WO2000046573A1 - Appareil a gyrometres et accelerometres pour la determination des attitudes d'un aerodyne - Google Patents

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WO2000046573A1
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vector
vertical direction
aerodyne
gyrometric
accelerometers
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PCT/FR2000/000219
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Nicolas Martin
Jean-René Chevalier
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Thales Avionics S.A.
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Publication date
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    • G01—MEASURING; TESTING
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    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
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    • G01C21/183—Compensation of inertial measurements, e.g. for temperature effects
    • G01C21/185—Compensation of inertial measurements, e.g. for temperature effects for gravity

Definitions

  • the invention relates to an apparatus for determining the attitudes of a flying object.
  • the attitudes are by definition the three angles of Euler ⁇ , ⁇ , ⁇ , or, respectively, heading, attitude, and inclination, which define the orientation of the reference linked to the aerodyne compared to the local geographical reference.
  • the local geographic coordinate system (or trihedron) is an orthonormal trihedron whose axis is along the local vertical (down) and the other two axes along the local north and east directions.
  • the coordinate system linked to the aerodyne is an orthonormal trihedron whose X axis, or roll axis, is collinear with the fuselage of the aerodyne, the Y axis, or pitch axis, is perpendicular to its plane of symmetry, and the Z axis, or yaw axis, is included in the plane of symmetry.
  • Attitudes are determined using a gyrometric device known as linked components, consisting of at least three gyrometers secured to each other and secured to the structure of the aircraft. Each of these provides a component, along its axis, of the vector ⁇ of instantaneous rotation of the aerodyne with respect to an inertial frame of reference.
  • This device met to measure the three components of ⁇ in the frame X, Y, Z linked to the aerodyne. These components are, respectively, the roll p along the X axis, the pitch q along the Y axis and the yaw r along the Z axis. These three components are integrated, for example by the so-called quaternion method.
  • Integration provides four-quarters of attitudes, from which we deduce, with the initial orientation of the aerodyne, a matrix of attitudes and then the Euler angles.
  • the measurement signals delivered by the gyrometers have faults called drifts. As these signals are integrated, errors in attitudes increase over time. This is why, usually, in order to determine the attitudes, recourse is had, in addition to the gyrometers, to accelerometers which are used to correct the results provided by the integration of the signals of the gyrometers. This correction is made in a servo loop.
  • the accelerometers integral with the gyrometric device with linked components can, thanks to gravity, provide attitude attitude and inclination of the aerodyne; however, the signals they deliver are tainted with errors that make the results difficult to exploit as they are.
  • the combination, in a servo loop, of the signals supplied by gyrometers and accelerometers makes it possible to compensate for the drifts of the gyrometers while retaining the advantage of the latter which is to provide results with relatively low noise at short term.
  • the comparison between the gyrometric and accelerometric signals constitutes a complex operation since the signals of the accelerometers are integrated so as to represent speeds and these latter are compared with references; this comparison is used to develop the correction of the gyrometric device. Integration calls upon attitudes from the gyrometric system.
  • the invention provides an apparatus in which corrections are made simply and reliably.
  • the apparatus according to the invention is characterized in that the comparison is carried out between, on the one hand, a vertical direction vector supplied by the gyrometric device and, on the other hand, a vertical direction vector supplied by the accelerometers.
  • the comparison consists in carrying out the vector product of these two vectors.
  • the vertical direction vector provided by the accelerometers is collinear with the acceleration of gravity, during the phases of non-accelerated rectilinear flight. Thus, it is not necessary to carry out an integration of the accelerometric signals. Furthermore, in the gyrometric device, the vertical direction vector constitutes the last column of the attitude matrix obtained with this device. In addition, the two vertical direction vectors can be expressed in the same reference frame linked to the aerodyne.
  • the attitude matrix is a 3 ⁇ 3 matrix in which the first column represents the direction of north in the XYZ coordinate system of the aerodyne, and the second and third columns represent the east and vertical directions respectively, also in XYZ coordinate system .
  • the vector product is isotropic, that is to say independent of the reference frame.
  • the corrections to be made are also very simple because the module of the vector product is proportional to the sine of the angle of rotation which makes the vector of vertical direction coincide provided by the gyrometric device with the vertical direction vector provided by the accelerometer.
  • the direction of the vector product gives the axis of this rotation.
  • a vector product being, by definition, perpendicular to each vector of the product, its component is zero along the vertical direction, and if we want to estimate the vertical component of the drift of the gyrometric device, it is necessary to have additional data.
  • an orthogonal projection of the vector ⁇ of components p, qr, which is provided by the gyrometers, is carried out, after compensation for the drifts (by the servo mentioned above), on the vertical direction provided by the gyrometric device.
  • This projected vector can be used, in a full feedback servo, to compensate for the vertical component of the drift of the vector ⁇ provided by the gyrometric device.
  • the dot product ⁇ . ⁇ g represents the drift of the gyrometer in vertical direction only if the plane is in phase of rectilinear flight, that is to say that it does not revolve around the vertical direction.
  • the turning phases are detected and the yaw control loop is opened (allowing the vertical component of the device's drifts to be compensated) during the turning phases.
  • the accelerometric device only provides a vector representing the acceleration of gravity during the phases of non-accelerated rectilinear flight. It is therefore preferable to open at least certain control loops of the gyrometric device during the turning and / or acceleration phases.
  • the roll control loop is opened in the turn phases and the pitch control loop is opened during the acceleration phases. During turns accelerated, the roll loop is preferably opened, the pitch loop remaining closed.
  • a heading control that is to say that we control the north direction expressed in aerodyne reference, provided by the gyrometric device, on magnetic north provided by an external sensor such as a magnetometer.
  • the heading deviation is represented by a vector whose direction corresponds to the vertical of the gyrometric device so that it does not conflict with the vector product mentioned above which, by definition, is perpendicular to the vertical direction provided by the gyrometric device.
  • the invention thus provides an apparatus for determining attitudes, in particular the attitude and the inclination of an aerodyne, comprising: a gyrometric device with linked components supplying the components of the instantaneous rotation vector of the aerodyne in a linked reference frame at the aerodyne, means for calculating, from the gyrometric measurements, a matrix of attitudes defining the orientation of the aerodyne with respect to the local geographic benchmark, accelerometers integral with the gyrometric device, and means for comparing data calculated from accelerometers to data calculated from gyros in order to provide corrections to compensate for errors or drifts in the gyrometric device; this apparatus is characterized in that the comparison is carried out between a vector U g of vertical direction supplied by the gyrometric device and a vector ⁇ a of vertical direction supplied by the accelerometers.
  • the apparatus comprises, in one embodiment, means for calculating, from accelerometric measurements, the direction of the vertical in a frame of reference linked to the aerodyne.
  • the vertical direction vectors are, for example, defined by their coordinates in a coordinate system linked to the aerodyne.
  • the vertical direction vector provided by the gyrometric device can be obtained from the last column of the attitude matrix.
  • the vertical direction vectors have a unit length.
  • the comparison means carry out the vector product of the two vectors of vertical direction.
  • the device includes a proportional type control loop which preferably has a gain limited to a predetermined maximum value.
  • the apparatus includes an integrator servo loop to compensate for drifts.
  • the apparatus includes means for effecting correction in the vertical direction.
  • the latter means comprises, for example, a means of calculating the projection, on the vertical direction, of the instantaneous rotation vector supplied by the gyrometric device, the vertical direction on which the projection is carried out being supplied by the device gyrometric, and the instantaneous rotation vector which is projected being corrected by the servo loop.
  • the vertical direction vector is supplied, on the one hand, by the accelerometers and, on the other hand, from the speed of the aerodyne delivered, for example, by anemometric means.
  • the vertical direction is, for example, determined from the following equation:
  • F ⁇ _ being the force of gravity, vertical direction, V the speed vector of the aerodyne determined by the anemometric means, ⁇ the instantaneous rotation vector of the aerodyne determined by the gyrometric device, and F c the resulting contact forces determined by the accelerometers, and m the mass of the aerodyne.
  • the apparatus comprises a means for controlling the gyrometric cap on the magnetic cap.
  • the heading control can be determined from the correction vector satisfying the following equation
  • the apparatus includes closed attitude control loops using the correction signals supplied by the comparison means, and means for opening at least one loop outside of the rectilinear flight phases and at constant speed. of aerodyne.
  • the opening of the control loops can occur when the difference between the vertical direction vector provided by the gyrometric device and the vertical direction vector provided by the accelerometers exceeds a predetermined value.
  • a roll control loop remains open, while a corresponding pitch control loop remains closed.
  • the turn rate can be used to distinguish between straight and different flight phases and a roll control loop can be closed when the turn rate is lower in absolute value than a determined threshold.
  • this control loop comprises an integrator which, preferably, is common to the compensating loop. - health drifts.
  • the integrator includes means making it possible to limit the average slope of its output signal and means so that, at all times, the output signal has a deviation below a threshold with respect to a linear variation signal having a determined slope.
  • FIG. 1 is a diagram of a housing, with its axes, of an apparatus according to the invention
  • FIG. 2 is a diagram of the control loop of an apparatus according to the invention
  • FIG. 3 is a diagram similar to that of FIG. 2, but for a variant
  • FIGS. 4, 5 and 6 are diagrams illustrating modes of operation, in accordance with the invention, of the control circuits represented in FIG. 2 or in FIG. 3
  • FIG. 7 is a diagram of an embodiment of an integrator used in the embodiment represented in FIG. 2 or FIG. 3
  • FIG. 8 is a diagram giving, by way of example, a mode of operation of the integrator shown in FIG. 7, and
  • FIG. 9 corresponds to a variant of FIG. 3.
  • the exemplary embodiment of the invention which will be described in relation to the figures relates to an instrument or apparatus for determining the attitudes of an aircraft which comprises at least three gyros (not shown) whose components have a fixed position relative to the aircraft.
  • the gyrometric device is, under these conditions, known as "linked components".
  • the gyros are sensors whose axes have well-defined positions relative to the axes of one aircraft.
  • the apparatus also includes accelerometers (not shown) to correct errors or drifts in gyros.
  • accelerometers not shown
  • gyros provide data (the attitudes of an aircraft) with low noise but with drifts, or bias, causing errors increasing over time.
  • accelerometers which give the components of the acceleration of the aerodyne corresponding to the result of the contact forces applying to this aerodyne.
  • contact forces is meant thrust and aerodynamic forces (drag and lift). From these components provided by the accelerometers, we can deduce the acceleration of gravity, that is to say the vertical direction. Indeed: 'general equation of dynamics' is written:
  • F d is the sum of the so-called “distance" forces which apply to the aerodyne, that is to say the weight tor and inertia
  • F c is the sum of the contact forces mentioned above
  • ⁇ c is the kinematic acceleration of the aerodyne and m the mass of the latter.
  • the inertia forces are the Coriolis forces which are negligible here.
  • ⁇ c 0.
  • the accelerometers then supply the components of the acceleration g of gravity.
  • the components of g are determined with respect to the axes of the sensors that constitute the accelerometers. As these sensors are fixed to the frame of the airplane, it is easy to determine the components of g in the reference frame of the airplane.
  • the accelerometers therefore provide an indication of the orientation of the aircraft.
  • the accelerometers only provide a component of the vector g during phases of uniform rectilinear flight of the airplane.
  • three gyros are provided, arranged in a trirectangle trihedron collinear with the axes of the housing 10 of the device (FIG. 1).
  • a servo loop is provided in which the vector ⁇ provided by the gyrometers is integrated to provide the attitudes.
  • One integrates the accelerations by using the gyrometric attitudes to carry out projections of change of benchmark and the speeds thus obtained are compared with a reference to deduce the corrections which are used to correct, in closed loop, the gyrometric data.
  • the invention consists in directly comparing the vertical direction vector provided by the accelerometers with the vertical direction vector provided by the attitude matrix that delivers the gyrometric device.
  • the apparatus according to the invention is therefore particularly simple because, on the one hand, it is not necessary to integrate the data supplied by the accelerometers and, on the other hand, the vectors U a and Ug are in the same reference which is that of the sensors, that is to say of the housing 10.
  • the vector ⁇ can be used to make the correction since its norm is sin, ⁇ being the angle between the vectors Ug and U a .
  • the correction consists in rotating the vector Ug by an angle ⁇ so as to bring it back in the direction of the vector U a .
  • This vector ⁇ is used in a servo loop which converges the vector Ug towards the vector U a . This convergence takes place with a speed of rotation equal to the norm of the vector ⁇ and therefore proportional (if the angle ⁇ is small) to the angular difference between the vectors U g and U a .
  • the correction is isotropic, that is to say independent of the coordinate system in which we are.
  • the servo calculations will be carried out in the sensor reference.
  • the vector Ug is provided by the last column of the attitude matrix of the gyrometric device.
  • FIG. 2 a control circuit of a device according to the invention.
  • This servo circuit comprises: an integration calculation means, or integrator 12, providing a quarter of attitudes, a means 14 for extracting the matrix B of attitudes from the quaternions, and a block 16 which extracts from the matrix B the last column which represents the vector Ug, that is to say the unit vector of vertical direction in the frame XYZ of the housing 10.
  • Ug vector provided by block 16 is applied to the first input 18 of a cross product block whose second input receives the U unit vertical vector provided by the accelerometric device.
  • block 18 delivers on its output the vector ⁇ .
  • a first proportional servo control loop comprising an amplifier (or attenuator) 20 of coefficient k- L .
  • This proportional control is supplemented by an integrator control 22 making it possible to estimate and compensate for the drifts of the gyrometric device.
  • a second loop is therefore provided with a second amplifier (or attenuator) 24 of coefficient k.
  • the signal of the first loop is supplied on a first input - (minus) of a subtractor 26 the output of which is connected to the input of the integrator 12 and which includes an input + (plus) 28 receiving the vector ⁇ g provided by the three gyros and a second input - 30 connected to the output of the integrator 22 in series with the amplifier 24.
  • switches respectively 32 and 34, which are open during the phases flight dynamics.
  • the accelerometers no longer supply the components of the acceleration of gravity.
  • the drift of the gyros continues to be compensated for by the output of the integrator 22.
  • FIG. 2 is a vector representation. Each arrowed line represents dimension 3 vector information. There are therefore, in practice, three control loops, one for each component.
  • the most appropriate coordinate system is the coordinate system (X, Y, Z) linked to the aerodyne.
  • the components of the vector ⁇ are compared to thresholds. If the thresholds are exceeded, the loop (s) are opened. As will be seen below, a control loop in one direction can be opened, while other control loops remain closed. Again, it is necessary to carefully select the instants of the openings so as not to distort the servo.
  • FIG. 3 a servo circuit which uses servo loops similar to those shown in FIG. 2 and, in addition, another servo loop making it possible to compensate for the vertical component of derives from d ⁇ _.
  • the vector product ⁇ being, by definition, perpendicular to the vector ⁇ g, its component in the vertical direction is zero. This vector product does not allow therefore no estimate of the vertical component of the d ⁇ g drift if the aircraft maintains a constant attitude.
  • the vertical component of the instantaneous rotation constituting the rate of turn this component is used to distinguish the rectilinear phases of the turn phases to open, at correctly chosen times, some of the loops. enslavement.
  • this component is used to distinguish the rectilinear phases of the turn phases to open, at correctly chosen times, some of the loops. enslavement.
  • an orthogonal projection of the vector ⁇ c is carried out , that is to say the instantaneous compensated rotation vector of the estimated drifts, on the direction Ug.
  • ⁇ c the dot product
  • Ug the vector ( ⁇ v . Ug).
  • the vector ⁇ g is applied to the input + of a subtractor 40 whose output is connected to the input + of another subtractor 42 whose input - receives the output of the amplifier 20 (k - ⁇ ). Furthermore, the input - of the subtractor 40 is connected to the output of an adder 44 by means of the integrator 22.
  • a first input of the adder 44 is connected to the output of the amplifier 24 (k 2 ), while the second input of this adder is connected to the output of an amplifier 46 of gain k 3 located in the lace servo loop.
  • This yaw control loop includes a block 48 which calculates the components of the vector ( ⁇ c .0g) . ⁇ g. To this end, this block 48 has an input 50 receiving the vector ⁇ c ( ⁇ g compensated for drifts, due to the servo loop seed to amplifier 24 and integrator 22), and a second input 52 receiving the vector 0 g supplied by the output of block 16. The output of block 48 is connected to the input of amplifier 46 via a switch 54. Since the servo amplifier loop 46 must compensate for a drift, it includes an integrator, and this latter is the integrator 22, which is also part of the amplifier loop 24.
  • Ug represents the vertical component of the drift of the gyrometric device on the condition that the airplane does not revolve around the vertical. This is why the switch 54 is open during the turns.
  • FIG. 4 is a diagram showing, for a component (x for example), the variation of the correction c plotted on the ordinate, of the amplifier 20 as a function of the component ⁇ ⁇ of the vector ⁇ , this component ⁇ ⁇ being plotted on the abscissa.
  • This variation is represented by a line 60 having: a linear zone of slope K- ⁇ represented by a line segment 62 passing through the origin O, saturation zones represented by the line segments 64 and 66 parallel to the abscissa axis, and break zones beyond the abscissas y _ c and - ⁇ - ⁇ .
  • the saturation limits the signal applied to the input of the subtractor 42. This signal limit corresponds to the maximum admissible for the compensation of the drifts.
  • One such characteristic is a compromise between proportional correction and the open loop. This saturation characteristic attenuates the effect of the errors of ⁇ on the precision of Ug, without having to cut the servo.
  • the standards of ⁇ and ⁇ c are compared with thresholds to detect changes in the aerodyne, when going into the turn or acceleration phase.
  • the switch 54 is open when the rate of turn exceeds a threshold. This rate of turn is represented by the dot product ⁇ c . U g .
  • This arrangement consists in keeping the switch 32y closed from the moment when the switch 32 x is open, whatever Z, by replacing, in this case, the profile of the amplifier 20 y as described with FIG. 4 by that described with FIG. 5, that is to say with a lower and continuous slope, without threshold.
  • the gain of the amplifier k ly 20 presents a lower value during the turning phases.
  • the component E y of the vector ⁇ is plotted on the abscissa, and, on the ordinate, the signal r y at the output of the amplifier 20 y .
  • the line 60 is shown in dotted lines corresponds to the line of 60 Figure 4.
  • This variation of r y as a function of Ey occurs during the phases of rectilinear flight without acceleration, the switch 32 x of the roll control loop being closed in this case.
  • the switch 32 x is opened and the switch 32 remains closed.
  • the characteristic of the amplifier 20 y is modified in this situation: the slope of the line 72 y is less than the slope of the line 62 y .
  • the integrator 22 must be able to compensate for open-loop drifts, that is to say when the servos are inhibited.
  • the integrator 22 takes account of the characteristics of the drifts of the gyrometric device. In particular, the evolution of the drifts as a function of time being limited by a maximum slope characteristic of the gyrometers, the output slope of the integrator 22 is also limited.
  • FIG. 7 represents a sampled system, of period dt.
  • Each block Z is a delay, which means that the output is one period behind the input.
  • the integrator 22 comprises two stages, 90 and 92 respectively.
  • the first stage comprises a delay 94 whose input is connected to the output of an adder 96 including an input 9 ⁇ 1 constitutes the input of the integrator 22 and the other input 96 2 of which is connected to the output 22 2 of the integrator 22.
  • the output of delay 94 is connected to the input + of a subtractor 98 whose output is connected to the input of a deviation saturator 100 limiting the signals between two values + E max and -E jj ⁇ g x opposite signs.
  • the output of the saturator 100 is connected to an input of an adder 102 whose output is connected to the output 22 2 of the integrator 22.
  • the second stage 92 also includes a delay 104 the output of which is connected to the second input of the adder 102 and the input of which is connected to the output of an adder 106 of which an input 106 1 is connected to the output of a slope saturator 108 whose input is connected to the output of the subtractor 98 upstream of the deviation saturator 100.
  • the output of the delay 104 is also connected to the input - of the subtractor 98, and to the second input of the adder 106.
  • the slope saturator 108 makes it possible to limit the slope of the second stage 92 to two maximum slopes of opposite signs
  • the first stage 90 directly integrates the input signal. Its output is limited by the saturator 100 in a zone of fixed width whose center is the output signal of the second stage 92.
  • the output signal of the second stage evolves along two opposite maximum slopes P ⁇ and -P ⁇ ax determined by the saturator 108.
  • the second stage 92 serves to limit the average slope of the integrated signal, while the output of the integrator 22 is provided by the first stage.
  • the evolution of the output signal is shown in FIG. 8. It can be seen that the output signal 105 is confined between two broken lines 107 and 109 of which all the segments are parallel to each other. Each of the segments of lines 107 and 109 having alternately a slope P ⁇ x and a slope - ⁇ ax- As long as the difference between the signals of the two stages 90 and 92 remains less than the maximum difference 2E ma ⁇ (parts 110, 112 , etc. of the curve 105), the estimator operates linearly, that is to say it functions as a simple integrator. This preserves the dynamic properties of the servo around the zero value.
  • the output of the estimator is "restrained" so that its signal does not change more than the maximum authorized slope Pmax.
  • This clamping is represented by the segments 111, 113, etc. in figure 8.
  • the integrator 22 shown in FIG. 7 makes it possible to limit the average speed of evolution of the estimation signal and not to limit the instantaneous speed of this estimation signal. These characteristics make it possible to overcome the difficulties which could result from flights with numerous turns and therefore with frequent opening of servo loops.
  • the vectors V and ⁇ as well as dV the acceleration - are considered in aerodyne coordinate system.
  • dt we thus see that if we know the vector V in aerodyne coordinate system, we know how to determine ⁇ c , because ⁇ is provided by the gyros. In other words, if the vector V can be determined, the gyrometric data can be corrected in a closed loop, even during turns or accelerations.
  • the speed of the aerodyne, V can be determined by an anemometer.
  • the speed in aerodyne reference is a vector V whose component V ⁇ is the speed provided by the anemometer and the components V y and V z are zero (given that there is no slip and that the incidence is zero).
  • An anemometer can thus be used either to keep the control loops constantly closed, or to limit the opening periods of these loops.
  • the yaw control is replaced by a control of the gyrometric cap on the magnetic cap provided by a magnetometer.
  • This control is similar to that of the attitudes, but does not require the opening of a control loop during the turns.
  • This heading control makes it possible, of course, to limit heading errors and improves the estimation of yaw drift.
  • the accuracy of the calculation of the true vertical is improved in equation (4) when using the airspeed. It is also possible to improve the detection of the straight phases of flight.
  • the quality constraints on the yaw gyrometer are less severe, which allows the use of a more economical yaw gyrometer.
  • One embodiment of this arrangement of the invention consists in providing a vector for correction of heading ⁇ c in the vertical direction so that this correction does not conflict with that provided by the vector ⁇ mentioned above which is by construction , in the horizontal plane (vector product of the vertical directions provided by the gyrometric device and by the accelerometers).
  • the vector U m is the unit vector in the direction of magnetic north and b ⁇ , b 2 and b are the three vectors provided by each of the three columns of the attitude matrix B with:
  • the vector b * ] _ is the attitude vector in the north direction
  • the vector b 2 is the attitude vector in the east direction
  • the vector b 3 is the attitude vector in the vertical direction.
  • Equation (5) means that we carry the vector product of U m by £ • * -_ and that we project the result vector on the vertical given by b 3 .
  • FIG. 9 represents, in a simplified manner, the control loops used in this embodiment where a heading correction is carried out. This FIG. 9 is similar to that of FIG. 3. However, as already indicated above, the yaw control is replaced by the heading control. It can be seen that the integrator 22 is common to the attitude control and heading loops.
  • a block 120 the organ which determines the vectors ⁇ c of attitude difference (obtained from the vector product of the direction vectors vertical provided, on the one hand, by the gyrometric device and, on the other hand, by the accelerometers) and ⁇ c of course deviation.
  • This vector ⁇ c is obtained from the attitude matrix and from the vector B of the Earth's magnetic field.
  • a proportional type correction with an ⁇ gain (amplifier 122) and an integral gain type ⁇ correction (amplifier 124) is provided in the heading control, this latter correction using the same integrator 22 as the servo in a winning attitude k.
  • the device comprises, in a conventional manner, reset means usually called "caging".
  • This reset is triggered manually by the pilot to quickly converge attitudes so that the vertical direction determined by the gyrometric device corresponds to the real vertical.
  • This function can be used in flight at constant rectilinear speed, or in any phase of flight, if the data supplied by an anemometer, or the like, is combined with the data supplied by the accelerometers.
  • the gains of the amplifiers of the proportional control loops are increased for a determined time, for example three minutes, on the three axes and, during this duration, the servo loops are kept closed and saturation is inhibited. As the integrators are clamped, the control loops allow attitude errors to converge quickly so that they can enter the capture range of these control systems.

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Abstract

L'invention est relative à un appareil de détermination d'attitudes, notamment l'assiette (υ) et l'inclinaison (ζ) d'un aérodyne, comportant: un dispositif gyrométrique à composants liés fournissant les composantes du vecteur (Φ) de rotation instantanée de l'aérodyne, des moyens pour calculer, à partir des mesures gyrométriques, une matrice d'attitudes (b1, b2, b3), des accéléromètres solidaires du dispositif gyrométrique, et des moyens pour comparer des données calculées à partir des accéléromètres à des données calculées à partir des gyromètres afin de fournir des corrections pour compenser les erreurs ou dérives du dispositif gyrométrique. Cet appareil est caractérisé en ce que la comparaison est effectuée entre un vecteur Ug de direction verticale fourni par le dispositif gyrométrique et un vecteur Ua de direction verticale fourni par les accéléromètres.

Description

APPAREIL A GYROMETRES ET ACCELEROMETRES POUR LA DETERMINATION
DES ATTITUDES D'UN AERODYNE
L'invention est relative à un appareil de détermination des attitudes d'un engin volant.
Pour piloter un aérodyne, il est nécessaire de connaître ses attitudes. Les attitudes sont par définition les trois angles d'Euler ψ, θ, φ, ou, respectivement, cap, assiette, et inclinaison, qui définissent l'orientation du repère lié à l' aérodyne par rapport au repère géographique local. Le repère (ou trièdre) géographique local est un trièdre orthonormé dont un axe est suivant la verticale locale (vers le bas) et les deux autres axes suivant les directions nord et est locales. Le repère lié à l' aérodyne est un trièdre orthonormé dont l'axe X, ou axe de roulis, est colinéaire au fuselage de l' aérodyne, l'axe Y, ou axe de tangage, est perpendiculaire à son plan de symétrie, et l'axe Z, ou axe de lacet, est inclus dans le plan de symétrie.
Les attitudes sont déterminées à l'aide d'un dispositif gyrométrique dit à composants liés, constitué d'au moins trois gyromètres solidaires entre eux et solidaires de la structure de l'aéronef. Chacun de ceux-ci fournit une composante, suivant son axe, du vecteur Ω de rotation instantanée de l' aérodyne par rapport à un référentiel inertiel . Ce dispositif per- met de mesurer les trois composantes de Ω dans le repère X, Y, Z lié à l' aérodyne. Ces composantes sont, respectivement, le roulis p suivant l'axe X, le tangage q suivant l'axe Y et le lacet r suivant 1 ' axe Z . Ces trois composantes sont intégrées, par exemple par la méthode dite des quaternions. L'intégration fournit des qua- ternions d'attitudes, d'où l'on déduit, avec l'orientation initiale de l' aérodyne, une matrice d'attitudes puis les angles d'Euler. Les signaux de mesure délivrés par les gyrometres présentent des déf uts appelés dérives . Comme ces signaux sont intégrés, les erreurs sur les attitudes augmentent avec le temps. C'est pourquoi, habituellement, pour déterminer les attitudes, on fait appel, en plus des gyrometres, à des accéléro- mètres qui sont utilisés pour corriger les résultats fournis par l'intégration des signaux des gyrometres. Cette correction s'effectue dans une boucle d'asservissement.
Les accéléromètres solidaires du dispositif gyrométrique à composants liés peuvent fournir, grâce à la pesanteur, les attitudes en assiette et inclinaison de 1 ' aérodyne ; toutefois les signaux qu'ils délivrent sont entachés d'erreurs qui rendent les résultats difficilement exploitables tels quels. Par contre, la combinaison, dans une boucle d'asservissement, des signaux fournis par des gyrometres et des accéléromètres permet de compenser les dérives des gyrometres tout en conservant l'avantage de ces derniers qui est de fournir des résultats avec un bruit relativement faible à court terme.
Dans des appareils connus, la comparaison entre les signaux gyrométriques et accélérométriques constitue une opé- ration complexe car les signaux des accéléromètres sont intégrés de façon à représenter des vitesses et ces dernières sont comparées à des références ; cette comparaison sert à élaborer la correction du dispositif gyrométrique. L'intégration fait appel aux attitudes issues du dispositif gyrométrique. L'invention fournit un appareil dans lequel les corrections sont effectuées de façon simple et fiable.
L ' appareil selon 1 ' invention est caractérisé en ce que la comparaison est effectuée entre, d'une part, un vecteur de direction verticale fourni par le dispositif gyrométrique et, d'autre part, un vecteur de direction verticale fourni par les accéléromètres. De préférence, la comparaison consiste à effectuer le produit vectoriel de ces deux vecteurs.
Le vecteur de direction verticale fourni par les accé- léromètres est colinéaire à l'accélération de la pesanteur, durant les phases de vol rectiligne non accéléré. Ainsi, il n'est pas nécessaire d'effectuer une intégration des signaux accélérométriques . Par ailleurs, dans le dispositif gyrométrique, le vecteur de direction verticale constitue la dernière colonne de la matrice d'attitudes obtenue avec ce dispositif. En outre, les deux vecteurs de direction verticale peuvent être exprimés dans un même repère lié à 1 ' aérodyne .
On rappelle ici que la matrice d'attitudes est une matrice 3x3 dans laquelle la première colonne représente la direction du nord dans le repère XYZ de l' aérodyne, et les seconde et troisième colonnes représentent respectivement les directions est et verticale, également en repère XYZ.
Il est d'ailleurs à noter que le produit vectoriel est isotrope, c'est-à-dire indépendant du repère. Quand on fait appel à un produit vectoriel, les corrections à apporter sont aussi d'une grande simplicité car le module du produit vectoriel est proportionnel au sinus de 1 ' angle de la rotation qui fait coïncider le vecteur de direction verticale fourni par le dispositif gyrométrique avec le vecteur de direction verticale fourni par le dispositif accéléromé- trique. De plus, la direction du produit vectoriel donne l'axe de cette rotation.
Si la comparaison consiste à effectuer un produit vectoriel, des dispositions supplémentaires peuvent être néces- saires. En effet, un produit vectoriel étant, par définition, perpendiculaire à chacun des vecteurs du produit, sa composante est nulle suivant la direction verticale, et si l'on veut estimer la composante verticale de la dérive du dispositif gyrométrique, il est nécessaire de disposer de données supplémen- taires .
Dans un mode de réalisation de 1 ' invention, pour obtenir une estimation de la composante verticale de la dérive du dispositif gyrométrique, on effectue une projection orthogonale du vecteur Ω de composantes p, q r, qui est fourni par les gyrometres, après compensation des dérives (par l'asservissement mentionné ci-dessus) , sur la direction verticale fournie par le dispositif gyrométrique.
Pour obtenir cette projection, il suffit d'effectuer le produit scalaire du vecteur Ω par le vecteur unitaire Ug de la direction verticale fournie par le dispositif gyrométrique. Ce vecteur projeté peut être utilisé, dans un asservissement à retour intégral, pour compenser la composante verticale de la dérive du vecteur Ω fourni par le dispositif gyrométrique.
Le produit scalaire Ω . ϋg représente la dérive du gyrometre en direction verticale seulement si l'avion est en phase de vol rectiligne, c'est-à-dire qu'il ne tourne pas autour de la direction verticale. Ainsi, dans un mode de réalisation, on détecte les phases de virage et on ouvre la boucle d'asservissement de lacet (permettant de compenser la composante verticale des dérives du dispositif) pendant les phases de virage .
De même, le dispositif accélérométrique ne fournit un vecteur représentant 1 ' accélération de la pesanteur que pendant les phases de vol rectiligne non accéléré. Il est donc pré- férable d'ouvrir au moins certaines boucles d'asservissement du dispositif gyrométrique pendant les phases de virage et/ou d'accélération. On ouvre la boucle d'asservissement de roulis dans les phases de virage et on ouvre la boucle d'asservissement de tangage pendant les phases d'accélération. Lors des virages accélérés, on ouvre de préférence la boucle de roulis, la boucle de tangage restant fermée.
Dans une variante, pour obtenir une estimation de la composante verticale de la dérive du dispositif gyrométrique, au lieu d'utiliser un asservissement en lacet, on fait appel à un asservissement en cap, c'est-à-dire qu'on asservit la direction du nord exprimée en repère aérodyne, fourni par le dispositif gyrométrique, sur le nord magnétique fourni par un capteur externe tel qu'un magnétomètre . De préférence, l'écart de cap est représenté par un vecteur dont la direction correspond à la verticale du dispositif gyrométrique de façon qu'il n'entre pas en conflit avec le produit vectoriel mentionné ci-dessus qui, par définition, est perpendiculaire à la direction verticale fournie par le dispo- sitif gyrométrique. A cet effet, on peut utiliser le produit vectoriel d'un vecteur Um représentant la direction du nord magnétique (fourni par un magnétomètre) par un vecteur b^ représentant la direction du nord fourni par le dispositif gyrométrique dans la première colonne de la matrice d'attitudes. Ce produit vectoriel est alors projeté sur la direction verticale b3 fournie par le dispositif gyrométrique.
L'invention prévoit ainsi un appareil de détermination d'attitudes, notamment l'assiette et l'inclinaison d'un aérodyne, comportant : un dispositif gyrométrique à composants liés fournissant les composantes du vecteur de rotation instantanée de 1 ' aérodyne dans un repère lié à l' aérodyne, des moyens pour calculer, à partir des mesures gyromé- triques, une matrice d'attitudes définissant l'orientation de 1 ' aérodyne par rapport au repère géographique local , des accéléromètres solidaires du dispositif gyrométrique, et des moyens pour comparer des données calculées à partir des accéléromètres à des données calculées à partir des gyrometres afin de fournir des corrections pour compenser les erreurs ou dérives du dispositif gyrométrique ; cet appareil est caractérisé en ce que la comparaison est effectuée entre un vecteur Ug de direction verticale fourni par le dispositif gyrométrique et un vecteur Ûa de direction verticale fourni par les accéléromètres.
L'appareil comporte, dans une réalisation, des moyens pour calculer, à partir des mesures accélérométriques , la direction de la verticale dans un repère lié à l' aérodyne. Les vec- teurs de direction verticale sont, par exemple, définis par leurs coordonnées dans un repère lié à 1 ' aérodyne .
Le vecteur de direction verticale fourni par le dispositif gyrométrique peut être obtenu à partir de la dernière colonne de la matrice d'attitudes. De préférence, les vecteurs de direction verticale ont une longueur unitaire .
Dans une réalisation, les moyens de comparaison effectuent le produit vectoriel des deux vecteurs de direction verticale. L'appareil comporte une boucle d'asservissement de type proportionnel qui, de préférence, présente un gain limité à une valeur maximale prédéterminée .
Dans un mode de réalisation, l'appareil comprend une boucle d'asservissement à intégrateur pour compenser les dérives .
Quand on effectue le produit vectoriel des deux vecteurs de direction verticale, il est avantageux que l'appareil comporte un moyen pour effectuer une correction suivant la direction verticale. Dans ce cas, ce dernier moyen comprend, par exemple, un moyen de calcul de la projection, sur la direction verticale, du vecteur de rotation instantanée fourni par le dispositif gyrométrique, la direction verticale sur laquelle est effectuée la projection étant fournie par le dispositif gyrométrique, et le vecteur de rotation instantanée qui est projeté étant corrigé par la boucle d'asservissement. Selon un mode de réalisation, le vecteur de direction verticale est fourni, d'une part, par les accéléromètres et, d'autre part, à partir de la vitesse de l' aérodyne délivrée, par exemple, par des moyens anémometriques. Dans ce dernier cas, la direction verticale est, par exemple, déterminée à partir de l'équation suivante :
Fd dV Fc
— = — + Ω Λ V M m dt m
Fζ_ étant la force de la pesanteur, de direction verticale, V le vecteur de vitesse de l' aérodyne déterminé par les moyens anémometriques, Ω le vecteur de rotation instantanée de 1' aérodyne déterminé par le dispositif gyrométrique, et Fc la résultante des forces de contact déterminée par les accéléromètres, et m la masse de 1 ' aérodyne .
Dans une réalisation, l'appareil comporte un moyen d'asservissement du cap gyrométrique sur le cap magnétique.
Dans ce dernier cas, et lorsqu'on effectue le produit vectoriel des vecteurs de direction verticale, l'asservissement du cap peut être déterminé à partir du vecteur de correction satisfaisant à équation suivante
(ϋm Λ b!)b3}b3 = (um.b2)b3 équation dans laquelle Um est un vecteur représentant la direction du champ magnétique terrestre, de préférence d'amplitude unité, et les vecteurs b- , fc>2 et b3 sont trois vecteurs dont les coordonnées sont fournies par les colonnes de la matrice d'attitudes délivrée par le dispositif gyrométrique.
Selon une réalisation, l'appareil comprend des boucles fermées d'asservissement des attitudes utilisant les signaux de correction fournis par les moyens de comparaison, et des moyens pour ouvrir au moins une boucle en dehors des phases de vol rec- tiligne et à vitesse constante de l' aérodyne.
Dans ce dernier cas, l'ouverture des boucles d'asservissement peut intervenir quand 1 ' écart entre le vecteur de direction verticale fourni par le dispositif gyrométrique et le vecteur de direction verticale fourni par les accéléromètres dépasse une valeur prédéterminée. En cas de virage, par exemple, une boucle d'asservissement en roulis reste ouverte, alors qu'une boucle d' asservissement correspondante en tangage reste fermée . Le taux de virage peut être utilisé pour distinguer entre des phases de vol rectiligne et des phases de vol différentes et une boucle d'asservissement en roulis peut être fermée quand le taux de virage est inférieur en valeur absolue à un seuil déterminé. Quand on prévoit une boucle pour compenser les dérives, on peut aussi prévoir une boucle d'asservissement pour assurer une correction des mesures gyrométriques suivant la direction verticale et cette boucle d'asservissement comprend un intégrateur qui, de préférence, est commun à la boucle compen- sant les dérives.
Dans une réalisation de cette dernière disposition, 1 ' intégrateur comporte des moyens permettant de limiter la pente moyenne de son signal de sortie et des moyens pour que, à chaque instant, le signal de sortie présente un écart inférieur à un seuil par rapport à un signal à variation linéaire ayant une pente déterminée.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront avec la description de certains de ses modes de réalisation, celle-ci étant effectuée en se référant aux dessins ci-annexés sur lesquels : la figure 1 est un schéma d'un boîtier, avec ses axes, d'un appareil selon l'invention, la figure 2 est un schéma de boucle d'asservissement d'un appareil conforme à l'invention, la figure 3 est un schéma analogue à celui de la figure 2, mais pour une variante, les figures 4, 5 et 6 sont des diagrammes illustrant des modes de fonctionnement, conformes à l'invention, des circuits d'asservissement représentés sur la figure 2 ou la figure 3, la figure 7 est un schéma d'un mode de réalisation d'intégrateur utilisé dans le mode de réalisation représenté sur la figure 2 ou la figure 3, la figure 8 est un diagramme donnant, à titre d'exem- pie, un mode de fonctionnement de l'intégrateur représenté sur la figure 7, et la figure 9 correspond à une variante de la figure 3.
L'exemple de réalisation de l'invention que l'on va décrire en relation avec les figures se rapporte à un instrument ou appareil pour déterminer les attitudes d'un avion qui comprend au moins trois gyrometres (non représentés) dont les composants ont une position fixe par rapport à l'avion. Le dispositif gyrométrique est, dans ces conditions, dit à "composants liés". Autrement dit, les gyrometres sont des capteurs dont les axes ont des positions bien définies par rapport aux axes de 1 ' avion.
L'appareil comprend aussi des accéléromètres (non montrés) pour corriger les erreurs ou dérives des gyrometres. On sait, en effet, que les gyrometres fournissent des données (les attitudes d'un avion) à faibles bruits mais présentant des dérives, ou biais, entraînant des erreurs croissant avec le temps .
Pour compenser les dérives, on fait appel à des accéléromètres qui donnent les composantes de 1 ' accélération de 1' aérodyne correspondant à la résultante des forces de contact s ' appliquant à cet aérodyne . Par "forces de contact" , on entend la poussée et les forces aérodynamiques (traînée et portance) . A partir de ces composantes fournies par les accéléromètres, on peut en déduire l'accélération de la pesanteur, c'est-à-dire la direction verticale. En effet : ' équation générale de la dynamique s ' écrit :
F Fr
-3- + - - = γc (D m m
Dans cette formule Fd est la somme des forces dites "à distance" qui s'appliquent à l' aérodyne, c'est-à-dire la pesan- teur et l'inertie, Fc est la somme des forces de contact mentionnées ci-dessus, γc est l'accélération cinématique de l' aérodyne et m la masse de ce dernier. Les forces d'inertie sont les forces de Coriolis qui sont ici négligeables. Dans le cas d'un vol rectiligne à vitesse uniforme, γc = 0. Les accéléromètres fournissent alors les composantes de l'accélération g de la pesanteur. Les composantes de g sont déterminées par rapport aux axes des capteurs que constituent les accéléromètres. Comme ces capteurs sont fixés au bâti de l'avion, il est aisé de déterminer les composantes de g dans le repère de l'avion. Les accéléromètres fournissent donc une indication sur l'orientation de l'avion.
Par ailleurs, on peut observer que les accéléromètres ne fournissent une composante du vecteur g que lors de phases de vol rectiligne uniforme de l'avion. Dans les autres phases, on peut connaître la direction verticale, à condition de disposer d' autres données, comme on le verra plus loin.
Dans l'exemple, on prévoit trois gyrometres disposés suivant un trièdre trirectangle colinéaire aux axes du boîtier 10 de l'appareil (figure 1) . On prévoit donc un gyrometre selon l'axe x, un selon l'axe y et un selon l'axe z.
Par contre, on prévoit seulement deux accéléromètres, l'un selon l'axe x et l'autre selon l'axe y. En effet, pour déterminer la direction du vecteur g d'accélération de la pesanteur, deux composantes du vecteur γ = g suffisent, car la norme g du vecteur g étant connue, on peut en déduire la composante γz selon 1 ' axe Z à partir de cette norme et des composantes γx et γv grâce à la formule suivante :
Figure imgf000012_0001
Dans les appareils connus, pour corriger les données gyrometriques par les données fournies par les accéléromètres, on prévoit une boucle d'asservissement dans laquelle le vecteur Ω fourni par les gyrometres est intégré pour fournir les attitudes. On intègre les accélérations en utilisant les attitudes gyrometriques pour effectuer des projections de changement de repère et on compare les vitesses ainsi obtenues à une référence pour en déduire les corrections qui sont utilisées pour corriger, en boucle fermée, les données gyrometriques.
Contrairement aux traitements effectués par les appa- reils classiques dans lesquels on intègre les données fournies par les accéléromètres, l'invention consiste à comparer directement le vecteur de direction verticale fourni par les accéléromètres au vecteur de direction verticale fourni par la matrice d'attitudes que délivre le dispositif gyrométrique. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, cette comparaison est obtenue en élaborant le produit vectoriel ε des deux vecteurs unitaires Ua (direction verticale fournie par les accéléromètres) et Ug (direction verticale fournie par le dispositif gyrométrique) de direction verticale, c'est-à- dire : ε = Ùa Λ ϋg (3)
L'appareil selon l'invention est donc particulièrement simple car, d'une part, il n'est pas nécessaire d'intégrer les données fournies par les accéléromètres et, d'autre part, les vecteurs Ua et Ug sont dans le même repère qui est celui des capteurs, c'est-à-dire du boîtier 10.
En outre, le vecteur ε est exploitable pour effectuer la correction puisque sa norme est sin , α étant l'angle entre les vecteurs Ug et Ua . La correction consiste à faire tourner le vecteur Ug d'un angle α de façon à le ramener dans la direction du vecteur Ua . On utilise ce vecteur ε dans une boucle d'asservissement qui fait converger le vecteur Ug vers le vecteur Ua . Cette convergence s'effectue avec une vitesse de rotation égale à la norme du vecteur ε et donc proportionnelle (si l'angle α est petit) à l'écart angulaire entre les vecteurs Ug et Ua.
De plus, la correction est isotrope, c'est-à-dire indépendante du repère dans lequel on se trouve. Toutefois, on effectuera les calculs d'asservissement dans le repère capteur. Le vecteur Ug est fourni par la dernière colonne de la matrice d'attitudes du dispositif gyrométrique.
On va maintenant décrire en relation avec la figure 2 un circuit d'asservissement d'un appareil conforme à 1 ' inven- tion.
Ce circuit d'asservissement comporte : un moyen de calcul d'intégration, ou intégrateur 12, fournissant un quater- nion d'attitudes, un moyen 14 pour extraire la matrice B d'attitudes des quaternions, et un bloc 16 qui extrait de la matrice B la dernière colonne qui représente le vecteur Ug , c'est-à- dire le vecteur unitaire de direction verticale dans le repère XYZ du boîtier 10.
Le vecteur Ug fourni par le bloc 16 est appliqué sur la première entrée d'un bloc 18 de produit vectoriel dont la seconde entrée reçoit le vecteur vertical unitaire Ua fourni par le dispositif accélérométrique . Ainsi, le bloc 18 délivre sur sa sortie le vecteur ε .
Pour faire converger le vecteur Ug vers le vecteur Ua , on prévoit une première boucle d'asservissement proportion- nel comportant un amplificateur (ou atténuateur) 20 de coefficient k-L .
Cet asservissement proportionnel est complété par un asservissement à intégrateur 22 permettant d'estimer et de compenser les dérives du dispositif gyrométrique. On prévoit donc une seconde boucle avec un second amplificateur (ou atténuateur) 24 de coefficient k .
Le signal de la première boucle est fourni sur une première entrée - (moins) d'un soustracteur 26 dont la sortie est reliée à 1 ' entrée de 1 ' intégrateur 12 et qui comporte une entrée + (plus) 28 recevant le vecteur Ωg fourni par les trois gyrometres et une seconde entrée - 30 connectée à la sortie de 1 ' intégrateur 22 en série avec 1 ' amplificateur 24.
Dans chacune des boucles d'asservissement, en série avec les amplificateurs 20 et 24, on prévoit des interrupteurs, respectivement 32 et 34, qui sont ouverts pendant les phases dynamiques de vol. En effet, pendant ces phases, les accéléromètres ne fournissent plus les composantes de 1 ' accélération de la pesanteur. Cependant, pendant ces ouvertures des boucles d'asservissement, on continue à compenser les dérives des gyro- mètres grâce à la sortie de 1 ' intégrateur 22.
Il est à noter que le schéma représenté sur la figure 2 est une représentation vectorielle. Chaque ligne fléchée représente une information vectorielle de dimension 3. Il y a donc, en pratique, trois boucles d'asservissement, une pour chaque composante. Le repère le plus approprié est le repère (X, Y, Z) lié à l' aérodyne.
Pour détecter les phases dynamiques pendant lesquelles les boucles d' asservissement doivent être ouvertes, on compare les composantes du vecteur ε à des seuils . Si les seuils sont dépassés, on ouvre la ou les boucles. Comme on le verra plus loin, une boucle d'asservissement dans une direction peut être ouverte, alors que d' autres boucles d' asservissement restent fermées. Quoiqu'il en soit, il est nécessaire de sélectionner soigneusement les instants des ouvertures afin de ne pas fausser 1 ' asservissement .
Il faut également éviter que le vecteur Ug dérive de façon excessive pendant les ouvertures de boucles . On décrira plus loin des moyens permettant d'effectuer les ouvertures des boucles d'asservissement à des instants correctement choisis, ainsi que des sécurités permettant d'éviter les divergences du vecteur Ug pendant les ouvertures des boucles .
On va maintenant décrire, en relation avec la figure 3, un circuit d'asservissement qui utilise des boucles d'asservissement analogues à celles représentées sur la figure 2 et, en plus, une autre boucle d'asservissement permettant de compenser la composante verticale de dérive dΩ_.
En effet, le produit vectoriel ε étant, par définition, perpendiculaire au vecteur Ûg , sa composante suivant la direction verticale est nulle. Ce produit vectoriel ne permet donc pas d'estimer la composante verticale de la dérive dΩg si 1 ' avion conserve une attitude constante.
Cette compensation est nécessaire pour pouvoir obtenir correctement les trois composantes de la rotation instantanée Ω . En outre, selon un aspect de l'invention, la composante verticale de la rotation instantanée constituant le taux de virage, cette composante sert à distinguer les phases rectilignes des phases de virages pour ouvrir, à des moments correctement choisis, certaines des boucles d'asservissement. Dans le mode de réalisation représenté sur la figure
3, on effectue une projection orthogonale du vecteur Ωc , c'est- à-dire le vecteur de rotation instantanée compensé des dérives estimées, sur la direction Ug . A cet effet, on effectue le produit scalaire Ωc . Ug , et on utilise le vecteur ( Ωc . Ug ) . Ug pour effectuer l'asservissement de lacet.
Pour éviter toute confusion, on a noté Ωq le vecteur d'accélération angulaire sans compensation et Ωc le même vecteur avec compensation.
Sur la figure 3, les éléments correspondant à ceux de la figure 2 portent les mêmes chiffres de références.
Dans cette réalisation, le vecteur Ωg est appliqué à l'entrée + d'un soustracteur 40 dont la sortie est reliée à l'entrée + d'un autre soustracteur 42 dont l'entrée - reçoit la sortie de l'amplificateur 20 (k-^) . Par ailleurs, l'entrée - du soustracteur 40 est reliée à la sortie d'un additionneur 44 par 1 ' intermédiaire de 1 ' intégrateur 22.
Une première entrée de 1 ' additionneur 44 est reliée à la sortie de l'amplificateur 24 (k2) , tandis que la seconde entrée de cet additionneur est reliée à la sortie d'un amplifi- cateur 46 de gain k3 se trouvant dans la boucle d'asservissement de lace .
Cette boucle d'asservissement de lacet comporte un bloc 48 qui calcule les composantes du vecteur (Ωc.0g).ύg . A cet effet, ce bloc 48 présente une entrée 50 recevant le vecteur Ωc (Ωg compensé des dérives, du fait de la boucle d'asservis- sèment à amplificateur 24 et intégrateur 22) , et une seconde entrée 52 recevant le vecteur 0g fourni par la sortie du bloc 16. La sortie du bloc 48 est reliée à l'entrée de l'amplificateur 46 par l'intermédiaire d'un interrupteur 54. Étant donné que la boucle d'asservissement à amplificateur 46 doit compenser une dérive, elle comporte un intégrateur, et ce dernier est l'intégrateur 22, qui fait également partie de la boucle à amplificateur 24.
Le produit scalaire Ωc . Ug représente la composante verticale de la dérive du dispositif gyrométrique à la condition que l'avion ne tourne pas autour de la verticale. C'est pourquoi 1 ' interrupteur 54 est ouvert pendant les virages .
On va maintenant décrire, notamment en relation avec les figures 4 à 6, un certain nombre de dispositions permettant de commander correctement l'ouverture des interrupteurs 32, 34 et 54 des circuits d'asservissement pendant certaines phases transitoires pour lesquelles ces circuits (ou une partie d'entre eux) ne peuvent pas fonctionner correctement.
On considérera tout d'abord l'interrupteur 32 (figures 2 et 3) du circuit d'asservissement de type proportionnel.
Cet interrupteur 32 doit être ouvert pendant les accélérations ou les virages, car, dans ce cas, le vecteur ϋa fourni par les accéléromètres ne représente pas la direction verticale réelle. Pour détecter ces phases, on détecte les écarts angulaires entre les vecteurs Ug et Ua qui est représenté par les composantes du vecteur ε = 0a Λ Ug .
Pour limiter les ouvertures de l'interrupteur 32, on confère une caractéristique de saturation à l'amplificateur 20. Cette caractéristique est représentée sur la figure 4, qui est un diagramme montrant, pour une composante (x par exemple) , la variation de la correction c portée en ordonnées, de l'amplificateur 20 en fonction de la composante εχ du vecteur ε , cette composante εχ étant portée en abscisses . Cette variation est représentée par une ligne 60 présentant : une zone linéaire de pente K-^ représentée par un segment de droite 62 passant par l'origine O, des zones de saturation représentées par les segments de droites 64 et 66 parallèles à l'axe des abscisses, et des zones de coupure au-delà des abscisses y_c et -ε-^. Lorsque l'écart εx dépasse, en valeur absolue, la valeur z^c, 1 ' interrup- teur 32 est ouvert.
La saturation limite le signal appliqué sur 1 ' entrée - du soustracteur 42. Cette limite du signal correspond au maximum admissible pour la compensation des dérives. Une telle caractéristique est un compromis entre une correction proportionnelle et la boucle ouverte. Cette caractéristique de saturation atténue 1 ' effet des erreurs de ε sur la précision de Ug , sans avoir à couper 1 ' asservissement .
Pour commander l'ouverture de l'interrupteur 34, on compare les normes de ε et de Ωc à des seuils pour détecter les évolutions de l' aérodyne, lorsqu'on passe en phase de virage ou d' accélération.
L ' interrupteur 54 est ouvert lorsque le taux de virage dépasse un seuil . Ce taux de virage est représenté par le produit scalaire Ωc . Ug . On va maintenant décrire, en relation avec les diagrammes des figures 5 et 6, une disposition qui permet de limiter le risque de divergence pendant les ouvertures de 1 ' interrupteur 32χ lors des phases de virage.
Cette disposition consiste à maintenir fermé 1 ' interrupteur 32y à partir du moment où l'interrupteur 32x est ouvert, quel que soit Z , en remplaçant, dans ce cas, le profil de l'amplificateur 20y tel que décrit avec la figure 4 par celui décrit avec la figure 5, c'est-à-dire avec une pente plus faible et continue, sans seuil.
Autrement dit, le gain kly de l'amplificateur 20y présente une valeur plus faible pendant les phases de virages . Dans le diagramme de la figure 5, on a porté en abscisses la composante Ey du vecteur ε, et, en ordonnées, le signal ry en sortie de l'amplificateur 20y. La ligne 60y représentée en traits interrompus correspond à la ligne 60 de la figure 4. Cette variation de ry en fonction de Ey intervient pendant les phases de vol rectiligne sans accélération, l'interrupteur 32x de la boucle d'asservissement roulis étant fermée dans ce cas. Par contre, pendant les phases de virage, l'interrupteur 32x est ouvert et l'interrupteur 32y reste fermé. Mais, comme représenté par la ligne 72y, la caractéristique de l'amplificateur 20y est modifiée dans cette situation : la pente de la droite 72y est inférieure à la pente de la droite 62y.
Avec cette disposition, lorsque l'avion tourne autour de la verticale, les erreurs d'attitude en tangage et en roulis convergent vers zéro suivant une spirale comme représentée par la figure 6 , si la vitesse de 1 ' aérodyne reste constante .
Ainsi, en régime permanent, on obtient des erreurs nulles en tangage et roulis. Sur le diagramme de la figure 6, on a porté en ordonnées l'erreur δφ (roulis) et, en abscisses, l'erreur δθ (tangage) . La courbe en spirale 74 converge vers des erreurs nulles en φ (roulis) et en θ (tangage) .
Dans le cas d'un virage, s'il se produit des accélé- rations ou décélérations longitudinales (axe x) , la référence de verticale 0a fournie par les accéléromètres devient fausse aussi en tangage. Cette erreur Δθ en tangage sur le vecteur de direction verticale 0a se traduit par une erreur sur le roulis φ. En régime permanent, cette erreur est proportionnelle à Δθ, K-j_ et l/Ω, Ω étant le taux de virage et par une erreur nulle pour θ. La réduction du gain de l'amplificateur rend ainsi le dispositif moins sensible aux erreurs de correction dues aux accélérations longitudinales.
On va maintenant décrire une autre disposition qui permet de fiabiliser la distinction entre les phases rectilignes et les phases de virage de façon à maintenir fermé 1 ' interrupteur 32x lorsqu'on détecte une phase de vol rectiligne.
On a vu que le maintien à l'état ouvert ou fermé des interrupteurs 32 dépend de la comparaison de chaque composante de ε à un seuil. On a vu aussi qu'on pouvait, pour distinguer entre les phases de vol rectiligne et les phases de virages, utiliser aussi le produit scalaire Ωc . Ug qui représente le taux de virage. Selon l'invention, on interdit l'ouverture de 32χ lorsque ε;^ dépasse son seuil de coupure si le taux de virage calculé indique que 1 'on n' est pas en virage . Dans ce cas, on remplace le profil de l'amplificateur 20y tel que représenté sur la figure 4 par un profil linéaire comme la droite 72 sur la figure 5. Toutefois, la pente de cette droite est supérieure à la pente de la droite 62. De cette manière, on ramène la direc- tion verticale du dispositif gyrométrique dans la direction verticale vraie Ua fournie par les accéléromètres, dans le cas où, en sortie de virage, ε^ serait sorti de sa plage de capture (zone -εc +εc sur le diagramme de la figure 4) à la suite d'une divergence pendant la phase en boucle ouverte. On va maintenant décrire, en relation avec les figures
7 et 8, un mode de réalisation de l'intégrateur 22 utilisé pour estimer les dérives.
On rappelle ici que 1 ' intégrateur 22 doit pouvoir compenser les dérives en boucle ouverte, c'est-à-dire quand les asservissements sont inhibés.
L'intégrateur 22 tient compte des caractéristiques des dérives du dispositif gyrométrique. En particulier, l'évolution des dérives en fonction du temps étant limitée par une pente maximale caractéristique des gyrometres, on limite également la pente de sortie de l'intégrateur 22.
La figure 7 représente un système échantillonné, de période dt . Chaque bloc Z est un retard, ce qui signifie que la sortie est en retard d'une période par rapport à l'entrée.
Dans l'exemple représenté sur la figure 7, 1 'intégra- teur 22 comporte deux étages, respectivement 90 et 92. Le premier étage comporte un retard 94 dont 1 ' entrée est reliée à la sortie d'un additionneur 96 dont une entrée 9β1 constitue l'entrée de l'intégrateur 22 et dont l'autre entrée 962 est reliée à la sortie 222 de l'intégrateur 22. La sortie du retard 94 est reliée à l'entrée + d'un soustracteur 98 dont la sortie est reliée à l'entrée d'un saturateur d'écart 100 limitant les signaux entre deux valeurs +Emax et -Ejj^gx de signes opposés. La sortie du saturateur 100 est reliée à une entrée d'un additionneur 102 dont la sortie est reliée à la sortie 222 de l'intégrateur 22.
Le second étage 92 comporte aussi un retard 104 dont la sortie est reliée à la seconde entrée de l'additionneur 102 et dont l'entrée est reliée à la sortie d'un additionneur 106 dont une entrée 1061 est reliée à la sortie d'un saturateur de pente 108 dont l'entrée est reliée à la sortie du soustracteur 98 en amont du saturateur d'écart 100.
La sortie du retard 104 est également connectée à 1 ' entrée - du soustracteur 98, et à la deuxième entrée de 1 ' ad- ditionneur 106.
Le saturateur de pente 108 permet de limiter la pente du second étage 92 à deux pentes maximales de signes opposés
Prmax'
Le premier étage 90 intègre directement le signal d'entrée. Sa sortie est limitée par le saturateur 100 dans une zone de largeur fixée dont le centre est le signal de sortie du second étage 92.
Le signal de sortie du second étage évolue selon deux pentes maximales opposées P^^ et -P^ax déterminées par le satu- rateur 108.
Le second étage 92 sert à limiter la pente moyenne du signal intégré, tandis que la sortie de l'intégrateur 22 est fournie par le premier étage .
L'évolution du signal de sortie est représentée sur la figure 8. On voit que le signal de sortie 105 est confiné entre deux lignes brisées 107 et 109 dont tous les segments sont parallèles entre eux. Chacun des segments des lignes 107 et 109 ayant alternativement une pente P^x et une pente - ^ax- Tant que 1 ' écart entre les signaux des deux étages 90 et 92 reste inférieur à l'écart maximum 2Emaχ (parties 110, 112, etc. de la courbe 105), l'estimateur a un fonctionnement linéaire, c'est-à- dire qu'il fonctionne comme un simple intégrateur. On conserve ainsi les propriétés dynamiques de 1 ' asservissement autour de la valeur zéro. Par contre, lorsque l'écart dépasse l'écart maximum déterminé par le saturateur 100, la sortie de l'estimateur est "bridée" afin que son signal n'évolue pas plus que la pente maximale autorisée Pmax. Ce bridage est représenté par les segments 111, 113, etc. sur la figure 8.
En résumé, l'intégrateur 22 représenté sur la figure 7 permet de limiter la vitesse moyenne d'évolution du signal d'estimation et non de limiter la vitesse instantanée de ce signal d'estimation. Ces caractéristiques permettent de s'affranchir des difficultés qui pourraient résulter de vols avec de nombreux virages et donc avec des ouvertures fréquentes de boucles d'as- servissement .
Dans tous les exemples décrits ci-dessus, on a indiqué qu'il était nécessaire de prendre des précautions lors des phases de vol non rectilignes et/ou accélérées, car la correction fournie par les accéléromètres ne peut être utilisée pen- dant ces phases. En effet, dans le cas de vol en virage ou accéléré, les mesures accélérométriques ne fournissent plus la verticale vraie liée à la pesanteur mais la verticale apparente liée à la portance de l' aérodyne. Cependant, dans l'équation (1) mentionnée ci-dessus, le vecteur γc d'accélération cinématique peut être déterminé à partir de la vitesse V et de la rotation instantanée Ω selon la formule classique ci-dessous : dV - - , v γr = — + Ω Λ V (4) dt
Dans cette formule, les vecteurs V et Ω ainsi que dV l'accélération — sont considérés en repère aérodyne. dt On voit ainsi que si l'on connaît le vecteur V en repère aérodyne, on sait déterminer γc , car Ω est fourni par les gyrometres. Autrement dit, si le vecteur V peut être déterminé, les données gyrometriques peuvent être corrigées en boucle fermée, même lors de virages ou d'accélérations. La vitesse de l' aérodyne, V, peut être déterminée par un anémomètre. Ainsi, quand l' aérodyne vole sans dérapage à incidence nulle ou faible, la vitesse en repère aérodyne est un vecteur V dont la composante Vχ est la vitesse fournie par l'anémomètre et les composantes Vy et Vz sont nulles (étant donné qu'il n'y a pas de dérapage et que l'incidence est nulle) . Un anémomètre peut ainsi être utilisé soit pour maintenir constamment fermées les boucles d'asservissement, soit pour limiter les périodes d'ouverture de ces boucles. On va maintenant décrire, notamment en relation avec la figure 9, une disposition qui peut être utilisée en combinaison avec l'utilisation de la vitesse fournie par un anémomètre pour corriger les erreurs et dérives des gyrometres .
Cette disposition part de la constatation qu ' en phase de vol rectiligne, la référence de verticale est très sensible aux erreurs sur le vecteur Ω, c'est-à-dire aux erreurs d'estimation de dérives. En d'autres termes, la précision sur le vecteur de direction verticale dépend fortement des erreurs sur le vecteur Ω ; en outre, cette précision se dégrade quand la vitesse augmente. L'estimation de la dérive de lacet, qui a été décrite avec la figure 3, n'est pas suffisamment précise pour permettre de compenser cette altération de précision.
Ainsi, selon une autre disposition de l'invention, on remplace 1 ' asservissement de lacet par un asservissement du cap gyrométrique sur le cap magnétique fourni par un magnétomètre. Cet asservissement est analogue à celui des attitudes, mais ne nécessite pas d'ouverture de boucle d'asservissement pendant les virages. Cet asservissement en cap permet, bien entendu, de limiter les erreurs de cap et améliore 1 ' estimation de la dérive de lacet. On améliore la précision du calcul de la verticale vraie dans l'équation (4) lorsqu'on utilise la vitesse anémo- métrique. On peut aussi améliorer la détection des phases recti- lignes de vol. Enfin, les contraintes de qualité sur le gyrometre de lacet sont moins sévères, ce qui permet l'utilisation d' un gyrometre de lacet plus économique . Un mode de réalisation de cette disposition de 1 ' invention consiste à fournir un vecteur de correction de cap εc de direction verticale afin que cette correction n'entre pas en conflit avec celle fournie par le vecteur ε mentionné ci-dessus qui est par construction, dans le plan horizontal (produit vectoriel des directions verticales fournies par le dispositif gyrométrique et par les accéléromètres) .
L'écart de cap peut être obtenu grâce à un magnétomètre ou appareil analogue qui fournit les composantes du champ magnétique terrestre B. Dans ces conditions, l'écart de cap est calculé selon la formule ci-dessous : εc = [(ϋm Λ kl)b3Jb3 = (um.b2)b3 (5)
Dans cette formule, le vecteur Um est le vecteur unitaire dans la direction du nord magnétique et b^ , b2 et b sont les trois vecteurs fournis par chacune des trois colonnes de la matrice d'attitudes B avec :
B = [b!b2b3] (6)
Figure imgf000024_0001
Dans ce cas, le vecteur b*]_ est le vecteur d'attitude dans la direction nord, le vecteur b2 est le vecteur d'attitude dans la direction est et le vecteur b3 est le vecteur d'attitude en direction verticale.
L'équation (5) signifie que l'on effectue le produit vectoriel de Um par £•*-_ et que l'on projette le vecteur résultat sur la verticale donnée par b3. La figure 9 représente, de façon simplifiée, les boucles d'asservissement utilisées dans ce mode de réalisation où on effectue une correction de cap. Cette figure 9 est analogue à celle de la figure 3. Toutefois, comme déjà indiqué ci-dessus, 1 ' asservissement de lacet est remplacé par 1 ' asservissement en cap. On voit que l'intégrateur 22 est commun aux boucles d'asservissement d'attitude et de cap. On a représenté par un bloc 120 l'organe qui détermine les vecteurs εc d'écart d'attitudes (obtenu à partir du produit vectoriel des vecteurs de direction verticale fournis, d'une part, par le dispositif gyrométrique et, d'autre part, par les accéléromètres) et εc d'écart de cap. Ce vecteur εc est obtenu à partir de la matrice d'attitudes et du vecteur B de champ magnétique terrestre. On prévoit, dans l'asservissement en cap, une correction de type proportionnel avec un gain α (amplificateur 122) et une correction de type intégral de gain β (amplificateur 124) , cette dernière correction faisant appel au même intégrateur 22 que 1 ' asservissement en attitude de gain k . Quel que soit le mode de réalisation, l'appareil comporte, de façon classique, des moyens de réinitialisation habituellement dénommés "caging" . Cette réinitialisation est déclenchée de façon manuelle par le pilote pour faire converger rapidement les attitudes afin que la direction verticale déterminée par le dispositif gyrométrique corresponde à la verticale réelle. Cette fonction peut être utilisée en vol à vitesse constante rectiligne, ou dans n'importe quelle phase de vol, si on combine les données fournies par un anémomètre, ou analogue, avec les données fournies par les accéléromètres. Pour assurer cette fonction de réinitialisation, dans un mode de réalisation de l'invention, les gains des amplificateurs des boucles d'asservissement proportionnel sont majorés pendant un temps déterminé, par exemple trois minutes, sur les trois axes et, pendant cette durée, les boucles d'asservissement sont maintenues à l'état fermé et les saturations sont inhibées. Les intégrateurs étant bridés, les boucles d'asservissement permettent de faire converger rapidement les erreurs d'attitudes afin qu'elles puissent rentrer dans la plage de capture de ces asservissements .

Claims

REVENDICATIONS
1. Appareil de détermination d'attitudes, notamment l'assiette (θ) et l'inclinaison (φ) d'un aérodyne, comportant : un dispositif gyrométrique à composants liés fournissant les composantes du vecteur ( Ω ) de rotation instantanée de 1' aérodyne dans un repère lié à l1 aérodyne, des moyens pour calculer, à partir des mesures gyrometriques, une matrice d'attitudes (b]_, b2 , b3 ) définissant 1 'orientation de 1 ' aérodyne par rapport au repère géographique local, des accéléromètres solidaires du dispositif gyrométrique, et des moyens pour comparer des données calculées à partir des accéléromètres à des données calculées à partir des gyrometres afin de fournir des corrections pour compenser les erreurs ou dérives du dispositif gyrométrique, caractérisé en ce que la comparaison est effectuée entre un vecteur ϋg de direction verticale fourni par le dispositif gyrométrique et un vecteur Ua de direction verticale fourni par les accéléromètres .
2. Appareil selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens pour calculer, à partir des mesures accélérométriques, la direction de la verticale dans un repère lié à l' aerodyne.
3. Appareil selon la revendication 2, caractérisé en ce que les vecteurs de direction verticale sont définis par leurs coordonnées dans un repère lié à 1 ' aérodyne .
4. Appareil selon la revendication 1, 2 ou 3, caractérisé en ce que, le vecteur de direction verticale fourni par le dispositif gyrométrique est obtenu à partir de la dernière colonne (b3) de la matrice d'attitudes.
5. Appareil selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les vecteurs de direction verticale ont une longueur unitaire.
6. Appareil selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de comparaison effectuent le produit vectoriel (ε) des deux vecteurs de direction verticale.
7. Appareil selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu' il comporte une boucle d' as- servissement de type proportionnel.
8. Appareil selon la revendication 7, caractérisé en ce que la boucle d'asservissement de type proportionnel présente un gain limité à une valeur maximale prédéterminée (64, 66) .
9. Appareil selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend une boucle d'asservissement à intégrateur (22) pour compenser les dérives.
10. Appareil selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comporte un moyen pour effectuer une correction suivant la direction verticale.
11. Appareil selon la revendication 10, caractérisé en ce que le moyen pour effectuer une correction suivant la direction verticale comprend un moyen de calcul de la projection, sur la direction verticale, du vecteur (Ω) de rotation instantanée fourni par le dispositif gyrométrique, la direction verticale sur laquelle est effectuée la projection étant fournie par le dispositif gyrométrique, et le vecteur de rotation instantanée qui est projeté étant corrigé par la boucle d'asservissement.
12. Appareil selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le vecteur de direction verticale est fourni, d'une part, par les accéléromètres et, d'autre part, à partir de la vitesse de l' aérodyne délivrée, par exemple, par des moyens anémometriques.
13. Appareil selon la revendication 12, caractérisé en ce que la direction verticale est déterminée à partir de l'équation suivante :
Fd dV Fc
— = —- + Ω Λ V - m dt m Fd étant la force de la pesanteur, de direction verticale, V le vecteur de vitesse de l' aérodyne déterminé par les moyens anémo¬ metriques, Ω le vecteur de rotation instantanée de l' aérodyne déterminé par le dispositif gyrométrique, et Fc la résultante des forces de contact déterminée par les accéléromètres, et m la masse de 1 ' aérodyne .
14. Appareil selon l'une quelconque des revendications précédentes , caractérisé en ce qu ' il comporte un moyen d ' asservissement du cap gyrométrique sur le cap magnétique.
15 Appareil selon les revendications 6 et 14, caractérisé en ce que 1 ' asservissement du cap est déterminé à partir du vecteur de correction ( εc ) satisfaisant à 1 ' équation suivante : εc = [(ϋm b!)b3Jb3 = (Gm.b2)b3 (5) équation dans laquelle Um est un vecteur représentant la direction du nord magnétique, de préférence d'amplitude unité, et les vecteurs b _ , b2 et b3 sont trois vecteurs dont les coordonnées sont fournies par les colonnes de la matrice d'attitudes délivrée par le dispositif gyrométrique .
16. Appareil selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend des boucles fermées d'asservissement des attitudes utilisant les signaux de correction fournis par les moyens de comparaison, et des moyens pour ouvrir au moins une boucle en dehors des phases de vol rec- tiligne et à vitesse constante de l' aérodyne.
17. Appareil selon la revendication 16, caractérisé en ce que l'ouverture des boucles d'asservissement intervient quand 1 ' écart entre le vecteur de direction verticale fourni par le dispositif gyrométrique et le vecteur de direction verticale fourni par les accéléromètres dépasse une valeur prédéterminée
18. Appareil selon la revendication 16 ou 17, caractérisé en ce qu'une boucle d'asservissement en roulis étant ouverte pendant un virage, une boucle d'asservissement corres- pondante en tangage reste fermée pendant ce virage.
19. Appareil selon l'une quelconque des revendications 16 à 18, caractérisé en ce que, le taux de virage étant utilisé pour distinguer entre des phases de vol rectiligne et des phases de vol différentes, une boucle d'asservissement en roulis est fermée quand le taux de virage est inférieur en valeur absolue à un seuil déterminé.
20. Appareil selon les revendications 9 et 10, caractérisé en ce qu'il comporte une boucle d'asservissement pour assurer une correction des mesures gyrometriques suivant la direction verticale et en ce que cette boucle d'asservissement comprend un intégrateur (22) commun à la boucle compensant les dérives .
21. Appareil selon la revendication 20, caractérisé en ce que l'intégrateur (22) comporte des moyens (108) permettant de limiter la pente moyenne de son signal de sortie et des moyens (100) pour que, à chaque instant, le signal de sortie présente un écart inférieur à un seuil par rapport à un signal à variation linéaire ayant une pente déterminée .
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