RU2668077C1 - Резервированное пилотажное устройство с датчиками для винтокрылого летательного аппарата - Google Patents

Резервированное пилотажное устройство с датчиками для винтокрылого летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2668077C1
RU2668077C1 RU2017116970A RU2017116970A RU2668077C1 RU 2668077 C1 RU2668077 C1 RU 2668077C1 RU 2017116970 A RU2017116970 A RU 2017116970A RU 2017116970 A RU2017116970 A RU 2017116970A RU 2668077 C1 RU2668077 C1 RU 2668077C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ground speed
signals
gnss
fault detection
module
Prior art date
Application number
RU2017116970A
Other languages
English (en)
Inventor
Жан-Поль ПЕТИЙОН
Original Assignee
Эйрбас Хеликоптерс
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 Эйрбас Хеликоптерс filed Critical Эйрбас Хеликоптерс
Application granted granted Critical
Publication of RU2668077C1 publication Critical patent/RU2668077C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/20—Integrity monitoring, fault detection or fault isolation of space segment
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G01S19/421—Determining position by combining or switching between position solutions or signals derived from different satellite radio beacon positioning systems; by combining or switching between position solutions or signals derived from different modes of operation in a single system
    • G01S19/423—Determining position by combining or switching between position solutions or signals derived from different satellite radio beacon positioning systems; by combining or switching between position solutions or signals derived from different modes of operation in a single system by combining or switching between position solutions derived from different satellite radio beacon positioning systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G01S19/48—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system
    • G01S19/49—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system whereby the further system is an inertial position system, e.g. loosely-coupled
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/52—Determining velocity
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/23—Testing, monitoring, correcting or calibrating of receiver elements
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/24—Acquisition or tracking or demodulation of signals transmitted by the system
    • G01S19/26—Acquisition or tracking or demodulation of signals transmitted by the system involving a sensor measurement for aiding acquisition or tracking

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Security & Cryptography (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области спутниковой навигации. Техническим результатом является обнаружение достоверных и/или ошибочных сигналов, чтобы исключать каждую неисправную спутниковую систему навигации GNSS (100, 200, 300, 400). Объектом настоящего изобретения является пилотажное устройство (1) с датчиками, предназначенное для винтокрылого летательного аппарата (2), содержащее по меньшей мере два инерциальных модуля IMU (51, 52), по меньшей мере два средства приема GNSS (11, 12, 13, 14), оснащенных соответственно первым модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE1 (21, 22) и охватывающих разные GNSS (100, 200, 300, 400), по меньшей мере два вторых модуля обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31), по меньшей мере две платформы (61, 62) гибридизации и по меньшей мере один третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 (41). Модули обнаружения и исключения неисправностей FDE1, FDE2, FDE3 (21, 22, 31, 41) позволяют обнаруживать достоверные и/или ошибочные сигналы, чтобы исключать каждую неисправную систему GNSS (100, 200, 300, 400). Кроме того, каждая платформа (61, 62) гибридизации позволяет определять гибридную скорость относительно земли, чтобы выдать в конечном итоге точную и достоверную скорость упомянутого летательного аппарата (2). 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к общей области средств содействия пилотированию летательных аппаратов и, в частности, к области винтокрылых летательных аппаратов.
Настоящее изобретение относится к резервированному пилотажному устройству с датчиками, основанному на по меньшей мере двух спутниковых системах навигации для летательного аппарата, определяющему путевую скорость этого летательного аппарата, а также к способу определения этой путевой скорости летательного аппарата.
Такая спутниковая система навигации содержит бортовой приемник, который принимает сигналы от нескольких спутников, принадлежащих к одной группировке спутников, причем этой группировкой управляет стационарная наземная инфраструктура, называемая наземным сегментом. Комплекс, состоящий из приемника, группировки и наземного сегмента образует спутниковую систему навигации, обычно обозначаемую аббревиатурой GNSS, что означает на английском языке ʺGlobal Navigation Satellite Systemʺ. В настоящее время работают несколько систем GNSS, таких как система GPS (ʺGlobal Positioning Systemʺ) в США или система ГЛОНАСС в России. Китайские системы BEIDOU, японская система QZSS и европейская система GALILEO находятся на данный момент в стадии разработки или развертывания.
Общим ограничением для использования систем GNSS в системах пилотирования летательных аппаратов является возможность многочисленных неисправностей, одновременно затрагивающих несколько спутников и даже целую группировку.
Настоящим изобретением предложено использовать наличие нескольких независимых систем GNSS, чтобы преодолеть это ограничение.
В документе US 7436354 описано спутниковое устройство навигации с использованием одновременно нескольких группировок GNSS. Такое устройство работает посредством обработки измерений положения, поступающих от разных систем GNSS и позволяющих обнаруживать простые неисправности и множественные неисправности и превзойти уровень достоверности приемников, основанных на одной группировке, и использует методы автономного контроля достоверности этих измерений, известные под аббревиатурой RAIM (Receiver Autonomous Integrity Monitoring). Однако такое устройство не применяет индивидуальные методы RAIM на каждой из систем GNSS и не позволяет достичь уровня достоверности, необходимого при критических случаях применения. Кроме того, это устройство не гарантирует непрерывности потока навигационных данных, в частности, в случае потери сигналов от спутников по причине воздействия окружающей среды. Наконец, эти навигационные данные содержат положение летательного аппарата, но не его скорость.
Кроме того, известно, что системы GNSS, хотя и были изначально разработаны для обеспечения определения положения различных транспортных средств, позволяют также определять их скорость. Существуют также другие технологии, тоже позволяющие оценивать положение и скорость летательного аппарата без использования спутников.
Такие устройства и, в частности, инерциальные счетчики текущих координат IRS можно комбинировать с использованием приемника GNSS, чтобы ограничить влияние помех, действующих на системы GNSS. В частности, путевая скорость, получаемая при помощи инерциального счетчика текущих координат, позволяет подтвердить путевую скорость, полученную через приемник GNSS, если эти две скорости являются близкими. Кроме того, в случае отказа системы GNSS вследствие неисправности спутника или, например, его ухода из поля видимости инерциальный счетчик текущих координат может заменить собой приемник GNSS на ограниченное время и позволяет оценить путевую скорость летательного аппарата.
Известен, например, документ FR 2906893, в котором раскрыта гибридная система, включающая в себя по меньшей мере два приемника GNSS, по меньшей мере один инерциальный модуль IMU, позволяющий сочетать данные, получаемые от по меньшей мере одного приемника GNSS, и по меньшей мере один расширенный фильтр Калмана. Эта гибридная система позволяет обнаружить отказ на по меньшей мере одном спутнике системы GNSS. Эта гибридная система позволяет также определить радиус безопасности, соответствующий ошибке в положении, выдаваемом этой гибридной системой.
Данные, выдаваемые таким гибридным устройством, являются точными. Однако это гибридное устройство зависит только от одной системы GNSS, например, такой как система GPS. Поэтому выдаваемые данные не являются достаточно надежными. Кроме того, такое гибридное устройство должно содержать большое число оценочных схем, чтобы контролировать, в частности, двойные неисправности спутников. Действительно, это устройство основано на тестах предположений. Таким образом, число оценочных схем соответствует числу конфигураций неисправностей, в соответствии с этими предположениями, которые может обнаруживать это устройство. Например, устройство, рассчитанное для обнаружения всех комбинаций неисправностей двух спутников среди двадцати четырех спутников двух группировок GNSS, должно содержать число оценочных схем, равное
Figure 00000001
=276. При использовании третьей группировки число необходимых оценочных схем доходит до
Figure 00000002
=630. Это увеличение числа оценочных схем приводит к значительному увеличению стоимости, и такая система не может изменяться при запуске новых группировок.
Известен также документ FR 2964468, в котором описано устройство обнаружения и исключения множественных неисправностей спутников для мульти-системы GNSS, одновременно использующей несколько группировок. Это устройство содержит блок фильтров Калмана, имеющий по меньшей мере один фильтр на каждый используемый спутник, позволяющий исключить данные, поступающие от спутника, который признан неисправным. Кроме того, это устройство может быть дополнено инерциальным модулем IMU. Как и в предыдущем случае, необходимая вычислительная мощность этого блока фильтров Калмана быстро возрастает с числом обрабатываемых спутников и с числом предполагаемых комбинаций спутниковых неисправностей.
В документе US 2011/060483 описано устройство содействия навигации летательного аппарата, использующее три разных канала для определения положения летательного аппарата. Каждый канал может использовать систему GNSS или же гибридную систему GNSS, дополненную инерциальными измерителями.
В документе FR 2996647 описан инерциальный счетчик текущих координат, связанный с приемником, использующим измерения, поступающие от нескольких спутников, распределенных в по меньшей мере двух разных группах спутников, для определения по меньшей мере двух гибридных навигационных решений. Этот инерциальный счетчик текущих координат содержит детектор неисправности спутников, оснащенный главным фильтром Калмана и несколькими вспомогательными фильтрами Калмана и сравнивающий эти гибридные навигационные решения, чтобы обнаружить неисправность спутника и исключить неисправный спутник.
Использование главного фильтра Калмана и вспомогательных фильтров Калмана, а также их применение для устройства навигации, использующего инерциальный счетчик текущих координат и приемник GNSS, описаны, в частности, в документе ʺA New Failure Detection Approach and Its Application to GPS Autonomous Integrity Monitoringʺ - IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems - Том 31, N° 1 - Январь 1995 года - страницы 499-506.
Настоящее изобретение призвано предложить пилотажное устройство с датчиками для летательного аппарата, позволяющее преодолеть вышеупомянутые ограничения, причем это пилотажное устройство с датчиками может выдавать путевую скорость летательного аппарата, которая достигает уровней достоверности, доступности и точности, необходимых для системы пилотирования, обеспечивая выполнение надежных полетов вблизи земли и препятствий. В частности, это пилотажное устройство с датчиками предназначено для винтокрылого летательного аппарата.
Согласно изобретению, пилотажное устройство с датчиками, предназначенное для винтокрылого летательного аппарата, содержит средства приема GNSS от группировок по меньшей мере двух независимых и разных систем GNSS, а также по меньшей мере один модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE. Каждое средство приема GNSS связано с по меньшей мере одной антенной и принимает первоначальные навигационные сигналы от нескольких спутников. Каждый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE принимает по меньшей мере два входных сигнала и выдает выходной сигнал, при этом каждый выходной сигнал содержит измерение и состояние достоверности.
Согласно варианту выполнения, заявленное пилотажное устройство с датчиками содержит по меньшей мере два средства приема GNSS и может, таким образом, использовать по меньшей мере две разные системы GNSS. Предпочтительно заявленное пилотажное устройство с датчиками содержит разные и не подобные средства приема GNSS для раздельной обработки первоначальных навигационных сигналов, поступающих от спутников, принадлежащих к каждой системе GNSS. Таким образом, каждое средство приема GNSS выделено для конкретной системы GNSS, например, такой как система GPS, система ГЛОНАСС, система GALILEO, система QZSS и системы BEIDOU. По сути дела, заявленное пилотажное устройство с датчиками является резервированным как на уровне систем GNSS, так и на уровне средств приема GNSS и может таким образом работать при отказах одной из этих систем GNSS или одного из средств приема.
Согласно другому варианту выполнения, каждое средство приема GNSS является подфункцией единственного приемника мульти-GNSS, то есть может использовать навигационные сигналы, поступающие от спутников, принадлежащих к разным системам GNSS, но выдающих отдельные решения для каждой группировки.
Согласно еще одному варианту выполнения, заявленное пилотажное устройство с датчиками может содержать вместо системы GNSS телекоммуникационную спутниковую систему, такую как система IRIDIUM, которая использует свою собственную спутниковую группировку. Поскольку эфемериды этих спутников известны, можно использовать эффект Доплера на передаваемых ими сигналах, чтобы определить путевую скорость транспортного средства. Это использование системы IRIDIUM возможно, так как заявленное пилотажное устройство с датчиками предназначено прежде всего для определения путевой скорости летательного аппарата, и уже затем его положения.
Это заявленное пилотажное устройство с датчиками отличается тем, что каждое средство приема GNSS содержит первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE1, и тем, что пилотажное устройство с датчиками содержит по меньшей мере один второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2.
Каждый первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE1 принимает и анализирует первоначальные сигналы и обнаруживает достоверные первоначальные сигналы и/или ошибочные первоначальные сигналы. Пример осуществления этой обработки известен под названием RAIM и описан, например, в документе FR2971857.
Этот метод RAIM, изначально предназначенный для консолидации измерений положения, в дальнейшем тексте настоящего документа будет называться V-RAIM, если его применяют для определения путевой скорости летательного аппарата.
Каждое средство приема GNSS выдает при этом измерение и состояние достоверности первого сигнала путевой скорости летательного аппарата в географической системе координат на основании первоначальных достоверных сигналов, исключая, в случае необходимости, упомянутые ошибочные первоначальные сигналы.
Доступность первого сигнала путевой скорости зависит от числа спутников системы GNSS, находящихся в видимости средства приема GNSS или работающих правильно.
Например, как правило, необходимо наличие четырех спутников для определения трехмерного положения, а также смещения времени часов приемника, или трехмерной скорости летательного аппарата, а также смещения частоты часов приемника. Вместе с тем, необходимо наличие по меньшей мере пятого спутника, чтобы обеспечивать избыточность и обнаруживать таким образом присутствие простой неисправности спутника. По сути дела каждый первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE1 принимает по меньшей мере четыре первоначальных сигнала для определения первого сигнала путевой скорости и по меньшей мере пять первоначальных сигналов, чтобы гарантировать достоверность этого первого сигнала путевой скорости.
Предпочтительно каждое средство приема GNSS может содержать высокоточные часы, такие как атомные часы, используемые в качестве базы отсчета частоты. Каждому первому модулю обнаружения и исключения неисправностей FDE1 требуется при этом на один первоначальный сигнал меньше, чтобы определить первый сигнал путевой скорости летательного аппарата. Таким образом, средство приема GNSS, содержащее атомные часы, позволяет определить первый сигнал путевой скорости, как только становятся видимыми три спутника, и обнаружить простую неисправность спутника при помощи четырех видимых спутников.
Каждое средство приема GNSS может выдавать гарантированное измерение путевой скорости для первого уровня достоверности, благодаря первому уровню автономного мониторинга. Этот первый уровень достоверности охватывает только простые неисправности спутника группировки этого средства приема GNSS.
Каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 связан и находится на связи с по меньшей мере двумя средствами приема GNSS. Каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 принимает, анализирует и сравнивает первые сигналы путевой скорости, выдаваемые по меньшей мере двумя средствами приема GNSS, затем обнаруживает достоверные первые сигналы путевой скорости и/или ошибочные первые сигналы путевой скорости. При этом каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 может обнаруживать и, возможно, исключать каждую неисправную систему GNSS, локализуя ошибочный первый сигнал путевой скорости, затем определять и выдавать измерение и состояние достоверности второго сигнала путевой скорости летательного аппарата на основании по меньшей мере двух достоверных первых сигналов путевой скорости, исключая, в случае необходимости, ошибочные первые сигналы путевой скорости.
Второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2, принимающий первые сигналы путевой скорости, позволяет обнаруживать множественные неисправности, затрагивающие несколько спутников одновременно, а также затрагивающие наземный сегмент системы GNSS. Действительно, сравнивая первые сигналы путевой скорости, передаваемые по меньшей мере двумя средствами приема GNSS, охватывающими по меньшей мере две разные и независимые системы GNSS, каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 может обнаруживать несоответствия между этими первыми сигналами путевой скорости и, как минимум, пассивировать неисправность.
Выражение «пассивировать неисправность» означает сделать эту неисправность пассивной, то есть без катастрофического или опасного последствия для устройства.
Если первоначально были доступны по меньшей мере три системы GNSS и три средства приема, каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 может обнаруживать несоответствия между этими первыми сигналами путевой скорости, идентифицировать систему GNSS, передающую ошибочные первые сигналы путевой скорости, и исключить эту систему GNSS. Таким образом, заявленное устройство позволяет локализовать неисправную систему GNSS, исключить ее и продолжать работать с нормальными системами GNSS.
Как правило, модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE, принимающий только два входных сигнала, может лишь обнаруживать несоответствия между этими входными сигналами без идентификации и локализации ошибочного входного сигнала. Следовательно, этот модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE не может исключить единственный компонент, выдающий эти ошибочные входные сигналы. В этом случае модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE исключает оба входных сигнала. Следовательно, модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE не выдает никакого нормального выходного сигнала, когда он обнаруживает несоответствие между этими входными сигналами.
С другой стороны, модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE, принимающий по меньшей мере три входных сигнала, может обнаружить несоответствия между этими входными сигналами, затем идентифицировать и локализовать по меньшей мере один ошибочный входной сигнал. Этот модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE может при этом исключить каждый компонент, выдающий ошибочный входной сигнал, и выдать нормальный выходной сигнал на основании достоверных входных сигналов. Таким образом, модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE, принимающий по меньшей мере три входных сигнала, позволяет обнаружить и исключить неисправный компонент, продолжая выдавать нормальный выходной сигнал.
Второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE может работать в соответствии с известным методом медиан.
Такой метод описан, например, в документе US 4264955. Согласно этому документу, вычисляют срединное значение входных сигналов. Это срединное значение является гарантированно достоверным, пока число ошибочных первых сигналов путевой скорости меньше половины общего числа первых сигналов путевой скорости, доступных на входе второго модуля обнаружения и исключения неисправностей FDE2.
Кроме того, указанное срединное значение можно использовать в качестве контрольного для сравнения каждого из значений других входных сигналов. Входные сигналы, отклоняющиеся от контрольного значения по абсолютной величине более чем на заранее определенный порог, считаются ошибочными.
В случае, когда второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 получает на своих входах только два нормальных сигнала, чрезмерное отклонение между этими двумя сигналами свидетельствует о неисправности, влияющей один из двух сигналов. Не имея возможности локализовать упомянутую неисправность, второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 пассивирует неисправность, блокируя свой выход.
Наконец, когда второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 принимает только один нормальный первый сигнал путевой скорости и ни одного достоверного второго сигнала путевой скорости, достоверность этого первого сигнала путевой скорости определить невозможно.
Например, заранее определенный порог соответствия равен 0,2 метра в секунду (0,2 м/с).
Таким образом, заявленное устройство с датчиками позволяет определить достаточно достоверный сигнал путевой скорости летательного аппарата, чтобы его можно было использовать в системе пилотирования. Действительно, достоверность этого второго сигнала путевой скорости летательного аппарата является результатом каскадного применения первых модулей и второго модуля обнаружения и исключения неисправностей FDE1 и FDE2, при этом вторая ступень FDE2 обнаруживает неисправности, которые не смогли быть обнаружены только первыми ступенями FDE1.
Кроме того, этот второй сигнал путевой скорости является востребованным, поскольку он определен на основании более чем двух разных и независимых систем GNSS. Действительно, маловероятно, что множественные неисправности затрагивают одновременно несколько независимых систем GNSS.
Кроме того, предпочтительно каждое средство приема GNSS может быть связано с по меньшей мере двумя приемными антеннами. Таким образом, как описано, например, в документе FR2964199, каждое средство приема GNSS может определять направления поступления первоначальных сигналов от спутников, сравнивать их с ожидаемыми направлениями и отбрасывать те из упомянутых первоначальных сигналов, для которых отмечено рассогласование.
В предпочтительном варианте выполнения изобретения доступность достоверного решения путевой скорости для правил пилотирования улучшается при применении инерциальных измерений. В этом варианте выполнения пилотажное устройство с датчиками дополнительно содержит по меньшей мере один инерциальный модуль IMU и по меньшей мере одну платформу гибридизации. Каждый инерциальный модуль IMU выдает сигналы инерциальных измерений, характеризующие ускорения и угловые скорости летательного аппарата. Как известно, посредством интегрирования этих сигналов инерциальных измерений ускорений и угловых скоростей оценивают инерциальную путевую скорость этого летательного аппарата. Каждая платформа гибридизации связана и находится на связи с инерциальным модулем IMU и со вторым модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE2. Платформа гибридизации и инерциальный модуль IMU образуют инерциальную цепь.
Каждая платформа гибридизации принимает и обрабатывает эти сигналы инерциальных измерений, а также, возможно, второй сигнал путевой скорости, представляющий собой скорость поддержки, и определяет измерение, представляющее собой третий сигнал путевой скорости летательного аппарата.
Как известно, платформа гибридизации с поддержкой по скорости осуществляет следующие операции:
- интегрирование инерциальных измерений для получения оценки гибридной скорости,
- вычисление отклонения между упомянутой оценкой гибридной скорости и скоростью поддержки,
- расчет поправок инерциальных измерений на основании упомянутого отклонения.
В фазах полета, когда скорость поддержки не доступна, получаемая скорость является чисто инерциальной, но включает в себя последние расчетные поправки.
Таким образом, третий сигнал путевой скорости является постоянно доступным, в том числе когда второй сигнал путевой скорости не доступен.
Предпочтительно заявленное пилотажное устройство с датчиками содержит по меньшей мере две платформы гибридизации и по меньшей мере два инерциальных модуля IMU.
Кроме того, заявленное пилотажное устройство с датчиками может содержать по меньшей мере один третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3. Каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 связан и находится на связи с по меньшей мере двумя платформами гибридизации. Каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 принимает, анализирует и сравнивает третьи сигналы путевой скорости, выдаваемые платформами гибридизации, и обнаруживает достоверные третьи сигналы путевой скорости и/или ошибочные третьи сигналы путевой скорости.
При этом каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 может обнаружить неисправность в инерциальной цепи и, как минимум, пассивировать эту неисправность. В вариантах выполнения, в которых пилотажное устройство с датчиками содержит более двух инерциальных цепей, третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 может также локализовать и исключить неисправную инерциальную цепь.
Таким образом, каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 может определять и выдавать измерение и состояние достоверности четвертого сигнала путевой скорости летательного аппарата на основании по меньшей мере двух достоверных третьих сигналов путевой скорости, исключая, в случае необходимости, ошибочные третьи сигналы путевой скорости.
Каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 может применять метод медиан для обнаружения и, возможно, для локализации и исключения третьих искаженных сигналов путевой скорости.
Кроме того, третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 может быть связан и сообщаться с по меньшей мере одним вторым модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE2, чтобы принимать, анализировать и сравнивать по меньшей мере один сигнал путевой скорости и третьи сигналы путевой скорости. При этом каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 может обнаруживать и локализовать достоверные вторые и/или третьи сигналы путевой скорости, а также ошибочные вторые и/или третьи сигналы путевой скорости.
Каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 может затем определять и выдавать измерение и состояние достоверности четвертого сигнала путевой скорости летательного аппарата на основании по меньшей мере одного достоверного второго сигнала путевой скорости и/или по меньшей мере двух достоверных третьих сигналов путевой скорости, исключая, в случае необходимости, ошибочные вторые и/или третьи сигналы путевой скорости.
Таким образом, каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 может локализовать обнаруженную неисправность, которая может быть либо неисправностью инерциальной цепи, либо общей неисправностью систем GNSS. Затем каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 может исключить неисправную инерциальную цепь или системы GNSS на основании локализации ошибочных вторых и третьих сигналов путевой скорости.
Третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 выдает четвертый сигнал путевой скорости, применяя, например, метод определения по срединному значению.
Кроме того, использование по меньшей мере одной инерциальной цепи позволяет обеспечить непрерывность выдачи третьего сигнала путевой скорости и, следовательно, четвертого сигнала путевой скорости летательного аппарата в случае недоступности достоверного второго сигнала путевой скорости.
Предпочтительно использование нескольких инерциальных цепей в пилотажном устройстве с датчиками позволяет пассивировать одновременные и когерентные дефекты всех систем GNSS. Такая ситуация является почти невозможной, если рассматриваемые дефекты являются непроизвольными неисправностями. С другой стороны, не следует исключать возможности умышленной попытки одного лица или организации фальсифицировать все сигналы GNSS, принимаемые летательным аппаратом. В таких ситуациях заявленное устройство отбрасывает все вторые сигналы путевой скорости и продолжает выдавать чисто инерциальный достоверный четвертый сигнал путевой скорости.
Согласно частному варианту выполнения изобретения, каждая платформа гибридизации содержит сообщающиеся между собой чисто инерциальную виртуальную платформу и фильтр ошибок гибридизации. Каждая чисто инерциальная виртуальная платформа связана и находится на связи с виртуальным модулем IMU, образуя таким образом инерциальный счетчик текущих координат.
При этом пилотажное устройство с датчиками содержит два инерциальных счетчика текущих координат, вычислительное устройство с двумя каналами вычисления и два фильтра ошибок гибридизации на каждый инерциальный счетчик текущих координат, по одному на каждом канале вычисления. Каждый канал вычисления вычисляет два фильтра ошибок гибридизации, с одной стороны, с вторым модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE2 и, с другой стороны, с третьим модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE3. Каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 связан и находится на связи с двумя фильтрами ошибок гибридизации, и каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 находится на связи с двумя фильтрами ошибок гибридизации для каждого канала вычисления. Параллельное использование этих двух каналов вычисления позволяет обнаруживать и пассивировать возможное нарушение в работе одного из этих каналов вычисления.
Каждая чисто инерциальная виртуальная платформа принимает сигналы инерциальных измерений от инерциального модуля IMU, которые эта чисто инерциальная виртуальная платформа преобразует в число инерциальную путевую скорость. Таким образом, каждый инерциальный счетчик текущих координат выдает чисто инерциальную путевую скорость летательного аппарата. Каждый фильтр ошибок гибридизации связан при этом с инерциальным счетчиком текущих координат, а также с вторым модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE2 для получения чисто инерциальной путевой скорости летательного аппарата и второго сигнала путевой скорости летательного аппарата.
Кроме того, предпочтительно каждый фильтр ошибок гибридизации является фильтром Калмана, который оценивает ошибки, влияющие на переменные состояния, а не оценивает напрямую переменные состояния.
Объектом изобретения является также способ определения путевой скорости летательного аппарата, содержащий несколько этапов.
На первом этапе принимают первоначальные навигационные сигналы от нескольких спутников, принадлежащих по меньшей мере двух разным и независимым системам GNSS.
На втором этапе анализируют эти навигационные сигналы для каждой системы GNSS.
На третьем этапе обнаруживают достоверные первоначальные навигационные сигналы и/или ошибочные первоначальные навигационные сигналы.
На четвертом этапе выдают измерение и состояние достоверности по меньшей мере двух первых сигналов путевой скорости летательного аппарата в географической системе координат для по меньшей мере двух разных и независимых систем GNSS на основании достоверных первоначальных сигналов, исключая, в случае необходимости, ошибочные первоначальные сигналы.
На пятом этапе анализируют и сравнивают первые сигналы путевой скорости.
На шестом этапе обнаруживают достоверные первые сигналы путевой скорости и/или ошибочные первые сигналы путевой скорости.
На седьмом этапе обнаруживают и исключают каждую неисправную систему GNSS, выдающую ошибочный первый сигнал путевой скорости.
На восьмом этапе определяют и выдают измерение и состояние достоверности по меньшей мере одного второго сигнала путевой скорости летательного аппарата на основании по меньшей мере двух достоверных первых сигналов путевой скорости, исключая, в случае необходимости, упомянутые ошибочные первые сигналы путевой скорости.
На восьмом этапе можно определить по меньшей мере один второй сигнал путевой скорости летательного аппарата, если доступны по меньшей мере два первых сигнала путевой скорости. Каждый второй сигнал путевой скорости летательного аппарата определяют при помощи метода медиан.
Таким образом, способ определения путевой скорости летательного аппарата позволяет обнаруживать простую неисправность спутника системы GNSS и/или множественные неисправности внутри одной или нескольких систем GNSS. Таким образом, второй сигнал путевой скорости летательного аппарата остается доступным и достоверным, несмотря на множественные неисправности.
Согласно первой версии этого варианта осуществления изобретения, этот способ может содержать дополнительные этапы.
Во время девятого этапа считывают сигналы инерциальных измерений, при этом сигналы инерциальных измерений характеризуют ускорения и угловые скорости летательного аппарата.
На десятом этапе обрабатывают каждый второй сигнал путевой скорости и сигналы инерциальных измерений.
На одиннадцатом этапе определяют и выдают по меньшей мере одно измерение, представляющее собой по меньшей мере один третий сигнал путевой скорости летательного аппарата, на основании сигналов инерциальных измерений и, в случае необходимости, второго достоверного сигнала путевой скорости, при этом третий сигнал путевой скорости является доступным постоянно.
Во время этого одиннадцатого этапа каждый третий сигнал путевой скорости можно определять в соответствии с известным методом гибридизации, классически применяемым в области авиации. Такой метод гибридизации позволяет выдавать гибридный третий сигнал путевой скорости.
На двенадцатом этапе анализируют и сравнивают третьи сигналы путевой скорости.
Затем в ходе тринадцатого этапа обнаруживают достоверные третьи сигналы путевой скорости и/или ошибочные третьи сигналы путевой скорости.
На четырнадцатом этапе определяют и выдают измерение и состояние достоверности четвертого сигнала путевой скорости летательного аппарата на основании по меньшей мере двух достоверных третьих сигналов путевой скорости, исключая, в случае необходимости, упомянутые ошибочные третьи сигналы путевой скорости. Этот четвертый сигнал путевой скорости можно определять при помощи метода медиан.
Согласно второй версии этого варианта осуществления изобретения, эти дополнительные этапы осуществляют следующим образом, при этом девятый, десятый и одиннадцатый этапы идентичны с первым вариантом осуществления.
На двенадцатом этапе анализируют и сравнивают по меньшей мере один второй сигнал путевой скорости и третьи сигналы путевой скорости.
На тринадцатом этапе обнаруживают и локализуют достоверные вторые сигналы путевой скорости и/или достоверные третьи сигналы путевой скорости, а также ошибочные вторые сигналы путевой скорости и/или ошибочные третьи сигналы путевой скорости.
На четырнадцатом этапе определяют и выдают измерение и состояние достоверности четвертого сигнала путевой скорости летательного аппарата на основании по меньшей мере одного достоверного второго сигнала путевой скорости и/или по меньшей мере двух достоверных третьих сигналов путевой скорости, исключая, в случае необходимости, ошибочные вторые и/или третьи сигналы путевой скорости.
Все эти этапы можно осуществлять последовательно. Вместе с тем, девятый этап можно осуществлять одновременно с по меньшей мере одним из восьми первых этапов.
Изобретение и его преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания чисто иллюстративных примеров выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг. 1 – винтокрылый летательный аппарат, оснащенный заявленным пилотажным устройством с датчиками;
фиг. 2-4 - несколько вариантов выполнения заявленного пилотажного устройства с датчиками.
Элементы, присутствующие на разных чертежах, имеют одно и то же обозначение.
На фиг. 1 показан винтокрылый летательный аппарат 2, оснащенный заявленным пилотажным устройством 1 с датчиками. Это пилотажное устройство 1 с датчиками имеет четыре антенны 111, 112, 121, 122. Две антенны 111, 121 расположены над фюзеляжем 3 летательного аппарата 2, и две антенны 112, 122 установлены на хвостовой балке 4 летательного аппарата 2. Эти антенны 111, 112, 121, 122 позволяют улавливать первоначальные навигационные сигналы, передаваемые различными спутниками 101, 102, 201, 202, 301, 302, 401, 402.
Спутники 101, 102, 201, 202, 301, 302, 401, 402 принадлежат соответственно к системе GNSS 100, 200, 300, 400, такой как система GPS, система ГЛОНАСС, система GALILEO, система QZSS и системы BEIDOU.
Согласно первому варианту выполнения пилотажного устройства 1 с датчиками, показанному на фиг. 2, пилотажное устройство 1 с датчиками содержит четыре средства приема GNSS 11, 12, 13, 14, выделенные соответственно для системы GNSS 100, 200, 300, 400, и второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 31, связанный с каждым средством приема GNSS 11, 12, 13, 14. Таким образом, пилотажное устройство 1 с датчиками является резервированным на уровне систем GNSS 100, 200, 300, 400 и может обслуживать четыре системы GNSS 100, 200, 300, 400 и преодолевать, таким образом, любой отказ одной из этих систем GNSS 100, 200, 300, 400. Каждое средство приема GNSS 11, 12, 13, 14 связано с двумя антеннами 111, 112, 121, 122, 131, 132, 141, 142 и содержит первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE1 21, 22, 23, 24.
Каждый первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE1 21, 22, 23, 24 принимает и анализирует первоначальные навигационные сигналы средства приема GNSS 11, 12, 13, 14, чтобы обнаружить достоверные первоначальные навигационные сигналы и ошибочные первоначальные навигационные сигналы.
Затем, на основании этих достоверных первоначальных сигналов каждый первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE1 21, 22, 23, 24 может определить первый сигнал путевой скорости летательного аппарата 2. Этот первый сигнал путевой скорости летательного аппарата 2 можно определить, например, при помощи метода V-RAIM автономного контроля достоверности.
Таким образом, каждое средство приема GNSS 11, 12, 13, 14 может выдавать первый сигнал путевой скорости летательного аппарата 2, гарантируя первый уровень автономного мониторинга и достоверность этого первого сигнала путевой скорости в случае простых неисправностей спутника системы GNSS 100, 200, 300, 400.
Второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 31 принимает и сравнивает эти первые сигналы путевой скорости, поступающие от четырех средств приема GNSS 11, 12, 13, 14. При этом второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 31 может обнаруживать множественные неисправности по меньшей мере одной системы GNSS 100, 200, 300, 400, исключать каждую систему GNSS 100, 200, 300, 400, имеющую эту множественную неисправность, и определять второй сигнал путевой скорости летательного аппарата 2.
Второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 31 может применять известный метод медиан для определения второго сигнала путевой скорости на основании двух первых сигналов путевой скорости.
Согласно второму варианту выполнения пилотажного устройства 1 с датчиками, показанному на фиг. 3, пилотажное устройство 1 с датчиками содержит два средства приема GNSS 11, 12, при этом каждое средство приема GNSS 11, 12 связано с двумя антеннами 111, 112, 121, 122, второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 31, два инерциальных модуля IMU 51, 52, две платформы 61, 62 гибридизации и третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 41.
Кроме того, каждое средство приема GNSS 11, 12 содержит первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE1 21, 22, а также атомные часы 115, 125. Эти атомные часы 115, 125 используют в качестве базы отсчета частоты, позволяющей сократить на одну единицу число спутников, необходимых для каждого средства приема GNSS 11, 12, чтобы определять, с одной стороны, простую неисправность спутников и, с другой стороны, первый сигнал путевой скорости.
Второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 31 связан с двумя средствами приема GNSS 11, 12 и с двумя платформами 61, 62 гибридизации и выдает второй сигнал путевой скорости летательного аппарата 2.
Каждый инерциальный модуль IMU 51, 52 выдает сигналы инерциальных измерений ускорений и угловых скоростей и связан с платформой 61, 62 гибридизации. Инерциальный модуль IMU 51, 52 и платформа 61, 62 гибридизации, с которой он связан, образуют таким образом инерциальную цепь 71, 72. Каждая платформа 61, 62 гибридизации принимает инерциальные измерения ускорений и угловых скоростей и может определить чисто инерциальную путевую скорость летательного аппарата 2.
Каждая платформа 61, 62 гибридизации принимает также второй сигнал путевой скорости летательного аппарата 2 и может, таким образом, обрабатывать этот второй сигнал путевой скорости и чисто инерциальную скорость летательного аппарата 2, чтобы определить третий сигнал путевой скорости летательного аппарата 2.
Этот третий сигнал путевой скорости представляет собой гибридную путевую скорость этого второго сигнала путевой скорости и чисто инерциальной путевой скорости, когда этот второй сигнал путевой скорости является достоверным. Этот третий сигнал путевой скорости равен чисто инерциальной путевой скорости, когда этот второй сигнал путевой скорости является ошибочным или не доступен. Таким образом, этот третий сигнал путевой скорости является постоянно доступным.
Третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 41 связан с двумя платформами 61, 62 гибридизации. Таким образом, этот третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 41 принимает, анализирует и сравнивает два третьих сигнала путевой скорости летательного аппарата 2, чтобы определить четвертый сигнал путевой скорости летательного аппарата 2, используя, например, метод медиан.
Таким образом, третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 41 может обнаруживать несоответствия между этими третьими сигналами путевой скорости летательного аппарата 2, являющиеся следствием, например, неисправности платформы 61, 62 гибридизации или инерциального модуля IMU 51, 52.
Согласно этому второму варианту выполнения, достоверность и доступность четвертого сигнала путевой скорости летательного аппарата 2 улучшаются при использовании двух инерциальных модулей IMU 51, 52 и двух приемников GNSS 11, 12 двух независимых и разных систем GNSS 100, 200.
Согласно третьему варианту выполнения пилотажного устройства 1 с датчиками, показанному на фиг. 4, пилотажное устройство 1 с датчиками содержит, как и во втором варианте выполнения, два средства приема GNSS 11, 12, второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 31, два инерциальных модуля IMU 51, 52, две платформы 61, 62 гибридизации и третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 41. Каждое средство приема GNSS 11, 12 выделено только для одной системы GNSS 100, 200, что позволяет охватывать две системы GNSS 100, 200, например, систему GPS и систему GALILEO.
Пилотажное устройство 1 с датчиками содержит также вычислительное устройство 200, имеющее два канала 201, 202 вычисления. Каждая платформа 61, 62 гибридизации содержит чисто инерциальную виртуальную платформу 81, 82 и два фильтра 91, 91ʹ, 92, 92ʹ ошибок гибридизации, при этом в каждом канале 201, 202 вычисления находится один фильтр 91, 91ʹ, 92, 92ʹ ошибок гибридизации.
В соответствии с каждым каналом 201, 202 вычисления второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 31 связан с двумя средствами приема GNSS 11, 12 и с двумя фильтрами 91, 91ʹ, 92, 92ʹ ошибок гибридизации, а также с третьим модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE3 41. Второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 31 выдает, таким образом, достоверный второй сигнал путевой скорости летательного аппарата 2.
Чисто инерциальная виртуальная платформа 81, 82 связана с инерциальным модулем IMU 51, 52 и образует таким образом с этим инерциальный модулем IMU 51, 52 инерциальный счетчик 101, 102 текущих координат, выдающий чисто инерциальную путевую скорость летательного аппарата 2.
Предпочтительно каждый фильтр 91, 91ʹ, 92, 92ʹ ошибок гибридизации является фильтром Калмана.
Каждый фильтр 91, 91ʹ, 92, 92ʹ ошибок гибридизации принимает, анализирует и сравнивает второй сигнал путевой скорости летательного аппарата 2 и чисто инерциальную путевую скорость летательного аппарата 2, затем определяет третий сигнал путевой скорости летательного аппарата 2, который может быть гибридной путевой скоростью или чисто инерциальной путевой скоростью. Таким образом, этот третий сигнал путевой скорости доступен постоянно.
Третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 41 связан с фильтрами 91, 91ʹ, 92, 92ʹ ошибок гибридизации, а также с вторым модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE2 31. Этот третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 41 принимает, анализирует и сравнивает два третьих сигнала путевой скорости и второй сигнал путевой скорости, затем определяет четвертый сигнал путевой скорости летательного аппарата 2 в соответствии с этими двумя каналами 201, 202 вычисления. Третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 41 использует, например, метод медиан.
Кроме того, третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 41 может обнаруживать несоответствия среди двух третьих сигналов путевой скорости и второго сигнала путевой скорости летательного аппарата 2 и идентифицировать ошибочный сигнал путевой скорости. Затем, в случае необходимости, третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 41 позволяет исключить ошибочный сигнал путевой скорости.
Таким образом, пилотажное устройство 1 с датчиками обеспечивает непрерывность получения четвертого сигнала путевой скорости.
Работа этого третьего варианта выполнения аналогична работе второго варианта выполнения. Использование двух средств приема GNSS 11, 12 и двух инерциальных счетчиков 101, 102 текущих координат позволяет гарантировать доступность и достоверность четвертого сигнала путевой скорости летательного аппарата 2, в том числе в случае недоступности достоверного второго сигнала путевой скорости. Предпочтительно сравнение второго и третьих сигналов путевой скорости на уровне третьего модуля обнаружения и исключения неисправностей FDE3 41 позволяет обнаруживать аномалии на нескольких системах GNSS 100, 200, которые могли бы остаться незамеченными согласно второму варианту выполнения пилотажного устройства 1 с датчиками, например, такие как активные помехи или пассивные помехи. Надежность этого четвертого сигнала путевой скорости повышается и является достаточной для устройства содействия пилотированию летательного аппарата 2.
Наконец, пилотажное устройство 1 с датчиками использует стандартные компоненты, в частности, такие как два средства приема GNSS 11, 12 и два инерциальных счетчика 101, 102 текущих координат, что позволяет снизить его стоимость.
Естественно, в настоящее изобретение можно сносить изменения в плане его применения. Хотя выше были описаны несколько вариантов выполнения, понятно, что невозможно идентифицировать избыточно все возможные варианты. Можно, разумеется, заменить одно описанное средство эквивалентным средством, не выходя за рамки настоящего изобретения.

Claims (70)

1. Пилотажное устройство (1) с датчиками, предназначенное для винтокрылого летательного аппарата (2) и содержащее
- средства приема GNSS (11, 12, 13, 14) группировок по меньшей мере двух независимых систем GNSS (100, 200, 300, 400), при этом упомянутые средства приема GNSS (11, 12, 13, 14) принимают первоначальные сигналы от нескольких спутников (101, 102, 201, 202, 301, 302, 401, 402),
- по меньшей мере один модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE (21, 22, 31),
отличающееся тем, что
- каждый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE (21, 22, 31, 41) принимает по меньшей мере два входных сигнала и выдает выходной сигнал, при этом каждый выходной сигнал содержит измерение и состояние достоверности,
- каждое средство приема GNSS (11, 12, 13, 14) содержит один первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE1 (21, 22) на каждую систему GNSS (100, 200, 300, 400),
- каждый первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE (21, 22) принимает и анализирует упомянутые первоначальные сигналы и обнаруживает достоверные первоначальные сигналы и/или ошибочные первоначальные сигналы,
- каждое средство приема GNSS (11, 12, 13, 14) выдает измерение и состояние достоверности первого сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) в географической системе координат для по меньшей мере одной системы GNSS (100, 200, 300, 400) на основании упомянутых достоверных первоначальных сигналов, исключая упомянутые ошибочные первоначальные сигналы,
- упомянутое пилотажное устройство (1) с датчиками содержит по меньшей мере один второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31), при этом каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31) находится на связи с по меньшей мере двумя из упомянутых средств приема GNSS (11, 12, 13, 14) и принимает, анализирует и сравнивает упомянутые первые сигналы путевой скорости, выдаваемые упомянутыми по меньшей мере двумя средствами приема GNSS (11, 12, 13, 14), обнаруживает достоверные первые сигналы путевой скорости и/или ошибочные первые сигналы путевой скорости, при этом каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31) обнаруживает и исключает каждую неисправную систему GNSS (100, 200, 300, 400), выдающую ошибочный первый сигнал путевой скорости, затем определяет и выдает измерение и состояние достоверности второго сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) на основании по меньшей мере двух достоверных первых сигналов путевой скорости.
2. Пилотажное устройство (1) с датчиками по п. 1, отличающееся тем, что упомянутое пилотажное устройство (1) с датчиками содержит по меньшей мере три независимые системы GNSS (100, 200, 300, 400) и каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31) находится на связи с по меньшей мере тремя из упомянутых средств приема GNSS (11, 12, 13, 14) и принимает, анализирует и сравнивает упомянутые первые сигналы путевой скорости, выдаваемые упомянутыми по меньшей мере тремя средствами приема GNSS (11, 12, 13, 14), обнаруживает достоверные первые сигналы путевой скорости и/или ошибочные первые сигналы путевой скорости, при этом каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31) обнаруживает и исключает каждую неисправную систему GNSS (100, 200, 300, 400), выдающую ошибочный первый сигнал путевой скорости, затем определяет и выдает измерение и состояние достоверности второго сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) на основании по меньшей мере двух достоверных первых сигналов путевой скорости, исключая упомянутые ошибочные первые сигналы путевой скорости.
3. Пилотажное устройство (1) с датчиками по любому из пп. 1, 2, отличающееся тем, что упомянутое пилотажное устройство (1) с датчиками содержит по меньшей мере один инерциальный модуль IMU (51, 52) и по меньшей мере одну платформу (61, 62) гибридизации, при этом
- каждый инерциальный модуль IMU (51, 52) выдает сигналы инерциальных измерений, характеризующие ускорения и угловые скорости упомянутого летательного аппарата (2),
- каждая платформа (61, 62) гибридизации находится на связи со вторым модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31) и с инерциальным модулем IMU (51, 52),
- каждая платформа (61, 62) гибридизации принимает и обрабатывает упомянутые сигналы инерциальных измерений и второй сигнал путевой скорости, затем определяет и выдает измерение, представляющее собой третий сигнал путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2), на основании упомянутых сигналов инерциальных измерений и достоверного второго сигнала путевой скорости, при этом упомянутый третий сигнал путевой скорости является чисто инерциальной путевой скоростью, когда упомянутая платформа (61, 62) гибридизации не принимает никакого достоверного второго сигнала путевой скорости, и гибридной путевой скоростью, когда упомянутая платформа (61, 62) гибридизации принимает достоверный второй сигнал путевой скорости, при этом упомянутый третий сигнал путевой скорости является постоянно доступным.
4. Пилотажное устройство (1) с датчиками по п. 3, отличающееся тем, что упомянутое пилотажное устройство (1) с датчиками содержит по меньшей мере две платформы (61, 62) гибридизации, по меньшей мере два инерциальных модуля IMU (51, 52) и по меньшей мере один третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 (41), при этом платформа (61, 62) гибридизации и инерциальный модуль IMU (51, 52) образуют инерциальную цепь (71, 72), при этом каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 (41) находится на связи с по меньшей мере двумя платформами (61, 62) гибридизации, чтобы определять и выдавать четвертый сигнал путевой скорости, при этом каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 (41) принимает, анализирует и сравнивает упомянутые третьи сигналы путевой скорости, выдаваемые упомянутыми платформами (61, 62) гибридизации, и обнаруживает достоверные третьи сигналы путевой скорости и/или ошибочные третьи сигналы путевой скорости, при этом каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 (41) обнаруживает неисправность в инерциальной цепи (71, 72) и исключает упомянутую инерциальную цепь (71, 72) на основании упомянутых ошибочных третьих сигналов путевой скорости, затем определяет и выдает измерение и состояние достоверности упомянутого четвертого сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) на основании по меньшей мере двух достоверных третьих сигналов путевой скорости.
5. Пилотажное устройство (1) с датчиками по п. 4, отличающееся тем, что упомянутое пилотажное устройство (1) с датчиками содержит по меньшей мере три платформы (61, 62) гибридизации, по меньшей мере три инерциальных модуля IMU (51, 52), при этом каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 (41) находится на связи с по меньшей мере тремя платформами (61, 62) гибридизации, чтобы определять и выдавать четвертый сигнал путевой скорости, при этом каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 (41) принимает, анализирует и сравнивает упомянутые третьи сигналы путевой скорости, выдаваемые упомянутыми платформами (61, 62) гибридизации, и обнаруживает достоверные третьи сигналы путевой скорости и/или ошибочные третьи сигналы путевой скорости, при этом каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 (41) обнаруживает неисправность в инерциальной цепи (71, 72) и исключает упомянутую инерциальную цепь (71, 72) на основании упомянутых ошибочных третьих сигналов путевой скорости, затем определяет и выдает измерение и состояние достоверности упомянутого четвертого сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) на основании по меньшей мере двух достоверных третьих сигналов путевой скорости, исключая упомянутые ошибочные третьи сигналы путевой скорости.
6. Пилотажное устройство (1) с датчиками по п. 4, отличающееся тем, что каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 (41) находится на связи с по меньшей мере одним вторым модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31), чтобы принимать, анализировать и сравнивать по меньшей мере один второй сигнал путевой скорости и упомянутые третьи сигналы путевой скорости, обнаруживать и локализовать достоверные вторые и/или третьи сигналы путевой скорости, а также ошибочные вторые и/или третьи сигналы путевой скорости, затем определять и выдавать измерение и состояние достоверности упомянутого четвертого сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) на основании по меньшей мере одного достоверного второго сигнала путевой скорости и/или по меньшей мере двух достоверных третьих сигналов путевой скорости, исключая упомянутые ошибочные вторые и/или третьи сигналы путевой скорости.
7. Пилотажное устройство (1) с датчиками по п. 4, отличающееся тем, что
- каждая платформа (61, 62) гибридизации содержит связанные между собой инерциальную виртуальную платформу (81,82) и два фильтра (91, 92) ошибок гибридизации, при этом одна инерциальная виртуальная платформа (81, 82) находится на связи с одним инерциальным модулем IMU (51, 52), образуя, таким образом, инерциальный счетчик (101, 102) текущих координат,
- упомянутое пилотажное устройство (1) с датчиками содержит два инерциальных счетчика (101, 102) текущих координат, вычислительное устройство (200) с двумя каналами (201, 202) вычисления и четыре фильтра ошибок гибридизации (91, 91’, 92, 92'), при этом каждый канал (201, 202) вычисления устанавливает связь фильтра (91, 91', 92, 92') ошибок гибридизации, с одной стороны, со вторым модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31) и, с другой стороны, с третьим модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE3 (41),
- каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31) находится на связи с двумя фильтрами (61, 62) ошибок гибридизации для каждого канала (201, 202) вычисления,
- каждый третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 (41) находится на связи с двумя фильтрами (61, 62) ошибок гибридизации для каждого канала (201, 202) вычисления.
8. Пилотажное устройство (1) с датчиками по п. 4, отличающееся тем, что по меньшей мере один второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31, 32) и/или по меньшей мере один третий модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE3 (41, 42) использует(ют) метод определения по срединному значению.
9. Пилотажное устройство (1) с датчиками по любому из пп. 1, 2, отличающееся тем, что по меньшей мере одно средство приема GNSS (11, 12, 13, 14) содержит атомные часы (115, 125).
10. Пилотажное устройство (1) с датчиками по любому из пп. 1, 2, отличающееся тем, что упомянутые средства приема GNSS (11, 12, 13, 14) находятся на связи с системами GNSS (100, 200, 300, 400), выбранными из перечня, в который входят система GPS, система ГЛОНАСС, система GALILEO, система QZSS, системы BEIDOU, а также система IRIDIUM.
11. Способ определения путевой скорости летательного аппарата (2), отличающийся тем, что
- на первом этапе принимают первоначальные навигационные сигналы от нескольких спутников (101, 102, 201, 202), принадлежащих к группировкам по меньшей мере двух независимых систем GNSS (100, 200, 300, 400),
- на втором этапе анализируют упомянутые первоначальные сигналы для каждой системы GNSS (100, 200, 300, 400),
- на третьем этапе обнаруживают достоверные первоначальные сигналы и/или ошибочные первоначальные сигналы,
- на четвертом этапе выдают измерение и состояние достоверности по меньшей мере двух первых сигналов путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) в географической системе координат для по меньшей мере двух независимых систем GNSS (100, 200, 300, 400) на основании упомянутых достоверных первоначальных сигналов, исключая упомянутые ошибочные первоначальные сигналы,
- на пятом этапе анализируют и сравнивают упомянутые первые сигналы путевой скорости,
- на шестом этапе обнаруживают первые достоверные сигналы путевой скорости и/или первые ошибочные сигналы путевой скорости,
- на седьмом этапе обнаруживают и исключают каждую неисправную систему GNSS (100, 200, 300, 400), выдающую ошибочный первый сигнал путевой скорости, и
- на восьмом этапе определяют и выдают измерение и состояние достоверности второго сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) на основании по меньшей мере двух достоверных первых сигналов путевой скорости, исключая упомянутые ошибочные первые сигналы путевой скорости.
12. Способ определения путевой скорости летательного аппарата (2) по п. 11, отличающийся тем, что
- во время девятого этапа считывают сигналы инерциальных измерений, при этом упомянутые сигналы инерциальных измерений характеризуют ускорения и угловые скорости упомянутого летательного аппарата (2),
- на десятом этапе обрабатывают каждый второй сигнал путевой скорости и упомянутые сигналы инерциальных измерений,
- на одиннадцатом этапе определяют и выдают по меньшей мере одно измерение, представляющее собой по меньшей мере один третий сигнал путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2), на основании упомянутых сигналов инерциальных измерений и второго достоверного сигнала путевой скорости, при этом упомянутый третий сигнал путевой скорости является доступным постоянно,
- на двенадцатом этапе анализируют и сравнивают упомянутые третьи сигналы путевой скорости,
- в ходе тринадцатого этапа обнаруживают достоверные третьи сигналы путевой скорости и/или ошибочные третьи сигналы путевой скорости и
- на четырнадцатом этапе определяют и выдают измерение и состояние достоверности четвертого сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) на основании по меньшей мере двух достоверных третьих сигналов путевой скорости, исключая упомянутые ошибочные третьи сигналы путевой скорости.
13. Способ определения путевой скорости летательного аппарата (2) по п. 11, отличающийся тем, что
- во время девятого этапа считывают сигналы инерциальных измерений, при этом упомянутые сигналы инерциальных измерений характеризуют ускорения и угловые скорости упомянутого летательного аппарата (2),
- на десятом этапе обрабатывают каждый второй сигнал путевой скорости и упомянутые сигналы инерциальных измерений,
- на одиннадцатом этапе определяют и выдают по меньшей мере одно измерение, представляющее собой по меньшей мере один третий сигнал путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2), на основании упомянутых сигналов инерциальных измерений и второго достоверного сигнала путевой скорости, при этом упомянутый третий сигнал путевой скорости является доступным постоянно,
- на двенадцатом этапе анализируют и сравнивают по меньшей мере один второй сигнал путевой скорости и упомянутые третьи сигналы путевой скорости,
- на тринадцатом этапе обнаруживают и локализуют достоверные вторые сигналы путевой скорости и/или достоверные третьи сигналы путевой скорости, а также ошибочные вторые сигналы путевой скорости и/или ошибочные третьи сигналы путевой скорости и
- на четырнадцатом этапе определяют и выдают измерение и состояние достоверности четвертого сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) на основании по меньшей мере одного достоверного второго сигнала путевой скорости и/или по меньшей мере двух достоверных третьих сигналов путевой скорости, исключая ошибочные вторые и/или третьи сигналы путевой скорости.
14. Пилотажное устройство (1) с датчиками, предназначенное для винтокрылого летательного аппарата (2) и содержащее
- средства приема GNSS (11, 12, 13, 14) группировок по меньшей мере двух независимых систем GNSS (100, 200, 300, 400), при этом упомянутые средства приема GNSS (11, 12, 13, 14) принимают первоначальные сигналы от нескольких спутников (101, 102, 201, 202, 301, 302, 401, 402),
- по меньшей мере один модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE (21, 22, 31),
отличающееся тем, что
- каждый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE (21, 22, 31, 41) принимает по меньшей мере два входных сигнала и выдает выходной сигнал, при этом каждый выходной сигнал содержит измерение и состояние достоверности,
- каждое средство приема GNSS (11, 12, 13, 14) содержит один первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE1 (21, 22),
- каждый первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE (21, 22) принимает и анализирует упомянутые первоначальные сигналы и обнаруживает достоверные первоначальные сигналы и/или ошибочные первоначальные сигналы,
- каждое средство приема GNSS (11, 12, 13, 14) выдает измерение и состояние достоверности первого сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) в географической системе координат для по меньшей мере одной системы GNSS (100, 200, 300, 400) на основании упомянутых достоверных первоначальных сигналов, исключая упомянутые ошибочные первоначальные сигналы,
- упомянутое пилотажное устройство (1) с датчиками содержит по меньшей мере один второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31), при этом каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31) находится на связи с по меньшей мере двумя из упомянутых средств приема GNSS (11, 12, 13, 14) и принимает, анализирует и сравнивает упомянутые первые сигналы путевой скорости, выдаваемые упомянутыми по меньшей мере двумя средствами приема GNSS (11, 12, 13, 14), обнаруживает достоверные первые сигналы путевой скорости и/или ошибочные первые сигналы путевой скорости, при этом каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31) обнаруживает в таком случае и исключает каждую неисправную систему GNSS (100, 200, 300, 400), выдающую ошибочный первый сигнал путевой скорости, затем определяет и выдает измерение и состояние достоверности второго сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) на основании по меньшей мере двух достоверных первых сигналов путевой скорости.
15. Пилотажное устройство (1) с датчиками, предназначенное для винтокрылого летательного аппарата (2) и содержащее
- средства приема GNSS (11, 12, 13, 14) группировок по меньшей мере трех независимых систем GNSS (100, 200, 300, 400), при этом упомянутые средства приема GNSS (11, 12, 13, 14) принимают первоначальные сигналы от нескольких спутников (101, 102, 201, 202, 301, 302, 401, 402),
- по меньшей мере один модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE (21, 22, 31),
отличающееся тем, что
- каждый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE (21, 22, 31, 41) принимает по меньшей мере два входных сигнала и выдает выходной сигнал, при этом каждый выходной сигнал содержит измерение и состояние достоверности,
- каждое средство приема GNSS (11, 12, 13, 14) содержит один первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE1 (21, 22),
- каждый первый модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE1 (21, 22) принимает и анализирует упомянутые первоначальные сигналы и обнаруживает достоверные первоначальные сигналы и/или ошибочные первоначальные сигналы,
- каждое средство приема GNSS (11, 12, 13, 14) выдает измерение и состояние достоверности первого сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) в географической системе координат для по меньшей мере одной системы GNSS (100, 200, 300, 400) на основании упомянутых достоверных первоначальных сигналов, исключая упомянутые ошибочные первоначальные сигналы,
- упомянутое пилотажное устройство (1) с датчиками содержит по меньшей мере один второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31), по меньшей мере один инерциальный модуль (51, 52) и по меньшей мере одну платформу (61, 62) гибридизации, при этом
- каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31) находится на связи с по меньшей мере тремя из упомянутых средств приема GNSS (11, 12, 13, 14) и принимает, анализирует и сравнивает упомянутые первые сигналы путевой скорости, выдаваемые упомянутыми по меньшей мере тремя средствами приема GNSS (11, 12, 13, 14), обнаруживает достоверные первые сигналы путевой скорости и/или ошибочные первые сигналы путевой скорости, при этом каждый второй модуль обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31) обнаруживает в таком случае и исключает каждую неисправную систему GNSS (100, 200, 300, 400), выдающую ошибочный первый сигнал путевой скорости, затем определяет и выдает измерение и состояние достоверности второго сигнала путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2) на основании по меньшей мере двух достоверных первых сигналов путевой скорости, исключая упомянутые ошибочные первые сигналы путевой скорости,
- каждый инерциальный модуль IMU (51, 52) выдает сигналы инерциальных измерений, характеризующие ускорения и угловые скорости упомянутого летательного аппарата (2),
- каждая платформа (61, 62) гибридизации находится на связи со вторым модулем обнаружения и исключения неисправностей FDE2 (31) и с инерциальным модулем IMU (51, 52),
- каждая платформа (61, 62) гибридизации принимает и обрабатывает упомянутые сигналы инерциальных измерений и второй сигнал путевой скорости, затем определяет и выдает измерение, представляющее собой третий сигнал путевой скорости упомянутого летательного аппарата (2), на основании упомянутых сигналов инерциальных измерений и достоверного второго сигнала путевой скорости, при этом упомянутый третий сигнал путевой скорости является чисто инерциальной путевой скоростью, когда упомянутая платформа (61, 62) гибридизации не принимает никакого достоверного второго сигнала путевой скорости, и гибридной путевой скоростью, когда упомянутая платформа (61, 62) гибридизации принимает достоверный второй сигнал путевой скорости, при этом упомянутый третий сигнал путевой скорости является в таком случае постоянно доступным.
RU2017116970A 2014-12-11 2015-12-09 Резервированное пилотажное устройство с датчиками для винтокрылого летательного аппарата RU2668077C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1402824 2014-12-11
FR1402824A FR3030058B1 (fr) 2014-12-11 2014-12-11 Dispositif redondant de capteurs de pilotage pour aeronef a voiture tournante
PCT/FR2015/000223 WO2016092160A1 (fr) 2014-12-11 2015-12-09 Dispositif redondant de capteurs de pilotage pour un aeronef a voilure tournante

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2668077C1 true RU2668077C1 (ru) 2018-09-26

Family

ID=53191711

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017116970A RU2668077C1 (ru) 2014-12-11 2015-12-09 Резервированное пилотажное устройство с датчиками для винтокрылого летательного аппарата

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10935672B2 (ru)
EP (1) EP3230767B1 (ru)
CN (1) CN107110975B (ru)
FR (1) FR3030058B1 (ru)
RU (1) RU2668077C1 (ru)
WO (1) WO2016092160A1 (ru)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3044634B1 (fr) 2015-12-08 2017-12-22 Airbus Helicopters Procede et dispositif de pilotage d'un aeronef
DE102016225282A1 (de) * 2016-12-16 2018-06-21 Continental Automotive Gmbh Verfahren und Vorrichtung zum Ermitteln einer Navigationsposition eines Navigationssystems für ein Kraftfahrzeug sowie Navigationssystem
US11585943B2 (en) 2016-12-19 2023-02-21 Magellan Systems Japan, Inc. Detection and elimination of GNSS spoofing signals with PVT solution estimation
CN110114695B (zh) 2016-12-19 2023-08-25 麦哲伦系统日本公司 使用pvt解估算来检测和消除gnss欺骗信号
SG10202110833PA (en) * 2017-03-29 2021-11-29 Agency Science Tech & Res Real time robust localization via visual inertial odometry
CN108255149B (zh) * 2017-12-08 2020-12-29 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种遥控清除无人机飞管系统故障的方法
JP2022520315A (ja) * 2018-12-12 2022-03-30 マゼランシステムズジャパン株式会社 高信頼性ナビゲーション受信機
US11320540B2 (en) 2019-04-10 2022-05-03 Honeywell International Inc. Integrity monitoring of primary and derived parameters
GB2588579A (en) * 2019-10-09 2021-05-05 Airbus Operations Ltd Speed determination system
CN113874680A (zh) * 2020-04-30 2021-12-31 百度时代网络技术（北京）有限公司 用于惯性导航系统的双惯性测量单元
CN112948218A (zh) * 2021-04-22 2021-06-11 广州南方卫星导航仪器有限公司 一体化定位终端主机异常报警方法、系统、设备及介质
CN113703026B (zh) * 2021-10-28 2022-02-08 中国商用飞机有限责任公司 用于飞行器的导航模式选择的方法和系统
CN113821059B (zh) * 2021-11-24 2022-02-18 中航金城无人系统有限公司 一种多旋翼无人机传感器故障安全飞行控制系统及方法
CN115201865A (zh) * 2022-07-18 2022-10-18 广东汇天航空航天科技有限公司 故障检测与设备选择方法、装置、设备及存储介质

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080062041A1 (en) * 2006-09-07 2008-03-13 The Mitre Corporation Methods and systems for mobile navigational applications using global navigation satellite systems
WO2009141519A3 (fr) * 2008-05-06 2010-01-14 Airbus Operations (Sas) Dispositif d'aide à la navigation et au guidage d'un aéronef, et système comportant un tel dispositif
EP2342609A1 (en) * 2008-10-03 2011-07-13 Bell Helicopter Textron Inc. Method and apparatus for aircraft sensor and actuator failure protection using reconfigurable flight control laws
US20110291887A1 (en) * 2009-01-31 2011-12-01 Qinetiq Limited Navigation system integrity
FR2996647A1 (fr) * 2012-10-05 2014-04-11 Sagem Defense Securite Centrale intertielle mettant en oeuvre une navigation hybride par couplage lache integre
RU2013114354A (ru) * 2010-09-08 2014-10-20 Сагем Дефенс Секьюрите Способ и устройство для обнаружения и исключения множественных отказов спутников системы гнсс

Family Cites Families (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4264955A (en) 1978-11-03 1981-04-28 The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy Signal voter
FR2614694B1 (fr) 1987-04-28 1989-06-30 Equip Navigation Aerienne Centrale d'attitude integree pour aerodyne
US5583774A (en) 1994-06-16 1996-12-10 Litton Systems, Inc. Assured-integrity monitored-extrapolation navigation apparatus
US5619211A (en) * 1994-11-17 1997-04-08 Motorola, Inc. Position locating and communication system using multiple satellite constellations
JPH08334338A (ja) * 1995-06-09 1996-12-17 Zanavy Informatics:Kk Ｇｐｓナビゲーション装置
US5787384A (en) 1995-11-22 1998-07-28 E-Systems, Inc. Apparatus and method for determining velocity of a platform
US5969674A (en) * 1997-02-21 1999-10-19 Von Der Embse; Urban A. Method and system for determining a position of a target vehicle utilizing two-way ranging
US6785553B2 (en) * 1998-12-10 2004-08-31 The Directv Group, Inc. Position location of multiple transponding platforms and users using two-way ranging as a calibration reference for GPS
US6246363B1 (en) * 1998-12-10 2001-06-12 Hughes Electronics Corporation Method and system for incorporating two-way ranging navigation as a calibration reference for GPS
US6408245B1 (en) 2000-08-03 2002-06-18 American Gnc Corporation Filtering mechanization method of integrating global positioning system receiver with inertial measurement unit
US6639549B2 (en) * 2001-12-20 2003-10-28 Honeywell International Inc. Fault detection and exclusion for global position systems
US6701253B2 (en) 2002-02-19 2004-03-02 Eride, Inc. Total correction strategy
US6856905B2 (en) * 2003-04-29 2005-02-15 Garmin At, Inc. Systems and methods for fault detection and exclusion in navigational systems
FR2866423B1 (fr) 2004-02-13 2006-05-05 Thales Sa Dispositif de surveillance de l'integrite des informations delivrees par un systeme hybride ins/gnss
US8229606B2 (en) 2004-06-02 2012-07-24 Rockwell Collins Control Technologies, Inc. Systems and methods for estimating position, attitude, and/or heading of a vehicle
US7944548B2 (en) 2006-03-07 2011-05-17 Leica Geosystems Ag Increasing measurement rate in time of flight measurement apparatuses
FR2901363B1 (fr) 2006-05-19 2010-04-23 Thales Sa Dispositif de navigation aerienne a capteurs inertiels et recepteurs de radionavigation et procede de navigation aerienne utilisant de tels elements
FR2906893B1 (fr) 2006-10-06 2009-01-16 Thales Sa Procede et dispositif de surveillance de l'integrite des informations delivrees par un systeme hybride ins/gnss
US7805245B2 (en) 2007-04-18 2010-09-28 Honeywell International Inc. Inertial measurement unit fault detection isolation reconfiguration using parity logic
FR2921729B1 (fr) 2007-09-28 2011-04-01 Sagem Defense Securite Procede et systeme de gestion et detection des multitrajets dans un systeme de navigation.
US7940210B2 (en) * 2008-06-26 2011-05-10 Honeywell International Inc. Integrity of differential GPS corrections in navigation devices using military type GPS receivers
DE102008045323A1 (de) * 2008-09-02 2010-03-04 Astrium Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Optimierung von Statusbenachrichtigungen in einem Satellitennavigationssystem
FR2949866B1 (fr) 2009-09-10 2011-09-30 Thales Sa Systeme hybride et dispositif de calcul d'une position et de surveillance de son integrite.
US20110181465A1 (en) 2010-01-26 2011-07-28 Rongsheng Li Multi-constellation global navigation satellite system augmentation and assistance
FR2964199B1 (fr) 2010-08-27 2013-05-17 Thales Sa Dispositif spatio temporel multi-antennes multi-correlateurs pour la rejection des multi-trajets des systemes de navigation
FR2971857A1 (fr) 2011-02-17 2012-08-24 Thales Sa Procede et systeme de determination des parametres de navigation d'un aeronef
FR2989174B1 (fr) 2012-04-06 2016-12-09 Thales Sa Dispositif pour la determination d'informations de localisation et de references primaires inertielles pour un aeronef
US8976064B2 (en) * 2012-09-06 2015-03-10 Honeywell International Inc. Systems and methods for solution separation for ground-augmented multi-constellation terminal area navigation and precision approach guidance
FR3004826B1 (fr) * 2013-04-18 2015-05-08 Sagem Defense Securite Procede de controle d'integrite et dispositif de fusion-consolidation comprenant un pluralite de modules de traitement
US9784844B2 (en) * 2013-11-27 2017-10-10 Honeywell International Inc. Architectures for high integrity multi-constellation solution separation
CN103837151B (zh) * 2014-03-05 2016-08-24 南京航空航天大学 一种四旋翼飞行器的气动模型辅助导航方法
US10514260B2 (en) * 2015-10-16 2019-12-24 Safran Electronics & Defense Integrity control method and merging/consolidation device comprising a plurality of processing modules
FR3058229B1 (fr) * 2016-10-27 2020-02-28 Airbus Helicopters Estimation, independante d'une mesure magnetique, de la vitesse et du cap d'un aeronef
US10209076B1 (en) * 2017-03-29 2019-02-19 Rockwell Collins, Inc. Air data, attitude and heading reference system (ADAHRS) replacement architecture
US10066944B1 (en) * 2017-03-29 2018-09-04 Rockwell Collins, Inc. Multi-mode receiver (MMR) based inertial integration

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080062041A1 (en) * 2006-09-07 2008-03-13 The Mitre Corporation Methods and systems for mobile navigational applications using global navigation satellite systems
WO2009141519A3 (fr) * 2008-05-06 2010-01-14 Airbus Operations (Sas) Dispositif d'aide à la navigation et au guidage d'un aéronef, et système comportant un tel dispositif
EP2342609A1 (en) * 2008-10-03 2011-07-13 Bell Helicopter Textron Inc. Method and apparatus for aircraft sensor and actuator failure protection using reconfigurable flight control laws
US20110291887A1 (en) * 2009-01-31 2011-12-01 Qinetiq Limited Navigation system integrity
RU2013114354A (ru) * 2010-09-08 2014-10-20 Сагем Дефенс Секьюрите Способ и устройство для обнаружения и исключения множественных отказов спутников системы гнсс
FR2996647A1 (fr) * 2012-10-05 2014-04-11 Sagem Defense Securite Centrale intertielle mettant en oeuvre une navigation hybride par couplage lache integre

Also Published As

Publication number Publication date
EP3230767B1 (fr) 2018-08-01
CN107110975A (zh) 2017-08-29
FR3030058A1 (fr) 2016-06-17
US20170336517A1 (en) 2017-11-23
CN107110975B (zh) 2021-01-05
EP3230767A1 (fr) 2017-10-18
WO2016092160A1 (fr) 2016-06-16
FR3030058B1 (fr) 2016-12-09
US10935672B2 (en) 2021-03-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2668077C1 (ru) Резервированное пилотажное устройство с датчиками для винтокрылого летательного аппарата
RU2621827C2 (ru) Бортовая система содействия пилотированию летательного аппарата, основанная на системе gnss, имеющая избыточную и несходную архитектуру для повышенного уровня достоверности
US6667713B2 (en) Self-monitoring satellite system
US7447590B2 (en) Architecture of an onboard aircraft piloting aid system
US9146322B2 (en) Hybrid system and device for calculating a position and for monitoring its integrity
US8538607B2 (en) Systems and methods for providing aircraft heading information
US9151620B2 (en) Device for determining location information and inertial primary references for an aircraft
CA2653123A1 (en) Air navigation device with inertial sensor units, radio navigation receivers, and air navigation technique using such elements
EP3012586B1 (en) System and method for isolating attitude failures in aircraft
US8928527B2 (en) Systems and methods for reducing error detection latency in LPV approaches
RU2634693C2 (ru) Способ контроля достоверности и устройство объединения/консолидации с множеством модулей обработки
EP3581968A1 (en) Signal fault detection for global navigation satellite system using multiple antennas
CN101395443A (zh) 混合定位方法和设备
CN103884339A (zh) 配置运载工具导航参数值的设备
KR100819130B1 (ko) 항공기 착륙 방법
WO2015013057A1 (en) Methods and systems for displaying backup airspeed of an aircraft
US8355867B2 (en) Method and system for detecting multiple paths in a system of satellite navigation
US10514260B2 (en) Integrity control method and merging/consolidation device comprising a plurality of processing modules
Yang et al. Locata network design and reliability analysis for harbour positioning
Liu et al. Integrity monitoring using ERAIM for GNSS/inertial system
Liu et al. A collaborative integrity monitor algorithm for low space aviation under limited number of navigation satellites
RU2477835C1 (ru) Способ контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы
Yang Performance of fault detection and exclusion for GNSS/Locata integrated navigation
Ziebold et al. Initial realization of a sensor fusion based onboard maritime integrated pnt unit
Martini et al. Receiver integrity monitoring in case of multiple failures