EP1631907A1 - PROCEDE ET DISPOSITIF DE TRAITEMENT DES INFORMATIONS PROVENANT D'EQUIPEMENTS PRIMAIRES DE VOL REDONDANTS - Google Patents

PROCEDE ET DISPOSITIF DE TRAITEMENT DES INFORMATIONS PROVENANT D'EQUIPEMENTS PRIMAIRES DE VOL REDONDANTS

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Publication number
EP1631907A1
EP1631907A1 EP04741640A EP04741640A EP1631907A1 EP 1631907 A1 EP1631907 A1 EP 1631907A1 EP 04741640 A EP04741640 A EP 04741640A EP 04741640 A EP04741640 A EP 04741640A EP 1631907 A1 EP1631907 A1 EP 1631907A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
filtering
digital
filter
noise reduction
noise
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP04741640A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Jean-Louis THALES Intellectual Property LEBRUN
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Thales SA
Original Assignee
Thales SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Thales SA filed Critical Thales SA
Publication of EP1631907A1 publication Critical patent/EP1631907A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G05D1/0077—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements using redundant signals or controls
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING OR CALCULATING; COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F11/00—Error detection; Error correction; Monitoring
    • G06F11/07—Responding to the occurrence of a fault, e.g. fault tolerance
    • G06F11/16—Error detection or correction of the data by redundancy in hardware
    • G06F11/18—Error detection or correction of the data by redundancy in hardware using passive fault-masking of the redundant circuits
    • G06F11/187—Voting techniques
    • G06F11/188—Voting techniques where exact match is not required

Definitions

  • the present invention relates to the processing of signals supplied to a flight control system by primary flight equipment doubled or tripled for safety. It relates more particularly to the processing operations intended to avoid untimely disconnections of an automatic control system of the flight control not justified by a real failure of an equipment delivering or processing the signals used by the automatic control.
  • a certain number of flight information items including the attitude of the aircraft, the module and the orientation of the aircraft speed vector, and the altitude of the aircraft are essential for piloting an aircraft.
  • This information is provided by sensors belonging to on-board equipment called “primary flight equipment”.
  • primary flight equipment there are the static and dynamic pressure sensors and their associated computer (“Air Data System” in English) making it possible to know the air speed of the aircraft and the inertial unit or units delivering the accelerations and angular speeds of the aircraft which can be combined within the same equipment designated by the acronym ADIRS (acronym of the Anglo-Saxon expression "Air Data Inertial Reference System”).
  • the essential information for piloting is exploited in a raw form or preprocessed by one or more flight control systems bringing together automatisms which facilitate piloting by ensuring either attitude stabilizations or follow-up of attitude, heading, slope instructions , route, altitude, speed, etc.
  • automatisms which facilitate piloting by ensuring either attitude stabilizations or follow-up of attitude, heading, slope instructions , route, altitude, speed, etc.
  • the best known of these automations is the autopilot and / or flight director.
  • Primary flight equipment such as flight control systems, must have an extremely low failure rate which is often achieved only by redundancy, the same equipment being doubled or tripled as well as a flight control system, each copy of the same flight control system being linked to the various copies of the primary flight equipment by processing chains whose function is to choose the most credible version, from the different versions available of the same information, and to detect any discrepancy between the different versions available of the same information being able to make suspect an unreported failure of one of the copies of the primary flight equipment at the origin of the information.
  • each processing chain operates independently of the others and includes a voting device whose function is to choose at all times the copy of the flight equipment which provides the information taken into account by the flight system or systems.
  • This voting device makes its choice by applying a proximity criterion with respect to a value corresponding to the median value of the available versions of the same item of information offset by an arbitrary threshold.
  • the voting device tends to switch randomly from one copy to another, which introduces a spurious switching noise which can disturb the operation of flight control systems. It is known to limit this random switching by introducing a certain threshold in the operation of the voting device.
  • the flight information is delivered by the primary flight equipment at rates, for example of the order of 20 milliseconds, compatible with the speed of variation of the flight parameters that they measure, this in an asynchronous manner, two copies of the same equipment operating in completely independent ways with separate clocks.
  • Flight control systems use the flight information delivered by the primary flight equipment at a lower rate adapted to their needs, for example of the order of 50 milliseconds, based on the reaction speed of the aircraft to their instructions.
  • Information from primary flight equipment is preprocessed in flight control systems at the lowest rate, to minimize their computational load. Asynchronisms between the different copies of the same equipment connected to their inputs and between their inputs and their output are taken into account at the start of the chain by the use of buffer memories.
  • monitoring the proper functioning of the processing chains and the equipment placed upstream is done by detecting discrepancies between the versions of the same information available at the output of the two processing chains.
  • This discrepancy becomes too great, one suspects an unreported malfunction of one of the elements of the processing chains or of one of the equipment placed upstream of the processing chains and we prefer to stop the automations depending on the processing chains. treatment.
  • This is obtained using a subtractor circuit placed at the outputs of the chains and followed by a threshold comparator.
  • the threshold comparator generates, in the event of its threshold being exceeded by the difference existing between the versions of the same information available at the output of the two processing chains, an alarm leading to the stopping or disconnection of the automations in operation flight control systems using the channel exit information.
  • the object of the present invention is to reduce the frequency of untimely disconnections of automatic systems of a flight control system due to artefacts from processing chains of primary flight information doubled or tripled to reinforce safety. It relates to a method for processing information originating from primary flight equipment mounted on board an aircraft, in a form sampled at a first rate, with a view to being delivered to a flight control system of the aircraft, at a second rate lower than the first rate, this method being remarkable in that it consists in subjecting the information samples to digital noise reduction filtering carried out at the first sampling rate.
  • the digital noise reduction filtering is an anti-aliasing filtering blocking the undesirable components having frequencies lower than half of the first sampling rate and higher than half of the second sampling rate
  • digital noise reduction filtering is first order low pass filtering.
  • the digital noise filtering is a second order low-pass filtering.
  • the digital noise reduction filtering is a low-pass or notch filtering of the Butterworth type.
  • the noise reduction filtering is a cut-band filtering corresponding to the energy peaks of the noise.
  • the digital filtering implements a transfer function depending on the flight configuration of the aircraft.
  • the noise reduction filter is a sliding average filter operating on several samples.
  • the invention also relates to a device for implementing the above method.
  • figure 1 represents a redundant architecture used, in the prior art, for a lateral acceleration information processing chain provided by a inertial unit in order to make it available to a yaw stabilizing automation
  • FIGS. 2a to 2d are diagrams of curves illustrating the evolution of the differences between the operating drifts of the two processing chains of the redundant architecture of FIG. 1 in the presence of highly noisy sensor signals and the untimely disconnections resulting therefrom for the yaw stabilizing automation,
  • FIG. 3 represents a redundant architecture according to the invention for a chain for processing lateral acceleration information supplied by an inertial unit with a view to making it available to a yaw stabilizing automation
  • Figures 4a to 4d are diagrams of curves illustrating the controlled operating drifts of the two processing chains of the redundant architecture of Figure 3 and the very infrequent blockages resulting therefrom for the yaw stabilizing automation.
  • FIG. 1 shows a known type of redundant architecture used for the generation of integrated lateral acceleration information YD intended for a yaw stabilizing automation forming part of a flight control system and having the function of dampen the yaw oscillations of the aircraft and cancel the skid angle of the aircraft.
  • This redundant architecture takes advantage of lateral acceleration information ⁇ l delivered in parallel and independently by two copies 10, 1 1 of INS inertial unit to also independently generate two versions of YD anti-skid control information all two intended for yaw stabilizing automation. Constant monitoring of the difference between the two supplied versions YDa and YDb of the control information is used as a test of the correct functioning of the elements of the redundant architecture of the yaw stabilizing automation.
  • This type of redundant architecture contains two functionally identical parallel chains FGMa and FGMb, installed on separate hardware modules.
  • the two copies 10, 11 of inertial unit INS deliver, in digital form, and at a repetition rate of 50 Hz (periodicity of 20 ms), two versions ⁇ l1 and ⁇ l2 of the lateral acceleration information.
  • Their data flows are neither completely identical nor synchronized because they are subjected to different vibrational atmospheres due to their installations in different places of the aircraft cell and operate independently of each other with independent clocks .
  • the two parallel processing chains FGMa, FGMb use the two versions ⁇ l1 and ⁇ l2 of the lateral acceleration information delivered asynchronously and at a repetition rate of 50 Hz (periodicity of 20 ms) by the two central units 10, 11 inertial INS to generate by integration, with a repetition rate of 20 Hz (periodicity of 50 ms), two versions of the anti-skid control information YDa, YDb.
  • Each processing chain FG a, FGMb comprises at input a double buffer memory 20, 21, followed by a voting circuit 30, 31, an amplifier 40, 41 and an integrator 50, 51.
  • the double buffers 20, 21 are loaded at a rate of 20 Hz with pairs of samples of the lateral acceleration information, the two samples of the same pair coming from one of copy 10 and the other from copy 11 of inertial unit INS and corresponding to the lateral acceleration information ⁇ l1 and ⁇ l2 delivered by the two copies 10, 11 of inertial unit for the same time slot.
  • the voting circuits 30, 31 select, whenever necessary, that is to say every 20 ms, in the double buffer memory 20, 21 placed upstream, one of the samples of the last pair d 'lateral acceleration information samples entered. For this selection, they implement an arbitrary choice criterion consisting of a voting mechanism such as that described in the preamble.
  • the amplifier circuits 40, 41 followed by the integrator circuits 50, 51 make it possible to extract, by integration, samples retained by the voting circuits 30, 31, two sampled versions YDa and YDb of anti-skid control information. intended for a yaw damping automation of a flight control system.
  • a subtractor circuit 60 supplying a threshold comparator 61 which receives its threshold from a register 62 and which issues a blocking order for the automations supplied by the two processing chains FGMa and FGMb in the event of detection of an overstepping of the threshold by the difference existing between samples of the same rank coming from the two chains.
  • a threshold comparator 61 which receives its threshold from a register 62 and which issues a blocking order for the automations supplied by the two processing chains FGMa and FGMb in the event of detection of an overstepping of the threshold by the difference existing between samples of the same rank coming from the two chains.
  • FIGS. 2a to 2d This can be seen by studying the diagrams in FIGS. 2a to 2d relating to the operation over the same period of time of the two processing chains FGMa and FGMb, in the absence of a fault, with strongly input signals noise from inertial units in good working condition but subject to parasitic vibrations from the aircraft cell.
  • the diagram in FIG. 2a represents a highly noisy signal ⁇ l1 originating from one of the two examples of inertial unit INS affected by parasitic vibrations of the aircraft cell.
  • the diagram in FIG. 2b represents the highly noisy signal ⁇ l2 coming from the other 11 of the two examples of inertial unit INS also subjected to parasitic vibrations from the cell of the aircraft.
  • the diagram in FIG. 2c represents the two versions YDa and YDb of the anti-skid control information delivered by the two chains FGMa and FGMb in response to the signals ⁇ l1 and ⁇ l2.
  • the relative evolution of the difference between the two versions YDa and YDb due to the slow drift of the integrator circuits 50 and 51 is aggravated by the effects, on the hardware and software asymmetries of the two processing chains FGMa and FGMb, of vibrational noises affecting the ⁇ l1 and ⁇ l2 signals.
  • the diagram in FIG. 2d shows the state resulting from the blocking order B generated by the threshold comparator 61 intended for automations depending on the processing chains. We notice, in the middle of the diagram, untimely automatic blocking orders.
  • the redundant architecture of FIG. 3 differs from that of FIG. 1 by the presence in the two processing chains FGM'a and FGM'b, of two double noise filters 70, 71 interposed between the voting circuits 30 , 31 and the double buffers 20 ', 21' and by the fact that the double buffers 20 'and 21' operate at a rate of 50 Hz which is that of the data transmitted by the two copies 10, 11 of inertial unit and not at the 20 Hz rate of the output signals from the processing chains.
  • Each double noise filter 70 or 71 filters in parallel, the two series of samples delivered by the two copies 10, 11 of the inertial unit INS, at the rate of these suites, without subsampling but under the control of its own clock not synchronized with one or the other of the clocks of copies 10, 11 of inertial unit.
  • the double buffer memories 20 ′ and 21 ′ passing at the higher rate of the data transmitted by the two copies 10, 11 of INS inertial unit, are no longer used for sub-sampling but only for taking into account the absence of synchronism between the clocks at the same frequency two copies 10, 11 of INS inertial unit and double noise filters 70, 71.
  • the double noise filters 70, 71 are digital filters operating at the rate of 50 Hz from the data sequences from the two copies 10, 11 of the INS inertial unit, therefore before subsampling, in order to avoid at their level , possible problems posed by the folding of the tape accompanying a sub-sampling.
  • the sub-sampling enabling the output samples of the two processing chains FGM'a and FGM'b to be passed at the rate of 20 Hz is done at the outputs of the double noise filters 70, 71 whose registers also serve as buffer memories .
  • the transfer functions of the double noise filters 70, 71 are chosen so as to block as best as possible the noises affecting the signals of the two copies 10, 11 of inertial unit INS1, INS2, while minimizing the useful signals. They are chosen after studying the vibrational environment of each exemplary inertial unit as a function of the flight configurations of the aircraft more particularly conducive to the appearance of vibrations on the airframe, such as outgoing landing gear configurations, flaps out, airbrakes out, open cargo door, carrying of external load, etc. They can even be changed depending on the current flight configuration. They are advantageously of the low-pass or band-cut type and of any order depending on the stiffness of the desired cut. (1 st , 2 nd order, Butterworth, etc.). They can also be obtained by sliding average over any number of samples.
  • the transfer function chosen for the double anti-noise filters is that of an anti-aliasing filter.
  • This anti-aliasing filter can be adjusted to block the components of frequency lower than half of the first sampling frequency of 50 Hz and of frequency higher than half of the second sampling frequency of 20 Hz.
  • the transfer function adopted for the double noise filters can be of the notch or plug type , with one or more stop frequencies placed at the frequencies of the resonance vibrations developing in the airframe of the aircraft at the locations of copies 10, 11 of inertial unit.
  • a double noise filter 70 or 71 as well as the control of the double buffer memory 20 'or 21' which precedes it and carries out the acquisitions of the samples of the lateral acceleration information delivered by the two copies 10, 11 of the inertial unit INS can be the subject in each FGM chain of the same software task executed at the same rate.
  • the diagrams in FIGS. 4a to 4d illustrate the improvement brought by the noise filters. They are plotted over the same period of time and with the same highly noisy input signals as those of FIGS. 2a to 2d, always in the absence of failure of the inertial units and of the measurement chains.
  • FIG. 4a represents the signal ⁇ i'1 coming after noise reduction filtering from one of the two examples of inertial unit INS affected by parasitic vibratory phenomena of the aircraft cell.
  • the diagram in FIG. 4b represents the signal ⁇ l'2 coming, after anti-noise filtering, from the other 1 1 of the two examples of INS inertial unit also affected by parasitic vibrational phenomena of the aircraft cell.
  • the effects of anti-noise filtering make the general evolutions of the signals ⁇ l'1 and ⁇ l'2 more apparent and their resemblance.
  • FIG. 4c represents the two versions YDa and YDb of the anti-skid control information delivered by the two chains FGMa and FGMb in response to the signals ⁇ l1 and ⁇ l2.
  • L redundant architecture with double noise filters which has just been described can be used with any flight control system receiving primary flight information, redundant processing chains having, by nature, a significant drift capacity due to terms of precision including integrators, such as those dealing with information coming from an inertial unit 1RS, AHRS or accelerometer block and this in any aircraft, whether it be an airplane, a helicopter, a drone, a missile, etc.

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Abstract

La présente invention est relative aux architectures redondantes de chaînes de traitement intercalées entre des équipements primaires de vol doublés ou triplés par mesure de sécurité et un ou plusieurs systèmes de conduite du vol. Elle concerne plus particulièrement l'adjonction, en tête des chaînes de traitement, de filtres anti­bruit destinés à éviter les déconnexions intempestives d'un automatisme d'un système de conduite du vol non justifiées par une suspicion de panne. Ces filtres antibruit sont des filtres numériques opérant à la cadence d'échantillonnage des signaux de sortie des équipements primaires de vol et non à la cadence plus basse des systèmes de conduite du vol.

Description

PROCEDE ET DISPOSITIF DE TRAITEMENT DES INFORMATIONS PROVENANT D'EQUIPEMENTS PRIMAIRES DE VOL REDONDANTS
La présente invention est relative aux traitements des signaux fournis à un système de conduite du vol par des équipements primaires de vol doublés ou triplés par mesure de sécurité. Elle concerne plus particulièrement les traitements destinés à éviter les déconnexions intempestives d'un automatisme d'un système de conduite du vol non justifiées par une panne réelle d'un équipement délivrant ou traitant les signaux utilisés par l'automatisme.
Un certain nombre d'informations de vol, dont l'attitude de l'aéronef, le module et l'orientation du vecteur vitesse de l'aéronef, et l'altitude de l'aéronef sont essentielles au pilotage d'un aéronef. Ces informations sont fournies par des capteurs appartenant à des équipements embarqués dits "équipements primaires de vol". Au nombre des équipements primaires de vol, on compte les capteurs de pressions statique et dynamique et leur calculateur associé ("Air Data System" en anglo-saxon) permettant de connaître la vitesse air de l'aéronef et la ou les centrales inertielles délivrant les accélérations et les vitesses angulaires de l'aéronef qui peuvent être réunis au sein d'un même équipement désigné par le sigle ADIRS (acronyme de l'expression anglo-saxonne "Air Data Inertial Référence System").
Les informations essentielles au pilotage sont exploitées sous une forme brute ou prétraitée par un ou plusieurs systèmes de conduite du vol rassemblant des automatismes qui facilitent le pilotage en assurant soit des stabilisations d'attitude soit des suivis de consignes d'assiette, de cap, pente, route, altitude, vitesse, etc.. Le plus connu de ces automatismes est le pilote automatique et/ou directeur de vol. Les équipements primaires de vol, comme les systèmes de conduite du vol doivent présenter un taux de panne extrêmement faible qui n'est souvent atteint que par redondance, un même équipement étant doublé ou triplé de même qu'un système de conduite du vol, chaque exemplaire d'un même système de conduite du vol étant relié aux différents exemplaires des équipements primaires de vol par des chaînes de traitement ayant pour fonction de choisir la version la plus crédible, parmi les différentes versions disponibles d'une même information, et de détecter toute discordance entre les différentes versions disponibles d'une même information pouvant faire suspecter une panne non signalée de l'un des exemplaires de l'équipement primaire de vol à l'origine de l'information.
Usuellement, les équipements primaires de vol ainsi que les chaînes de traitement sont en double exemplaire. Chaque chaîne de traitement fonctionne de façon indépendante des autres et comporte un dispositif de vote ayant pour fonction de choisir à chaque instant l'exemplaire de l'équipement de vol qui fournit l'information prise en compte par le ou les systèmes du vol. Ce dispositif de vote effectue son choix en appliquant un critère de proximité par rapport à une valeur correspondant à la valeur médiane des versions disponibles d'une même information décalée d'un seuil arbitraire. Lorsque deux versions d'une même information ont des valeurs très proches, ce qui est le cas lorsque deux exemplaires d'un même équipement fonctionnent correctement, le dispositif de vote à tendance à commuter aléatoirement d'un exemplaire à l'autre, ce qui introduit un bruit parasite de commutation pouvant perturber le fonctionnement des systèmes de conduite du vol. Il est connu de limiter cette commutation aléatoire en introduisant un certain seuil dans le fonctionnement du dispositif de vote.
Les informations de vol sont délivrées par les équipements primaires de vol à des cadences, par exemple de l'ordre de 20 millisecondes, compatibles avec la vitesse de variation des paramètres de vol qu'ils mesurent, cela d'une manière asynchrone, deux exemplaires d'un même équipement fonctionnant de façons complètement indépendantes avec des horloges distinctes. Les systèmes de conduite du vol exploitent les informations de vol délivrées par les équipements primaires de vol à une cadence plus basse adaptée à leur besoin, par exemple de l'ordre de 50 millisecondes, fondée sur la vitesse de réaction de l'aéronef à leurs consignes. Un prétraitement des informations issues des équipements primaires de vol est effectué dans les systèmes de conduite du vol à la cadence la plus basse, pour réduire au minimum leur charge de calcul. Les asynchronismes entre les différents exemplaires d'un même équipement reliés à leurs entrées et entre leurs entrées et leur sortie sont pris en compte en début de chaîne par l'utilisation de mémoires tampon.
Dans le cas des chaînes de traitement doublées, la surveillance du bon fonctionnement des chaînes de traitement et des équipements placés en amont se fait par détection des discordances entre les versions d'une même information disponibles en sortie des deux chaînes de traitement. Lorsque cette discordance devient trop importante, on suspecte un mauvais fonctionnement non signalé de l'un des éléments des chaînes de traitement ou de l'un des équipements placés en amont des chaînes de traitement et l'on préfère arrêter les automatismes dépendant des chaînes de traitement. Cela est obtenu à l'aide d'un circuit soustracteur placé en sorties des chaînes et suivi d'un comparateur à seuil. Le comparateur à seuil engendre, en cas de dépassement de son seuil par l'écart existant entre les versions d'une même information disponibles en sortie des deux chaînes de traitement, une alarme conduisant à l'arrêt ou à la déconnexion des automatismes en fonctionnement des systèmes de conduite du vol utilisant l'information de sortie des chaînes.
Dans une architecture à chaîne de traitement doublée afin de renforcer la sécurité, les dissymétries matérielles et logicielles, l'absence de synchronisation et le changement de cadencement entre entrées et sortie font que les bruits perturbant les signaux des équipements primaires de vol, comme les bruits dus à des vibrations parasites de la cellule de l'aéronef dans le cas des centrales inertielles, se propagent différemment le long des deux chaînes et peuvent provoquer, par artefact, des discordances suffisantes pour déclencher le détecteur à seuil placé en sorties des deux chaînes signalant une possibilité de mauvais fonctionnement. Cela est encore plus vrai dans le cas de chaînes de traitement susceptibles de dérives importantes comme celles comportant des circuits intégrateurs utilisés pour extraire une information de vitesse d'une information d'accélération, une information de position d'une information de vitesse, ou pour élaborer des termes de précision destinés aux commandes de gouverne en régime permanent.
La présente invention a pour but de réduire la fréquence des déconnexions intempestives d'automatismes d'un système de conduite du vol dues à des artefacts de chaînes de traitement d'informations primaires de vol doublées ou triplées pour renforcer la sécurité. Elle a pour objet un procédé de traitement d'informations provenant d'un équipement primaire de vol monté à bord d'un aéronef, sous une forme échantillonnée à une première cadence, en vue d'être délivrée à un système de conduite du vol de l'aéronef, à une deuxième cadence inférieure à la première cadence, ce procédé étant remarquable en ce qu'il consiste à soumettre les échantillons d'informations à un filtrage numérique antibruit réalisé à la première cadence d'échantillonnage.
Avantageusement, le filtrage numérique antibruit est un filtrage anti-repliement bloquant les composantes indésirables ayant des fréquences inférieures à la moitié de la première cadence d'échantillonnage et supérieures à la moitié de la deuxième cadence d'échantillonnage
Avantageusement, le filtrage numérique antibruit est un filtrage passe-bas du premier ordre.
Avantageusement, le filtrage numérique antibruit est un filtrage passe-bas du deuxième ordre.
Avantageusement, le filtrage numérique antibruit est un filtrage passe-bas ou coupe-bande de type Butterworth.
Avantageusement, lorsque les informations traitées provenant d'un équipement primaire de vol sont affectées d'un bruit présentant des pics d'énergie, le filtrage antibruit est un filtrage à bandes coupées correspondant aux pics d'énergie du bruit.
Avantageusement, le filtrage numérique met en œuvre une fonction de transfert dépendant de la configuration de vol de l'aéronef.
Avantageusement, le filtre antibruit est un filtre à moyenne glissante opérant sur plusieurs échantillons.
L'invention a également pour objet un dispositif de mise en œuvre du procédé précité.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront de la description ci-après d'un mode de réalisation de l'invention donné à titre d'exemple. Cette description sera faite en regard du dessin dans lequel :
- une figure 1 représente une architecture redondante employée, dans l'état antérieur de la technique, pour une chaîne de traitement de l'information accélération latérale fournie par une centrale inertielle en vue de la mettre à disposition d'un automatisme stabilisateur de lacet,
- des figures 2a à 2d sont des diagrammes de courbes illustrant l'évolution des écarts entre les dérives de fonctionnement des deux chaînes de traitement de l'architecture redondante de la figure 1 en présence de signaux de capteurs fortement bruités et les déconnexions intempestives en résultant pour l'automatisme stabilisateur de lacet,
- une figure 3 représente une architecture redondante selon l'invention pour une chaîne de traitement de l'information accélération latérale fournie par une centrale inertielle en vue de la mettre à disposition d'un automatisme stabilisateur de lacet, et
- des figures 4a à 4d sont des diagrammes de courbes illustrant les dérives de fonctionnement maîtrisées des deux chaînes de traitement de l'architecture redondante de la figure 3 et les blocages très peu fréquents en résultant pour l'automatisme stabilisateur de lacet.
La figure 1 montre un type connu d'architecture redondante utilisée pour la génération d'une information d'accélération latérale intégrée YD à destination d'un automatisme stabilisateur de lacet faisant partie d'un système de conduite du vol et ayant pour fonction d'amortir les oscillations de lacet de l'aéronef et d'annuler l'angle de dérapage de l'aéronef. Cette architecture redondante met à profit une information accélération latérale γl délivrée en parallèle et de manière indépendante par deux exemplaires 10, 1 1 de centrale inertielle INS pour engendrer également de manière indépendante deux versions d'une information de commande d'anti -dérapage YD toutes deux destinées à l'automatisme stabilisateur de lacet. La surveillance constante de l'écart entre les deux versions fournies YDa et YDb de l'information de commande est utilisée comme test de bon fonctionnement des éléments de l'architecture redondante de l'automatisme stabilisateur de lacet. Ce type d'architecture redondante renferme deux chaînes parallèles FGMa et FGMb fonctionnellement identiques, implantées sur des modules matériels distincts. Les deux exemplaires 10, 11 de centrale inertielle INS délivrent, sous une forme numérique, et à une cadence de répétition de 50 Hz (périodicité de 20 ms), deux versions γl1 et γl2 de l'information accélération latérale. Leurs flux de données ne sont ni totalement identiques ni synchronisés car ils sont soumis à des ambiances vibratoires différentes du fait de leurs installations en des endroits différents de la cellule de l'aéronef et fonctionnent indépendamment l'un de l'autre avec des horloges indépendantes.
Les deux chaînes parallèles de traitement FGMa, FGMb utilisent les deux versions γl1 et γl2 de l'information accélération latérale délivrées de manière asynchrone et à une cadence de répétition de 50 Hz (périodicité de 20 ms) par les deux exemplaires 10, 11 de centrale inertielle INS pour engendrer par intégration, avec une cadence de répétition de 20 Hz (périodicité de 50 ms), deux versions de l'information de commande d'anti- dérapage YDa, YDb.
Chaque chaîne de traitement FG a, FGMb comporte en entrée une double mémoire tampon 20, 21 , suivie d'un circuit de vote 30, 31 , d'un amplificateur 40, 41 et d'un intégrateur 50, 51 .
Les doubles mémoires tampon 20, 21 sont chargées à une cadence de 20 Hz avec des paires d'échantillons de l'informations accélération latérale, les deux échantillons d'une même paire provenant l'un de l'exemplaire 10 et l'autre de l'exemplaire 11 de centrale inertielle INS et correspondant à l'information accélération latérale γl1 et γl2 délivrée par les deux exemplaires 10, 11 de centrale inertielle pour une même tranche de temps.
Les circuits de vote 30, 31 , sélectionnent, chaque fois que de besoin, c'est-à-dire toutes les 20 ms, dans la double mémoire tampon 20, 21 placée en amont, l'un des échantillons de la dernière paire d'échantillons d'information accélération latérale inscrite. Pour cette sélection, ils mettent en œuvre un critère de choix arbitraire consistant en un mécanisme de vote tel que celui décrit en préambule. Les circuits amplificateurs 40, 41 suivis des circuits intégrateurs 50, 51 permettent d'extraire, par intégration, des échantillons retenus par les circuits de vote 30, 31 , deux versions échantillonnées YDa et YDb d'une information de commande d'anti-dérapage destinée à un automatisme amortisseur de lacet d'un système de conduite du vol.
En sorties des deux chaînes de traitement FGMa et FGMb, on trouve un circuit soustracteur 60, alimentant un comparateur à seuil 61 qui reçoit son seuil d'un registre 62 et qui délivre un ordre de blocage des automatismes alimentés par les deux chaînes de traitement FGMa et FGMb en cas de détection d'un dépassement du seuil par l'écart existant entre échantillons de même rang provenant des deux chaînes. En effet, un écart trop important entre échantillons de même rang de l'information de commande d'anti-dérapage provenant des deux chaînes de traitement peut faire craindre un mauvais fonctionnement de l'un des circuits des deux chaînes de traitement FGMa et FGMb.
En l'absence de bruits de capteurs, l'architecture redondante qui vient d'être décrite relativement à la figure 1 permet d'alimenter de manière sûre les automatismes d'un système de conduite du vol. Par contre, en présence de signaux de capteurs fortement bruités, comme cela se rencontre avec des centrales inertielles perturbées par des phénomènes vibratoires affectant la structure de l'aéronef, notamment lors de la sortie des trains d'atterrissage, de la sortie de volets ou d'aérofreins, d'ouverture de porte de soute, d'emport de charge extérieure, etc., cette architecture conduit à des émissions d'ordres intempestifs de découplage d'automatisme.
On peut s'en rendre compte par l'étude des diagrammes des figures 2a à 2d relatifs au fonctionnement sur une même période de temps des deux chaînes de traitement FGMa et FGMb, en l'absence de panne, avec des signaux d'entrée fortement bruités issus de centrales inertielles en bon état de fonctionnement mais soumises à des vibrations parasites de la cellule de l'aéronef. Le diagramme de la figure 2a représente un signal fortement bruité γl1 issu de l'un 10 des deux exemplaires de centrale inertielle INS affecté par des vibrations parasites de la cellule de l'aéronef. Le diagramme de la figure 2b représente le signal fortement bruité γl2 issu de l'autre 11 des deux exemplaires de centrale inertielle INS également soumis à des vibrations parasites de la cellule de l'aéronef. Les évolutions générales des signaux γl1 et γl2 sont les mêmes mais les bruits qui les affectent sont différents, les centrales inertielles qui les délivrent n'ayant pas le même environnement vibratoire du fait qu'elles ne sont pas montées exactement au même emplacement dans la cellule de l'aéronef. Le diagramme de la figure 2c représente les deux versions YDa et YDb de l'information de commande d'anti-dérapage délivrées par les deux chaînes FGMa et FGMb en réponse aux signaux γl1 et γl2. L'évolution relative de l'écart entre les deux versions YDa et YDb due à la lente dérive des circuits intégrateurs 50 et 51 est aggravée par les effets, sur les dissymétries matérielles et logicielles des deux chaînes de traitement FGMa et FGMb, des bruits vibratoires affectant les signaux γl1 et γl2. Le diagramme de la figure 2d montre l'état résultant de l'ordre de blocage B engendré par le comparateur à seuil 61 à destination des automatismes dépendant des chaînes de traitement. On remarque, en milieu de diagramme, des ordres intempestifs de blocage d'automatisme.
Pour réduire la fréquence des ordres intempestifs de blocage des automatismes dépendant de chaînes redondantes de traitement, on propose de placer un filtre antibruit en amont des circuits de vote. L'architecture redondante utilisée pour la génération d'une information de commande d'anti-dérapage YD à destination d'un automatisme stabilisateur de lacet faisant partie d'un système de conduite du vol est alors modifiée conformément à la figure 3. Dans cette figure 3, les éléments inchangés par rapport à la figure 1 , c'est-à-dire les deux exemplaires de centrale inertielle, les circuits de vote et les circuits disposés en aval des circuits de vote, conservent les mêmes indexations tandis que les circuits déjà présents mais ayant changé de cadencement reprennent la même affectation affectée d'un prime.
L'architecture redondante de la figure 3 se distingue de celle de la figure 1 par la présence dans les deux chaînes de traitement FGM'a et FGM'b, de deux doubles filtres anti-bruit 70, 71 intercalés entre les circuits de vote 30, 31 et les doubles mémoires tampon 20', 21' et par le fait que les doubles mémoires tampon 20' et 21' fonctionnent à la cadence de 50 Hz qui est celle des données émises par les deux exemplaires 10, 11 de centrale inertielle et non à la cadence de 20 Hz des signaux de sortie des chaînes de traitement.
Chaque double filtre anti-bruit 70 ou 71 filtre en parallèle, les deux suites d'échantillons délivrées par les deux exemplaires 10, 11 de centrale inertielle INS, à la cadence de ces suites, sans sous-échantillonnage mais sous le contrôle de sa propre horloge non synchronisée avec l'une ou l'autre des horloges des exemplaires 10, 11 de centrale inertielle.
Les doubles mémoires tampon 20' et 21' passant à la cadence supérieure des données émises par les deux exemplaires 10, 11 de centrale inertielle INS, ne servent plus au sous-échantillonnage mais uniquement à la prise en compte des absences de synchronisme entre les horloges à la même fréquence des deux exemplaires 10, 11 de centrale inertielle INS et des doubles filtres anti-bruit 70, 71.
Les doubles filtres anti-bruit 70, 71 sont des filtres numériques fonctionnant à la cadence de 50 Hz des suites de données issues des deux exemplaires 10, 11 de centrale inertielle INS, donc avant sous- échantillonnage, en vue d'éviter à leur niveau, des problèmes éventuels posés par les repliements de bande accompagnant un sous-échantillonnage. Le sous-échantillonnage permettant de passer à la cadence de 20 Hz des échantillons de sortie des deux chaînes de traitement FGM'a et FGM'b se fait au niveau des sorties des doubles filtres antibruit 70, 71 dont les registres servent également de mémoires tampon.
Les fonctions de transfert des doubles filtres antibruit 70, 71 sont choisies de manière à bloquer au mieux les bruits affectant les signaux des deux exemplaires 10, 11 de centrale inertielle INS1 , INS2, en portant le moins possible atteinte aux signaux utiles. Elles sont choisies après étude de l'environnement vibratoire de chaque exemplaire de centrale inertielle en fonction des configurations de vol de l'aéronef plus particulièrement propice à l'apparition de vibrations sur la cellule, telles que des configurations trains d'atterrissage sortis, volets sortis, aérofreins sortis, porte de soute ouverte, emport de charge extérieure, etc.. Elles peuvent même être changées en fonction de la configuration de vol en cours. Elles sont avantageusement de type passe-bas ou coupe-bande et d'un ordre quelconque fonction de la raideur de la coupure désirée. (1 er, 2eme ordre, Butterworth, etc.). Elles peuvent aussi être obtenue par moyenne glissante sur un nombre quelconque d'échantillons.
Lorsque les bruits gênants sont des bruits à large bande ramenés dans la bande utile par le phénomène de repliement résultant du sous- échantillonnage permettant de passer de la cadence d'échantillonnage de 50 Hz des exemplaires 10, 11 de centrale inertielle à la cadence d'échantillonnage de 20 Hz de sortie des chaînes de traitement FGM'a, FGM'b, la fonction de transfert choisie pour les doubles filtres anti -bruit est celle d'un filtre anti-repliement. Ce filtre anti-repliement peut être ajusté pour bloquer les composantes de fréquence inférieure à la moitié de la première fréquence d'échantillonnage de 50 Hz et de fréquence supérieure à la moitié de la deuxième fréquence d'échantillonnage de 20 Hz.
Lorsque les bruits gênants sont dus à des vibrations de résonance de la cellule de l'aéronef à des fréquences précises dans la bande des signaux utiles, la fonction de transfert adoptée pour les doubles filtres anti- bruit peut être de type coupe-bande ou bouchon, avec une ou plusieurs fréquences d'arrêt placées au niveau des fréquences des vibrations de résonance se développant dans la cellule de l'aéronef aux emplacements des exemplaires 10, 11 de centrale inertielle.
Un double filtre antibruit 70 ou 71 ainsi que la commande de la double mémoire tampon 20' ou 21 ' qui le précède et réalise les acquisitions des échantillons de l'information accélération latérale délivrés par les deux exemplaires 10, 1 1 de centrale inertielle INS peuvent faire l'objet dans chaque chaîne FGM d'une même tâche logicielle exécutée à la même cadence. Les diagrammes des figures 4a à 4d illustrent l'amélioration apportée par les filtres anti-bruit. Ils sont tracés sur la même période de temps et avec les mêmes signaux d'entrée fortement bruités que ceux des figures 2a à 2d, toujours en l'absence de panne des centrales inertielles et des chaînes de mesure. Le diagramme de la figure 4a représente le signal γi'1 provenant après filtrage antibruit de l'un 10 des deux exemplaires de centrale inertielle INS affectée par des phénomènes vibratoire parasites de la cellule de l'aéronef. Le diagramme de la figure 4b représente le signal γl'2 provenant, après filtrage anti-bruit, de l'autre 1 1 des deux exemplaires de centrale inertielle INS également affectée par des phénomènes vibratoires parasites de la cellule de l'aéronef. Les effets des filtrages anti-bruit rendent plus apparentes les évolutions générales des signaux γl'1 et γl'2 et leur ressemblance. Le diagramme de la figure 4c représente les deux versions YDa et YDb de l'information de commande d'anti-dérapage délivrées par les deux chaînes FGMa et FGMb en réponse aux signaux γl1 et γl2. Les filtrages anti-bruit ralentissent considérablement l'évolution de l'écart entre les deux versions YDa et YDb au cours de la lente dérive des circuits intégrateurs 50 et 51 , au point de supprimer les ordres intempestifs de blocage des automatismes comme le montre le diagramme de la figure 4d représentant l'état de sortie du comparateur à seuil 61. L'architecture redondante à doubles filtres anti-bruit qui vient d'être décrite peut être utilisée avec tout système de conduite du vol recevant des informations primaires de vol, de chaînes de traitement redondantes ayant, par nature, une capacité de dérive importante due à des termes de précision comportant des intégrateurs, comme celles traitant des informations en provenance de centrale inertielle 1RS, AHRS ou de bloc accélérométriques et cela dans tout aéronef, que ce soit un avion, un hélicoptère, un drone, un missile, etc..

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de traitement d'informations (γl1 , γl2) provenant, d'un équipement primaire de vol (10, 11 ) monté à bord d'un aéronef, sous une forme échantillonnée à une première cadence en vue d'être délivrées après traitement (Yda, Ydb), à un système de conduite du vol de l'aéronef, sous une forme échantillonnée à une deuxième cadence inférieure à la première cadence, caractérisé en ce qu'il consiste à soumettre les échantillons d'informations provenant d'équipement primaire de vol (10, 11 ) à un filtrage numérique antibruit (70, 71 ) réalisé à la première cadence d'échantillonnage.
2. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le filtrage numérique antibruit (70, 71 ) est un filtrage anti-repliement bloquant les composantes de fréquences supérieures à la moitié de la deuxième cadence d'échantillonnage.
3. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le filtrage numérique antibruit (70, 71 ) est un filtrage anti-repliement bloquant les composantes de fréquences inférieures à la moitié de la première cadence d'échantillonnage.
4. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le filtrage numérique antibruit (70, 71 ) est un filtrage anti-repliement bloquant les composantes de fréquences supérieures à la moitié de la deuxième cadence d'échantillonnage et celles de fréquence inférieure à la moitié de la première cadence d'échantillonnage.
5. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le filtrage numérique antibruit (70, 71 ) est un filtrage passe-bas du premier ordre.
6. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le filtrage numérique antibruit (70, 71 ) est un filtrage passe-bas du deuxième ordre.
7. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le filtrage numérique antibruit (70, 71 ) est un filtrage passe-bas de type Butterworth.
8. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le filtrage numérique antibruit (70, 71 ) est un filtrage coupe-bande de type Butterworth.
9. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que, lorsque les informations traitées provenant d'un équipement primaire de vol sont affectées d'un bruit présentant des pics d'énergie, le filtrage numérique antibruit (70, 71 ) est un filtrage à bandes coupées correspondant aux pics d'énergie du bruit.
10. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le filtrage numérique anti-bruit (70, 71 ) est un filtrage à moyenne glissante opérant sur plusieurs échantillons
11. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le filtrage numérique anti-bruit (70, 71 ) met en oeuvre une fonction de transfert dépendant de la configuration de vol de l'aéronef.
12. Dispositif à architecture redondante à deux chaînes parallèles (FGM'a, FGM'b) pour le traitement de signaux d'équipements primaires de vol (10, 11 ) monté à bord d'un aéronef, lesdits signaux étant disponibles à une première cadence, sous une forme échantillonnée et en plusieurs exemplaires (γl1 , γl2) et destinés à être délivrées après traitement, toujours en plusieurs exemplaires (Yda, Ydb), à un système de conduite du vol de l'aéronef, sous une forme échantillonnée à une deuxième cadence inférieure à la première cadence, caractérisé en ce qu'il comporte, en tête de chaque chaîne (FGM'a, FGM'b), à la suite d'une mémoire tampon multiple (20', 21'), un filtre numérique anti-bruit multiple (70, 71 ) filtrant en parallèle les différents exemplaires disponibles de signaux d'équipement primaires de vol (10, 11 ) et fonctionnant, comme la mémoire tampon multiple (20', 21') à la première cadence d'échantillonnage.
13. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que le filtre numérique antibruit multiple (70, 71 ) est un filtre anti-repliement bloquant les composantes de fréquences supérieures à la moitié de la deuxième cadence d'échantillonnage.
14. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que le filtre numérique antibruit multiple (70, 71 ) est un filtre anti-repliement bloquant les composantes de fréquences inférieures à la moitié de la première cadence d'échantillonnage.
15. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que le filtre numérique antibruit multiple (70, 71) est un filtre anti -repliement bloquant les composantes de fréquences supérieures à la moitié de la deuxième cadence d'échantillonnage et celles de fréquence inférieure à la moitié de la première cadence d'échantillonnage.
16. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que le filtre numérique antibruit multiple (70, 71 ) est un filtre passe-bas du premier ordre.
17. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que le filtre numérique antibruit multiple (70, 71 ) est un filtre passe-bas du deuxième ordre.
18. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que le filtre numérique antibruit multiple (70, 71 ) est un filtre passe-bas de type Butterworth.
19. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que le filtre numérique antibruit multiple (70, 71 ) est un filtre coupe-bande de type
Butterworth.
20. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que, lorsque les informations traitées provenant d'équipements primaires de vol sont affectées d'un bruit présentant des pics d'énergie, le filtre numérique antibruit multiple (70, 71 ) est un filtre à bandes coupées correspondant aux pics d'énergie du bruit.
21. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que le filtre numérique anti-bruit multiple (70, 71) est un filtre à moyenne glissante opérant sur plusieurs échantillons
22. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que le filtre numérique anti-bruit multiple (70, 71 ) a une fonction de transfert dépendant de la configuration de vol de l'aéronef.
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