DE60118326T2

DE60118326T2 - Inertialnavigationseinheit mit integriertem GPS-Empfänger

Info

Publication number: DE60118326T2
Application number: DE60118326T
Authority: DE
Inventors: Thales Jacques Coatantiec; Thales Didier Portal; Thales Cedric Flaven
Original assignee: Thales SA
Current assignee: Thales SA
Priority date: 2000-11-10
Filing date: 2001-11-09
Publication date: 2006-11-30
Anticipated expiration: 2021-11-10
Also published as: EP1205732B1; EP1205732A2; FR2816703B1; DE60118326D1; FR2816703A1; EP1205732A3

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Gerät, das dazu bestimmt ist, einen Zustandsvektor eines Fluggeräts zu liefern.
Sie betrifft genauer ein Trägheitsnavigationsleitsystem, in das ein GPS-Empfänger integriert ist.
Der Zustandsvektor eines Fluggeräts ist ein Vektor, der die Position des Geräts im Raum, seinen Geschwindigkeitsvektor in drei Dimensionen und die Fluglagen des Geräts, d.h. Rollen, Nicken und Kurs, darstellt.
Ein Trägheitsnavigationsleitsystem liefert einen Zustandsvektor. Die mit einem solchen Trägheitsnavigationsleitsystem erhaltenen Daten sind aber nicht immer präzise genug. Man weiß insbesondere, dass ein Trägheitsnavigationsleitsystem eine Abweichung aufweist, und dass nach einer Stunde Navigation der Positionsfehler mehrere hundert Meter beträgt. Diese Präzision ist bei bestimmten Anwendungen nicht ausreichend, insbesondere, wenn ein Flugzeug auf niedriger Höhe fliegen muss. Um die Positionspräzision zu verbessern, greift man auf einen GPS-Empfänger ("Global Positioning System") zurück, der in an sich bekannter Weise die Position des Flugzeugs ausgehend von Signalen bestimmt, die von Satelliten in Erdumlaufbahn geliefert werden. Die von einem GPS-Empfänger gelieferte Positionspräzision liegt in der Größenordnung von einigen zehn Metern. Ein GPS-System kann aber nicht alleine verwendet werden, da es von der Position des Flugzeugs bezüglich der Satelliten abhängt, und das Gerät kann sich in einer Position befinden, in der es die Signale der Satelliten nicht auffangen kann. Daher wird auf Trägheitsnavigationsleitsysteme zurückgegriffen, in die ein GPS-Empfänger integriert ist.
Die Kombination oder Hybridisierung der von einem GPS-Empfänger und vom Trägheitsnavigationsleitsystem gelieferten Daten wird durch eine Kalmanfilterung erhalten. Es ist bekannt, dass eine Kalmanfilterung ein Algorithmus ist, der es ermöglicht, die beste Schätzung jeder Komponente eines Zustandsvektors zu erhalten.
Obwohl ein Navigationsleitsystem in Kombination mit einem GPS-System für die meisten Anwendungen ein zuverlässiges Ergebnis liefert, ist diese Zuverlässigkeit für manche Anwendungen nicht ausreichend. Dies ist insbesondere der Fall, wenn das Flugzeug auf sehr niedriger Höhe und mit hoher Geschwindigkeit mit Autopilotsteuerung fliegt. Die Autopilotsteuerung besteht insbesondere darin, die erfasste Position des Flugzeugs bezüglich einer gespeicherten Karte zu bestimmen und das Gerät automatisch so zu steuern, dass die von der Karte angegebenen Hindernisse vermieden werden.
Der geringe Zuverlässigkeitsgrad eines Kalmanfilters wird durch die Tatsache verursacht, dass die entsprechenden Softwareprogramme mit Hilfe von standardisierten Methoden entwickelt werden, wie zum Beispiel die Methode RTCA-DO-178B Niveau C. Um die Zuverlässigkeit zu erhöhen, wäre es notwendig, auf das Niveau A dieser Methode zurückzugreifen, aber dieses Niveau ist mit dem nicht-deterministischen Charakter der Kalmanfilter nicht kompatibel.
Die Erfindung betrifft also ein Trägheitsnavigationsleitsystem mit integriertem GPS-Empfänger, bei dem die Kombination der von dem Trägheitsnavigationsleitsystem und vom GPS-Empfänger gelieferten Daten durch Kalmanfilterung durchgeführt wird, und dessen dem Zustandsvektor zugeordneter Zuverlässigkeitsgrad hoch ist.
Zu diesem Zweck weist das Trägheitsnavigationsleitsystem mit integriertem GPS-Empfänger erfindungsgemäß zwei Kalmanfilter, die unterschiedliche Algorithmen besitzen und in verschiedenen und unterschiedlichen Prozessoren mit unterschiedlichen Compilern installiert sind, und Mittel zum Vergleich der von den beiden Kalmanfiltern gelieferten Daten auf, wobei die Daten validiert werden, wenn sie kohärent sind, und Sicherheitsmaßnahmen ergriffen werden, wenn sie nicht kohärent sind.
Die Verwendung von uneinheitlichen Softwareprogrammen, die in verschiedenen Prozessoren unterschiedlicher Beschaffenheit mit unterschiedlichen Compilern installiert sind, erhöht die Zuverlässigkeit beträchtlich, da die Fehler oder Ausfälle der Softwareprogramme aufgrund des Vergleichs leicht entdeckt werden.
Es ist hier anzumerken, dass unter einem GPS-Empfänger ein Empfänger zu verstehen ist, der eine Position in Abhängigkeit von von Satelliten empfangenen Signalen bestimmt. Somit ist die Erfindung nicht auf das eigentliche GPS-System beschränkt, sondern betrifft analoge Systeme, wie zum Beispiel Empfänger für das System GLONASS oder das System EGNOS.
In einer Ausführungsform ist die erste Kalmanfilterung vom Typ mit Satellitenachsen und die zweite Kalmanfilterung ist vom Typ mit geographischen Achsen.
In einer Ausführungsform ist der erste Prozessor derjenige des Trägheitsnavigationsleitsystems, und der zweite Prozessor ist derjenige des GPS-Empfängers.
Die Kohärenz zwischen den von den beiden Kalmanfiltern gelieferten Ergebnissen ist gewährleistet, wenn für jede Koordinate des Zustandsvektors, die vom ersten Kalmanfilter geliefert wird, die entsprechende Koordinate, die vom zweiten Kalmanfilter geliefert wird, sich in dem Vertrauensintervall befindet, das der von diesem ersten Filter gelieferten Koordinate zugeordnet ist, und umgekehrt die vom ersten Kalmanfilter gelieferte Koordinate sich in dem Vertrauensintervall befindet, das der entsprechenden Koordinate zugeordnet ist, die vom zweiten Filter geliefert wird.
So betrifft die Erfindung allgemein ein Trägheitsnavigationsleitsystem mit GPS- oder ähnlichem Empfänger, das dazu bestimmt ist, einen Zustandsvektor eines Flugkörpers zu liefern, wobei dieses Leitsystem Kalmanfilterungsmittel aufweist, um die vom Trägheitsnavigationsleitsystem und vom GPS- oder ähnlichem Empfänger kommenden Daten zu kombinieren, und dieses Trägheitsnavigationsleitsystem ist dadurch gekennzeichnet, dass es ein erstes (K₁) und ein zweites Kalmanfilter (K₂) aufweist, die je die Daten des Trägheitsnavigationsleitsystems und die Daten des GPS- oder ähnlichen Empfängers kombinieren, wobei die beiden Kalmanfilterungen unterschiedliche Algorithmen, unterschiedliche Prozessoren und unterschiedliche Compiler verwenden.
In einem Beispiel verwendet das erste Kalmanfilter (K₁) einen Algorithmus mit Satellitenachsen, und das zweite Kalmanfilter (K₂) verwendet einen Algorithmus mit geographischen Achsen.
In einer Ausführungsform verwendet das erste Kalmanfilter einen Prozessor des Trägheitsnavigationsleitsystems, und das zweite Kalmanfilter verwendet einen Prozessor des GPS- oder ähnlichen Empfängers.
Vorzugsweise weist das Trägheitsnavigationsleitsystem Mittel auf, um die von den beiden Kalmanfiltern gelieferten Daten zu vergleichen und um die von mindestens einem der Filter gelieferten Daten zu validieren, wenn die Daten nahe beieinander liegende Werte haben, und um ein Pannenanzeigesignal zu liefern, wenn die Daten voneinander entfernt sind. In diesem Fall ist es vorteilhaft, Mittel vorzusehen, um jeder von jedem Kalmanfilter gelieferten Koordinate des Zustandsvektors ein derartiges Vertrauensintervall zuzuordnen, dass die reale Koordinate sich mit einer hohen Wahrscheinlichkeit innerhalb dieses Intervalls befindet, wobei die Vergleichsmittel bestimmen, ob für jede vom ersten Kalmanfilter gelieferte Koordinate die entsprechende vom zweiten Kalmanfilter gelieferte Koordinate sich in dem Vertrauensintervall befindet, das der von diesem ersten Filter gelieferten Koordinate zugeordnet ist, und ob die vom ersten Kalmanfilter gelieferte Koordinate sich in dem Vertrauensintervall befindet, das der entsprechenden Koordinate zugeordnet ist, die vom zweiten Filter geliefert wird.
Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung gehen aus der Beschreibung bestimmter ihrer Ausführungsformen hervor, wobei die Beschreibung sich auf die beiliegenden Zeichnungen bezieht. Es zeigen:
1 ein Schaltbild eines Trägheitsnavigationsleitsystems, in das erfindungsgemäß ein GPS-Empfänger integriert ist, und
2 eine schematische Darstellung, die einen Schritt des Betriebs des in 1 dargestellten Leitsystems erklärt.
Das Beispiel der Erfindung, das nun in Verbindung mit den Figuren beschrieben wird, betrifft ein Trägheitsnavigationsleitsystem IN und einen GPS-Empfänger, die zur Autopilotsteuerung von Flugzeugen, insbesondere auf sehr niedriger Höhe, verwendet werden.
Dieses hybride Trägheitsnavigationsleitsystem liefert einen Zustandsvektor, der einerseits aus den drei Koordinaten der Position des Flugzeugs oder Fluggeräts, das das hybride Leitsystems aufweist, und andererseits aus dem dreidimensionalen Geschwindigkeitsvektor des Fluggeräts, und schließlich andererseits aus den Fluglagen des Flugzeugs gebildet wird, d.h. Rollen, Nicken und Kurs. Die Positionskoordinaten und der Geschwindigkeitsvektor werden vom Trägheitsnavigationsleitsystem und vom GPS-Empfänger geliefert, während die Fluglagen des Fluggeräts nur vom Trägheitsnavigationsleitsystem geliefert werden.
Die Hybridisierung der vom Trägheitsnavigationsleitsystem und vom GPS-Empfänger gelieferten Daten wird durch Kalmanfilterung erhalten.
Um die durch Kalmanfilterung gelieferten Daten zuverlässig zu machen, d.h., um das Vertrauen zu erhöhen, das man in die von dem Trägheitsnavigationsleitsystem mit integriertem GPS-Empfänger gelieferten Daten setzen kann, werden zwei Kalmanfilterungen verwendet, die zunächst unterschiedlichen Algorithmen entsprechen, nämlich im Beispiel einem Algorithmus mit Satellitenachsen und einem Algorithmus mit geographischen Achsen.
Wie in 1 dargestellt, weist so das Trägheitsnavigationsleitsystem mit integriertem GPS-Empfänger 10 einerseits einen Rechner 12 für die Messung der vom Trägheitsnavigationsleitsystem gelieferten Zustandsvektoren und andererseits einen GPS-Empfänger mit einem Rechner 14 für die Positions- und Geschwindigkeitsvektoren des Fluggeräts auf. Dem Rechner 12 ist ein Prozessor 16 zugeordnet, in dem ein Kalmanalgorithmus K₁ vom Typ mit Satellitenachsen installiert ist, der einerseits die vom dem Trägheitsnavigationsleitsystem zugeordneten Rechner 12 gelieferten Daten und andererseits die vom Rechner 14 des GPS-Empfängers gelieferten Daten verwendet, und der an seinem Ausgang einen Zustandsvektor liefert, der an den ersten Eingang 18 eines Komparators 20 angelegt wird. In einer Ausführungsform bilden der Rechner 12 und der Prozessor 16 einen einzigen Prozessor.
Im dem Rechner 14 des GPS-Empfängers zugeordneten Prozessor 22 ist ein zweiter Kalmanalgorithmus K₂ vom Typ mit geographischen Achsen angeordnet, der seine Daten einerseits vom Rechner 14 von GPS-Koordinaten und andererseits vom Rechner 12 erhält, der den ausgehend vom Trägheitsnavigationsleitsystem berechneten Zustandsvektor liefert. Die vom Filter K₂ gelieferten Daten werden an einen zweiten Eingang 24 des Komparators 20 angelegt. In einer Ausführungsform verwenden die Rechner 12 und 14 den gleichen Prozessor.
Um eine maximale Zuverlässigkeit zu gewährleisten, sind die Prozessoren, in denen die Filter K₁ und K₂ installiert sind, verschieden und von unterschiedlicher Beschaffenheit. Außerdem verwenden diese Prozessoren unterschiedliche Compiler.
Die von den Kalmanfiltern K₁ und K₂ gelieferten Daten werden folgendermaßen verglichen (Block 20): Jeder Koordinate X_iK1 des vom Filter K₁ gelieferten Zustandsvektors wird ein Vertrauensintervall 30 zugeordnet (2), das aus der Gesamtheit der Werte besteht, die zwischen X_iK1 – r und X_iK1 + r liegen. Das Vertrauensintervall wird so bestimmt, dass es eine hohe Wahrscheinlichkeit, zum Beispiel über 99,9%, gibt, dass die reale Koordinate sich innerhalb dieses Vertrauensintervalls befindet.
In gleicher Weise liefert das Filter K₂ für die gleiche Koordinate einen Wert X_iK2, dem ein Vertrauensintervall, d.h. ein Satz von Werten zwischen X_iK2 – r' und X_iK2 + r', zugewiesen wird.
Der Komparator 20 bestimmt, ob die Koordinate X_iK2 sich innerhalb des Vertrauensintervalls 30 befindet, und ob die Koordinate X_iK1 sich innerhalb des Vertrauensintervalls 32 befindet. Wenn dies der Fall ist, sind die geschätzten Daten zuverlässig und verfügbar, und man validiert diejenigen, die von mindestens einem der Filter geliefert werden. Wenn dagegen das oben erwähnte Vergleichskriterium nicht erfüllt wird, werden die Daten als von unzureichender Zuverlässigkeit angesehen. Außerdem ist die mangelnde Kohärenz zwischen den von den beiden Filtern gelieferten Daten ein Anzeichen für eine Panne.

Claims

Trägheitsnavigationsleitsystem mit GPS- oder ähnlichem Empfänger, das dazu bestimmt ist, einen Zustandsvektor eines Flugkörpers zu liefern, wobei dieses Leitsystem Kalmanfilterungsmittel aufweist, um die vom Trägheitsnavigationsleitsystem und vom GPS- oder ähnlichem Empfänger kommenden Daten zu kombinieren, dadurch gekennzeichnet, dass es ein erstes (K₁) und ein zweites Kalmanfilter (K₂) aufweist, die je die Daten des Trägheitsnavigationsleitsystems und die Daten des GPS- oder ähnlichen Empfängers kombinieren, wobei die beiden Kalmanfilterungen unterschiedliche Algorithmen, getrennte und unterschiedliche Prozessoren und unterschiedliche Compiler verwenden.
Leitsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Kalmanfilter (K₁) einen Algorithmus mit Satellitenachsen und das zweite Kalmanfilter (K₂) einen Algorithmus mit geographischen Achsen verwendet.
Leitsystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Kalmanfilter einen Prozessor (16) des Trägheitsnavigationsleitsystems und das zweite Kalmanfilter einen Prozessor (22) des GPS- oder ähnlichen Empfängers verwendet.
Leitsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es Mittel (20) aufweist, um die von den beiden Kalmanfiltern gelieferten Daten zu vergleichen und um die von mindestens einem der Filter gelieferten Daten zu validieren, wenn die Daten nahe beieinander liegende Werte haben, und um ein Pannenanzeigesignal zu liefern, wenn die Daten voneinander entfernt sind.
Leitsystem nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass es Mittel aufweist, um jeder von jedem Kalmanfilter gelieferten Koordinate des Zustandsvektors ein derartiges Vertrauensintervall zuzuordnen, dass die reale Koordinate sich mit einer hohen Wahrscheinlichkeit innerhalb dieses Intervalls befindet, wobei die Vergleichsmittel bestimmen, ob für jede vom ersten Kalmanfilter gelieferte Koordinate die entsprechende vom zweiten Kalmanfilter gelieferte Koordinate sich in dem Vertrauensintervall (30) befindet, das der von diesem ersten Filter gelieferten Koordinate zugeordnet ist, und ob die vom ersten Kalmanfilter gelieferte Koordinate sich in dem Vertrauensintervall (32) befindet, das der entsprechenden Koordinate zugeordnet ist, die vom zweiten Filter geliefert wird.