备1具有专用于GNSS系统100、200、300以及400中相应的GNSS系统的四个GNSS接收机11、12、13以及14，并具有用于检测和排除连接到每个GNSS接收机11、12、13以及14的故障的第二故障检测和排除(FDE)模块31。驾驶传感器设备1因此对GNSS系统100、200、300以及400而言是冗余的，并且它能够覆盖四个GNSS系统100、200、300以及400，并因此缓解这些GNSS系统100、200、300以及400中的至少一个中的任何故障。每个GNSS接收机11、12、13以及14被连接到两个天线111和112、121和122、131和132以及141和142，并且它具有单个第一FDE模块21、22、23或24。
每个第一FDE模块21、22、23或24接收并分析来自相应的GNSS接收机11、12、13、14的初始导航信号，以便检测具有完整性的初始导航信号和错误的初始导航信号。
此后，每个第一FDE模块21、22、23、24可使用具有完整性的这些初始信号来确定飞行器2的第一地面速度信号。作为示例，飞行器2的这一第一地面速度信号可通过接收机自主完整性监控的V-RAIM方法来确定。
具体而言，每个GNSS接收机11、12、13、14可传递飞行器2的第一地面速度信号，同时在GNSS系统100、200、300或400中单个卫星故障的情况下保证针对该第一地面速度信号的第一级自主监控和完整性。
第二FDE模块31接收并比较来自四个GNSS接收机11、12、13以及14的第一地面速度信号。第二FDE模块31可然后检测至少一个GNSS系统100、200、300、400中的多个故障，并且可排除遭受这种多个故障的每个GNSS系统100、200、300、400，并可确定飞行器2的第二地面速度信号。
第二FDE模块31可应用已知的中值方法来根据两个第一地面速度信号确定第二地面速度信号。
如图3所示，在驾驶传感器设备1的第二实施例中，驾驶传感器设备1具有两个GNSS接收机11，12(每个GNSS接收机11，12被连接到两个天线111和112以及121和122)、第二FDE模块31、两个IMU惯性模块51，52、两个混合平台61，62、以及第三FDE模块41。
此外，每个GNSS接收机11、12具有第一FDE模块21、22以及原子钟115、125。原子钟115、125被用作频率参考，使得可以将每个GNSS接收机11、12所需的卫星数量减少一个，以便首先确定单个卫星故障，并其次确定第一地面速度信号。
第二FDE模块31被连接到GNSS接收机11、12两者和混合平台61、62两者，并且它传递飞行器2的第二地面速度信号。
每个IMU惯性模块51、52提供关于加速度和角速度的惯性测量信号，并且它被连接到混合平台61、62。因此，IMU惯性模块51、52和与其连接的混合平台61、62一起形成惯性系统71、72。每个混合平台61、62接收加速度和角速度的惯性测量，并且可因此确定飞行器2的纯惯性地面信号。
每个混合平台61、62还接收飞行器2的第二地面速度信号，并可因此处理飞行器2的此第二地面速度信号和纯惯性地面速度，以便确定飞行器2的第三地面速度信号。
当第二地面速度信号具有完整性时，此第三地面速度信号是第二地面速度信号和纯初始地面速度混合的地面速度。当第二地面速度信号错误或不可用时，此第三地面速度信号等于纯惯性地面速度。因此第三地面速度信号是连续可用的。
第三FDE 41模块被连接到混合平台61、62两者。这一第三FDE模块41因此接收、分析并比较飞行器2的两个第三地面速度信号，以便例如使用中值方法来确定飞行器2的第四地面速度信号。
第三FDE模块41可因此检测(例如，由混合平台61、62或者甚至由IMU惯性模块51、52的故障而导致的)飞行器2的这些第三地面速度信号之间的不一致性。
在此第二实施例中，通过使用独立且不同的两个GNSS系统100、200的两个IMU惯性模块51、52和两个GNSS接收机11、12来改善飞行器2的第四地面速度信号的完整性和可用性。
如图4所示，在驾驶传感器设备1的第三实施例中，驾驶传感器设备1(如第二实施例中的)包括两个GNSS接收机11，12、第二FDE模块31、两个IMU惯性模块51，52、两个混合平台61，62、以及第三FDE模块41。每个GNSS接收机11、12专用于单个GNSS系统100、200，因此使得可以覆盖两个GNSS系统100、200(例如，GPS系统和GALILEO系统)。
驾驶传感器设备1还包括具有两个计算通道201和202的计算机200。每个混合平台61、62包括纯惯性虚拟平台81、82和两个混合错误滤波器91和91'以及92和92'，其中每个计算通道201、202中放置有一个混合错误滤波器91、91'，92、92'。
在每个计算通道201、202中，第二FDE模块31被连接到GNSS接收机11、12两者和混合错误滤波器91和91'或92和92'中的两者，并且还被连接到第三FDE模块41。因此，第二FDE模块31传递具有完整性的飞行器2的第二地面速度信号。
纯惯性虚拟平台81、82被连接到IMU惯性模块51、52，并因此与IMU惯性模块51、52配合，以形成提供飞行器2的纯惯性地面速度的惯性单元101、102。
每个混合错误滤波器91、91'，92、92'优选地是卡尔曼滤波器。
每个混合错误滤波器91、91'，92、92'接收、分析并比较飞行器2的第二地面速度信号与飞行器2的纯惯性地面速度，并然后确定飞行器2的第三地面速度信号，该第三地面速度信号可以是混合地面速度或纯惯性地面速度。因此该第三地面速度信号是可连续可用的。
第三FDE模块41被连接到混合错误滤波器91、91'，92、92'，并还被连接到第二FDE模块31。第三FDE模块41然后接收、分析和比较两个第三地面速度信号和第二地面速度信号，并然后使用计算通道201和202两者来确定飞行器2的第四地面速度信号。例如，第三FDE模块41可使用中值方法。
此外，第三FDE模块41可检测飞行器2的两个第三地面速度信号和第二地面速度信号之间的不一致性，并可标识哪个地面速度信号是错误的。然后，第三FDE模块41使得可以在必要时排除错误的地面速度信号。
结果，驾驶传感器设备1使得可以确保第四地面速度信号被连续地提供。
此第三实施例的操作类似于第二实施例的操作。包括在没有可用的具有完整性的第二地面速度信号的情况下，使用两个GNSS接收机11、12和两个惯性单元101、102使得可以确保飞行器2的第四地面速度信号的可用性和完整性。有利地，第三FDE模块41中的第二和第三地面速度信号之间的比较使得可以检测在驾驶传感器设备1的第二实施例中可能原本不被注意的多个GNSS系统100、200中的异常(例如，由于加扰或圈套)。该第四地面速度信号的完整性因此增加，并且然后对于飞行器2的驾驶系统来说是足够的。
最后，此驾驶传感器设备1利用标准的组件从而降低其成本，标准组件例如诸如具体而言两个GNSS接收机11、12和两个惯性单元101、102。
当然，本发明可关于其实施进行大量变型。尽管描述了几个实施例，但容易理解不可能想到详尽无遗地确定所有可能的实施例。自然有可能设想到由等效装置替换所描述的任何装置，而不超出本发明的范围。

Claims (13)

1.一种用于旋翼飞行器(2)的驾驶传感器设备(1)，所述系统包括：
GNSS接收机(11、12、13、14)，所述GNSS接收机用于接收至少两个独立GNSS系统(100、200、300、400)的群集，所述GNSS接收机(11、12、13、14)接收来自于多个卫星(101、102、201、202、301、302、401、402)的初始信号；以及
用于检测和排除故障的至少一个FDE模块(21、22、31)；
所述系统的特征在于：
每个FDE模块(21、22、31、41)接收至少两个输入信号并传递输出信号，每个输出信号包括测量和完整性状态；
每个GNSS接收机(11、12、13、14)包括用于每个GNSS系统(100、200、300、400)的相应的第一FDE模块(21、22)；
每个第一FDE模块(21、22)接收并分析所述初始信号，并且它检测具有完整性的初始信号和/或错误的初始信号；
每个GNSS接收机(11、12、13、14)在具有完整性的所述初始信号的基础上并排除错误的所述初始信号(如果有的话)来在至少一个GNSS系统(100、200、300、400)的地理参考系中传递关于所述飞行器(2)的第一地面速度信号的测量和完整性状态；以及
所述驾驶传感器设备(1)包括至少一个第二FDE模块(31)，每个第二FDE模块(31)与所述GNSS接收机(11、12、13、14)中的至少两个接收机进行通信并且接收、分析、并比较由所述至少两个GNSS接收机(11、12、13、14)传递的所述第一地面速度信号，检测具有完整性的第一地面速度信号和/或错误的第一地面速度信号，每个第二FDE模块(31)然后能够检测和排除正提供错误的第一地面速度信号的每个有缺陷的GNSS系统(100、200、300、400)，并然后在具有完整性的至少两个第一地面速度信号的基础上在恰适的情况下确定和传递所述飞行器(2)的第二地面速度信号的测量和完整性状态。
2.如权利要求1所述的驾驶传感器设备(1)，其特征在于，所述驾驶传感器设备(1)包括至少三个独立的GNSS系统(100、200、300、400)，并且每个第二FDE模块(31)与所述GNSS接收机(11、12、13、14)中的至少三个接收机进行通信并且接收、分析并比较由所述至少三个GNSS接收机(11、12、13、14)传递的所述第一地面速度信号，检测具有完整性的第一地面速度信号和/或错误的第一地面速度信号，每个第二FDE模块(31)然后能够检测和排除正提供错误的第一地面速度信号的每个有缺陷的GNSS系统(100、200、300、400)，并然后在具有完整性的至少两个第一地面速度信号的基础上同时排除错误的所述第一地面速度信号(如果有的话)来确定并传递所述飞行器(2)的第二地面速度信号的测量和完整性状态。
3.如权利要求1或权利要求2所述的驾驶传感器设备(1)，其特征在于，所述驾驶传感器设备(1)包括至少一个IMU惯性模块(51、52)和至少一个混合平台(61、62)，
每个IMU惯性模块(51、52)提供表征所述飞行器(2)的加速度和角速度的惯性测量信号；
每个混合平台(61、62)与第二FDE模块(31)和IMU惯性模块(51、52)进行通信；以及
每个混合平台(61、62)接收并处理所述惯性测量信号和可能的第二地面速度信号，并然后在所述惯性测量信号和具有完整性的第二地面速度信号(如果有的话)的基础上确定并传递构成所述飞行器(2)的第三地面速度信号的测量，当所述混合平台(61、62)不接收具有完整性的任何第二地面速度信号时，所述第三地面速度信号是纯惯性地面速度，当所述混合平台(61、62)接收具有完整性的第二地面速度信号时，所述第三地面速度信号是混合地面速度，所述第三地面速度信号然后连续可用。
4.如权利要求3所述的驾驶传感器设备(1)，其特征在于，所述驾驶传感器设备(1)包括至少两个混合平台(61、62)、至少两个IMU惯性模块(51、52)、以及至少一个第三FDE模块(41)、混合平台(61、62)以及形成惯性系统(71、72)的IMU惯性模块(51、52)，每个第三FDE模块(41)与至少两个混合平台(61、62)进行通信以便确定和传递第四地面速度信号，每个第三FDE模块(41)接收、分析和比较由所述混合平台(61、62)传递的所述第三地面速度信号并检测具有完整性的第三地面速度信号和/或错误的第三地面速度信号，每个第三FDE模块(41)然后能够在错误的所述第三地面速度信号(如果有的话)的基础上检测惯性系统(71、72)中的故障并排除所述惯性系统(71、72)，并然后在具有完整性的至少两个第三地面速度信号的基础上在恰适的情况下确定和传递所述飞行器(2)的所述第四地面速度信号的测量和完整性状态。
5.如权利要求4所述的驾驶传感器设备(1)，其特征在于，所述驾驶传感器设备(1)包括至少三个混合平台(61、62)、至少三个IMU惯性模块(51、52)、每个第三FDE模块(41)与至少三个混合平台(61、62)进行通信以便确定和传递第四地面速度信号，每个第三FDE模块(41)接收、分析和比较由所述混合平台(61、62)传递的所述第三地面速度信号并检测具有完整性的第三地面速度信号和/或错误的第三地面速度信号，每个第三FDE模块(41)然后能够在错误的所述第三地面速度信号的基础上检测惯性系统(71、72)中的故障并可能排除所述惯性系统(71、72)，并然后根据具有完整性的至少两个第三地面速度信号同时排除错误的所述第三地面速度信号(如果有的话)来确定和传递所述飞行器(2)的所述第四地面速度信号的测量和完整性状态。
6.如权利要求4或权利要求5所述的驾驶传感器设备(1)，其特征在于，每个第三FDE模块(41)与至少一个第二FDE模块(31)进行通信以便能够接收、分析和比较至少一个第二地面速度信号和所述第三地面速度信号，检测和定位具有完整性的第二和/或第三地面速度信号并也检测和定位错误的第二和/或第三地面速度信号，以及然后在具有完整性的至少一个第二地面速度信号和/或具有完整性的至少两个第三地面速度信号的基础上同时排除错误的所述第二和/或第三地面速度信号(如果有的话)来确定和传递所述飞行器(2)的所述第四地面速度信号的测量和完整性状态。
7.如权利要求4到6中的任一项所述的驾驶传感器设备(1)，其特征在于：
每个混合平台(61、62)包括纯惯性虚拟平台(81、82)和彼此通信的两个混合错误滤波器(91、92)，纯惯性虚拟平台(81、82)与IMU惯性模块(51、52)进行通信，从而形成惯性单元(101、102)；以及
所述驾驶传感器设备(1)包括两个惯性单元(101、102)、具有两个计算通道(201、202)和四个混合错误滤波器(91、91'，92、92')的计算机(200)、每个计算通道(201、202)首先将混合错误滤波器(91、91'，92、92')与第二FDE模块(31)进行通信，其次将混合错误滤波器(91、91'，92、92')与第三FDE模块(41)进行通信；
每个第二FDE模块(31)与每个计算通道(201、202)的两个混合错误滤波器(91、92)进行通信；以及
每个第三FDE模块(41)与每个计算通道(201、202)的两个混合滤波器(91、92)进行通信。
8.如权利要求4到7中的任一项所述的驾驶传感器设备(1)，其特征在于，至少一个第二FDE模块(31、32)和/或至少一个第三FDE模块(41、42)使用中值确定方法。
9.如权利要求1到8中的任一项所述的驾驶传感器设备(1)，其特征在于，至少一个GNSS接收机(11、12、13、14)包括原子钟(115、125)。
10.如权利要求1到9中的任一项所述的驾驶传感器设备(1)，其特征在于，所述GNSS接收机(11、12、13、14)与GNSS系统(100、200、300、400)进行通信，所述GNSS系统选自以下列表，包括：GPS系统；GLONASS系统；GALILEO系统；QZSS系统；和BEIDOU系统；以及IRIDIUM系统。
11.一种用于确定飞行器(2)的地面速度的方法，所述方法的特征在于以下步骤：
第一步骤，接收来自属于至少两个独立GNSS系统(100、200、300、400)的群集的多个系统(101、102、201、202)的初始导航信号；
第二步骤，分析每个GNSS系统(100、200、300、400)的所述初始导航信号；
第三步骤，检测具有完整性的初始导航信号和/或错误的初始信号；
第四步骤，根据具有完整性的所述初始信号同时排除错误的所述初始信号(如果有的话)，在至少两个独立的GNSS系统(100、200、300、400)的地理参考系中传递所述飞行器(2)的至少两个第一地面速度信号的测量和完整性状态；
第五步骤，分析和比较所述第一地面速度信号；
第六步骤，检测具有完整性的第一地面速度信号和/或错误的第一地面速度信号；
第七步骤，检测并排除提供错误的第一地面速度信号的每个有缺陷的GNSS系统(100、200、300、400)；以及
第八步骤，根据具有完整性的至少两个第一地面速度信号同时排除错误的所述第一地面速度信号(如果有的话)来确定并传递所述飞行器(2)的第二地面速度信号的测量和完整性状态。
12.如权利要求11所述的一种用于确定飞行器(2)的地面速度的方法，所述方法的特征在于以下步骤：
第九步骤，获取惯性测量信号，所述惯性测量信号表征所述飞行器(2)的加速度和角速度；
第十步骤，处理每个第二地面速度信号和所述惯性测量信号；
第十一步骤，在所述惯性测量信号和具有完整性的第二地面速度信号(如果有的话)的基础上，确定并传递构成所述飞行器(2)的至少一个第三地面速度信号的至少一个测量，然后所述第三地面速度信号连续可用；
第十二步骤，分析和比较所述第三地面速度信号；
第十三步骤，检测具有完整性的第三地面速度信号和/或错误的第三地面速度信号；以及
第十四步骤，在具有完整性的至少两个第三地面速度信号的基础上同时排除错误的所述第三地面速度信号(如果有的话)来确定并传递所述飞行器(2)的第四地面速度信号的测量和完整性状态。
13.如权利要求11所述的一种用于确定飞行器(2)的地面速度的方法，所述方法的特征在于以下步骤：
第九步骤，获取惯性测量信号，所述惯性测量信号表征所述飞行器(2)的加速度和角速度；
第十步骤，处理每个第二地面速度信号和所述惯性测量信号；
第十一步骤，在所述惯性测量信号和具有完整性的第二地面速度信号的基础上(如果有的话)，确定并传递构成所述飞行器(2)的至少一个第三地面速度信号的至少一个测量，然后所述第三地面速度信号连续可用；
第十二步骤，分析并比较至少第二地面速度信号和所述第三地面速度信号；
第十三步骤，检测并定位具有完整性的第二地面速度信号和/或具有完整性的第三地面速度信号，以及错误的第二地面速度信号和/或错误的第三地面速度信号；以及
第十四步骤，在具有完整性的至少一个第二地面速度信号和/或具有完整性的至少两个第三地面速度信号的基础上同时排除错误的所述第二和/或第三地面速度信号(如果有的话)来确定并传递所述飞行器(2)的第四地面速度信号的测量和完整性状态。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2021217604A1 (en) * 2020-04-30 2021-11-04 Baidu.Com Times Technology (Beijing) Co., Ltd. Dual inertial measurement units for inertial navigation system
CN113703026A (zh) * 2021-10-28 2021-11-26 中国商用飞机有限责任公司 用于飞行器的导航模式选择的方法和系统
CN113821059A (zh) * 2021-11-24 2021-12-21 中航金城无人系统有限公司 一种多旋翼无人机传感器故障安全飞行控制系统及方法
CN115201865A (zh) * 2022-07-18 2022-10-18 广东汇天航空航天科技有限公司 故障检测与设备选择方法、装置、设备及存储介质

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3044634B1 (fr) 2015-12-08 2017-12-22 Airbus Helicopters Procede et dispositif de pilotage d'un aeronef
DE102016225282A1 (de) 2016-12-16 2018-06-21 Continental Automotive Gmbh Verfahren und Vorrichtung zum Ermitteln einer Navigationsposition eines Navigationssystems für ein Kraftfahrzeug sowie Navigationssystem
EP3555665B1 (en) 2016-12-19 2022-08-24 Magellan Systems Japan, Inc. Detection and elimination of gnss spoofing signals with pvt solution estimation
US11585943B2 (en) 2016-12-19 2023-02-21 Magellan Systems Japan, Inc. Detection and elimination of GNSS spoofing signals with PVT solution estimation
SG10202110833PA (en) * 2017-03-29 2021-11-29 Agency Science Tech & Res Real time robust localization via visual inertial odometry
CN108255149B (zh) * 2017-12-08 2020-12-29 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种遥控清除无人机飞管系统故障的方法
EP3894896A1 (en) 2018-12-12 2021-10-20 Magellan Systems Japan, Inc. Highly reliable navigation receiver
US11320540B2 (en) * 2019-04-10 2022-05-03 Honeywell International Inc. Integrity monitoring of primary and derived parameters
GB2588579A (en) * 2019-10-09 2021-05-05 Airbus Operations Ltd Speed determination system
CN112948218A (zh) * 2021-04-22 2021-06-11 广州南方卫星导航仪器有限公司 一体化定位终端主机异常报警方法、系统、设备及介质
CN116105725A (zh) * 2022-12-13 2023-05-12 涟漪位置(广州)科技有限公司 Gnss/ins冗余组合导航方法、模组、系统及介质

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1135265A (zh) * 1994-06-16 1996-11-06 利顿系统有限公司 一种确定的完整性监视的外推导航装置
JPH08334338A (ja) * 1995-06-09 1996-12-17 Zanavy Informatics:Kk Ｇｐｓナビゲーション装置
CN1439891A (zh) * 2002-02-19 2003-09-03 伊莱德公司 完整的校正策略
CN101034155A (zh) * 2006-03-07 2007-09-12 徕卡测量系统股份有限公司 提高飞行时间测量设备的测量速率
US20110060483A1 (en) * 2008-05-06 2011-03-10 Airbus Operations (Sas) Device for aiding the navigation and guidance of an aircraft, and system comprising such a device
CN103837151A (zh) * 2014-03-05 2014-06-04 南京航空航天大学 一种四旋翼飞行器的气动模型辅助导航方法

Family Cites Families (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4264955A (en) 1978-11-03 1981-04-28 The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy Signal voter
FR2614694B1 (fr) 1987-04-28 1989-06-30 Equip Navigation Aerienne Centrale d'attitude integree pour aerodyne
US5619211A (en) * 1994-11-17 1997-04-08 Motorola, Inc. Position locating and communication system using multiple satellite constellations
US5787384A (en) 1995-11-22 1998-07-28 E-Systems, Inc. Apparatus and method for determining velocity of a platform
US5969674A (en) * 1997-02-21 1999-10-19 Von Der Embse; Urban A. Method and system for determining a position of a target vehicle utilizing two-way ranging
US6246363B1 (en) * 1998-12-10 2001-06-12 Hughes Electronics Corporation Method and system for incorporating two-way ranging navigation as a calibration reference for GPS
US6785553B2 (en) * 1998-12-10 2004-08-31 The Directv Group, Inc. Position location of multiple transponding platforms and users using two-way ranging as a calibration reference for GPS
US6408245B1 (en) 2000-08-03 2002-06-18 American Gnc Corporation Filtering mechanization method of integrating global positioning system receiver with inertial measurement unit
US6639549B2 (en) * 2001-12-20 2003-10-28 Honeywell International Inc. Fault detection and exclusion for global position systems
US6856905B2 (en) * 2003-04-29 2005-02-15 Garmin At, Inc. Systems and methods for fault detection and exclusion in navigational systems
FR2866423B1 (fr) 2004-02-13 2006-05-05 Thales Sa Dispositif de surveillance de l'integrite des informations delivrees par un systeme hybride ins/gnss
WO2005119387A2 (en) 2004-06-02 2005-12-15 Athena Technologies, Inc. Systems and methods for estimating position, attitude, and/or heading of a vehicle
FR2901363B1 (fr) 2006-05-19 2010-04-23 Thales Sa Dispositif de navigation aerienne a capteurs inertiels et recepteurs de radionavigation et procede de navigation aerienne utilisant de tels elements
US7436354B2 (en) * 2006-09-07 2008-10-14 The Mitre Corporation Methods and systems for mobile navigational applications using global navigation satellite systems
FR2906893B1 (fr) 2006-10-06 2009-01-16 Thales Sa Procede et dispositif de surveillance de l'integrite des informations delivrees par un systeme hybride ins/gnss
US7805245B2 (en) 2007-04-18 2010-09-28 Honeywell International Inc. Inertial measurement unit fault detection isolation reconfiguration using parity logic
FR2921729B1 (fr) 2007-09-28 2011-04-01 Sagem Defense Securite Procede et systeme de gestion et detection des multitrajets dans un systeme de navigation.
US7940210B2 (en) * 2008-06-26 2011-05-10 Honeywell International Inc. Integrity of differential GPS corrections in navigation devices using military type GPS receivers
DE102008045323A1 (de) * 2008-09-02 2010-03-04 Astrium Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Optimierung von Statusbenachrichtigungen in einem Satellitennavigationssystem
WO2010096104A1 (en) 2008-10-03 2010-08-26 Bell Helicopter Textron Inc. Method and apparatus for aircraft sensor and actuator failure protection using reconfigurable flight control laws
GB0901685D0 (en) * 2009-01-31 2009-03-11 Qinetiq Ltd Navigation system integrity
FR2949866B1 (fr) 2009-09-10 2011-09-30 Thales Sa Systeme hybride et dispositif de calcul d'une position et de surveillance de son integrite.
US20110181465A1 (en) 2010-01-26 2011-07-28 Rongsheng Li Multi-constellation global navigation satellite system augmentation and assistance
FR2964199B1 (fr) 2010-08-27 2013-05-17 Thales Sa Dispositif spatio temporel multi-antennes multi-correlateurs pour la rejection des multi-trajets des systemes de navigation
FR2964468B1 (fr) * 2010-09-08 2012-09-28 Sagem Defense Securite Procede et dispositif de detection et d'exclusion de pannes satellite multiples dans un systeme gnss
FR2971857A1 (fr) 2011-02-17 2012-08-24 Thales Sa Procede et systeme de determination des parametres de navigation d'un aeronef
FR2989174B1 (fr) 2012-04-06 2016-12-09 Thales Sa Dispositif pour la determination d'informations de localisation et de references primaires inertielles pour un aeronef
US8976064B2 (en) * 2012-09-06 2015-03-10 Honeywell International Inc. Systems and methods for solution separation for ground-augmented multi-constellation terminal area navigation and precision approach guidance
FR2996647B1 (fr) * 2012-10-05 2014-12-12 Sagem Defense Securite Centrale intertielle mettant en oeuvre une navigation hybride par couplage lache integre
FR3004826B1 (fr) * 2013-04-18 2015-05-08 Sagem Defense Securite Procede de controle d'integrite et dispositif de fusion-consolidation comprenant un pluralite de modules de traitement
US9784844B2 (en) * 2013-11-27 2017-10-10 Honeywell International Inc. Architectures for high integrity multi-constellation solution separation
US10514260B2 (en) * 2015-10-16 2019-12-24 Safran Electronics & Defense Integrity control method and merging/consolidation device comprising a plurality of processing modules
FR3058229B1 (fr) * 2016-10-27 2020-02-28 Airbus Helicopters Estimation, independante d'une mesure magnetique, de la vitesse et du cap d'un aeronef
US10209076B1 (en) * 2017-03-29 2019-02-19 Rockwell Collins, Inc. Air data, attitude and heading reference system (ADAHRS) replacement architecture
US10066944B1 (en) * 2017-03-29 2018-09-04 Rockwell Collins, Inc. Multi-mode receiver (MMR) based inertial integration

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1135265A (zh) * 1994-06-16 1996-11-06 利顿系统有限公司 一种确定的完整性监视的外推导航装置
JPH08334338A (ja) * 1995-06-09 1996-12-17 Zanavy Informatics:Kk Ｇｐｓナビゲーション装置
CN1439891A (zh) * 2002-02-19 2003-09-03 伊莱德公司 完整的校正策略
CN101034155A (zh) * 2006-03-07 2007-09-12 徕卡测量系统股份有限公司 提高飞行时间测量设备的测量速率
US20110060483A1 (en) * 2008-05-06 2011-03-10 Airbus Operations (Sas) Device for aiding the navigation and guidance of an aircraft, and system comprising such a device
CN103837151A (zh) * 2014-03-05 2014-06-04 南京航空航天大学 一种四旋翼飞行器的气动模型辅助导航方法

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
CN113703026A (zh) * 2021-10-28 2021-11-26 中国商用飞机有限责任公司 用于飞行器的导航模式选择的方法和系统
CN113703026B (zh) * 2021-10-28 2022-02-08 中国商用飞机有限责任公司 用于飞行器的导航模式选择的方法和系统
CN113821059A (zh) * 2021-11-24 2021-12-21 中航金城无人系统有限公司 一种多旋翼无人机传感器故障安全飞行控制系统及方法
CN115201865A (zh) * 2022-07-18 2022-10-18 广东汇天航空航天科技有限公司 故障检测与设备选择方法、装置、设备及存储介质

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