EP4639085A1 - Dispositif et procede de navigation utilisant des donnees de correction dans une umi distante - Google Patents

Dispositif et procede de navigation utilisant des donnees de correction dans une umi distante

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Publication number
EP4639085A1
EP4639085A1 EP23833309.0A EP23833309A EP4639085A1 EP 4639085 A1 EP4639085 A1 EP 4639085A1 EP 23833309 A EP23833309 A EP 23833309A EP 4639085 A1 EP4639085 A1 EP 4639085A1
Authority
EP
European Patent Office
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data
inertial
navigation
integration
location
Prior art date
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Pending
Application number
EP23833309.0A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Yves Becheret
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.)
Safran Electronics and Defense SAS
Original Assignee
Safran Electronics and Defense SAS
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 Safran Electronics and Defense SAS filed Critical Safran Electronics and Defense SAS
Publication of EP4639085A1 publication Critical patent/EP4639085A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/26—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for navigation in a road network
    • G01C21/28—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for navigation in a road network with correlation of data from several navigational instruments
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
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    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
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    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/183—Compensation of inertial measurements, e.g. for temperature effects

Definitions

  • the present invention relates to the field of inertial measurement units and more particularly inertial navigation systems allowing navigation based on measurements provided by at least one inertial measurement unit.
  • Inertial navigation systems are known, an example of which is shown in Figure 7 under the general reference 1000, comprising, in the same housing, an inertial measurement unit 1100 connected by a data link to an electronic navigation calculation unit. 1200.
  • the inertial measurement unit 1100 comprises accelerometers and angular sensors arranged along the axes of a measurement reference [m] to provide primary signals representative of the integral, over a time step (for example between an instant t i -1 and an instant t i ), the specific force vector and the angular velocity vector relative to an inertial reference frame [i].
  • the successive signals are thus representative of the integral of the specific force vector on the one hand and of the angular velocity vector on the other hand from an instant t 0 to an instant ti, then from the instant ti to an instant t 2 , then from time t 2 to time t 3 , etc. : the signals are therefore generally called increments.
  • the specific force in English “specific force”, “g-force” or “mass-specific force”) is a representation of the sum, on the one hand, of the acceleration of the carrier of the inertial measurement unit by relation to the inertial frame and, on the other hand, to terrestrial gravity.
  • the electronic navigation calculation unit 1200 comprises a processor and a memory containing a navigation computer program which is executed by the processor and which uses the signals provided by the inertial measurement unit 1100 to determine a trajectory of the carrier (a vehicle ) embedding the navigation system.
  • the navigation calculations must be carried out at a high rate, typically 50 to 200 Hz , in order to ensure a precise reconstruction of the location which is insensitive to the dynamics of the wearer.
  • a clock 1001 makes it possible to synchronize the inertial measurement unit 1100 and the electronic navigation calculation unit 1200.
  • GNSS satellite navigation system
  • aerodynamic data calculator baro altimeter, pitot, etc.
  • star sighting device etc.
  • the invention aims in particular to improve the performance of hybrid navigations.
  • a navigation device comprising an inertial measurement unit and an electronic navigation calculation unit connected to each other by a data link.
  • the inertial measurement unit comprises inertial sensors for producing location signals and the electronic navigation calculation unit is arranged to calculate navigation from the location signals.
  • the inertial measurement unit comprises an electronic processing circuit connected to the inertial sensors and provided with a memory containing an error model of the inertial measurement unit.
  • the electronic processing circuit is arranged to transmit to the electronic navigation unit, on the one hand, at a first rate, said location signals and, on the other hand, at a second rate, correction signals comprising first correction data which are representative of an impact of sensor errors on the location signals over a given period and which are determined by the electronic processing circuit from the error model, and second correction data representative of an effect of random noise and errors of the inertial measurement unit over the given period.
  • the electronic navigation calculation unit implements a hybridized navigation algorithm arranged to provide a hybrid location which is based on inertial location data extracted from the location signals and external location data and which is realigned from the correction data.
  • “Location signals” are signals comprising location data making it possible to calculate the location of the vehicle.
  • the electronic processing circuit is able to provide the electronic navigation calculation unit with the location signals and the correction signals allowing the electronic navigation calculation unit to develop a corrected hybrid navigation and therefore to have better performance, particularly for real-time implementation, for example of several hybridizations and associated navigations in parallel.
  • the electronic processing circuit is arranged to perform at least a first integration, as a function of time, of primary data contained in primary signals from the inertial sensors over an integration duration, which begins at a single start instant. integration and which is measured, to produce processed data inserted into signals forming the location signals with temporal information representative of the integration duration, and in that the electronic navigation calculation unit is arranged to extract location signals the processed data and temporal information and use them to calculate navigation taking into account the integration duration.
  • the primary signals (the increments produced by the inertial sensors) which are transmitted at high speed to the electronic navigation calculation unit as in the prior art, but values integrated over an integration period, not bounded, from the unique moment of integration (the same for all processed data, corresponding for example to the start-up of the system or the receipt of a command to start integration), which can be transmitted at the same rate or at a lower rate.
  • the location signals successively sent by the electronic processing circuit will be representative of an integration from the instant t 0 to an instant ti, then from the instant t 0 to an instant t 2 , then from the instant t 0 at a time t 3 , etc.
  • the electronic processing circuit is arranged to:
  • the invention also relates to a navigation method by means of a navigation device comprising an inertial measurement unit and an electronic navigation calculation unit connected to each other by a data link, comprising the steps of
  • correction signals comprising first correction data which are representative of an impact of the errors of the sensors on the location signals on a given period, and second correction data representative of the evolution noises representative of the errors of the model over the given period, and transmit the correction signals to the electronic navigation calculation unit at a second rate;
  • a hybrid navigation algorithm calculates a hybrid location which is based on inertial location data extracted from the location signals and external location data
  • the electronic navigation unit is arranged to:
  • the first correction data are the components of the PHI matrix of inertial location error evolution and of the inertial measurement unit at low cadence and the second correction data are the components of the Q matrix devolution random inertial localization error and the inertial measurement unit at low cadence.
  • the Q matrix is also commonly called the desensitization matrix or noise matrix.
  • the invention finally relates to a vehicle equipped with a navigation device according to the invention.
  • Figure 1 is a partial schematic view of an aircraft equipped with a navigation device according to the invention
  • FIG. 2 is a schematic view of the device according to the invention.
  • FIG. 3 is a flowchart showing the data exchanges during the implementation of the method according to the invention.
  • Figure 4 is a flowchart showing the implementation of the method according to the invention, on the inertial measurement unit side;
  • FIG. 5 Figure 5 is a flowchart showing the implementation of the method according to the invention, on the electronic calculation unit side for processing location signals;
  • Figure 6 is a flowchart showing the implementation of the method according to the invention, on the electronic calculation unit side for processing the correction signals;
  • FIG. 7 is a flowchart showing the data exchanges in a navigation device according to the prior art. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
  • the invention is described here in an aeronautical application, the navigation device of the invention being embarked in an aircraft A having a structure comprising a fuselage and wings and having a center of gravity G.
  • the navigation device comprises an inertial measurement unit 100 and an electronic navigation calculation unit 200 connected to each other by a data link 300.
  • the measurement unit inertial 100 is here positioned substantially at the level of the center of gravity G of the aircraft A and the electronic calculation unit 200 is here positioned at the front of the aircraft A, in an avionics bay B grouping together the computers used for processing data used for piloting the aircraft A.
  • the inertial measurement unit 100 is arranged at a first distance from the center of gravity G and the electronic navigation calculation unit 200 is arranged at a second distance from the center of gravity, the first distance here being less than the second distance.
  • the difference between the first distance and the second distance is several meters.
  • the inertial measurement unit 100 comprises a first housing 101 containing inertial sensors, namely linear inertial sensors (more precisely accelerometers 110) arranged along the axes of a measurement mark [m] to measure the “gravitational speed” of this reference (that is to say the time integral of the specific force present at the center of this reference) and angular inertial sensors, here gyrometers 120, arranged along the axes of this reference to measure the rotation of the measurement frame [m] in relation to an inertial frame [i].
  • Inertial sensors do not provide absolute values but increments representative of a variation in the measured quantity compared to the previous measurement.
  • the increments of the integral of the specific force are thus representative of a variation of the components of the gravitational speed along the three axes of the frame [m].
  • the rotation increments are thus representative of the variation of the integral over time of the angular rotation speed of the measurement frame [m] relative to the inertial frame [i] and are provided in the form of quaternions (rotation quaternion Qi/m transition from [m] to [i]), Euler angles, rotation matrices, or Bortz vectors.
  • the inertial sensors thus provide first signals or primary signals containing first data representative of a variation in gravitational speed (accelerometric measurement) and second data representative of a variation in angle (gyrometric measurement). Typically, these signals are provided at a rate between 100 Hz and 400 Hz.
  • the first housing 101 is received in a second housing 102 of the inertial measurement unit 100.
  • the second housing 102 also contains an electronic processing circuit 130 having inputs connected to the outputs of the inertial sensors 110, 120 for example by electrical conductors such as circuit boards or cables.
  • the electronic processing circuit 130 here comprises at least one processor and a memory containing a first computer program which is executable by the processor and which comprises instructions arranged to implement the method of the invention. This first program will be detailed later.
  • the electronic navigation calculation unit 200 is known in itself and comprises a housing 201 containing at least one processor and a memory containing a second computer program which is executable by the processor and which comprises instructions arranged to implement the method of the invention. Generally speaking, the electronic navigation calculation unit 200 is arranged to calculate navigation from signals provided by the inertial measurement unit 100. This second program will also be detailed later.
  • the inertial measurement unit 100 and the electronic navigation calculation unit 200 each have a clock allowing the first to date the signals transmitted and the other to date the times of reception.
  • the inertial measurement unit 100 and the electronic navigation calculation unit 200 are physically separated from each other but are connected to exchange signals.
  • the electronic processing circuit 130 has at least one output connected to at least one input of the electronic navigation calculation unit 200 by a data link 300.
  • the data link 300 is here an Ethernet link for example conforming to the ARINC664 standard.
  • the inertial measurement unit 100 is arranged to provide the electronic navigation calculation unit with two types of signals: location signals and correction signals which will be successively detailed below. The development of location signals is first detailed below.
  • the first program provides location signals at times t i according to a first rate and location signals at times t k according to a second rate, here lower than the first rate.
  • the first program executed by the electronic processing circuit 130 receives as input the first signals containing the first data and the second data.
  • the first program is arranged to carry out: - a first integration, over an integration duration measured from a single instant of start of integration t 0 (duration noted t e -t 0 in Figures 3 and 4, i varying from 0 to e), second data for produce second integrated data;
  • first shift (Shift V or SHV) of the first integrated data to obtain first processed data (the first shift is carried out when the value of the first integrated data exceeds a range of acceptable values for their subsequent processing);
  • the inertial frame [i] is for example the measurement frame [m] when the inertial measurement unit 100 is powered up or any other inertial frame offset angularly relative to the latter and for example the frame [ m] at the start or end time of integration.
  • the first program executed by the electronic processing circuit is arranged to calculate the integrations in floating or fixed point with a number of mantissa bits enabling the required location precision to be achieved with a minimum time between two successive shifts of 20s.
  • a double precision calculation on 64 bits including 48 mantissa bits makes it possible to achieve a precision objective of, for example, 0.001 ms -1 , 0.001 m, 0.001°/h and 1 rad.
  • the second integrated data are representative of an angular position (or an orientation);
  • the first integrated data and the first processed data are representative of a linear speed
  • the first doubly integrated data and the first doubly processed data are representative of a linear position.
  • the first shift operation comprises the step of comparing an absolute initial value of each component of the first integrated data to at least a first threshold Sspeed.
  • the first program leaves the current values unchanged, which amounts to applying a zero offset.
  • the first program applies to said component of the first integrated data a predetermined offset to bring said component of the first integrated data to a value shifted below of the first threshold.
  • a first SHV offset value (here equal to the first threshold) is deduced from the initial value of said component of the first integrated data (or added to it according to the sign of the current value) to obtain the offset value.
  • the first Sspeed threshold is determined based on an expected speed resolution for navigation.
  • the integration time without offset obviously depends on the dynamics of aircraft A.
  • the first integrated data and the first SHV offset value are expressed here in meters per second.
  • the second shift operation comprises the step of comparing an absolute current value of the first doubly integrated data to at least a second Sposition threshold.
  • the first program leaves the current values unchanged, which amounts to applying a zero offset.
  • the first program applies to said component of the first doubly integrated data a predetermined offset to bring said component of the first doubly integrated data to a value shifted in below the second threshold.
  • a second SHP offset value (here equal to the second threshold) is deduced from the initial value of the first doubly integrated data (or added according to the sign of the initial value of said component) to obtain the shifted value.
  • the second Sposition threshold is determined based on an expected position resolution for navigation.
  • the integration duration without offset depends on the dynamics of aircraft A and the threshold Sspeed.
  • the first doubly integrated data and the second SHP offset value are expressed here in meters.
  • the first processed data (which correspond to the three components of the speed including the integration of the effect of gravity, possibly affected by an offset, and for this reason named pseudo-velocity PV or pseudo-inertial speed PVI), the first doubly processed data (which correspond to the three components of the position including the double integration of the effect of gravity, possibly affected by an offset - speed or position - or by two offsets - speed and position, and named for this reason pseudo-position PP or pseudo-inertial position PPI), the second processed data (which correspond to the three rotation components representative of the attitude of the aircraft A), and temporal information (a counter of integration steps or steps of time of the inertial measurement unit between the sampling instant and the single instant of start of integration, i.e.
  • t e -t 0 are put in the form of a packet introduced into second signals at ti transmitted via the data link 300 to the electronic navigation calculation unit 200.
  • These second signals at t i are the location signals at t i (also called inertial pseudo-location signals).
  • the first program is arranged to carry out:
  • the second data integrated from t k-1 to t k are representative of an increment of angular position (or an orientation);
  • the location signals at t k may also include:
  • the offsets are based on the same principle as those previously described.
  • the second data integrated from t 0 to t k are representative of an angular position (or an orientation);
  • the first doubly integrated data from t 0 to t k are representative of a linear position.
  • the batch of location data from t k-1 to t k and batch of location data from t 0 to t k , as well as temporal information for the latter are put in the form of a packet introduced into second signals at t k transmitted via the data link 300 per unit navigation calculation electronics 200.
  • second signals at t k are the location signals at t k .
  • the second program executed by the electronic navigation calculation unit 200 is arranged to extract, from the second signals at ti, the processed data and the temporal information and implements an inertial navigation algorithm to exploit them to calculate the inertial location taking into account the evolution of the integration duration since the last extraction of the second signals.
  • the second program receives as input the second signals at t i , in the form of two data packets transmitted at each time t i by the first program but recovered respectively for example at time ti then at time t 2 each comprising the first processed data, the first doubly processed data, the second processed data, and the temporal information corresponding to the instant of sampling of the pseudo-navigation data in the inertial measurement unit with the possible internal drifts of the clock of the inertial measurement unit (this temporal information is a number of integration steps of the inertial measurement unit, since the single instant of start of integration t 0 , associated with the packet data transmitted by the inertial measurement unit).
  • the two instants tl then t 2 are separated by less than half the minimum time between two successive shifts of a pseudo-velocity or pseudo-inertial position component.
  • the second program must carry out the operations making it possible to calculate from the data received at time t 2 :
  • ShiftPVdetected logic indicator for detecting shift of at least one of the pseudo-speed components between t 1 and t 2 .
  • the second program has the offset values in memory and is arranged to analyze the values of the transmitted processed data and detect the presence of an offset.
  • the analysis consists of comparing each of the components of the processed data recently received with each of the components of the processed data received the previous moment and of detecting an inconsistency taking into account the laws of physics. If such an inconsistency exists, it means that a shift has occurred and the second program then considers the ShiftPVdetected flag as true and compensates for the realized shift using the corresponding shift value. Otherwise, the second program considers the ShiftPVdetected flag to be false.
  • the second program calculates the evolution of the inertial location from ti to t 2 from the following information:
  • an external correction factor Corr ext making it possible to correct the calculation of apparent gravity so as to stabilize the altitude on average on an external altitude reference (in an aircraft, this altitude reference comes for example from an anemo-barometric center).
  • the second program performs these calculations of the evolution of the inertial location from ti to t 2 taking as hypothesis H1 that the apparent acceleration y P is constant in the navigation frame between ti and t 2 .
  • CorrPPi (t 1 ->t 2 ) DP (t 1 ->t 2 )- (PV (t 1 )
  • the second program corrects the inertial localization using a CorrPi deviation calculated as follows:
  • Inertial localization is used here directly to enable the navigation of aircraft A.
  • the second program also receives second signals at t k and is arranged to extract, from the second signals at t k , the batch of data from t k-1 to t k , the batch of data from t k and the information temporal and implements a hybridized navigation algorithm to exploit them to calculate a hybridized location (see Figure 6).
  • the hybridized navigation algorithm receives as input the location signals at t k and external data from location (satellite location data, stellar location data, radar location data, or other).
  • the hybridized navigation algorithm includes a Kalman filter known in itself and a hybridized navigation error model to calculate a hybridized location of the aircraft A.
  • the electronic processing circuit of the inertial measurement unit 100 is arranged to transmit to the electronic navigation calculation unit 200 a time marker (“Time Mark” in Figure 3) in order to synchronize the navigation calculations and to date the signals emitted by the inertial measurement unit 100.
  • This is particularly important to enable the hybrid navigation to be dated with respect to the external information that it uses (in fact, we understand that to calculate a hybrid location at an instant t, it is necessary to associate inertial location data and external location data corresponding to said instant t).
  • the second program corrects the hybridized localization using the correction signals.
  • the electronic processing circuit 100 is provided with a memory containing an error model of the inertial sensors.
  • the electronic processing circuit 100 is arranged to calculate:
  • first correction data ⁇ UMI which are representative of an impact of sensor errors on the location signals over a given period (for example from t k-1 to t k ) and which are determined by the electronic processing circuit
  • the first correction data ⁇ UMI are here the components of an evolution matrix of the nine localization errors in the navigation reference [i].
  • the nine error states correspond to the three attitude error states, the three pseudo-velocity error states, and the three inertial pseudo-position error states.
  • Said matrix may include other states representative for example of the impact of the six gyrometric misalignment errors, the six accelerometric misalignment errors, the scaling factor errors of the accelerometers and gyrometers, etc.
  • the calculation of the components of the error evolution matrix is carried out using the error model of the sensors of the inertial measurement unit 100 with measurements of the environment of the inertial measurement unit 100 which are provided by at least one sensor (for example a temperature sensor, a humidity sensor, a magnetic radiation sensor, etc.) placed in the vicinity of the inertial measurement unit 100 and which are used as input to the error model.
  • at least one sensor for example a temperature sensor, a humidity sensor, a magnetic radiation sensor, etc.
  • the second QUMI correction data are the components of a vector representative of the uncertainties of the error model. We also talk about a desensitization matrix or a noise matrix which can be diagonal or not. Note that the calculation of the components of the noise matrix of the model is known in itself and is therefore not detailed here.
  • the first data numbers here are 81 (NxN) and the second data numbers nine (N).
  • the values of the non-zero and non-fixed components of the error evolution matrix and the three components of the model noise matrix are here coded as commas floating point on 32 bits or 64 bits.
  • the electronic processing circuit 100 then puts the first correction data and the second correction data in the form of correction signals.
  • the second cadence here is a submultiple of the first cadence.
  • the electronic navigation calculation unit 200 has all the correction signals.
  • the content of the location signals at t k and the content of the correction signals are homogeneous temporally in such a way that the data contained in each correction signal corresponds well to the data contained in the location signals corresponding to the given period . There is therefore synchronization between the development of each correction signal and the development of the location signals during the given period.
  • the second program executed by the electronic navigation calculation unit 200 is arranged to extract the first correction data and the second correction data from the correction signals.
  • the second program calculates, by means of a navigation algorithm powered by the location signals at t k and in particular by the batch of location data from t k-1 to t k :
  • the second program projects the first correction data ⁇ uMi(t k-1 to t k ) into the navigation frame [p] and thus obtains the first projected correction data ⁇ NAV (t k-1 to t k ).
  • the second program calculates the error evolutions and the navigation error model which are then transmitted to the hybrid navigation algorithm to realign the hybrid navigation error model, and therefore the hybrid localization, and to the inertial navigation algorithm to also realign the inertial localization.
  • the second program provides the inertial location of aircraft A and the hybridized location of aircraft A (the location combines attitude, speed and terrestrial geographic position information).
  • the electronic navigation unit has a working period of less than half of a minimum time between two successive shifts.
  • the increments are integrated, by the inertial measurement unit, in an inertial reference frame (except for sensor defects) so as to allow navigation calculations on a terrestrial reference ellipsoid at a lower rate and asynchronously.
  • the use of the outputs of the inertial measurement unit by the second program, in the case where offsets are possible, is based on the knowledge and exploitation of the pseudo-velocity and pseudo-inertial position offset values upstream of the calculation of evolution of inertial localization.
  • the hybrid navigation at t k-1 for the estimated evolution of the hybrid localization uses the first projected correction data ⁇ NAV ( t k-1 ->t k ), the second correction data ⁇ UMI (t k-1 -»t k ), the values estimated by hybridization and the matrices or quaternion or rotation Tp/t, Tp/m, Tm /i (or Tp/t, Tp/m, Tp/i c , Tm/i and Tm/i c ) at t k-1 and a t k .
  • ⁇ &NAV which is the error evolution matrix in the navigation frame [p]
  • ⁇ UMI which is the error evolution matrix in the inertial frame [i]
  • the compensated inertial frame [i c ] i.e. the inertial frame [i] compensated taking into account the errors of the inertial measurement unit.
  • the benchmark [i] calculated by the QUMI, PVI and PPI outputs is not perfect because its calculation is marred by unit errors inertial measurement.
  • This compensation can be used to calculate the evolution of t k-1 to t k of Tp/i also makes it possible to calculate (without this being useful for hybrid navigation) a compensated inertial reference frame [i c ] which is closer to d an inertial reference frame thanks to corrections of gyrometric errors of parameters estimated and reset by hybrid navigation. Note, however, that the compensated inertial reference frame [i c ] is not actually used for calculating navigation.
  • the compensated inertial frame [ic] is not necessary to calculate the evolution, from t k-1 to t k , of Tp/i, Tp/t, Tp/m, V z , H and horizontal speed in the horizontal reference [p] free azimuth on the reference ellipsoid.
  • the curvature generated by the non-spherical reference ellipsoid varies very little and only with latitude and altitude.
  • the curvature matrix can therefore be approximated by a constant (or a linear function as a function of time) over a duration dt k without generating significant errors in calculating the evolution of the location. So,
  • an external altitude stabilization loop or the reference altitude Kalman filter at t k makes it possible to calculate the theoretical apparent gravity value at the altitude at t k , the new corrections on the apparent gravity value and possibly the vertical speed at t k applicable for the following time step from t k to t k+1 .
  • the error model of the inertial measurement unit in the error evolution model of the hybrid ellipsoidal localization with free azimuth uses the matrix ⁇ UMI t k-1-> t k and the matrices or quaternion or rotation Tp/m, Tp/i, Tm/i at t k-1 and at t k (values at t k obtained by iteration of the calculation of evolution from t k-1 to t k ).
  • the error parameter states of the inertial measurement unit are added into the navigation error model. This allows them to be taken into account in the error evolution model of the hybridized localization and possibly the estimation and real-time updating of parameters of the error model of the inertial measurement unit during registrations. This is often the case, for example, with accelerometer biases.
  • the method of the invention provides several improvements making it possible to facilitate real-time implementation of hybrid navigations with digital links between the inertial measurement unit and the electronic navigation unit.
  • Hybridized navigation operational outputs with low delay (typically 4 to 20ms) can be calculated.
  • the first program executed by the electronic processing circuit 130 is arranged to carry out a third integration on the first doubly integrated data of the location data from t k-1 to t k to obtain first triple-integrated data over the time step considered.
  • the first triple-integrated data are transmitted to the electronic processing unit 200 which uses them to refine navigation.
  • the first triple integrated data from t k-1 to t k are used to improve the accuracy.
  • the passage matrix Ti/p will classically be the sum of matrices composed of the coefficients of the Legendre polynomials.
  • the device may have a structure different from that described.
  • the electronic processing circuit and the electronic navigation calculation unit may have structures different from those described and include for example a coprocessor, a dedicated ASIC type processor, a microcontroller, an FPGA type programmable circuit, etc. .
  • the invention is particularly advantageous when the inertial measurement unit and the electronic processing unit are very far from each other (for example several meters), the invention is also applicable when the unit inertial measurement and the electronic processing unit are closer (for example less than one meter).
  • Computer programs can be arranged differently and perform calculations with different precisions.
  • correction signals comprising first correction data which are representative of an impact of sensor errors on the location signals over a given period and which are determined by the electronic processing circuit from of the error model, and second correction data representative of an effect of noise and random errors of the inertial measurement unit over the given period, and the exploitation of these correction signals by the calculation unit of navigation allows a substantial improvement in accuracy.
  • the other characteristics of the described embodiment are certainly advantageous, but optional.
  • Shift operations are not necessary when the integration time is such that the processed data provided will have a value compatible with the expected resolution for navigation.
  • the outputs of the electronic processing circuit can be supplied at a fixed rate (possibly configurable via a circuit initialization command) or on external request, then up to the program making the request to ensure a sufficient rate of requests so as not to risk more than a shift of the same data between two supplies.
  • the attitude outputs (gyrometric data), as well as the speed outputs and the position outputs (from the accelerometric data) are limited to 22 or 24 bits per output with sufficient resolution to ensure that the degradation of the navigation precision with the method of the invention is negligible compared to the precision of navigation carried out directly from the increments coming from the sensors.
  • the offsets described make it possible to limit the number of bits of the speed and position outputs.
  • the outputs of the electronic processing circuit allow inertial navigation:
  • the first program executed by the circuit electronic processing has an initialization mode by which all or part of the following parameters can be modified:
  • navigation with inertial or horizontal mechanization (and navigation reference) with free azimuth on the terrestrial ellipsoid will be chosen. This is, however, not obligatory.
  • the effects of variation in gravity, local curvature of the ellipsoid and Coriolis acceleration between times t 0 and t e are neglected.
  • the duration between two shifts can be from a few seconds to a few tens of seconds depending on the dynamics of the vehicle carrying the navigation device.
  • the device may comprise one or more inertial measurement units arranged in the vicinity of each other (or not), at any point of the aircraft and in particular not necessarily in the vicinity of the center of gravity.
  • the integrations are optional if the risk of data transmission failure between the inertial measurement unit 100 and the electronic navigation calculation unit is sufficiently low to be acceptable with regard to the envisaged application.
  • the location signals can be developed differently from those described and for example correspond only to data integrated from successive instants of start of integration and not from a single instant of start of integration.
  • the correction signals can feed one or more hybridized navigation algorithms.
  • the first cadence can be between 100 Hz and 400 Hz and the second cadence can be between 0.1 Hz and 1 Hz: alternatively, they can have values different from these.
  • the cadences can be identical to each other.
  • the respective transmission rates of the signals may be different from those indicated.
  • the correction data used to realign the hybrid location can come from any source external to inertial navigation, for example the positions of a radiolocation receiver but not only (stellar sighting or other).
  • the worst case error in calculating the projection of specific forces due to temporal discretization (t 2 ⁇ ti) is vertically and horizontally with (i)S the scaffold pulsation (approximately 1/840 rad/s).
  • a time step (t 2 -ti) of four seconds can sometimes be insufficiently precise for certain applications.
  • the invention can be implemented by calculations other than those presented in detail and for example without using the corrected inertial reference frame.
  • the invention is applicable for any type of vehicle whether land, water or air.

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Abstract

Dispositif de navigation (1), comprenant une unité de mesure inertielle (100) et une unité électronique de calcul de navigation (200) reliées l'une à l'autre par une liaison de données (300), l'unité de mesure inertielle (100) comprenant des capteurs inertiels (110, 120) pour produire des signaux de localisation et l'unité électronique de calcul de navigation (200) étant agencée pour calculer une navigation à partir des signaux de localisation, caractérisé en ce que l'unité de mesure inertielle (100) comporte un circuit électronique de traitement (130) relié aux capteurs inertiels (110, 120) et pourvu d'une mémoire contenant un modèle d'erreur de l'unité de mesure inertielle; en ce que le circuit électronique de traitement est agencé pour transmettre à l'unité électronique de navigation, d'une part, à une première cadence, lesdits signaux de localisation et, d'autre part, à une deuxième cadence, des signaux de correction comprenant des premières données de correction qui sont représentatives d'un impact des erreurs des capteurs sur les signaux de localisation sur une période donnée et qui sont déterminées par le circuit électronique de traitement à partir du modèle d'erreur, et des deuxièmes données de correction représentatives d'un effet des bruits et erreurs aléatoires de l'unité de mesure inertielle sur la période donnée; et en ce que l'unité électronique de calcul de navigation met en œuvre un algorithme de navigation hybridée agencé pour fournir une localisation hybridée qui est basée ssuurr des données de localisation inertielle extraites des signaux de localisation et des données de localisation externe et qui est recalée à partir des données de correction.

Description

DISPOSITIF ET PROCEDE DE NAVIGATION UTILISANT DES DONNEES DE CORRECTION DANS UNE UMI DISTANTE
La présente invention concerne le domaine des unités de mesure inertielle et plus particulièrement les systèmes de navigation inertielle permettant une navigation à partir des mesures fournies par au moins une unité de mesure inertielle.
ARRIERE-PLAN DE L'INVENTION
Il est connu des systèmes de navigation inertielle, dont un exemple est représenté en figure 7 sous la référence générale 1000, comprenant, dans un même boîtier, une unité de mesure inertielle 1100 reliée par une liaison de données à une unité électronique de calcul de navigation 1200.
L'unité de mesure inertielle 1100 comprend des accéléromètres et des capteurs angulaires disposés selon les axes d'un repère de mesure [m] pour fournir des signaux primaires représentatifs de l'intégrale, sur un pas de temps (par exemple entre un instant ti-1 et un instant ti), du vecteur de force spécifique et du vecteur de vitesse angulaire par rapport à un repère inertiel de référence [i]. Les signaux successifs sont ainsi représentatifs de l'intégrale du vecteur de force spécifique d'une part et du vecteur de vitesse angulaire d'autre part d'un instant t0 à un instant ti, puis de l'instant ti à un instant t2, puis de l'instant t2 à un instant t3, etc. : les signaux sont donc généralement appelés incréments. La force spécifique (en anglais « specific force », « g-force » ou « mass-specific force ») est une représentation de la somme, d'une part, de l'accélération du porteur de l'unité de mesure inertielle par rapport au repère inertiel et, d'autre part, de la gravité terrestre. L'unité électronique de calcul de navigation 1200 comprend un processeur et une mémoire contenant un programme informatique de navigation qui est exécuté par le processeur et qui exploite les signaux fournis par l'unité de mesure inertielle 1100 pour déterminer une trajectoire du porteur (un véhicule) embarquant le système de navigation. Comme les signaux primaires fournis par l'unité de mesure inertielle 1100 sont des incréments indicatifs d'une variation de la localisation du porteur et non une valeur absolue, les calculs de navigation doivent être réalisés à une cadence élevée, typiquement de 50 à 200 Hz, afin d'assurer une reconstitution précise de la localisation qui soit insensible à la dynamique du porteur. Une horloge 1001 permet de synchroniser l'unité de mesure inertielle 1100 et l'unité électronique de calcul de navigation 1200.
On comprend qu'une perte de signal, même de courte durée, entre l'unité de mesure inertielle et l'unité électronique de calcul de navigation est très préjudiciable puisqu'une partie des incréments n'est pas utilisée.
Pour améliorer la précision de la navigation, il a été envisagé d'utiliser des capteurs inertiels plus coûteux, d'optimiser les traitements électroniques des signaux, d'utiliser des liaisons de données plus fiables entre l'unité de mesure inertielle et l'unité électronique de navigation lorsque celles-ci sont distantes...
Il est également connu d'utiliser des données externes de localisation, issues par exemple d'un système de navigation par satellites (système dits GNSS comme les systèmes GPS, GALILEO, GLONASS, BEIDOU...), d'un calculateur de données aérodynamique (baro altimètre, pitot, ...), d'un dispositif de visée stellaire... Ces données externes sont alors utilisées périodiquement pour initialiser ou recaler la navigation inertielle. On parle alors de phase d'alignement ou d'harmonisation (alignement à quai d'un navire) et d'une navigation hybridée (ou hybride).
OBJET DE L'INVENTION
L'invention a notamment pour but d'améliorer les performances des navigations hybridées.
RESUME DE L'INVENTION
A cet effet, on prévoit, un dispositif de navigation, comprenant une unité de mesure inertielle et une unité électronique de calcul de navigation reliées l'une à l'autre par une liaison de données. L'unité de mesure inertielle comprend des capteurs inertiels pour produire des signaux de localisation et l'unité électronique de calcul de navigation est agencée pour calculer une navigation à partir des signaux de localisation. L'unité de mesure inertielle comporte un circuit électronique de traitement relié aux capteurs inertiels et pourvu d'une mémoire contenant un modèle d'erreur de l'unité de mesure inertielle. Le circuit électronique de traitement est agencé pour transmettre à l'unité électronique de navigation, d'une part, à une première cadence, lesdits signaux de localisation et, d'autre part, à une deuxième cadence, des signaux de correction comprenant des premières données de correction qui sont représentatives d'un impact des erreurs des capteurs sur les signaux de localisation sur une période donnée et qui sont déterminées par le circuit électronique de traitement à partir du modèle d'erreur, et des deuxièmes données de correction représentatives d'un effet des bruits et erreurs aléatoires de l'unité de mesure inertielle sur la période donnée. L'unité électronique de calcul de navigation met en œuvre un algorithme de navigation hybridée agencé pour fournir une localisation hybride qui est basée sur des données de localisation inertielle extraites des signaux de localisation et des données de localisation externe et qui est recalée à partir des données de correction.
On appelle « signaux de localisation » des signaux comprenant des données de localisation permettant de calculer la localisation du véhicule. Ainsi, le circuit électronique de traitement est en mesure de fournir à l'unité électronique de calcul de navigation les signaux de localisation et les signaux de correction permettant à l'unité électronique de calcul de navigation d'élaborer une navigation hybridée corrigée et donc d'avoir de meilleures performances notamment pour une mise en œuvre en temps réel par exemple de plusieurs hybridations et navigations associées en parallèle.
De préférence, le circuit électronique de traitement est agencé pour effectuer au moins une première intégration, en fonction du temps, de données primaires contenues dans des signaux primaires issus des capteurs inertiels sur une durée d'intégration, qui commence à un instant unique de début d'intégration et qui est mesurée, pour produire des données traitées insérées dans des signaux formant les signaux de localisation avec une information temporelle représentative de la durée d'intégration, et en ce que l'unité électronique de calcul de navigation est agencée pour extraire des signaux de localisation les données traitées et l'information temporelle et les exploiter pour calculer la navigation en tenant compte de la durée d'intégration .
Ce ne sont plus les signaux primaires (les incréments produits par les capteurs inertiels) qui sont transmis à haute cadence à l'unité électronique de calcul de navigation comme dans l'art antérieur, mais des valeurs intégrées sur une durée d'intégration, non bornée, depuis l'instant unique d'intégration (le même pour toutes les données traitées, correspondant par exemple à la mise en route du système ou à la réception d'une commande de début d'intégration), qui peuvent être transmises à la même cadence ou à une cadence moindre. On comprend que les signaux de localisation successivement envoyés par le circuit électronique de traitement seront représentatifs d'une intégration de l'instant t0 à un instant ti, puis de l'instant t0 à un instant t2, puis de l'instant t0 à un instant t3, etc. De la sorte, quel que soit l'instant auquel est reçu un signal de localisation, il est représentatif d'une intégration à partir de l'instant unique de début d'intégration. L'erreur de navigation en cas de défaut de réception d'une ou plusieurs trames de données est fortement réduite par rapport, par exemple, à une méthode classique consistant à réaliser une extrapolation à partir de données classiques d'incrément de vitesse et d'angle reçues avant et après le défaut de transmission. La transmission des données selon l'invention est donc moins contraignante tout en limitant les conséquences d'une erreur de transmission. Le traitement des données pour former les signaux de localisation qui seront transmis permet donc de fiabiliser la transmission des données et le calcul de navigation réalisé à partir desdites données. Une telle transmission est avantageuse à courte distance mais également à relativement grande distance (plusieurs mètres).
Avantageusement, le circuit électronique de traitement est agencé pour :
- effectuer une première intégration d'au moins une partie des données primaires, une deuxième intégration sur le résultat de la première intégration, et une troisième intégration sur le résultat de la deuxième intégration ;
- calculer, à partir des résultats de la première intégration et des résultats de la deuxième intégration, une matrice de passage du repère inertiel au repère de navigation sous la forme d'une première matrice composée des coefficients des polynômes de Legendre d'ordre 0 et d'une deuxième matrice composée des coefficients des polynômes de Legendre d'ordre 1 ;
- calculer, à partir du résultat de la troisième intégration, les coefficients des polynômes de Legendre d'ordre 2 d'une troisième matrice ajoutée à la somme des précédentes pour affiner le calcul de la matrice de passage.
L'invention concerne également un procédé de navigation au moyen d'un dispositif de navigation comprenant une unité de mesure inertielle et une unité électronique de calcul de navigation reliées l'une à l'autre par une liaison de données, comprenant les étapes de
- dans l'unité de mesure inertielle :
. élaborer des signaux de localisation à partir de mesures de capteurs inertiels et transmettre les signaux de localisation à l'unité de électronique de calcul de navigation à une première cadence,
. à partir d'un modèle d'erreur des capteurs inertiels enregistré dans l'unité de mesure inertiel, élaborer des signaux de correction comprenant des premières données de correction qui sont représentatives d'un impact des erreurs des capteurs sur les signaux de localisation sur une période donnée, et des deuxièmes données de correction représentatives des bruits d'évolution représentatifs des erreurs du modèle sur la période donnée, et transmettre les signaux de correction à l'unité de électronique de calcul de navigation à une deuxième cadence ; et
- dans l'unité électronique de calcul de navigation : au moyen d'un algorithme de navigation hybridé, calculer une localisation hybride qui est basée sur des données de localisation inertielle extraites des signaux de localisation et des données de localisation externe,
. recaler la localisation hybride à partir des données de correction.
Plus précisément, dans un mode de réalisation préféré, l'unité électronique de navigation est agencée pour :
• calculer, à une basse cadence, (c'est-à-dire inférieure à la cadence de transmission des signaux de localisation) l'évolution d'une localisation hybridée qui est basée sur des données de localisation inertielle, des erreurs courantes de l'unité de mesure inertielle estimées par l'algorithme de navigation hybride et les premières données de corrections ;
• calculer, à la basse cadence, l'évolution des statistiques d'erreur de la navigation hybridée et des erreurs de l'unité de mesure inertielle (par exemple sous forme de matrice de covariance pour hybridation par un filtre de Kalman), à partir des données de localisation inertielle, des erreurs courantes de l'unité de mesure inertielle estimées par l'algorithme de navigation hybridée, des premières et secondes données de corrections ;
• recaler, à la basse cadence, les erreurs estimées de navigation inertielle et de l'unité de mesure inertielle, avec les données de localisation à l'instant de recalage et, de préférence, des données datées externes disponibles permettant d'améliorer la précision de localisation.
De préférence encore, les premières données de correction sont les composants de la matrice PHI d'évolution d'erreur de localisation inertielle et de l'unité de mesure inertielle à la basse cadence et les deuxièmes données de correction sont les composants de la matrice Q d'évolution aléatoire d'erreur de localisation inertielle et de l'unité de mesure inertielle à la basse cadence. La matrice Q est également couramment appelée matrice de désensibilisation ou matrice de bruit.
L'invention concerne enfin un véhicule équipé d'un dispositif de navigation selon l'invention.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront à la lecture de la description qui suit d'un mode de mise en œuvre particulier et non limitatif de l'invention .
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
Il sera fait référence aux dessins annexés, parmi lesquels :
[Fig. 1] la figure 1 est une vue schématique partielle d'un aéronef équipé d'un dispositif de navigation selon l'invention ;
[Fig. 2] la figure 2 est une vue schématique du dispositif selon l'invention ;
[Fig. 3] la figure 3 est un logigramme montrant les échanges de données lors de la mise en œuvre du procédé selon l'invention ;
[Fig. 4] la figure 4 est un logigramme montrant la mise en œuvre du procédé selon l'invention, côté unité de mesure inertielle ;
[Fig. 5] la figure 5 est un logigramme montrant la mise en œuvre du procédé selon l'invention, côté unité électronique de calcul pour le traitement des signaux de localisation ; [Fig. 6] la figure 6 est un logigramme montrant la mise en œuvre du procédé selon l'invention, côté unité électronique de calcul pour le traitement des signaux de correction ;
[Fig. 7] la figure 7 est un logigramme montrant les échanges de données dans un dispositif de navigation selon l'art antérieur. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
En référence aux figures, l'invention est ici décrite dans une application aéronautique, le dispositif de navigation de l'invention étant embarqué dans un aéronef A ayant une structure comprenant un fuselage et des ailes et possédant un centre de gravité G.
Le dispositif de navigation selon l'invention, généralement désigné en 1, comprend une unité de mesure inertielle 100 et une unité électronique de calcul de navigation 200 reliées l'une à l'autre par une liaison de données 300. L'unité de mesure inertielle 100 est ici positionnée sensiblement au niveau du centre de gravité G de l'aéronef A et l'unité électronique de calcul 200 est ici positionnée à l'avant de l'aéronef A, dans une baie avionique B regroupant les calculateurs servant au traitement des données utilisées pour le pilotage de l'aéronef A. Ainsi, l'unité de mesure inertielle 100 est disposée à une première distance du centre de gravité G et l'unité électronique de calcul de navigation 200 est disposée à une deuxième distance du centre de gravité, la première distance étant ici inférieure à la deuxième distance. La différence entre la première distance et la deuxième distance est ici de plusieurs mètres.
L'unité de mesure inertielle 100 comprend un premier boîtier 101 renfermant des capteurs inertiels, à savoir des capteurs inertiels linéaires (plus précisément des accéléromètres 110) disposés selon les axes d'un repère de mesure [m] pour mesurer la « vitesse gravitationnelle » de ce repère (c'est-à-dire l'intégrale temporelle de la force spécifique présente au niveau du centre de ce repère) et des capteurs inertiels angulaires, ici des gyromètres 120, disposés selon les axes de ce repère pour mesurer la rotation du repère de mesure [m] par rapport à un repère inertiel [i]. Les capteurs inertiels ne fournissent pas des valeurs absolues mais des incréments représentatifs d'une variation de la grandeur mesurée par rapport à la précédente mesure. Les incréments de l'intégrale de la force spécifique sont ainsi représentatifs d'une variation des composantes de la vitesse gravitationnelle selon les trois axes du repère [m]. Les incréments de rotation sont ainsi représentatifs de la variation de l’intégrale dans le temps de la vitesse de rotation angulaire du repère de mesure [m] par rapport au repère inertiel [i] et sont fournis sous la forme de quaternions (quaternion de rotation Qi/m de passage de [m] à [i]), d'angles d'Euler, de matrices de rotation, ou de vecteurs de Bortz. Les capteurs inertiels fournissent ainsi des premiers signaux ou signaux primaires contenant des premières données représentatives d'une variation de vitesse gravitationnelle (mesure accélérométrique) et des deuxièmes données représentatives d'une variation d’angle (mesure gyrométrique). Classiquement, ces signaux sont fournis à une cadence comprise entre 100 Hz et 400 Hz.
Le premier boîtier 101 est reçu dans un deuxième boîtier 102 de l'unité de mesure inertielle 100. Le deuxième boîtier 102 contient également un circuit électronique de traitement 130 ayant des entrées reliées aux sorties des capteurs inertiels 110, 120 par exemple par des conducteurs électriques comme des pistes de circuit imprimé ou des câbles. Le circuit électronique de traitement 130 comprend ici au moins un processeur et une mémoire contenant un premier programme informatique qui est exécutable par le processeur et qui comprend des instructions agencées pour mettre en œuvre le procédé de l'invention. Ce premier programme sera détaillé plus loin.
L'unité électronique de calcul de navigation 200 est connue en elle-même et comprend un boîtier 201 renfermant au moins un processeur et une mémoire contenant un deuxième programme informatique qui est exécutable par le processeur et qui comprend des instructions agencées pour mettre en œuvre le procédé de l'invention. D'une manière générale, l'unité électronique de calcul de navigation 200 est agencée pour calculer une navigation à partir de signaux fournis par l'unité de mesure inertielle 100. Ce deuxième programme sera lui aussi détaillé plus loin.
L'unité de mesure inertielle 100 et l'unité électronique de calcul de navigation 200 disposent chacune d'une horloge permettant pour la première de dater les signaux émis et pour l'autre de dater les instants de réception.
L'unité de mesure inertielle 100 et l'unité électronique de calcul de navigation 200 sont physiquement séparées l'une de l'autre mais sont reliées pour échanger des signaux. Ainsi, le circuit électronique de traitement 130 a au moins une sortie reliée à au moins une entrée de l'unité électronique de calcul de navigation 200 par une liaison de données 300. La liaison de données 300 est ici une liaison Ethernet par exemple conforme à la norme ARINC664.
L'unité de mesure inertielle 100 est agencée pour fournir à l'unité électronique de calcul de navigation deux types de signaux : des signaux de localisation et des signaux de correction qui seront successivement détaillés ci-après. L'élaboration des signaux de localisation est dans un premier temps détaillée ci-après.
Plus précisément, le premier programme fournit des signaux de localisation à des instants ti selon une première cadence et des signaux de localisation à des instants tk selon une deuxième cadence, ici inférieure à la première cadence.
Le premier programme exécuté par le circuit électronique de traitement 130 reçoit en entrée les premiers signaux contenant les premières données et les deuxièmes données. Pour former les signaux de localisation à t1, le premier programme est agencé pour effectuer : - une première intégration, sur une durée d'intégration mesurée depuis un instant unique de début d'intégration t0 (durée notée te-t0 sur les figures 3 et 4, i variant de 0 à e), des deuxièmes données pour produire des deuxièmes données intégrées ;
- une projection des premières données dans le repère inertiel [i] pour obtenir des premières données projetées ;
- une première intégration des premières données projetées, sur la durée d'intégration mesurée depuis l'instant unique de début d'intégration t0, pour produire des premières données intégrées ;
- un premier décalage (Shift V ou SHV) des premières données intégrées pour obtenir des premières données traitées (le premier décalage est effectué lorsque la valeur des premières données intégrées déborde d'une plage de valeurs acceptable pour leur traitement ultérieur) ;
- une deuxième intégration des premières données traitées, sur la durée d'intégration mesurée depuis l'instant unique de début d'intégration t0, pour produire des premières données doublement intégrées ;
- un deuxième décalage (Shift P ou SHP) des premières données doublement intégrées pour obtenir des premières données doublement traitées (le deuxième décalage est effectué lorsque la valeur des premières données doublement intégrées déborde d'une plage de valeurs acceptable pour leur traitement ultérieur).
Le repère inertiel [i] est par exemple le repère de mesure [m] à la mise sous tension de l'unité de mesure inertielle 100 ou n'importe quel autre repère inertiel décalé angulairement par rapport à ce dernier et par exemple le repère [m] à l'instant de début ou de fin d'intégration. Le premier programme exécuté par le circuit électronique de traitement est agencé pour calculer les intégrations en virgule flottante ou fixe avec un nombre de bits de mantisse permettant d'atteindre la précision de localisation requise avec un temps minimum entre deux décalages successifs de 20s. Un calcul en double précision sur 64 bits dont 48 bits de mantisse permet d'atteindre un objectif de précision par exemple de 0,001 m.s-1, 0,001 m, 0,001°/h et 1 rad.
On comprend que :
- les secondes données intégrées sont représentatives d'une position angulaire (ou d'une orientation) ;
- les premières données intégrées et les premières données traitées sont représentatives d'une vitesse linéaire ;
- les premières données doublement intégrées et les premières données doublement traitées sont représentatives d'une position linéaire.
La première opération de décalage comprend l'étape de comparer une valeur initiale absolue de chaque composante des premières données intégrées à au moins un premier seuil Svitesse. Lorsque les composantes des premières données intégrées ont des valeurs courantes absolues en-deçà du premier seuil, le premier programme laisse les valeurs courantes inchangées ce qui revient à appliquer un décalage nul. Lorsque l'une des composantes des premières données intégrées a une valeur courante absolue atteignant ou dépassant le premier seuil, le premier programme applique à ladite composante des premières données intégrées un décalage prédéterminé pour ramener ladite composante des premières données intégrées à une valeur décalée en deçà du premier seuil. Autrement dit, une première valeur de décalage SHV (égale ici au premier seuil) est déduite de la valeur initiale de ladite composante des premières données intégrées (ou ajoutée à celle-ci selon le signe de la valeur courante) pour obtenir la valeur décalée. Ceci permet de maintenir la valeur de chaque composante des premières données dans une plage de valeurs [-Svitesse ; +Svitesse]. Le premier seuil Svitesse est déterminé en fonction d'une résolution attendue en vitesse pour la navigation. La durée d'intégration sans décalage dépend évidemment de la dynamique de l'aéronef A. Les premières données intégrées et la première valeur de décalage SHV sont exprimées ici en mètre par seconde.
La deuxième opération de décalage comprend l'étape de comparer une valeur courante absolue des premières données doublement intégrées à au moins un deuxième seuil Sposition. Lorsque les composantes des premières données doublement intégrées ont des valeurs courantes absolues en-deça du deuxième seuil, le premier programme laisse les valeurs courantes inchangées ce qui revient à appliquer un décalage nul. Lorsque la valeur de l'une des composantes des premières données doublement intégrées atteint ou dépasse le deuxième seuil, le premier programme applique à ladite composante des premières données doublement intégrées un décalage prédéterminé pour ramener ladite composante des premières données doublement intégrées à une valeur décalée en deçà du deuxième seuil. Autrement dit, une deuxième valeur de décalage SHP (égale ici au deuxième seuil) est déduite de la valeur initiale des premières données doublement intégrées (ou ajoutée selon le signe de la valeur initiale de ladite composante) pour obtenir la valeur décalée. Ceci permet de maintenir la valeur de chaque composante des premières données doublement intégrées dans une plage de valeurs [- Sposition ; +Sposition]. Le deuxième seuil Sposition est déterminé en fonction d'une résolution attendue en position pour la navigation. La durée d'intégration sans décalage dépend de la dynamique de l'aéronef A et du seuil Svitesse. Les premières données doublement intégrées et la deuxième valeur de décalage SHP sont exprimées ici en mètre. Les premières données traitées (qui correspondent aux trois composantes de la vitesse y compris l'intégration de l'effet de la gravité, éventuellement affectées par un décalage, et nommée pour cette raison pseudo-vitesse PV ou pseudo-vitesse inertielle PVI), les premières données doublement traitées (qui correspondent aux trois composantes de la position y compris la double intégration de l'effet de la gravité, éventuellement affectées par un décalage - vitesse ou position - ou par deux décalages - vitesse et position, et nommées pour cette raison pseudo- position PP ou pseudo-position inertielle PPI), les deuxièmes données traitées (qui correspondent aux trois composantes de rotation représentative de l'attitude de l'aéronef A), et une information temporelle (un compteur de pas d'intégration ou pas de temps de l'unité de mesure inertielle entre l'instant d'échantillonnage et l'instant unique de début d'intégration, soit ici te-t0) sont mises sous la forme d'un paquet introduit dans des deuxièmes signaux à ti transmis via la liaison de données 300 à l'unité électronique de calcul de navigation 200. Ces deuxièmes signaux à ti sont les signaux de localisation à ti (dits aussi signaux de pseudo-localisation inertielle). Pour former les signaux de localisation à tk, le premier programme est agencé pour effectuer :
- une première intégration, sur une durée d'intégration mesurée depuis l'instant précédent tk-1 (durée notée tk-1-tk sur les figures 3 et 4), des deuxièmes données pour produire des deuxièmes données intégrées ;
- une projection des premières données dans le repère inertiel [i] pour obtenir des premières données projetées ;
- une première intégration des premières données projetées, sur la durée d'intégration mesurée depuis l'instant tk-1, pour produire des premières données intégrées ; - une deuxième intégration des premières données intégrées, sur la durée d'intégration mesurée depuis l'instant tk-1, pour produire des premières données doublement intégrées ;
- une troisième intégration des premières données intégrées, sur la durée d'intégration mesurée depuis l'instant tk-1, pour produire des premières données doublement intégrées.
On obtient ainsi un lot de données de localisation de tk-1 à tk dans lequel :
- les secondes données intégrées de tk-1 à tk sont représentatives d'un incrément de position angulaire (ou d'une orientation) ;
- les premières données intégrées de tk-1 à tk sont représentatives d'un incrément de vitesse linéaire ;
- les premières données doublement intégrées de tk-1 à tk sont représentatives d'un incrément de position linéaire ;
- les premières données intégrées triplement intégrées de tk-1 à tk servent à améliorer la précision comme on le verra par la suite.
Les signaux de localisation à tk peuvent également comprendre :
- une première intégration, sur une durée d'intégration mesurée depuis l'instant unique d'intégration t0 (soit tk-t0), des deuxièmes données pour produire des deuxièmes données intégrées ;
- une projection des premières données dans le repère inertiel [i] pour obtenir des premières données projetées ;
- une première intégration des premières données projetées, sur la durée d'intégration mesurée depuis l'instant unique d'intégration t0, pour produire des premières données intégrées ; - un premier décalage (Shift V ou SHV) des premières données intégrées pour obtenir des premières données traitées (le premier décalage est effectué lorsque la valeur des premières données intégrées déborde d'une plage de valeurs acceptable pour leur traitement ultérieur) ;
- une deuxième intégration des premières données traitées, sur la durée d'intégration mesurée depuis l'instant unique de début d'intégration t0, pour produire des premières données doublement intégrées ;
- un deuxième décalage (Shift P ou SHP) des premières données doublement intégrées pour obtenir des premières données doublement traitées (le deuxième décalage est effectué lorsque la valeur des premières données doublement intégrées déborde d'une plage de valeurs acceptable pour leur traitement ultérieur).
Les décalages sont basés sur le même principe que ceux précédemment décrit.
On obtient ainsi un lot de données de localisation de t0 à tk dans lequel :
- les secondes données intégrées de t0 à tk sont représentatives d'une position angulaire (ou d'une orientation) ;
- les premières données intégrées de t0 à tk sont représentatives d'une vitesse linéaire ;
- les premières données doublement intégrées de t0 à tk sont représentatives d'une position linéaire.
Le lot de données de localisation de tk-1 à tk et lot de données de localisation de t0 à tk, ainsi qu'une information temporelle pour ces dernières (un compteur de pas d'intégration ou pas de temps de l'unité de mesure inertielle entre l'instant d'échantillonnage et l'instant de début d'intégration, soit ici tk-t0) sont mises sous la forme d'un paquet introduit dans des deuxièmes signaux à tk transmis via la liaison de données 300 à l'unité électronique de calcul de navigation 200. Ces deuxièmes signaux à tk sont les signaux de localisation à tk.
Le deuxième programme exécuté par l'unité électronique de calcul de navigation 200 est agencé pour extraire, des deuxièmes signaux à ti, les données traitées et l'information temporelle et met en œuvre un algorithme de navigation inertielle pour les exploiter pour calculer la localisation inertielle en tenant compte de l'évolution de la durée d'intégration depuis la dernière extraction des deuxièmes signaux.
Plus précisément, en référence à la figure 5, le deuxième programme reçoit en entrée les deuxièmes signaux à ti, sous la forme de deux paquets de données émis à chaque instant ti par le premier programme mais récupérés respectivement par exemple au temps ti puis au temps t2 comprenant chacun les premières données traitées, les premières données doublement traitées, les deuxièmes données traitées, et l'information temporelle correspondant à l'instant d'échantillonnage des données de pseudo-navigation dans l'unité de mesure inertielle avec les éventuelle dérives internes de l'horloge de l'unité de mesure inertielle (cette information temporelle est un nombre de pas d'intégration de l'unité de mesure inertielle, depuis l'instant unique de début d'intégration t0, associé au paquet de données émis par l'unité de mesure inertielle). Les deux instants tl puis t2 sont séparés de moins de la moitié du temps minimum entre deux décalages successifs d'une composante de pseudo-vitesse ou de pseudo-position inertielle .
En considérant pour la simplicité de la description que les données reçues au temps ti ont déjà été exploitées, le deuxième programme doit procéder aux opérations permettant de calculer à partir des données reçues au temps t2 :
- les trois composantes de variation de la pseudo- vitesse inertielle de ti à t2 dans le repère de mesure [m], notée DVm(t1->t2), corrigées de l'effet d'un décalage SHV ;
- les trois composantes de variation de la pseudo- vitesse inertielle de ti à t2 dans le repère inertiel [i], notée DVi(t1->t2), corrigées de l'effet d'un décalage SHV ;
- les trois composantes de variation de la pseudo- position inertielle de ti à t2 dans le repère inertiel [i], notée DP(t1->t2), corrigées de l'effet d'un décalage SHP ;
- les trois composantes de correction de la pseudo- position inertielle de ti à t2 dans le repère de inertiel [i], notée CorrPPi(t1->t2),
- un indicateur logique ShiftPVdetected de détection de décalage de l'une au moins des composantes de pseudo- vitesse entre t1 et t2 .
On rappelle que les données reçues au temps ti et les données reçues au temps t2 ont été intégrées depuis le temps de début d'intégration t0. Il suffit donc de soustraire les données reçues au temps ti à celles reçues au temps t2 pour obtenir les données correspondant à l'intervalle de temps t2-t1. La cadence dtk=t2-ti détermine la précision de calcul de l'évolution de la position et de l'attitude inertielle de tl à t2. L'erreur due à la cadence d'échantillonnage est essentiellement générée en phase d'accélération variable. Elle équivaut à environ +/- (g/R)* (dtk/2)2 et +/-(2g/R)*(dtk/2)2 d'erreur de projection soit, pour dtk=4s, l'équivalent de 6 et 12 ppm d'erreur de facteur d'échelle accélérométrique horizontal et vertical, en rad d'erreur d'attitude horizontale et en cap, avec g pesanteur terrestre moyenne 9,81 m/s 2 (à Om), R Rayon de courbure terrestre moyen 6 400 000 m, soit (R/g) 800s.
On veillera à ne pas perdre de données en sortie à la cadence dtk (on choisit une cadence très inférieure à 500s, par exemple 4s ou 10s).
Par ailleurs, le second programme dispose des valeurs de décalage en mémoire et est agencé pour analyser les valeurs des données traitées transmises et détecter la présence d'un décalage. L'analyse consiste à comparer chacune des composantes des données traitées dernièrement reçues avec chacune des composantes des données traitées reçues l'instant précédent et d'y détecter une incohérence compte- tenu des lois de la physique. Si une telle incohérence existe, cela signifie qu'un décalage a eu lieu et le second programme considère alors l'indicateur ShiftPVdetected comme vrai et compense le décalage réalisé en utilisant la valeur de décalage correspondante. Dans le cas contraire, le second programme considère l'indicateur ShiftPVdetected comme faux.
Le deuxième programme calcule l'évolution de la localisation inertielle de ti à t2 à partir des informations suivantes :
- d'attitude inertielle (émise par le circuit électronique de traitement 130) à t1 et t2,
- de variation de pseudovitesse inertielle dans le repère inertielle de t1 à t2,
- de durée t2-t1,
- de localisation à t1.
De manière connue en elle-même, le second programme est également agencé pour exploiter :
- la matrice de courbure MC permettant de déterminer la courbure locale de l'ellipsoïde de référence pour la navigation,
- la pesanteur apparente locale GravApp (perpendiculaire localement à l'ellipsoïde),
- un facteur de correction externe Corr ext permettant de corriger le calcul de pesanteur apparente de manière à stabiliser en moyenne l'altitude sur une référence externe d'altitude (dans un aéronef, cette référence d'altitude est par exemple issue d'une centrale anémo-barométrique).
Le deuxième programme effectue ces calculs de l'évolution de la localisation inertielle de ti à t2 en prenant comme hypothèse H1 que l'accélération apparente yP est constante dans le repère de navigation entre ti et t2.
Ces calculs sont ensuite corrigés en prenant en compte les trois composantes de correction de la position inertielle de ti à t2 dans le repère inertiel [i].
Les trois composantes de correction de la position inertielle de ti à t2 dans le repère inertiel [i], CorrPPi (ti -> t2), sont calculées ainsi :
- si ShiftPVdetected est faux (pas de décalage de vitesse), alors
CorrPPi (t1->t2)= DP (t1->t2)- (PV (t1)
+ PV(t2))*(t1-t2)/2
- si ShiftPVdetected est vrai (il y a eu un décalage de vitesse entre t1 et t2), alors la valeur de CorrPPi ne peut pas être calculée et est fixée arbitrairement à 0, soit
CorrPPi (t1->t2)=0
Ce calcul est effectué en prenant comme hypothèse H2 que l'accélération f [i] dans le repère inertiel [i] est constante. La différence entre les hypothèses H1 et H2 est due principalement à la rotation de pesanteur apparente vue du référentiel de navigation [p] dans le repère inertiel [i]. Pour une navigation mécanisée horizontale sur l'ellipsoïde de référence terrestre et à azimut libre, cette différence a un effet négligeable sur le terme de correction d'écart de position calculé CorrPPi(t1->t2). On comprend que l'indicateur « SHiftPVdetected » est déterminé pour permettre d'affiner l'évaluation des variations d'erreurs de localisation inertielle selon la dynamique potentielle du porteur à ce moment.
Le deuxième programme corrige la localisation inertielle en utilisant un écart CorrPi calculé comme suit :
- projection des composantes de CorrPPi(t1->t2) dans le référentiel de navigation [p] depuis le référentiel inertiel [i] qui donne les composantes de correction CorrPPp (t1->t2)r en utilisant :
• l'attitude inertielle émise par le circuit électronique de traitement 130 à ti et éventuellement à t2,
• l'attitude de la navigation à t1 ;
- calcul de la correction de rotation équivalente de l'attitude et calcul de la position horizontale sur Terre de la localisation horizontale en utilisant la pesanteur apparente (GravApp) et la matrice MC (2x2) de courbure locale de l'ellipsoïde terrestre de la navigation dans le repère horizontal de navigation (ou repère plateforme) [p] et les deux composantes horizontales de correction CorrPPp (t1->t2) ;
- prise en compte de cette rotation supplémentaire dans les calculs de l'évolution de localisation inertielle de ti à t2 ;
- ajout de la composante verticale de correction CorrPPp (t1->t2) à l'altitude à t2 qui est le résultat du calcul de l'évolution de localisation inertielle de ti à t2 pour obtenir CorrPi.
La localisation inertielle est ici utilisée directement pour permettre la navigation de l'aéronef A.
En parallèle, le deuxième programme reçoit également deuxièmes signaux à tk et est agencé pour extraire, des deuxièmes signaux à tk, le lot de données de tk-1 à tk, le lot de données de tk et l'information temporelle et met en œuvre un algorithme de navigation hybridée pour les exploiter pour calculer une localisation hybridée (voir la figure 6).
L'algorithme de navigation hybridée reçoit en entrée les signaux de localisation à tk et des données externes de localisation (données de localisation satellitaire, données de localisation stellaire, données de localisation radar, ou autre).
L'algorithme de navigation hybridée comprend un filtre de Kalman connu en lui-même et un modèle d'erreur de navigation hybridée pour calculer une localisation hybridée de l'aéronef A.
Le circuit électronique de traitement de l'unité de mesure inertielle 100 est agencé pour émettre vers l'unité électronique de calcul de navigation 200 un marqueur temporel (« Time Mark » sur la figure 3) afin de synchroniser les calculs de navigation et de dater les signaux émis par l'unité de mesure inertiels 100. Ceci est particulièrement important pour permettre de dater la navigation hybride vis-à-vis des informations externes qu'elle exploite (en effet, on comprend que pour calculer une localisation hybride à un instant t, il faut associer des données inertielles de localisation et des données externes de localisation correspondant audit instant t).
Le deuxième programme corrige la localisation hybridée en utilisant les signaux de correction.
L'élaboration des signaux de correction est maintenant détaillée ci-après.
Le circuit électronique de traitement 100 est pourvu d'une mémoire contenant un modèle d'erreur des capteurs inertiels. Le circuit électronique de traitement 100 est agencé pour calculer :
- à partir du modèle d'erreur, des premières données de correction ΦUMI qui sont représentatives d'un impact des erreurs des capteurs sur les signaux de localisation sur une période donnée (par exemple de tk-1 à tk) et qui sont déterminées par le circuit électronique de traitement,
- des deuxièmes données de correction QUMI représentatives des bruits du modèle sur la période donnée .
Plus précisément, les premières données de correction ΦUMI sont ici les composantes d'une matrice d'évolution des neuf erreurs de localisation dans le repère de navigation [i]. Les neufs-états d'erreur correspondent aux trois états des erreurs d'attitude, aux trois états des erreurs de pseudo- vitesse et aux trois états des erreurs de pseudo-position inertielles. Ladite matrice peut comprendre d'autres états représentatifs par exemple de l'impact des six erreurs de mesalignements gyrométriques, des six erreurs de mesalignements accélérométriques, des erreurs de facteurs d'échelle des accéléromètres et des gyromètres... Le calcul des composantes de la matrice d'évolution d'erreur est effectué en utilisant le modèle d'erreur des capteurs de l'unité de mesure inertielle 100 avec des mesures de l'environnement de l'unité de mesure inertielle 100 qui sont fournies par au moins un capteur (par exemple un capteur de température, un capteur d'humidité, un capteur de rayonnement magnétique...) disposé au voisinage de l'unité de mesure inertielle 100 et qui sont utilisées en entrée du modèle d'erreur. On notera que le calcul des composantes de la matrice d'évolution d'erreur est connu en lui-même et n'est donc pas détaillé ici.
Les deuxièmes données de correction QUMI sont les composantes d'un vecteur représentatif des incertitudes du modèle d'erreur. On parle également de matrice de désensibilisation ou de matrice de bruit qui peut être diagonale ou pas. On notera que le calcul des composantes de la matrice de bruit du modèle est connu en lui-même et n'est donc pas détaillé ici. Les premières données sont ici au nombre de 81 (NxN) et les deuxièmes données au nombre de neuf (N).
Les valeurs des composantes non nulles et non fixes de la matrice d'évolution d'erreur et des trois composantes de la matrice de bruit du modèle sont ici codées en virgule flottante sur 32 bits ou 64 bits.
Le circuit électronique de traitement 100 met ensuite les premières données de correction et les deuxièmes données de correction sous la forme de signaux de correction.
On note que le circuit électronique de traitement 100 est ici programmé pour transmettre à l'unité électronique de calcul de navigation 200 :
- d'une part, à une première cadence, des signaux de localisation et
- d'autre part, à une deuxième cadence inférieure à la première cadence, des signaux de correction des signaux de localisation.
La deuxième cadence est ici un sous-multiple de la première cadence.
On notera que la période donnée utilisée pour les données de correction est glissante de tk-1 à tk, puis de tk à tk+1, puis de tk+1 à tk+2 et ainsi de suite afin de limiter le volume de données à transmettre. Il est donc indispensable que l'unité électronique de calcul de navigation 200 dispose de tous les signaux de correction.
Il importe également que le contenu des signaux de localisation à tk et le contenu des signaux de correction soient homogènes temporellement de telle manière que les données contenues dans chaque signal de correction correspondent bien aux données contenues dans les signaux de localisation correspondant à la période donnée. Il y a donc une synchronisation entre l'élaboration de chaque signal de correction et l'élaboration des signaux de localisation pendant la période donnée.
Le deuxième programme exécuté par l'unité électronique de calcul de navigation 200 est agencé pour extraire des signaux de correction les premières données de correction et les deuxièmes données de correction.
En référence à la figure 6, le deuxième programme calcule, au moyen d'un algorithme de navigation alimenté par les signaux de localisation à tk et notamment par le lot de données de localisation de tk-1 à tk :
- la rotation du repère de mesure [m] par rapport au repère inertiel [i] soit J
- la rotation du repère de mesure [m] par rapport au repère de navigation [p] soit ;
- la vitesse de rotation du repère de navigation [p] par rapport au repère terrestre [t] soit ;
- la vitesse de rotation du repère terrestre [t] par rapport au repère inertiel [i] soit .
Avec ces rotations et vitesses de rotation, ainsi que la pesanteur apparente et la matrice de courbure locale MC, le deuxième programme projette les premières données de correction ΦuMi(tk-1 à tk) dans le repère de navigation [p] et obtient ainsi les premières données de correction projetées ΦNAV(tk-1 à tk). En utilisant les premières données de correction projetées ΦNAV(tk-1 à tk), les deuxièmes données de correction QUMi(tk-1 à tk) et l'indicateur de décalage shiftPVdetected du lot de données de t0 à tk (obtenu par le deuxième programme de la même manière que pour les données de signalisation à ti), le deuxième programme calcule les évolutions des erreurs et le modèle d'erreur de navigation qui sont alors transmis à l'algorithme de navigation hybride pour recaler le modèle d'erreur de navigation hybride, et donc la localisation hybride, et à l'algorithme de navigation inertielle pour recaler également la localisation inertielle.
Le deuxième programme fournit la localisation inertielle de l'aéronef A et la localisation hybridée de l'aéronef A (la localisation regroupe les informations d'attitude, de vitesse et de position géographique terrestre).
On notera que, de préférence, l'unité électronique de navigation a une période de travail inférieure à la moitié d'un temps minimum entre deux décalages successifs.
Dans le procédé décrit, les incréments sont intégrés, par l'unité de mesure inertielle, dans un repère inertiel (aux défauts des capteurs près) de manière à permettre des calculs de navigation sur un ellipsoïde de référence terrestre à plus basse cadence et de manière asynchrone. L'utilisation des sorties de l'unité de mesure inertielle par le second programme, dans le cas où des décalages sont possibles, repose sur la connaissance et l'exploitation des valeurs de décalage de pseudo-vitesse et pseudo- position inertielle en amont du calcul d'évolution de la localisation inertielle.
On comprend que la transmission de la matrice ΦUMI (tk-1->tk) formant les premières données de correction à la ou aux navigations hybrides leur permet de réaliser :
- d'une part, le calcul d'évolution inertielle de localisation de tk-1 à tk de l'unité de mesure inertielle linéarisée au premier ordre de l'effet des paramètres d'erreur estimés, et
- d'autre part, le calcul de la matrice modélisant, au premier ordre également, l'effet des erreurs résiduelles non estimées de l'unité de mesure inertielle sur l'évolution d'erreur de localisation inertielle hybride de tk-1 à tk, avant d'éventuels recalages à tk et après d'éventuels recalages à tk-1.
On note que la correction linéarisée au premier ordre néglige les effets combinés d'erreur de force spécifique et d'erreur de mesures gyrométriques entre tk-1 et tk sur les sorties, non corrigées, de l'unité de mesure inertielle.
Pour des durées dtk de 1 à quelques dizaines de secondes, selon les dynamiques de trajectoires du véhicule porteur, les erreurs dues à cette approximation sont, pour les équipements permettant une navigation inertielle pure précise et pour la plupart des systèmes inertiels permettant une élaboration de fonction d'attitude et de cap (AHRS Attitude and Heading Reference Systems) assistés d'une vitesse air, négligeables devant les erreurs résiduelles des mesures inertielles non compensables.
La prise en compte par calcul des paramètres du modèle d'erreur de l'unité de mesure inertielle, estimés par la navigation hybride à tk-1 pour l'évolution estimée de la localisation hybride utilise les premières données de correction projetées ΦNAV (tk-1->tk), les deuxièmes données de correction ΦUMI (tk-1-»tk), les valeurs estimées par l'hybridation et les matrices ou quaternion ou rotation Tp/t, Tp/m, Tm/i (ou Tp/t, Tp/m, Tp/ic, Tm/i et Tm/ic) à tk-1 et a tk.
Pour faciliter le calcul de <&NAV (qui est la matrice d'évolution d'erreur dans le repère de navigation [p]) à partir de ΦUMI (qui est la matrice d'évolution d'erreur dans le repère inertiel [i]), on a introduit ici le repère inertiel compensé [ic] (soit le repère inertiel [i] compensé en tenant compte des erreurs de l'unité de mesure inertielle) . En effet, le repère [i] calculé par les sorties QUMI, PVI et PPI (valeurs en m/s et m fournies dans le repère [i]) n'est pas parfait car son calcul est entaché d'erreurs de l'unité de mesure inertielle. Ces erreurs sont modélisées dans l'unité de mesure inertielle et l'effet quantitatif de ces erreurs dépendant de paramètres d'erreur gyrométrique et accélérométrique est fourni à la navigation hybride à chaque pas d'évolution de tk-1 à tk via la matriceΦUMI (tk-1-»tk)• Les valeurs de certains de ces paramètres sont estimées et recalées par le filtre de Kalman, qui se base également sur la matrice ΦUMI (tk-1-»tk) et donc sur le modèle d'erreur que la matrice utilise. Ces valeurs du sous- vecteur d'état d'erreur sont utilisées pour élaborer, via la matrice d'évolution, la dérive angulaire du repère [i] calculé par l'unité de mesure inertielle pour la navigation inertielle hybride. On a donc :
- les trois valeurs d'erreur angulaire ajoutées pour calculer Tp/i corrigé à t2 et la dérive moyenne entre tk-1 et tk à prendre en compte pour calculer la « projection dans [p] » via une matrice Mp/i(tk-1Dtk) (pas en général de rotation) pour les pseudo-vitesses et une matrice MMp/i(tk-1Otk) pour les corrections de pseudo-positions inertielles dans le repère [i] ;
- les trois valeurs d'erreur de pseudo-vitesse dans [i] à ajouter pour calculer PVI(tk)-PVI(tk-1) corrigé des paramètres d'erreurs estimés à ti par le filtre de Kalman ;
- les trois valeurs d'erreur de pseudo-position dans [i] à, ajouter pour calculer PPI(tk-1)-PPI(tk) corrigé des paramètres d'erreurs estimés à tk par le filtre de Kalman.
Cette compensation peut être utilisée pour calculer l'évolution de tk-1 à tk de Tp/i permet également de calculer (sans que cela soit utile pour la navigation hybride) un repère inertiel compensé [ic] qui se rapproche plus d'un repère inertiel grâce aux corrections des erreurs gyrométriques de paramètres estimés et recalés par la navigation hybride. On notera toutefois que le repère inertiel compensé [ic] n'est pas utilisé en réalité pour le calcul de la navigation. En outre, le repère inertiel compensé [ic] n'est pas nécessaire pour calculer l'évolution, de tk-1 à tk, de Tp/i, Tp/t, Tp/m, Vz, H et Vitesse horizontale dans le repère [p] horizontal azimut libre sur l'ellipsoïde de référence.
On note que :
- s'il n'y a pas d'erreurs gyrométriques modélisées (navigation dite « UMI pure »), alors [i] = [ic],
- sinon, la rotation d'erreurs gyrométriques estimées de tk-1 à tk dans [ic] est calculée sous forme de matrice par exemple par *Ti/ic(tk-1) où représente les valeurs des états paramètres estimés à tk-1 avec Tic/i * matrice identité et
Les évolutions des matrices (ou quaternions, ou vecteur représentatifs de rotations) Tp/t, Tp/m, et Tp/ic de tk-1 à tk, avant éventuels recalages à tk, sont obtenues par itération du calcul d'évolution de rotation du repère de navigation [p] au repère [ic] de tk-1 à tk en fonction de :
- la force spécifique horizontale plateforme analytique moyenne de tk-1 à tk,
- la correction en composantes horizontales moyennes dans le repère de navigation [p] de tk-1 à tk,
- la courbure locale de l'ellipsoïde à l'altitude moyenne de tk-1 à tk,
- la vitesse verticale moyenne de tk-1 à tk.
La courbure générée par l'ellipsoïde de référence non sphérique varie très peu et uniquement avec la latitude et l'altitude. La matrice de courbure peut donc être approximée par une constante (ou une fonction linéaire en fonction du temps) sur une durée dtk sans générer d'erreurs significatives de calcul d'évolution de la localisation. Ainsi,
- une variation de latitude de 5000m (pendant dtk) génère une variation relative des courbures, à la latitude la plus défavorable, de quelques ppm au plus ;
- une variation d'altitude de 1000m (en dtk) génère une variation relative des courbures d'environ 1/6400 soit, à 250m/s, une erreur maximale d'environ 4cm/s. Cette erreur est supprimée, hors phases dynamiques avec accélération verticale, par l'utilisation de l'altitude moyenne sur dtk pour le calcul de la matrice de courbure. L'évolution de la vitesse verticale de tk-1 à tk, avant d'éventuels recalages, est obtenue par intégration de :
- la force spécifique verticale moyenne corrigée de la pesanteur locale estimées à tk-1,
- une correction de pesanteur apparente,
- une correction de stabilisation en vitesse,
- des erreurs de vitesse en verticale générées par les erreurs UMI estimées .
L'évolution de l'altitude de tk-1 à tk, est obtenue par intégration par partie de la vitesse verticale en ajoutant la correction égale à la composante verticale de
Après intégration, une boucle externe de stabilisation de l'altitude ou le filtre de Kalman d'altitude de référence à tk (par exemple l'altitude barométrique) permet de calculer la valeur de pesanteur apparente théorique à l'altitude à tk, les nouvelles corrections sur la valeur de pesanteur apparente et éventuellement la vitesse verticale à tk applicables pour le pas de temps suivant de tk à tk+1 .
La prise en compte du modèle d'erreur de l'unité de mesure inertielle dans le modèle d'évolution d'erreur de la localisation hybride ellipsoïdale à azimut libre utilise la matrice ΦUMI tk-1->tk et les matrices ou quaternion ou rotation Tp/m, Tp/i, Tm/i à tk-1 et à tk (valeurs à tk obtenues par itération du calcul d'évolution de tk-1 à tk). De plus, les états paramètres d'erreur de l'unité de mesure inertielle sont ajoutés dans le modèle d'erreur de navigation. Cela permet leur prise en compte dans le modèle d'évolution d'erreur de la localisation hybridée et éventuellement l'estimation et la mise à jour en temps réel de paramètres du modèle erreur de l'unité de mesure inertielle lors des recalages. C'est souvent le cas par exemple des biais des accéléromètres. Le procédé de l'invention procure plusieurs améliorations permettant de faciliter une implémentation temps réel de navigations hybrides avec des liaisons numériques entre l'unité de mesure inertielle et l'unité électronique de navigation.
Ces améliorations permettent le calcul d'évolution de la localisation inertielle hybridée à basse cadence (cadence par exemple de 1s à 10s selon la précision souhaitée pour le calcul d'évolution et en fonction du domaine dynamique d'évolution du porteur).
Les données issues de cette localisation hybridée présentent un fort retard (par exemple 8s) dû :
• aux délais de calcul et de transmission des données par l'unité de mesure inertielle intégratrice hybride (par exemple 4s) ;
• aux délais de calcul d'évolution de localisation inertielle hybride (par ex 4s) ;
• aux délais (par exemple 2s) de transmission, vers un module de calcul à haute fréquence (typiquement 2 à 10ms), et de prise en compte, par ce module de calcul haute fréquence, de sorties à faible retard.
Des sorties opérationnelles de navigation hybridée à faible retard (typiquement 4 à 20ms) peuvent être calculées.
Les calculs de navigation correspondant sont alimentés :
• premièrement, par les données à faible retard et haute cadence (typiquement 2 à 10ms) d'attitude inertielle, de pseudo-vitesse inertielle et de pseudo-position inertielle,
• deuxièmement, par les données, à basse cadence et donc fortement retardées, issues de la navigation hybridée ;
• et, troisièmement, par les données de temps, de sortie d'attitude inertielle, de pseudo-vitesse inertielle et de pseudo-position inertielle fournies, par l'unité de mesure inertielle, à la navigation inertielle hybridée iso-datées.
On note que dans la version avantageuse de l'invention ici décrite, le premier programme exécuté par le circuit électronique de traitement 130 est agencé pour réaliser une troisième intégration sur les premières données doublement intégrées des données de localisation de tk-1 à tk pour obtenir des premières données triplement intégrées sur le pas de temps considéré. Les premières données triplement intégrées sont transmises à l'unité électronique de traitement 200 qui les utilise pour affiner la navigation. Les premières données triplement intégrées de tk-1 à tk servent à améliorer la précision.
En effet, on dispose au départ de données de pseudo- localisation dans le repère inertiel [i] alors qu'on cherche à obtenir une navigation dans le repère de navigation [p].
On a donc besoin de calculer la matrice de passage de [i] à [p]. Pour ce faire, on fait l'hypothèse que la force spécifique f est constante (rampe).
La matrice de passage Ti/p sera classiquement la somme de matrices composées des coefficients des polynômes de Legendre.
Avec l'intégration simple et l'intégration double des premières données de tk-1 à tk, on peut calculer une matrice de passage sous la forme d'une première matrice composée des coefficients des polynômes de Legendre d'ordre 0 et d'une deuxième matrice composée des coefficients des polynômes de Legendre d'ordre 1.
Avec la troisième intégration des premières données de tk- i à tk, on peut affiner le calcul de la matrice de passage Ti/p en calculant aussi les coefficients des polynômes de Legendre d'ordre 2 d'une troisième matrice ajoutée à la somme des précédentes. Il en résulte un accroissement de la précision de la navigation. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit mais englobe toute variante entrant dans le champ de l'invention telle que définie par les revendications .
En particulier, le dispositif peut avoir une structure différente de celle décrite.
Par exemple, le circuit électronique de traitement et l'unité électronique de calcul de navigation peuvent avoir des structures différentes de celles décrites et comprendre par exemple un coprocesseur, un processeur dédié de type asic, un microcontrôleur, un circuit programmable de type FPGA...
Bien que l'invention soit particulièrement avantageuse lorsque l'unité de mesure inertielle et l'unité électronique de traitement sont très éloignées l'une de l'autre (par exemple de plusieurs mètres), l'invention est applicable également lorsque l'unité de mesure inertielle et l'unité électronique de traitement sont plus proches (par exemple moins d'un mètre).
Les programmes informatiques peuvent être agencées différemment et effectuer les calculs avec des précisions différentes.
On note en particulier que la seule fourniture des signaux de correction comprenant des premières données de correction qui sont représentatives d'un impact des erreurs des capteurs sur les signaux de localisation sur une période donnée et qui sont déterminées par le circuit électronique de traitement à partir du modèle d'erreur, et des deuxièmes données de correction représentatives d'un effet des bruits et erreurs aléatoires de l'unité de mesure inertielle sur la période donnée, et l'exploitation de ces signaux de correction par l'unité de calcul de navigation permet une amélioration substantielle de la précision. Les autres caractéristiques du mode de réalisation décrit (comme l'intégration depuis un instant unique de début d'intégration ou la triple intégration) sont certes avantageuses, mais facultatives.
Les opérations de décalage ne sont pas nécessaires quand la durée d'intégration est telle que les données traitées fournies auront une valeur compatible avec la résolution attendue pour la navigation.
Les sorties du circuit électronique de traitement peuvent être fournies à cadence fixe (éventuellement paramétrable via une commande d'initialisation du circuit) ou sur demande externe à charge alors au programme faisant la demande d'assurer une cadence des demandes suffisantes pour ne pas risquer plus qu'un décalage des mêmes données entre deux fournitures.
De préférence, les sorties d'attitude (données gyrométriques), ainsi que les sorties de vitesse et les sorties de position (issues des données accélérométriques) sont limitées à 22 ou 24 bits par sortie avec une résolution suffisante pour assurer que la dégradation de la précision de navigation avec le procédé de l'invention est négligeable par rapport à la précision d'une navigation réalisée directement à partir des incréments issus des capteurs. Les décalages décrits permettent de limiter le nombre de bits des sorties de vitesse et de position.
Les sorties du circuit électronique de traitement permettent des navigations inertielles :
- synchrones ou asynchrones,
- précises même avec une exploitation des sorties à une cadence supérieure à quelques secondes et pour une trajectoire dynamique,
- robustes aux interruptions multiples pouvant durer jusqu'à plusieurs secondes, et plus d'une minute en statique,
- sans surcharge de l'unité électronique de calcul de navigation en cas de perte de données.
De préférence, le premier programme exécuté par le circuit électronique de traitement possède un mode d'initialisation par lequel tout ou partie des paramètres suivant peuvent être modifiés :
- orientation du repère de mesure,
- sortie cadencée ou sur requête,
- cadence de sortie,
- type de sortie de vitesse dans le repère inertiel (on notera que la sortie par composantes dans le repère de mesure [m] permet de calculer les composantes dans le repère inertiel via le quaternion de rotation Qi/m de passage de [m] à [i] fourni),
- seuils de décalage,
- valeurs de décalage,
- biais ou erreurs de facteur d'échelle...
De préférence, pour minimiser l'erreur de projection dans le repère de navigation, on choisira une navigation avec mécanisation (et référence de navigation) inertielle ou horizontale à azimut libre sur l'ellipsoïde terrestre. Ceci n'est cependant pas obligatoire.
De préférence, on néglige les effets de variation de pesanteur, de courbure locale de l'ellipsoïde et d'accélération de Coriolis entre les instants t0 et te.
Dans le cas où plusieurs décalages doivent être réalisés après une seule intégration, il est nécessaire d'ajouter dans le paquet de données un compteur de décalages de telle manière que l'unité électronique de calcul puisse retrouver le nombre de décalage réalisés.
La durée entre deux décalages peut être de quelques secondes à quelques dizaines de secondes en fonction de la dynamique du véhicule portant le dispositif de navigation. De préférence, pour conserver une bonne précision de navigation, on limitera le nombre de décalages par heure. Par exemple, avec des sorties codées sur 24 bits, le nombre maximal de décalages est avantageusement de trois par période de 400s et, avec des sorties codées sur 32 bits, le nombre maximal de décalages est avantageusement de trois par période de 28 heures.
Le dispositif peut comprendre une ou plusieurs unités de mesure inertielle disposées au voisinage les unes des autres (ou pas), en un point quelconque de l'aéronef et en particulier pas forcément au voisinage du centre de gravité.
Les intégrations sont facultatives si le risque de défaut de transmission des données entre l'unité de mesure inertielle 100 et l'unité électronique de calcul de navigation est suffisamment faible pour être acceptable au regard de l'application envisagée.
Dans une version basique de navigation, il est possible de reconstituer les incréments à la cadence de navigation classiques à partir des différences de deux sets de données successifs de sortie de l'unité de mesure inertielle. L'entretien à cette cadence de la navigation inertielle peut être réalisé de manière identique à celle des navigations classiques. Dans ce cas, le vecteur de correction CorrPPI est systématiquement nul.
Les signaux de localisation peuvent être élaborés différemment de ceux décrits et par exemple correspondre uniquement à des données intégrées depuis des instants successifs de début d'intégration et non pas depuis un instant unique de début d'intégration.
Les signaux de correction peuvent alimenter un ou plusieurs algorithmes de navigation hybridés.
La première cadence peut être comprise entre 100 Hz et 400 Hz et la deuxième cadence peut être comprises entre 0,1 Hz et 1 Hz : en variante, elles peuvent avoir des valeurs différentes de celles-ci. Les cadences peuvent être identiques l'une à l'autre. Les cadences d'émission respective des signaux peuvent être différentes de celles indiquées. En option pour ce qui concerne la cadence, pour les cas d'usage à très forte précision avec évolution dynamique, on peut choisir l'émission de un à trois groupes de valeurs de sortie définis ci-dessous à des temps répartis sur l'intervalle de temps tl à t2 . Avec une répartition uniforme, on obtient une erreur de calcul d'évolution due à la cadence réduite par quatre pour un jeu de données intermédiaires supplémentaire et réduite par seize pour trois jeux de données intermédiaires supplémentaire. On note qu'une cadence plus élevée de 10s par exemple génère des erreurs supérieures à celles d'une navigation hybridée GNSS : la formule indiquée plus haut dans la description donne en effet 38 μrad d'erreur de projection horizontale. Elle est supérieure à l'instabilité des facteurs d'échelle accélérométriques en navigation et aux erreurs d'attitude résiduelles typiques de 30μrad pouvant être obtenues par exemple par une navigation inertielle qui est hybridée avec un récepteur GNSS et qui utilise une unité de mesure inertielle suffisamment précise pour atteindre une erreur typique de navigation horizontale inertielle pure comprise entre un et quelques miles nautiques par heure.
Les données de correction utilisées pour recaler la localisation hybride peuvent provenir de toute source externe à la navigation inertielle, par exemple les positions d'un récepteur de radiolocalisation mais pas uniquement (visée stellaire ou autre).
L'erreur pire cas de calcul de projection des forces spécifiques due à la discrétisation temporelle (t2~ti) est de en vertical et en horizontal avec (i)S la pulsation de Schüler (environ 1/840 rad/s ). Un pas de temps (t2-ti) de quatre secondes peut parfois être insuffisamment précis pour certaines applications. L'envoi de données de Ti/m, PPi et PVi à des instants intermédiaires entre tl et t2 (à 1s soit trois groupes de valeurs Ti/m, PVi et PPi intermédiaires avec t2-tl= 4s par exemple) permet de réduire suffisamment cette erreur (d'un facteur 16 dans l'exemple).
L'invention peut être mise en œuvre par d'autres calculs que ceux présentés en détail et par exemple sans passer par le repère inertiel corrigé.
L'invention est applicable pour tout type de véhicule qu'il soit terrestre, nautique ou aérien.
Dans le cas d'une navigation hybride exploitant les signaux d'un radar Doppler ou d'un véhicule circulant sur une voie prédéterminée comme un véhicule ferroviaire (la direction de déplacement est fixe par rapport à la plateforme véhicule, définissant le trièdre de référence [b]), on utilise pour calculer la distance parcourue vue du repère mobile, de préférence :
- l'intégrale simple sur At de la matrice de passage du repère [i] au repère de la plateforme [b](soit neuf valeurs) ;
- l'intégrale double sur At de la matrice de passage du repère [i] au repère de la plateforme [b] (soit neuf valeurs) ;
- l'intégrale triple sur At de la matrice de passage du repère [i] au repère de la plateforme [b] (soit neuf valeurs) ;
- l'intégrale double de la force spécifique sur At (soit trois valeurs).
Ceci permet de réaliser une hybridation avec des modèles dépourvus de composantes de vitesses transverses à une direction fixe ou quasi fixe par rapport à l'unité de mesure inertielle.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif de navigation (1), comprenant une unité de mesure inertielle (100) et une unité électronique de calcul de navigation (200) reliées l'une à l'autre par une liaison de données (300), l'unité de mesure inertielle (100) comprenant des capteurs inertiels (110, 120) pour produire des signaux de localisation et l'unité électronique de calcul de navigation (200) étant agencée pour calculer une navigation à partir des signaux de localisation, caractérisé en ce que l'unité de mesure inertielle (100) comporte un circuit électronique de traitement (130) relié aux capteurs inertiels (110, 120) et pourvu d'une mémoire contenant un modèle d'erreur de l'unité de mesure inertielle ; en ce que le circuit électronique de traitement est agencé pour transmettre à l'unité électronique de navigation, d'une part, à une première cadence, lesdits signaux de localisation et, d'autre part, à une deuxième cadence, des signaux de correction comprenant des premières données de correction qui sont représentatives d'un impact des erreurs des capteurs sur les signaux de localisation sur une période donnée et qui sont déterminées par le circuit électronique de traitement à partir du modèle d'erreur, et des deuxièmes données de correction représentatives d'un effet des bruits et erreurs aléatoires de l'unité de mesure inertielle sur la période donnée ; et en ce que l'unité électronique de calcul de navigation met en œuvre un algorithme de navigation hybridée agencé pour fournir une localisation hybridée qui est basée sur des données de localisation inertielle extraites des signaux de localisation et des données de localisation externe et qui est recalée à partir des données de correction.
2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel les premières données de correction sont définies dans un repère inertiel et l'unité électronique de calcul de navigation est agencé pour utiliser les signaux de localisation pour projeter les premières données de correction dans un repère de navigation.
3. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le circuit électronique de traitement est agencé pour émettre un marqueur temporel avec les signaux de localisation et l'algorithme de navigation hybridée exploite le marqueur temporel pour caler les données de localisation inertielle avec les données de localisation externe dans l'algorithme de navigation hybridée.
4. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la deuxième cadence est inférieure à la première cadence et, de préférence, la deuxième cadence est un sous-multiple de la première cadence.
5. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel le circuit électronique de traitement est agencé pour effectuer au moins une première intégration, en fonction du temps, de données primaires contenues dans des signaux primaires issus des capteurs inertiels sur une durée d'intégration, qui commence à un instant unique de début d'intégration et qui est mesurée, pour produire des données traitées insérées dans des signaux formant les signaux de localisation avec une information temporelle représentative de la durée d'intégration, et en ce que l'unité électronique de calcul de navigation (200) est agencée pour extraire des signaux de localisation les données traitées et l'information temporelle et les exploiter pour calculer la navigation en tenant compte de la durée d'intégration.
6. Dispositif selon la revendication 5, dans lequel le circuit électronique de traitement (130) est agencé pour effectuer une deuxième intégration sur le résultat de la première intégration d'au moins une partie des données primaires, les données traitées comprenant le résultat de la première intégration et le résultat de la deuxième intégration .
7. Dispositif selon la revendication 6 ou 7, dans lequel le circuit électronique de traitement (130) est agencé pour comparer au moins une partie des données intégrées à au moins un premier seuil et pour, lorsque les données intégrées ont une valeur courante au moins égale au premier seuil, appliquer aux données intégrées un premier décalage prédéterminé pour ramener les données intégrées à une valeur décalée en deçà du premier seuil.
8. Dispositif selon la revendication 5, dans lequel le circuit électronique de traitement (130) est agencé pour réaliser deux intégrations successives sur au moins une partie des données et, lorsque les données doublement intégrées ont une valeur courante dépassant un second seuil, appliquer aux données doublement intégrées un deuxième décalage prédéterminé pour ramener les données doublement intégrées à une valeur décalée en deçà du second seuil.
9. Dispositif selon la revendication 8, dans lequel l'unité électronique de calcul de navigation (200) est agencée pour à chaque réception des données de l'unité de mesure inertielle (100) :
. acquérir une attitude inertielle à l'instant de la réception courante et mémoriser celle de la précédente réception,
. reconstituer, entre deux réceptions, une variation de pseudovitesse inertielle dans le repère inertiel, corrigée de l'effet des premiers décalages,
. calculer, à partir d'une évolution de la position dans le repère inertiel corrigée de l'effet des deuxièmes décalages, un terme compensant le fait que l'accélération (f[ij) dans le repère inertiel n'est pas constante sur la durée séparant deux réceptions ; calculer une évolution de temps entre la réception courante et la réception précédente.
10. Dispositif selon la revendication 5, dans lequel le circuit électronique de traitement (130) est agencé pour : effectuer au moins une première intégration d'au moins une partie des données primaires, une deuxième intégration sur le résultat de la première intégration, et une troisième intégration sur le résultat de la deuxième intégration ; calculer, à partir des résultats de la première intégration et des résultats de la deuxième intégration, une matrice de passage du repère inertiel au repère de navigation sous la forme d'une première matrice composée des coefficients des polynômes de Legendre d'ordre 0 et d'une deuxième matrice composée des coefficients des polynômes de Legendre d'ordre 1 ; calculer, à partir du résultat de la troisième intégration, les coefficients des polynômes de Legendre d'ordre 2 d'une troisième matrice ajoutée à la somme des précédentes pour affiner le calcul de la matrice de passage .
11. Procédé de navigation au moyen d'un dispositif de navigation (1) comprenant une unité de mesure inertielle (100) et une unité électronique de calcul de navigation (200) reliées l'une à l'autre par une liaison de données (300) , comprenant les étapes de
- dans l'unité de mesure inertielle (100) :
. élaborer des signaux de localisation à partir de mesures de capteurs inertiels (110, 120) et transmettre les signaux de localisation à l'unité de électronique de calcul de navigation à une première cadence, à partir d'un modèle d'erreur des capteurs inertiels enregistré dans l'unité de mesure inertiel, élaborer des signaux de correction comprenant des premières données de correction qui sont représentatives d'un impact des erreurs des capteurs sur les signaux de localisation sur une période donnée, et des deuxièmes données de correction représentatives des bruits d'évolution représentatifs des erreurs du modèle sur la période donnée, et transmettre les signaux de correction à l'unité de électronique de calcul de navigation à une deuxième cadence ; et
- dans l'unité électronique de calcul de navigation (200) : au moyen d'un algorithme de navigation hybridé, calculer une localisation hybride qui est basée sur des données de localisation inertielle extraites des signaux de localisation et des données de localisation externe,
. recaler la localisation hybride à partir des données de correction.
12. Véhicule renfermant au moins un dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 10.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
TW577975B (en) * 2000-07-25 2004-03-01 American Gnc Corp Core inertial measurement unit
US7668655B2 (en) * 2004-12-07 2010-02-23 Honeywell International Inc. Navigation component modeling system and method
US7579984B2 (en) * 2005-11-23 2009-08-25 The Boeing Company Ultra-tightly coupled GPS and inertial navigation system for agile platforms
US8457891B1 (en) * 2012-06-19 2013-06-04 Honeywell International Inc. Systems and methods for compensating nonlinearities in a navigational model
US10317214B2 (en) * 2016-10-25 2019-06-11 Massachusetts Institute Of Technology Inertial odometry with retroactive sensor calibration
US10955261B2 (en) * 2017-04-17 2021-03-23 Rosemount Aerospace Inc. Air data attitude reference system

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