FR2511146A1

FR2511146A1 - Instrument de navigation

Info

Publication number: FR2511146A1
Application number: FR8213470A
Authority: FR
Inventors: Reginald John Victor Snell
Original assignee: British Aerospace PLC
Current assignee: BAE Systems PLC
Priority date: 1981-08-07
Filing date: 1982-08-02
Publication date: 1983-02-11
Also published as: US4608641A; GB2103792A; CA1192665A; GB2103792B; SE8204604D0; SE464431B; IT1149340B; FR2511146B1; DE3228978A1; IT8248944A0; SE8204604L

Abstract

UN AVION FONCTIONNANT DANS UN CHAMP GRAVITATIONNEL ET POSSEDANT DES DETECTEURS CONVENTIONNELS POUR MESURER LA VITESSE REELLE DE L'AIR (DETECTEURS 10, 11), LES ANGLES D'INCIDENCE ET DE LACET (DETECTEURS 13, 12), LA ROTATION AUTOUR DES AXES X, Y ET Z ET L'ACCELERATION LE LONG DE CEUX-CI (DETECTEURS 14, 15, 16) EST EQUIPE DE MOYENS DE CALCUL DE LA COMPOSANTE INERTIELLE DE L'ACCELERATION A PARTIR DE DONNEES CONCERNANT LA VITESSE REELLE DE L'AIR, LE CAP ET LA ROTATION DE L'AVION OBTENUES A PARTIR DES DETECTEURS, ET UN MOYEN POUR COMPARER LA COMPOSANTE INERTIELLE A L'ACCELERATION TOTALE DETECTEE POUR DEDUIRE DE CETTE FACON L'ORIENTATION DE LA COMPOSANTE GRAVITATIONNELLE ET OBTENIR AINSI UNE ESTIMATION DES ANGLES DE PLONGEE ET DE ROULIS DE L'AVION.

Description

1. La présente invention a trait à un appareil et à des méthodes utilisés

pour déterminer l'attitude d'un

véhicule situe dans un champ gravitationnel En particu-

lier, mais non exclusivement, l'invention a trait à un appareil destiné à déterminer l'orientation du vecteur gravitationnel de la terre par rapport à un avion opérant dans le champ gravitationnel de la terre et à déterminer

par là les angles de plongée et de roulis de l'avion.

Il existe au moins deux techniques convention-

nelles pour déterminer l'attitude d'un corps en vol par rapport au plan horizontal local Une telle technique est

la méthode de Schuler dans laquelle les valeurs de la vi-

tesse spatiale du corps et de sa distance radiale au centre de la terre sont prises en compte pour déterminer le degré

de rotation du plan horizontal local lorsque le corps voya-

ge autour du globe terrestre Etant donné que la rotation

de la terre doit être prise en compte, le calcul de la vi-

tesse spatiale du corps nécessite la connaissance de la di-

rection du mouvement et de la position par rapport à la surface de la terre, En conséquence, cette technique peut être appliquée correctement seulement en conjonction avec un système de navigation, Une deuxième technique consiste à détecter le

vecteur gravitationnel de la terre au moyen d'accéléromè-

2, tres détecteurs de gravité Cette tâche est compliquée parce que l'accélération dynamique peut se confondre avec l'accélération gravitationnelle et celle-ci doit être isolée de celle-là Des techniques conventionnelles tentent de différencier les deux en coupant la fonction de recher- che de gravité de l'accéléromètre dès que l'accélération

détectée excède une certaine valeur A ce moment un gyros-

cope de référence verticale qui n'est pas réglé selon la méthode-de Schuler, est employé pour maintenir la référence verticale jusqu'à ce que l'accélération étrangère soit otée et que les accéléroxètres puissent reprendre leur fonction de recherche de gravité Cette technique est sujette à

erreur si les accélérations inertielles se trouvent en-de-

çà du seuil de coupure de l'accéléromètre Le gyroscope

de référence verticale n'étant pas réglé suivant la métho-

de de Schuler, et ne prenant donc pas en considération le

mouvement angulaire autour du centre de la terre, cette tech-

nique est limitée à des périodes de manoeuvre brèves alter-

nées avec des périodes de-vol stable pour permettre de ré-

établir la référence verticale correcte si on doit mainte-

nir suffisamment de précision De plus, le gyroscope de ré-

férence verticale doit être monté sur des cardans qui sont

sujets à des blocages ayant pour résultat de faire vacil-

ler le gyroscope et ceci impose une limite au fonctionne-

ment.

Selon un aspect de cette invention, on prévoit

un appareil pour déterminer l'attitude d'un corps en fonc-

tionnement dans un champ gravitationnel, appareil qui com-

prend umnoyen pour déterminer l'accélération totale exercée sur le corps, un moyen pour déterminer la composante iner

tielle de l'accélération et un moyen pour comparer la compo-

sante inertielle avec l'accélération totale de telle façon que l'orientation de-la composante gravitationnelle qui

s'exerce sur le corps puisse être déduite.

Selon un autre aspect de cette invention, on prévoit une méthode pour déterminer l'attitude d'un corps en fonctionnement dans un champ gravitationnel, qui comprend les étapes de: (i) mesurer l'accélération totale agissant sur le corps,

(ii) calculer la composante inertielle de l'ac-

célération totale agissant sur le corps, et

(iii) comparer l'accélération totale avec la com-

posante inertielle et en déduire l'orienta-

tion de la composante gravitationnelle agis-

sant sur le corps.

Selon un autre objet de cette invention, on pré-

voit un corps en fonctionnement dans un champ gravitation-

nel,qui contient un moyen de détection de vitesse pour dé-

tecter la grandeur de la vitesse et sa direction relative-

ment aux axes du corps, un moyen de détection de rotation

destiné à détecter la rotation du corps, un moyen de dé-

tection d'accélération pour mesurer l'accélération totale agissant sur le corps,un moyen pour traiter les données

reçues des moyens de détection de la vitesse de l'avance-

ment et de la rotation pour déterminer la composante iner-' tielle de l'accélération totale agissant sur le corps, un moyen pour comparer l'accélération totale détectée avec la composante inertielle, et en déduire l'orientation de la composante gravitationnelle par rapport au corps et par

suite une attitude estimée du corps.

Le corps peut contenir des moyens d'intégration pour intégrer les données reçues du moyen de détection de rotation et déterminer par là une autre attitude estimée du corps et un moyen de contrôle pour comparer 1 'attitude

estimée obtenue par intégration avec celle obtenue par dé-

duction de la composante gravitationnelle L'estimation obtenue par intégration et celle obtenue par déduction de

la composante gravitationnelle peuvent chacune être pondé-

rées en termes de fiabilité et combinées pour obtenir une meilleure estimation

Un moyen de contrôle peut être prévu pour contrô-

ler la seconde dérivation des données reçues d'un ou plus des moyens de détection de la vitesse, de la rotation ou de l'accélération, le moyen de contrôle agissant pour supprimer 4.

l'estimation obtenue par déduction de la composante gra-

vitationnelle si la seconde dérivation excède une valeur prédéterminée. A titre de technique d'auto-contrôle, un moyen peut être prévu pour comparer la valeur estimée de l'ac-

célération gravitationnelle totale avec la valeur standard.

Le corps peut comprendre un moyen de filtre bas-

se fréquence adapté de façon à araser les fluctuations à court terme des données issues du moyen de détection de la

vitesse, et un moyen de retard destiné à retarder les don-

nées issues des moyens de détection du cap, de la rotation et de l'accélération de façon k synchroniser les données filtrées et retardées issues de chacune des sources Dans ce cas, le corps peut avantageusement comprendre un moyen

d'intégration destiné à intégrer les données issues du mo-

yen de détection de la rotation et à les ajouter à l'estima-

tion retardée de l'attitude déduite de la composante gravi-

tationnelle,mettant ainsi à jour l'estimation retardée de l'attitude. 3 O A titre d'exemple uniquement, une réalisation

spécifique de l'invention va maintenant être décrite en dé-

tails en faisant référence à la figure jointe en annexe qui est un schéma blocs d'un système de navigation pour un avion.

Sur la figure et dans la description on emploie

les notations suivantes: V Vitesse par rapport à un cadre de référence dépourvu d'accélération

V Accélération due à un changement de la vites-

se

a Angle d'incidence rapporté au centre de gra-

vité de l'avion a Degré de variation de l'incidence Angle de lacet rapporté au centre de gravité de l'avion Degré de variation de l'angle de lacet x, y, z Axes du corps de l'avion, orientés "main droite', centrés sur le centre de gravité de B

l'avion; x dirigé vers l'avant le long du re-

père d'horizontal du fuselage, z positif vers le bas (voir figures) p, q, r Rotations autour de x,y,z respectivement, conformément à la règle de la main droite xif yi zi Accélérations inertielles le long des axes x,y, z xm, Ym' zm Accélérations mesurées le long des axes x,y,z rapportés au centre de gravité de l'avion e Angle de plongée 0 Angle de roulis

g Accélération due à la gravité.

En relation avec la figure, on a représenté un

avion pourvu d'une sonde de pitot 10 de mesure de la pres-

sion statique,une sonde de température de l'air 11 et des

sondes de détection 12 et 13 de direction du flux d'air res-

pectivement destinées à déterminer les angles locaux de la-

cet et d'incidence de l'avion, tous montés de façon conven-

tionnelle dans ou près du c One nasal de l'avion Les ensem-

bles à gyroscopes de mesures et à accélromètres 14, 15 et 16 respectivement sont montés de manière conventionnelle sur

l'avion éloignés du centre de gravité 17 de l'avion et ali-

gnés suivant les axes x-, y et z de l'avion respectivement.

Chaque ensemble comprend un accéléromètre adapté pour mesu-

rer l'accélération suivant un des axes alignés ci-dessus et un gyroscope de mesure pour mesurer la rotation autour de

cet axe.

En cours d'utilisation,les données issues de la sonde de pitot de mesure de la pression statique 10 et de la sonde de température 11 sont combinées pour calculer la

vitesse réelle V de l'air de l'avion, de manière convention-

nelle Les données concernant les angles locaux d'incidence

et de lacet collectées par les sondes 12 et 13 sont combi-

nées avec les données concernant la rotation de l'avion rela-

tivement & son centre de gravité rassemblées depuis les en-

sembles à gyroscopes de mesures et accéléromètres 14, 15 et 16 pour calculer les valeurs de l'angle d'incidence (a) et 6. de l'angle de lacet ( 8) rapportés au centre de gravité de l'avion Ayant ainsi calculé les valeurs de V, a et B,

ces valeurs sont écrêtées et également dérivées pour obte-

nir les valeurs de V, " et L. Les rotations autour, et les accélérations le long des axes x, y et z mesurées par les ensembles 14, 15 et 16 à accéléromètre/gyroscope de mesure sont corrigées

de façon à tenir compte des distances séparant les ensem-

bles respectifs du centre de gravité de l'avion Les va-

leurs des rotations sont alors écrêtées pour donner les va-

leurs de p, q et r.

L'accélération inertielle totale agissant sur le centre de gravité de l'avion peut être conçue comme étant générée dans deux éléments Dans l'un, les composantes de

l'accélération formées par des changements dans l'intensi-

té et la direction du vecteur de vitesse relativement à x, y et z sont calculées à partir des valeurs de V,, a, &, et selon les form les suivantes: Accélérations dues au changement de l'intensité et de la direction du vecteur de vitesse relativement aux axes: Composante de l'accélération selon l'axe x: Vx = l IV-Vl 2 (tan a Sec 2 a & + tan B Sec 2 g)S}

Composante de l'accélération selon l'axe y: -

vy = lf{V tan g -V 12 Sec 2 a (tan a tan B. -Sec 2 g)} Composante de l'accélération selon l'axe z: = l{V tan a -V 12 Sec 2 g (tan a tan g J z 2 -Sec a a)} Dans les trois équations ci-dessus, 1 représente le cosinus de direction du vecteur vitesse relativement à l'axe x Par calcul on peut montrer que: 1 = ( 1 + tan 2 a + tan)1/2

1 est positif quand le vecteur vitesse est dans le demi-es-

pace avant du corps et négatif quand la vitesse est dans

le demi-espace arrière du corps.

On ajoute aux éléments d'accélération ci-dessus l'autre élé-

ment composé des accélérations centripètes induites par la rotation autour des axes x, y et z. 7. Accélérationsdues aux rotations du corps Axe x Accélération centripète = Vl (q tan a r tan B) Axe y Accélération centripète = Vl (r p tan a) Axe z Accélération centripète = Vl (p tan 8-q) Une fois que les deux éléments ont été calculés

selon chacun des axes, ils peuvent être additionnés de fa-

çon à donner les valeurs des accélérations inertielles tota-

les le long de chacun des axes x, y et z, xi, Yi et zi, res-

pectivement. x = l{V + Vlq tan a r tan -l 2 (tan a Sec 2 a,a

12 2

+ tan e Sec 8)l} i = 1 { tan a + Vlr-p tan a-12 Sec 2 a(tan a tan 8 & Sec 2 8)lj} 2 2 zi = l{ 9 tan 8 + Vlp tan e-q- 12 Sec 2 (tan a tan 5 3 Sec 2 a a)l}

V, a et ne sont pas disponibles en tant que donnée de ba-

se issue d'un détecteur, mais doivent être dérivées en dif-

férenciant V, î et e, puis les valeurs de xi, Yi et zi peu-

yent être obtenues des formules plus fondamentales: d(Vl) xi =Vl(q tan a r tan) + d d C Vl tan Yi = Vl(r-p tan a) + d(Vltan) d(Vl tan a) zi = Vl(p tan e-q) + dt À

Les accélérations mesurées le long des axes x, y et z ras-

semblées depuis les ensembles 14, 15 et 16 sont écrêtées Il IlIl

pour donner les valeurs de xm ym et Zm, respectivement.

Puis, ayant calculé les accélérations inertiel-

les totales et les accélérations mesurées le long des axes x, y et z, les angles de plongée et de roulis peuvent être calculés selon les formules suivantes: Angle de plongée 8 = arc Sin l(xm xi)/gl Angle de roulis O = arc Tan l(Ym Yi)/(Zm zi)l

La quadrature de l'angle de roulis étant la sui-

vante:

11-146

8. + i m i + + Zm Zi + 0 Q O 1 90 Q O 9 D O à 100 OQ 900 g 90 à -180

0 90 90 ' 100

Pour réduire la sensibilité aux erreurs dans

l'accélération inertielle estimée pour des angles de plon-

gée importants: Si t(x x)/g i alors m i 2

A " 2 2

= arc cos (ym Y i) + (m zi) /g En comparaison avec les systèmes traditionnels d'attitude en référence à la gravité (par différence avec les systèmes de navigation inertiels réglés par la méthode de Schuler), la technique décrite ci-dessus présente les avantages suivants: 1, Elle ne nécessite pas de périodes de vol calme pour réétablir la référence verticale et est donc souhaitable pour des périodes soutenues de manoeuvre en vol, 2 Elle n'est pas limitée en attitude pour éviter

un blocage de cardan ou un vacillement de gy-

roscope.

3 L'erreur instantanée dépend de l'erreur de dé-

tecteur instantanée et non de l'histoire immé-

diate de la manoeuvre en cours En conséquence, immédiatement après une manoeuvre, toute erreur

produite pendant la manoeuvre diminuera rapide-

ment.

4 La plupart des détecteurs seraient aussi utili-

sés pour d'autres fonctions de référence en vol

et être installés correctement dans leur fonc-

tion propre; Ceci devrait présenter un avantage

de poids et d'économie de co Qt.

La technique ci-dessus utilise la sortie instanta-

née issue des gyroscopes de mesure du corps utilisés pour le

contrôle de vol, Maintenant ces gyroscopes seuls sont capa-

9, bles de fournir des informations concernant l'attitude en

transformant leurs sorties de mesures selon les axes d'at-

titude et en intégrant En réalité, cette méthode est em-

ployée en navigation à inertie mais en utilisant des gyros-

copes présentant un taux d'erreur de dérive de 0,010 par heure comparé à un taux nominal de 50 par minute requis en contrôle de vol. Cependant, en dépit de la précision beaucoup plus basse des gyroscopes de mesure de contrôle de vol, ceux-ci

peuvent être utilisés de cette manière pendant des pério-

des d'intégration courtes de façon à étendre la réalisation

ci-dessus de l'invention pour inclure les fonctions suivan-

tes ( 1) un degré d'autocontrôle, ( 2) surmonter des défaillances à-courtterme dans certains des détecteurs,

( 3) fonctionnement en réversion avec perte de cer-

tain des détecteurs,

( 4) une technique plus simple, de niveau plus bas.

Auto-contrôle Même avec des dérives de gyroscopes de mesures du

corps relativement élevées de 1 par seconde, l'erreur cumu-

lée par intégration sur une période de cycle répétitif de calcul d'un cirguantièmn de seco:de ou même d'un dixième de

seconde est parfaitement acceptables Le changement en atti-

tude dérivé par intégration de mesure gyroscopique peut par conséquent être comparé avec le changement en attitude de

la technique décrite ci-dessus pendant de courts interval-

les de temps pour servir d'auto-contrôle.

Il a été trouvé que les estimations des angles de plongée et de roulis utilisant la technique ci-dessus

donnaient de bons résultats à long terme, mais que dans cer-

taines conditions extrêmes, telles que dans le cas de ma-

noeuvres violentes des erreurs de détecteur (par exemple la

mesure de la vitesse réelle de l'air V) pouvaient être pas-

sablement importantes, diminuant ainsi la précision de l'estimation à court-terme,

Réciproquement, dans le cas d'estimations des an-

10. gles de plongée et de roulis par intégration de mesure gyroscopique, celles-ci sont généralement bonnes dans le court terme mais la précision dans le long terme décroît à

cause de la dérive du gyroscope.

Selon une modification dé la technique d'auto-

contrôleune technique de filtrage de Kalman peut être em-

ployée pour donner des valeurs de sûreté ou de confiance

aux estimations issues de chacune de ces sources et dédui-

re par 1 une meilleure estimation, Correction des erreurs de détection à court terme Comme les gyroscopes de mesures sont capables de

fournir des données d'entrée dignes de confiance dans l'at-

titude sur des périodes courtes, ils peuvent être utilisés

comme substitut à la réalisation décrite si elle est en er-

reur pour des périodes courtes à la suite d'une défaillan-

ce d'un détecteur Ceci dépendrait donc du fait qu'on soit

capable de détecter les conditions dans lesquelles le fonc-

tionnement du détecteur peut être inférieur pour établir la dernière base d'attitude viable à partir de laquelle la source de substitution peut extrapoler, Par exemple, si on trouve que la donnée relative à la vitesse réelle de l'air a un retard de réponse trop important ou trop sujet aux rafales de vent etc, il peut être possible de détecter les conditions de rupture en

contrôlant la seconde dérivation de la vitesse de l'air.

Pourvu que l'accélération de la vitesse de l'air ne change

pas plus vite qu'un taux prédéterminé, le mode de réalisa-

tion décrit sera utilisé Au-dessus du taux prédéterminé,

l'angle d'attitude sera incrémenté à partir des données gy-

roscopiques seules.

Dans le cas oa on emploierait une technique de

filtrage de Kalman et o C la seconde dérivation de la vi-

tesse de l'air serait au-dessus de la valeur prédéterminée, l'estimation issue de la méthode décrite ci-dessus serait

ignorée pendant la durée de la perturbation.

Selon une technique alternative, les interrup-

tions à court terme, dans la vitesse réelle de l'air mesu-

rées sont écrêtées en utilisant un filtre basse fréquence.

11.

Comme mentionné ci-dessus, ceci produit un retard de répon-

se qui déphase la donnée relative à la vitesse réelle de l'air par rapport aux autres données issues des détecteurs de l'avion Ceci peut être surmonté en s'assurant que les autres données sont retardées d'un intervalle de temps si-

milaire On appréciera que ceci aura pour résultat une esti-

mation qui est décalée dans le temps typiquement d'environ un tiers de seconde Pour remédier cela, l'estimation peut être remise M jour par intégration des données reçues des gyroscopes de mesure du corps sur la période de retard

de façon à fournir une estimation mise à jour.

Mode de réversion

Dans un système de contrôle de vol, les gyrosco-

pes de mesure du corps sont peut être les détecteurs les plus fondamentaux et pourvu qu'ils fonctionnent, l'avion peut être guidé selon un mode de "retour à la maison", les

autres détecteurs étant inopérants, par exemple les détec-

teurs de données relatives à l'air Pourvu que les accélé-

romètres fonctionnent encore, il peut être possible de cal-

culer l'attitude,au prix d'une qualité plus basse, sans donnée relative à l'air, Fondamentalement, la technique ci-dessus sépare

l'accélération inertielle de l'accélération gravitationnel-

le.Si l'avion vole de façon stable, il n'y aura pas d'ac-

célération inertielle et le mode de réalisation ci-dessus déduira une attitude correcte à partir des seules mesures

des accéléromètres La condition pour une accélération iner-

tielle égale à zéro peut être identifiée par le contrôle à

ce qu'à la fois aucun changemoent ne se produit dans l'accé-

lération mesurée et en ce que le taux de rotation des gyros-

copes est égal à zéro, En pratique, l'avion n'est jamais en état d'accélération inertielle égale à zéro à cause des turbulences de l'air, etc et un écrêtage supplémentaire peut 8 tre requis pour aider à la détection des conditions d'accélération inertielles zéro, Le mode de réversion opère conmme une série de

déterminations d'attitude, calculées à partir de la condi-

tion d'accélération inertielle zéro, l'attitude étant in-

12.

terpolée par intégration des mesures des gyroscopes.

Technique d'attitude plus simple De façon claire, la méthode soulignée pour la réversion peut être utilisée en propre comme un système d'attitude Dans un sens, elle peut être considérée com- me un échange de détecteurs de données relatives à l'air contre des gyroscopes plus précis Fondamentalement, cela

dépend de la fréquence, A laquelle on peut obtenir une dé-

termination de l'attitude à accélération inertielle zéro.

Un facteur important est que même avec des gy-

roscopes parfaits,des erreurs seraient introduites à cause de la courbure de la terre Les gyroscopes donnent bien sûr une référence d'attitude spatiale, cependant que, en vol_à Mach 0,9 vers l'est, le plan horizontal tournerait de

250 par heure aux lattitude du Royaume-Uni Ainsi, 6 minu-

tes après une détermination,des gyroscopes parfaits cumule-

raient une erreur de 2,50 Manifestement, des détermina-

* tions fréquentes préviendraient des erreurs excessives is-

sues de cette source.

Comme syst oe d'auto-contrôle supplémentaire, les valeurs obtenues pour l'accélération gravitationnelle S selon les axes x, y et z (xm xi), (ym yi) et (zm zi) peuvent être additionnées vectoriellement et co Eparées à la

valeur connue de g pour servir d'auto-contrôle.

A titre d'autre modification supplémentaire, des estimations des angles de plongée et de roulis peuvent être combinées avec les sorties issues d'un magnétomètre

trois axes pour déduire par là le cap de l'avion.

La présente invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation qui viennent d'être décrits, elle

est au contraire susceptible de modifications et de varian-

tes qui apparaîtront à l'homme de l'art, -

13,

Claims

REVENDTCATIONS

1 Appareil de détermination de l'attitude d'un

corps fonctionnant dans un champ gravitationnel, caractéri-

sé en ce qu'ilccaprend -un moyen pour déterminer l'accéléra-

tion totale agissant sur le corps, un moyen pour déterminer

la composante inertielle de celle-ci et un moyen pour compa-

rer la composante inertielle et l'accélération totale de

telle façon que l'orientation de la composante gravitation-

nelle agissant sur le corps puisse être déduite -

2 Méthode de détermination de l'attitude d'un

corps fonctionnant dans un champ gravitationnel, caracté-

risée en ce qu'elle comprend les étapes de: (i) mesurer l'accélération totale agissant sur le corps,

(ii) calculer la composante inertielle de l'ac-

célération totale agissant sur le corps, et

(iii) comparer l'accélération totale à la compo-

sante inertielle pour déduire ainsi l'orien-

tation de la composante gravitationnelle

agissant sur le corps.

3 Corps fonctionnant dans un champ gravitation-

nel, caractérisé en ce qu'il comprend un moyen de détec-

tion de vitesse pour détecter l'intensité et la direction de la vitesse relativement aux axes du corps, un moyen de détection de rotation pour détecter la rotation du corps,

un moyen de détection de l'accélération pour mesurer l'ac-

célération totale agissant sur le corps, un moyen pour trai-

ter les données reçues de détecteurs de vitesse cap et ro-

tation pour déterminer la composante inertielle de l'accé-

lération totale agissant sur le corps, un moyen pour compa-

rer l'accélération totale détectée avec la composante iner-

tielle, et pour déduire de cette façon l'orientation de la composante gravitationnelle relativement au corps et par

suite une attitude estimée du corps.

4 Corps selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend un moyen d'intégration pour intégrer les données reçues du moyen de détection de rotation pour déterminer par là une attitude estimée du corps et un moyen 14. de contrôle pour comparer l'attitude estimée produite par

intégration avec celle produite par déduction de la composan-

te gravitationnelle.

Corps selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'estimation produite par intégration et celle produite par déduction de la composante gravitationnelle

sont chacune pondérées en termes correspondant à leur fia-

bilité et combinées pour obtenir une meilleure estimation.

6 Corps selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'un moyen de contrôle est prévu pour contrôler la seconde dérivation des données reçues d'au moins un moyen de détection de vitesse, de rotation ou accélération, le

moyen de contrôle agissant de façon à supprimer l'estima-

tion produite par déduction de la composante gravitationnel-

le dès lors que la seconde dérivation excède une valeur pré-

déterminée,

7 Corps selon l'une quelconque des revendica-

tions 3 à 6, caractérisé en ce qu'un moyen est prévu pour

comparer l'intensité estimée de l'accélération gravitation-

2 Q nelle totale avec la valeur standard et servir par là de

moyen de contrôle.

8 Corps selon l'une quelconque des revendica-

tions 3 à 7, caractérisé en ce qu'il comprend un moyen de filtre basse fréquence adapté à écrêter les variations à court terme dans les données issues du moyen-de détection de

vitesse et un moyen de retard pour retarder les données is-

sues des moyens de détection de cap, rotation et accéléra-

tion de manière à synchroniser les données filtrées et re-

tardées issues de chacune des sources.

9 Corps selon la revendication 8, caractérisé

en ce qu'il comprend en outre un moyen d'intégration pour in-

tégrer les données issues du moyen de détection de rota-

tion et pour additionner celles-ci à l'estimation retardée de l'attitude déduite de la composante gravitationnelle,

mettant ainsi à jour l'estimation retardée de l'attitude.