FR3059785A1 - Procede de determination d'une position geographique d'un aeronef - Google Patents

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Abstract

Ce procédé comprend le calcul d'une position hybride (PHYB(TPRES)) représentative de la position géographique de l'aéronef (2) à un instant présent (TPRES) en fonction d'une position de géolocalisation de référence (PGNSS(TREF)) de l'aéronef (2) calculée par un récepteur de géolocalisation (4) à un instant de référence (TREF) précédant l'instant présent (TPRES) d'une durée déterminée, le récepteur de géolocalisation (4) étant compatible avec un système d'augmentation par satellite (10), et d'au moins une vitesse (VHYB) de l'aéronef (2) entre l'instant de référence (TREF) et l'instant présent (TPRES), déterminée à l'aide du système de mesure inertiel (22).

Description

Titulaire(s) : THALES Société anonyme.
Demande(s) d’extension
Mandataire(s) : CABINET LAVOIX Société par actions simplifiée.
PROCEDE DE DETERMINATION D'UNE POSITION GEOGRAPHIQUE D'UN AERONEF.
FR 3 059 785 - A1 (67) Ce procédé comprend le calcul d'une position hybride (pHYB(TPFiES)) représentative de la position géographique de l'aéronef (2) à un instant présent (TPRES) en fonction d'une position de géolocalisation de référence (Pqnss(tref)) de l'aéronef (2) calculée par un récepteur de géolocalisation (4) à un instant de référence (TREE) précédant l'instant présent (TppEs) d'une durée déterminée, le récepteur de géolocalisation (4) étant compatible avec un système d'augmentation par satellite (10), et d'au moins une vitesse (VHYB) de l'aéronef (2) entre l'instant de référence (TRpF) et l'instant présent (TPRES), déterminée à l'aide du système de mesure inertiel (22).
--r v- --r :
Procédé de détermination d’une position géographique d’un aéronef
La présente invention concerne un procédé de détermination d’une position géographique d’un aéronef.
II est possible de déterminer la position géographique d’un aéronef à l’aide d’un système de geolocalisation par satellite (ou GNSS pour « Global Navigation Satellite System »). Pour ce faire, l’aéronef embarque un récepteur de géolocalisation configuré pour recevoir dès signaux de géolocalisation émis par les satellites d’une constellation de satellites du système de géolocalisation par satellite, et pour calculer la position de l’aéronef à partir des signaux de géolocalisation reçus. Des exemples de systèmes de navigation par satellite sont le système GPS, le système GALILEO et le système GLONASS.
Il existe une incertitude sur la position de l’aéronef calculée par le récepteur de géolocalisatiom Pour tenir compte de cette incertitude, le récepteur de géolocalisation est configuré pour calculer un rayon de protection.
Le rayon de protection est déterminé de telle manière que la probabilité que la position de géolocalisation calculée par le récepteur de géolocalisation soit à une distance de la position réelle de l’aéronef supérieure au rayon de protection est inférieure à un seuil déterminé. Dans les aéronefs civils, le rayon de protection est déterminé de sorte que cette probabilité est inférieure à un seuil de 107/h.
Le récepteur de géolocalisation est généralement configuré pour déterminer, d’une part, un rayon de protection horizontal (ou HPL pour Horizontal Protection Level ») relatif a l’écart entre la position de géolocalisation et la position réelle dans le plan horizontal, et, d’autre part, un rayon de protection vertical (ou VPL pour « Vertical Protection Level ») relatif à l’écart entre la position de géolocalisation et la position réelle suivant l’axe vertical.
II est possible qu’un ou plusieurs satellites d’un système de géolocalisation par satellites soient défaillants. Ceci est susceptible de conduire au calcul d’une position de geolocalisation erronée, située hors d’un rayon de protection.
II est possible d’utiliser un système d’augmentation par satellite (ou SBAS pour « Satellite Based Augmentation System») associé au système de géolocalisation par satellite.
Le système d’augmentation par satellite est configuré pour fournir des données de correction relatives aux satellites du système de géolocalisation par satellite et permettant d’améliorer la précision de la position calculée par le récepteur de géolocalisation. Les données de correction comprennent par exemple des corrections d’horloge, des corrections d'orbite (ou corrections d’éphémérides) et des corrections ionosphériques.
Le système d’augmentation par satellite est aussi configuré pour surveiller en permanence le bon fonctionnement des satellites du système de géolocalisation par satellite, et pour fournir des données d’intégrité des satellites. Lorsqu’une défaillance d’un satellite apparaît, les données d’intégrité de ce satellite sont mises à jour.
Des exemples de système d’augmentation par satellite sont le système WAAS («Wide Area Augmentation System ») et le système EGNOS (« European Geostationnary Navigation Overlay System »).
Ces systèmes d’augmentation possèdent des récepteurs de référence basés au sol et immobiles, configurés pour recevoir les signaux de géolocalisation du système de géolocalisation par satellite, au moins un calculateur configuré pour calculer les données de correction et les données d’intégrité en fonction des signaux de géolocalisation reçus, et au moins un émetteur pour envoyer des signaux d’augmentation contenant les données de correction et les données d’intégrité au récepteur de géolocalisation de l’aéronef via un ou plusieurs satellites géostationnaires dé télécommunication.
En fonction des données de correction et des données d’intégrité reçues, le récepteur de géolocalisation peut par exemple cesser d’utiliser un satellite de géolocalisation ou augmenter un rayon de protection associé à la position de géolocalisation calculée à partir d’un signal de géolocalisation.
Le système d’augmentation possède un temps d’alerte (ou TTA pour «Time To Alert ») qui est la durée maximale s’écoulant entre l’apparition défaillance d’un satellite du système de géolocalisation par satellite et sa prise en compte dans le récepteur de géolocalisation de l’aéronef. Actuellement, le temps d'alerte du système d’augmentation
WAAS et le temps d’alerte du système d’augmentation EGNOS sont d’environ 6 secondes.
Ce temps d’alerte est incompressible et limite l’utilisation de la position de géolocalisation calculée par le récepteur de géolocalisation, notamment pour les approches avec utilisation d’un système de guidage vertical (ou LPV pour « Localizer
Performance with Vertical guidance »).
En effet, lorsque le récepteur de géolocalisation reçoit une mise à jour de données d’intégrité d’un satellite à un instant donné, Cela signifie que les positions de géolocalisation calculées par le récepteur de géolocalisation depuis une durée égale au temps d’alerte sont fausses (i.e. la position de géolocalisation calculée par le récepteur de géolocalisation est potentiellement en dehors du rayon de protection associé à cette position dé géolocalisation), sans que le pilote n’en ait été informé.
37' : .
II est donc nécessaire de prendre des marges dè sécurité sur les trajectoires, en particulier verticalement pour ne pas risquer que l’aéronef heurte le sol. De ce fait, lors des approches utilisant le système LPV, l’altitude de décision (hauteur de l’avion par rapport au terrain en deçà de laquelle le pilote ne doit pas poursuivre l’approche s’il n’a pas de visibilité sur la piste) est actuellement limitée à 200 pieds, soit environ 61 mètres.
Un des buts de l’invention est de fournir un procédé de détermination d'une position géographique d’un aéronef à partir d’un système de géolocalisation par satellite, pouvant être associée à un temps d’alerte et un rayon de protection satisfaisants.
A cet effet, l’invention propose une procédé de détermination d’une position 10 géographique d’un aéronef à l’aide d’un récepteur de géolocalisation et d’un système de mesure inertiel embarqués dans l’aéronef, le récepteur de géolocalisation étant configuré pour recevoir des signaux de géolocalisation de satellites d’un système de géolocalisation par satellite et des signaux d’augmentation d’un système d’augmentation par satellite associé au système de géolocalisation par satellite, le procédé comprenant le calcul d’une position hybride représentative de la position géographique de l’aéronef à un instant présent en fonction d’une position de géolocalisation de référence de l’aéronef calculée par le récepteur de géolocalisation à un instant de référence précédant l’instant présent d’une durée déterminée, et d’au moins une vitesse de l’aéronef entre l’instant de référence et l’instant présent, déterminée à l'aide du système de mesure inertiel.
Le procédé peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes :
- la position hybride est calculée à partir de la position de géolocalisation de référence et par propagation en fonction de la vitesse de l’aéronef entre l’instant de référence et l’instant présent ;
- la position hybride est calculée en ajoutant à la position de géolocalisation de référence une variation de position calculée par intégration de la vitesse de l’aéronef entre l’instant de référence et l’instant présent ;
- l’instant de référence précède l’instant présent d’une durée égale ou strictement inférieure à un temps d'alerte du système d’augmentation ;
- il comprend le calcul d’un rayon de protection hybride associé à la position hybride en fonction d’un rayon de protection associé à la position de géolocalisation de référence et calculé par le récepteur de géolocalisation, et d’une augmentation de rayon de protection, par exemple calculée en fonction d’une erreur associée à la vitesse entre l’instant de référence et l’instant présent ;
- le calcul d’un rayon de protection associé à la position de géolocalisation courante calculée par le récepteur de géolocalisation à l’instant présent, comme la 4 ' somme d’un écart entre la position de géolocalisation courante et la position hybride et du rayon de protection hybride ;
- la détermination d’un rayon de protection d’approche associé à la position de géolocalisatiori courante, comme le maximum du rayon de protection associé à la position de géolocalisation courante et du rayon de protection consolidé ;
- la vitesse utilisée pour calculer la position hybride est une vitesse hybride déterminée en fonction de paramètres inertiels mesurés par le système de mesure inertiel et en outre de paramètres de géolocalisation calculés par le récepteur de géolocalisation.
L'invention concerne également un système avionique comprenant un récepteur 10 de géolocalisation et un système de mesure inertiel, le récepteur de géolocalisation étant configuré pour recevoir des signaux de satellites d’un système de géolocalisation par satellite et des signaux d’augmentation d’un système d’augmentation par satellite associé au système de géolocalisation par satellite, le système avionique étant configuré pour la mise en œuvre d’un procédé de détermination d’une position géographique de l’aéronef tel que défini ci-dessus.
L’invention concerne encore un produit programme d'ordinateur enregistrable dans une mémoire informatique et comprenant des instructions de code pour la mise en œuvre d’un procédé de détermination d’une position géographique d’un l’aéronef tel que défini ci-dessus lorsque le produit programme d’ordinateur est exécuté par un processeur.
L’invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels :
- la Figure 1 est un schéma illustrant un aéronef, ainsi qu’un système de géolocalisation par satellite et un système d’augmentation par satellite associé ;
- la Figure 2 est un schéma illustrant un système avionique embarqué de l’aéronef, le système avionique étant configuré pour la mise en œuvre d’un procédé de détermination d’une position géographique de l’aéronef ;
- lés Figures 3 à 5 sont des lignes de temps illustrant le calcul d’une position hybride et d’un temps d’alerte hybride associé selon le procédé de détermination d’une position géographique de l’aéronef.
L’aéronef 2 illustré sur la Figure 1 possède un récepteur de géolocalisation 4 configuré pour recevoir des signaux de géolocalisation SGeo émis par les satellites de géolocalisation 6 d’un système de géolocalisation par satellite 8 et pour recevoir des signaux d’augmentation SAug envoyés par un système d’augmentation par satellite 10 associé au système de géolocalisation par satellite 8.
· 5 i
Le récepteur de géolocalisation 4 est dit « compatible » avec le système d’augmentation par satellite 10.
Le système de géolocalisation par satellite 8 est par exemple le système GPS, le système GALILEO ou le système GLONASS. Le système d’augmentation par satellite 10 est par exemple le système WAAS ou le système EGNOS.
Le récepteur de géolocalisation 4 est configuré pour calculer une position de géolocalisation Pgnss de l’aéronef 2 en fonction des signaux de géolocalisation SGEO et des signaux d’augmentation SAug· La position de géolocalisation Pgnss est représentative de la position géographique de l’aéronef 2.
Dans la présente description, une « position de géolocalisation » est une position de l’aéronef 2 calculée par le récepteur de géolocalisation 4 embarqué dans l’aéronef 2 en fonction des signaux de géolocaiisation SGeo et des signaux d’augmentation SAUq.
Le récepteur de géolocalisation 4 est également configuré pour calculer un rayon de protection Rgnss associé à la position de géolocalisation Pgnss. en fonction des signaux de géolocalisation SGeo et des signaux d’augmentation SAUG reçus par le récepteur de géolocalisation 4.
Le système d’augmentation par satellite 10 est configuré pour déterminer des données de corrections permettant d’améliorer la précision du calcul d’une position géographique.
Les données de corrections comprennent par exemple, pour chaque satellite de géolocalisation 8 des corrections d’horloge, des corrections d’orbite (ou corrections d'éphémérides) et/ou des corrections ionosphériques.
Le système d’augmentation par satellite 10 est configuré pour surveiller le fonctionnement des satellites de géolocalisation 6 et pour déterminer des données d’intégrité représentatives de l’intégrité de chaque satellite de géolocalisation 6.
Les données d’intégrité de chaque satellite de géolocalisation 6 sont mises à jour par le système d’augmentation par satellite 10 en cas détection d’une nouvelle défaillance.
Les signaux d'augmentation SAUg émis par le système d’augmentation par satellite
10 contiennent les données de correction et les données d’intégrité.
Pour tenir compte des signaux d'augmentation Saug reçus, le récepteur de géolocalisation 4 peut par exemple ne pas tenir compte du signal de géolocalisation d’un satellite de géolocalisation 6 défaillant ou calculer un rayon de protection Rgnss plus grand si la position de géolocalisation PGNss est calculée en fonction d’un signal de géolocalisation d’un satellite de géolocalisation 6 défaillant.
Le système d’augmentation 10 est configuré pour envoyer les signaux d’augmentation SAUG au récepteur de géolocalisation 4 par l’intermédiaire d’un ou plusieurs satellites de télécommunication 12. Chaque satellite de télécommunication 12 est par exemple géostationnaire.
Le récepteur de géolocalisation 4 est configuré pour la réception des signaux d’augmentation SAug via chaque satellite de télécommunication 12.
Le système d’augmentation 10 illustré comprend au moins un récepteur de référence 14 configuré pour recevoir les signaux de géolocalisation SGeo émis par les satellites 6 du système de géolocalisation par satellite 8, chaque récepteur de référence
14 étant basé au sol, immobile, et possédant une position géographique connue, au moins un calculateur 16 configuré pour déterminer des données de correction et des données d’intégrité relatives à chaque satellite 6 du système de géolocalisation par satellite 8 en fonction des signaux de géolocalisation SGE0 reçus par chaque récepteur de référence 14, et au moins un émetteur 18 configuré pour envoyer des signaux d’augmentation SAUG correspondants au récepteur de géolocalisation 4, ici via chaque satellite de télécommunication 12. Le système d’augmentation par satellite 10 comprend un ou plusieurs récepteurs de référence 14, un ou plusieurs calculateurs 16 et un ou plusieurs émetteurs 18. Le système WAAS et le système EGNOS sont de ce type.
Le temps d’alerte (ou TTA pour «Time To Alert » en anglais) du système d’augmentation par satellite 10 est la durée maximale pour déterminer une donnée de correction ou une durée d’intégrité et la transmettre au récepteur de géolocalisation 4 de l’aéronef 2. Le temps d’alerte du système WAAS et le temps d’alerte du système EGNOS sont actuellement d’environ 6 secondes.
A l’instant présent TPRES, si le récepteur de géolocalisation 4 de l’aéronef 2 reçoit une mise à jour des données d’intégrité d’un satellite de géolocalisation 6, cela signifie que les positions de géolocalisation PGnss calculées par le récepteur de géolocalisation 4 depuis une durée égale au temps d’alerte TTA sont potentiellement fausses (i.e. hors du rayon de protection).
Ainsi, l’intégrité d’une position de géolocalisation PGNSS n’est confirmée qu’a posteriori, avec un retard correspondant au temps d’alerte TTA.
Par la suite, l’instant précédent l’instant présent TPRES d’une durée égale au temps d’alerte TTA est nommé « instant d’incertitude Tu ». La période située entre l’instant d’incertitude Tu et l’instant présent TPRES est nommée « période d’incertitude ».
Tel qu’illustré sur la Figure 2, l’aéronef 2 possède un système avionique 20 embarqué comprenant le récepteur de géolocalisation 4 et un système de mesure . 7 ' ' inertiel 22. Le système de mesure inertiel 22 est configuré pour mesurer des paramètres inertielsde l’aéronef 2.
Le système de mesure inertiel 22 est par exemple un système de référence inertiel (ou 1RS pour «Inertial Reference System») ou un système de référence de cap et d’attitude (ou AHRS pour « Attitude Heading Reference System »).
Le système de mesure inertiel 22 est configuré notamment pour mesurer l'accélération Acc de l’aéronef 2. Le système de mesure inertiel 22 est par exemple configuré pour mesurer l'accélération de l’aéronef 2 suivant chacun des trois axes du référentiel de l’aéronef 2 (axe de roulis, axe de tangage et axe de lacet).
En option, le système de mesure inertiel 22 est en outre configuré pour mesurer une vitesse angulaire de l’aéronef 2, en particulier pouf mesurer les vitesses angulaires de l’aéronef 2 autour de chaque axe du référentiel de l’aéronef.
Le système avionique 20 est configuré pour mettre en œuvre un procédé de détermination d’une position géographique de l’aéronef à partir du récepteur de géolocalisation 4 et du système de mesure inertiel 22.
Le système avionique 20 comprend un estimateur de position 24 configuré pour calculer une position hybride Phyb(Tpres) représentative de la position géographique de l’aéronef 2 à l’instant présent TPREs, la position hybride Phyb(TPres) étant calculée en fonction d’une position de géolocalisation de référence Pgnss(Tref) calculée par le récepteur dé géolocalisation 4 à un instant de référence TREP précédant l’instant présent TPres d'une durée DEST non nulle, et en fonction d’une vitesse VHyb de l’aéronef 2 entre l’instant de référence TREP et l’instant présent TPRES, la vitesse VHyb étant déterminée en fonction de paramètres inertiels fournis par le système de mesure inertiel 22.
La période située entre l’instant de référence TREF et l’instant présent TPRES est nommée « période d’estimation PESt» et sa durée est nommée « durée d’estimation DEst ».
La position hybride Phyb(TPres) à l’instant présent TPRES est calculée par propagation à partir de la position de géolocalisation de référence Pqnss(Tref) et en fonction de la vitesse VHyb de l’aéronef entre l’instant de référence (TREf) et l’instant présent (TPRES).
Dans un mode de réalisation particulier, la position hybride Phyb(TPres) à l’instant présent TPRES est calculée en ajoutant à la position de géolocalisation de référence Pgnss(Tref) une variation de position calculée par intégration de la vitesse VHyb de l’aéronef 2 sur la période d’estimation PESt
La position hybride PHyb(TPRes) à l’instant présent TPRES est ainsi obtenue selon l’équation suivante :
fTpifES
Phyb(Tpres) = Pgns$(Tiïef) + I •'Tref
La vitesse VHyb utilisée pour calculer la position hybride ΡΗγΒ est par exemple une vitesse hybride VHyb calculée en fonction de paramètres inertiels fournis par le système de mesure inertiel 22 et de paramètres additionnels fournis par un autre système de mesure.
Le système avionique 20 comprend ici un estimateur de vitesse 26 configuré pour calculer la vitesse hybride VHyb de l'aéronef 2 en fonction de paramètres inertiels fournis par le système de mesure inertiel 22 et en fonction de positions de géolocalisation Pgnss calculées par le récepteur de géolocalisation 4.
Les positions de géolocalisation Pgnss utilisées par l’estimateur de vitesse 26 pour le calcul de la vitesse hybride VHyb entre l’instant de référence TREF et l’instant présent Trres sont des positions de géolocalisation PqnssCUTu) calculées pour des instants t précédant l’instant d’incertitude Tu.
L’estimateur de vitesse 26 reçoit en entrée des paramètres inertiels, dont l’accélération Acc, mesurés par le système de mesure inertiel 22 et les positions de géolocalisation Pgnss^Tu) de l’aéronef 2 calculées par le récepteur de géolocalisation 4, et fournit en sortie la vitesse hybride VhybEn option, l’estimateur de vitesse 26 est Configuré pour calculer une erreur Ev associée à la vitesse hybride VHyb et représentative d’une incertitude sur la vitesse hybride Vhyb·
Dans un mode de réalisation, l’erreur Ev est un multiplé de l’écart type de la différence entre la vitesse hybride Vhyb et la vitesse vraie de l’aéronef.
Dans un mode de réalisation, l’estimateur de vitesse 26 est par exemple réalisé sous la forme d’un filtre de Kalman.
La vitesse hybride VHyb calculée en fonction de paramètres inertiels fournis par le système de mesure inertiel 22 et de positions de géolocalisation PGNss(t<Tu), calculées par le récepteur de géolocalisation 4 compatible SBAS pour des instants t précédant l’instant d’incertitude Tu, présente une intégrité et une précision élevées.
Une position de géolocalisation Pgnss calculée par le récepteur de géolocalisation 4 compatible SBAS peut être associée à un rayon de protection relativement petit, typiquement de l’ordre de 10 m avec une probabilité de 107/h. Elle est néanmoins associée au temps d’alerte TTA du système d’augmentation par satellite 10, actuellement de l’ordre de 6 secondes.
La position hybride PHyb(TprES) présente une précision et une intégrité équivalentes à celles d’une position de géolocalisation PGnss calculée par le récepteur de géolocalisation 4 compatible SBAS, mais il est possible de lui associer un temps d’alerte inférieur à celui associé à la position de géolocalisation Pgnss. comme expliqué ci5 dessous.
La durée d’estimation DEST est de préférence égale ou strictement inférieure au temps d’alerte TTA du système d’augmentation 10.
Tel qu’illustré sur la Figure 3, dans un mode de réalisation particulier, la durée d’estimation DESt est égale au temps d'alerte TTA du système d’augmentation par satellite
10. L’instant de référence TREF est donc l’instant d’incertitude Tu.
Dans la suite on suppose qu’aucune donnée d’intégrité n’a été mise à jour sur la période d’incertitude précédent l’instant présent TpresSi aucune donnée d’intégrité n’est mise à jour à l’instant présent TpRES, la position de géolocalisation de référence Pgnss(TrEf) est intègre. La position hybride Phyb(Tpres) à l’instant présent TPRES est calculée en fonction d’une position de géolocalisation de référence Pgnss(TrEF) qui est intègre et de la vitesse hybride VHyb qui est intègre. La position hybride Phyb(TPrES) à l’instant présent TpRES est donc elle-même intègre.
Par conséquent il est possible d’associer à cette position hybride Phyb(TprEs) un temps d’alerte hybride TTAHyb nul, puisque le pilote pourra être immédiatement averti que cette position hybride PHyb est fausse (i.e. hors du rayon de protection associé à la position Phyb)·
Si des données d’intégrité d’un satellite de géolocalisation 6 sont mises à jour à l’instant présent TprES, cela signifie que les positions de géolocalisation calculée sur la période d’incertitude ne sont pas intègres. Alors, à partir de l’instant présent TPRES et pendant une durée égale au temps d’alerte TTA du système d’augmentation pas satellite 10, les positions hybrides PHyb suivantes seront calculées en fonction de positions de géolocalisation de référence Pgnss non intègres, et ne seront pas intègres. Pendant cette période dite d’indisponibilité PNa. la position hybride Phyb n’est pas disponible.
Dans une variante, comme illustré sur les Figures 4 et 5, la durée d’estimation
DEST est strictement inférieure au temps d’alerte TTA du système d'augmentation 10.
A l’instant présent TpRES, la position de géolocalisation de référence Pgnss(TREf) utilisée pour le calcul de la position hybride PHyb(TprEs) correspond à un instant de référence Tref situé entre l’instant d'incertitude Tu et l’instant présent TpRES. La période d’estimation PEST est située entre cet instant de référence TREF et l’instant présent TPrES.
Dans ce cas, chaque position hybride PHyb calculée sur la période située entre l’instant d’incertitude Tu et un instant de transition TTrans postérieur à l’instant d’incertitude 10
Tu d’une duree égale à la durée d’estimation DESt, a été calculée à partir d’une position de géolocalisation de référence Pgnss calculée antérieurement à l’instant d’incertitude Ty. Chaque position hybride Phyb calculée sur cette période est donc intègre.
En revanche, chaque position hybride ΡΗγΒ qui a été calculée sur la période située 5 entre l’instant de transition TTrans et l’instant présent TPRES, a été calculée à partir d’une position de géolocalisation de référence PGNSS calculée après l'instant d’incertitude Tu.
Si une mise à jour de données d’intégrité d’un satellite de géolocalisation 6 parvient au récepteur de géolocalisation 4 à l’instant présent TPrEs, alors cela signifie que les positions hybrides PHYB qui ont été calculées entre l’instant de transition TTRAns et l’instant présent TPRES n’étaient pas intègres, ce qui est su a posteriori.
La durée séparant l’instant de transition TTrans de l’instant présent TPRES est égale à la différence entre le temps d’alerte TTA du système d’augmentation 10 et la durée d’estimation DEStAinsi, un temps d’alerte hybride TTAhyb associé à la position hybride Phyb est égal 15 à la différence entre le temps d’alerte TTA du système d’augmentation 10 et la durée d’estimation Dest.
Par exemple, pour un temps d’alerte TTA de 6 secondes et une durée d’estimation DËSt de 5 secondes, le temps d’alerte hybride TTAHyb est de 1 seconde. Pour un temps d’alerte TTA de 6 secondes et une durée d’estimation DEST de 4 secondes, le temps d’alerte hybride TTAhyb est de 2 secondes
Par ailleurs, sur la période suivant l’instant présent TPRES d’une durée égale à la durée d’estimation DEST, la position hybride PHyb n’est pas disponible car elle serait calculée à partir de positions de géolocalisation de référence Pgnss calculées postérieurement à l’instant d’incertitude Tu et antérieurement à l’instant présent TPRES.
Cette période est donc une période d’indisponibilité PNa. dont la durée est égale à la durée d’estimation DEST.
L’estimateur de position 24 est configuré pour calculer au moins un rayon de protection hybride RHyb associé à la position hybride Phyb·
Dans un mode de réalisation particulier, le rayon de protection hybride Phyb est 30 calculé comme la somme du rayon de protection Rgnss(TrEF) de la position de géolocalisation de référence Pgnss(Tref) et d’une augmentation de rayon de protection calculée en fonction de l'erreur Ev associée à la vitesse VHYB entre l’instant de référence
TREF et l’instant présent TPRES.
L’augmentation de rayon de protection est par exemple calculée par intégration de 35 l’erreur Ev sur la période d’estimation PESt
Le rayon de protection hybride RHyb est ainsi calculé selon l’équation ci-dessous :
. .. T çTpRES
Rhyb^Tpres) = RcnssÎTrefI + I Ev(t) dt J7llisr
L’estimateur de position 24 est configuré pour calculer un rayon de protection consolidé RCon associé à la position de géolocalisation courante Pgnss(Tpres) calculée à l’instant présent TPRES, en fonction du rayon de protection hybride RHyb associé à la position hybride PhybDans un mode de réalisation, le rayon de protection consolidé RCon est calculé comme la somme de l’écart entre la position de géolocalisation courante Pgnss(TPREs) et la position hybride Phyb(Tpres) et du rayon de protection hybride RHyb(TPRes) :
rTpRES
Rcon(Tpres) = + Rgnss(Tref) + J Ev(t) dt ' •'TreF
Dans un mode de réalisation, l’estimateur de position 24 est configuré pour calculer un rayon de protection d’approche RAPP associé à la position de géolocalisation courante Pgnss(Tpres). comme étant le maximum entre le rayon de protection Rgnss(Tpres) calculé par le récepteur de géolocalisation 4 et le rayon protection consolidé Rcon(Tpres) :
RaPPÎTpREs) ~ ^CQWOFfREs)} // -.τ' . .. . . .
Le rayon de protection d’approche RAPP sera toujours au moins égal au rayon de protection Rgnss(Tpres) calculé par le récepteur de géolocalisation 4.
Ceci étant, le temps d’alerte hybride TTAHyb peut être pris comme temps d’alerte associé à ce rayon de protection d’approche RAPP. Or, le temps d’alerte hybride TTAHyb est inférieur au temps d’alerte ΤΤΑ du système d’augmentation 10.
On dispose donc d’un rayon de protection d’approche RAPP au moins égal au rayon de protection RGnss(TPres) calculé par le récepteur de géolocalisation 4, mais bénéficiant d’un temps d’alerte inférieur à celui du rayon de protection Rgnss(TPres) calculé par le récepteur de géolocalisation 4.
Le rayon de protection consolidé RC0N est utilisable par exemple pour les approches réalisées avec un système de guidage par vision synthétique (per ex. système SVGS) ou avec un système de guidage vertical (par ex. un système LPV).
En particulier, il est utilisable pour une approche réalisée avec un système de guidage vertical. En effet, le rayon de protection d’approche RApp est toujours supérieur au rayon de protection Rgnss calculé par le récepteur de géolocalisation 4, ce qui est compatible de la norme DO-229D en termes d’intégrité. Par ailleurs, on dispose d’un temps d’alerte hybride TTAHyb réduit par rapport au temps d’alerte TTA du système d’augmentation sans modifier le calcul des déviations, conformément à la norme DÔ229D. En réduisant le temps d’alerte, il devient alors possible de diminuer la hauteur de décision.
Dans un mode de réalisation, l’estimateur de position 24 est configuré pour fournir 10 à l’instant présent TPres une position géographique égale à la position de géolocalisation courante Pgnss(Tpres) calculée à l’instant présent TPREs et associée à un rayon de protection choisi parmi le rayon de protection hybride Rhyb(Tpres), le rayon de protection consolidé Rcon(Tpres) et le rayon d’approche Rapp(Tpres), et associé au temps d’alerte hybride TTAhÿb·
Dans l’exemple illustré, l’estimateur de position 24 est configuré pour fournir à l’instant présent Tprès une position géographique égale à la position de géolocalisation courante Pgnss(TPREs) calculée à l’instant présent TpREs et associée au rayon d’approche Rapp(Tpres) et au temps d’alerte hybride TTAhybLe système avionique 20 comprend un système d’assistance au pilotage 28 en approché recevant la position de géolocalisation courante Pgnss(Tpres) et le rayon de protection d’approche Rapp(Tpres) fournis par l’estimateur de position 24 et configuré pôur les utiliser pour l’assistance au pilotage en approche. Le système d’assistance au pilotage en approche est par exemple un système SVGS ou un système LPV.
L’augmentation du rayon de protection est fonction de la durée d’estimation DEst25 Plus la durée d’estimation DEst est grande, plus l’augmentation du rayon de protection est grande, et plus le rayon de protection hybride RHyb, le rayon de protection consolidé RCon et le rayon de protection d’approche RApp sont grands. En parallèle, plus la durée d’estimation DEst est grande, plus il est possible de réduire le temps d’alerte associé. Ainsi, le choix de la durée d’estimation DEst est un compromis entre le rayon de protection et le temps d’alerte associé.
En option, pour éviter la période d’indisponibilité PNa lorsqu’un signal de correction est reçu, il est possible, pendant la période d’indisponibilité PNa. de calculer une position hybridé Phyb à partir d’une position de géolocalisation de référence Pgnss intègre, par exemple la dernière position de géolocalisation de référence Pgnss intègre connue, en augmentant la durée d’estimation DEst- Ceci s’applique aux cas d’une durée d’estimation ' 13 égale ou strictement inférieure au temps d’alerte TTA du système d’augmentation 10. Cependant, le rayon de protection associé augmentera en conséquence.
Dans ce qui précède, nous avons décrit de manière générale le calcul d’un rayon de protection.
Dans un mode de réalisation, l’estimateur de position 24 est configuré pour calculer un rayon de protection horizontal et/ou un rayon de protection vertical associé(s) à la position géographique. En particulier, l’estimateur de position est configuré pour calculer, d une part, un rayon de protection horizontal consolidé, et, d’autre part, un rayon de protection vertical consolidé.
Le rayon de protection horizontal et le rayon de protection vertical sont calculés comme décrit précédemment mais en tenant compte respectivement des composantes horizontales et des composantes verticales des paramètres de géolocalisation et des paramètres inertiels.
Le récepteur de géolocalisation et le système de mesure inertie! sont des dispositifs électroniques. Ils comprennent chacun un ou plusieurs calculateürs.
Les fonctions décrites ci-dessus peuvent être mise en œuvre sous forme logicielle et/ou sous forme matérielle.
Dans un mode de réalisation, l’estimateur de vitesse et l’estimateur de position sont des modules logiciels comprenant des instructions de codes enregistrables dans une mémoire informatique et exécutable par un processeur pour la mise en œuvre du procédé de détermination de paramètres de vol. L’estimateur de vitesse et l’estimateur de position peuvent chacun être hébergés dans le système de mesure inertiel, dans le récepteur de géolocalisation ou dans un calculateur distinct du récepteur de géolocalisation êt du système de mesure inertiel.
En variante, au moins l’un de l’estimateur de vitesse et/ou de l’estimateur de position est prévu sous la forme d’un circuit logique programmable (par ex. un circuit FPGA pour « Field Programmable Gâte Array ») ou d’un circuit intégré dédié (par ex. un ASIC pour «Application Spécifie Integrated Circuit »), hébergés dans le système de mesure inertiel, dans le récepteur de géolocalisation ou dans un calculateur distinct du récepteur de géolocalisation et du système de mesure inertiel.
Le procédé de détermination d’une position géographique de l’aéronef mis en œuvre par le système avionique peut être réalisé simplement à partir du récepteur de géolocalisation et du système de mesure inertiel qui équipent déjà l’aéronef, avec des ressources matérielles et/ou logicielles limitées.
Le procédé de détermination d’une position géographique de l’aéronef permet de déterminer une position hybride et un rayon de protection hybride associé ayant un temps d’alerte réduit, inférieur à celui du système d’augmentation par satellite.
Il est ainsi possible de déterminer un rayon de protection associé à une position de 5 géolocalisation courante calculée par le récepteur de géolocalisation et bénéficiant d'un temps d’alerte réduit, utilisable notamment pour les phases d’approche.
Ceci permet de réduire la hauteur de décision en deçà de laquelle le pilote doit interrompre l’approche en l’absence de visibilité.
4

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS
    1Procédé de détermination d’une position géographique d’un aéronef (2) à l’aide d’un récepteur de géolocalisation (4) et d’un système de mesure inertiel (22) embarqués
    5 dans l’aeronef (2), le récepteur de géolocalisation (4) étant configuré pour recevoir des signaux de géolocalisation (SGEo) de satellites (6) d’un système de géolocalisation par satellite (8) et des signaux d’augmentation (SAug) d’un système d’augmentation par satellite (10) associé au système de géolocalisation par satellite (8), le procédé comprenant le calcul d’une position hybride (Phyb(TPres)) représentative de la position
    10 géographique de l’aéronef (2) à un instant présent (TPRES) en fonction d’une position de géolocalisation de référence (Pgnss(Tref)) de l’aéronef (2) calculée par le récepteur de géolocalisation (4) à un instant de référence (TREF) précédant l’instant présent (TPRES) d’une durée déterminée, et d’au moins une vitesse (VHyb) de l’aéronef (2) entre l’instant de référence (TREF) et l’instant présent (TPRES), déterminée à l’aide du système de mesure
    15 inertiel (22).
  2. 2. - Procédé selon la revendication 1, dans lequel la position hybride (Phyb(TPres)) est calculée à partir de la position de géolocalisation de référence (Pqnss(Tref)) et par propagation en fonction de la vitesse (VHyb) de l’aéronef entre l’instant de référence (TREF)
    20 et l’instant présent (TPRES).
  3. 3. - Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la position hybride (Phyb(TPrEs)) est calculée en ajoutant à la position de géolocalisation de référence (Pgnss(TrEP)) une variation de position calculée par intégration de la vitesse de l’aéronef
    25 entre l’instant de référence (TREF) et l’instant présent (TPRES).
  4. 4. - Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’instant de référence (TREF) précède l’instant présent (TPRES) d’une durée égale ou strictement inférieure à un temps d’alerte (TTA) du système d’augmentation (10).
    30·
  5. 5. - Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant le calcul d’un rayon de protection hybride (RHyb) associé à la position hybride (PHyb) en fonction d’un rayon de protection (Rqnss(Tref)) associé à la position de géolocalisation de référence (Pgnss(Tref)) et calculé par le récepteur de géolocalisation (4), et d'une
    35 augmentation de rayon de protection, par exemple calculée en fonction d’une erreur (Ev) associée à la vitesse (VHyb) entre l’instant de référence (TREF) et l’instant présent (TPRES).
  6. 6, - Procédé selon la revendication 5, comprenant le calcul d’un rayon de protection (Rcon) associé à la position de géolocalisation courante (Pgnss(Tpres)) calculée par le récepteur de géolocalisation (4) à l’instant présent (TpREs). comme la somme d’un
    5 écart entre la position de géolocalisation courante (Pgnss(Tpres)) et la position hybride (Phyb) et du rayon de protection hybride (Rhyb)·
  7. 7, -Procédé selon la revendication 6, comprenant la détermination d’un rayon de protection d'approche (RAPP) associé à la position de géolocalisation courante
    40 (Pgnss(Tpres)), comme le maximum du rayon de protection (Rgnss(Tpres)) associé à la position de géolocalisation courante (Pgnss(Tpres)) et du rayon de protection consolidé (Rcon)·
  8. 8, - Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel
    15 la vitesse (Vhyb) utilisée pour calculer la position hybride est une vitesse hybride déterminée en fonction de paramètres inertiels mesurés par le système de mesure inertiel (22) et en outre de paramètres de géolocalisation calculés par le récepteur de géolocalisation (4).
    20
  9. 9,- Système avionique comprenant un récepteur de géolocalisation (4) et un système dé mesure inertiel (22), le récepteur de géolocalisation (4) étant configuré pour recevoir des signaux de satellites (6) d'un système de géolocalisation par satellite (8) et des signaux d’augmentation d’un système d’augmentation par satellite (10) associé au système de géolocalisation par satellite (8), le système avionique étant configuré pour la
    25 mise en œuvre d’un procédé de détermination d’une position géographique de l’aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes.
  10. 10.- Produit programme d’ordinateur enregistrable dans une mémoire informatique et comprenant des instructions de code pour la mise en œuvre d’un procédé de
    30 détermination d’une position géographique d’un aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à 8 lorsque le produit programme d’ordinateur est exécuté par un processeur.
    GEO oo
    2/3
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FR2947342A1 (fr) * 2009-06-30 2010-12-31 Thales Sa Procede de determination de la position d'un mobile a un instant donne et de surveillance de l'integrite de la position dudit mobile
FR3002032A1 (fr) * 2013-02-08 2014-08-15 Dassault Aviat Systeme et procede d'aide a la navigation d'un aeronef

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